ТЕОРИЯ, РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Москва Издательство МАИ 2003
ТЕОРИЯ, РАСЧЕТ
И ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Под редакцией д-ра техн, наук, проф. В. А. Сосунова и д-ра техн, наук, проф. В. М. Чепкина
Третье издание, переработанное и дополненное
Допущено Министерством образования Российской Федерации в качестве учебника для студентов высших учебных заведений, обучающихся по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки» направления подготовки дипломированных специалистов «Двигатели летательных аппаратов»
Поддержка проекта ОАО «НПО “Сатурн”»
Москва Издательство МАИ 2003
НПО/ДсАТУРН
ББК 27.5.4
Т 11
Авторы:
В. И. Бакулев, В. А. Голубев, Б. Л. Крылов, Е. Ю Марчуков. Ю. Н. Нечаев. И. И. Опищик, 13. А. Сосунов, В. М. Че.пкин
Т 11 Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник/В. И Бакулев. В. А. Голубев, Б. А. Крылов и др.; Под редакцией В. А. Сосунова, В. М. Чепкипа — М.: Изд-во МАИ, 2003. — 688 с.: ил.
ISBN 5 7035-2347-8
Изложены вопросы теории расчета и проектирования авиационных воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и газотурбинных энергетических установок (ГТУ), созданных на их базе. Дан анализ термодинамических циклов, рассмотрены характеристики и эксплуатационные особенности двигателей.
В третье издание (2-е издание — «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей» под ред. С. М. Шляхтснко—вышло в издательстве «Машиностроение», 1987 г.) помещены новые разделы по стационарным ГТУ, сверхзвуковым и гиперзвуковым прямоточным ВРД, а также по экологии. Переработаны и расширены разделы по входным и выходным устройствам ВРД, теории и расчету двухконтурных и комбинированных двигателей.
Учебник соответствует курсу «Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок* (ГОСТ 2000 г.)
Рецензенты: Академик РАН О Н. Фаворский:
кафедра «Двигатели ютательных аппаратов
и теплотехника» MATH и и. К. 3. Циолковского
т 2705040000-499
094(02)-03
ББК 27.5.4
ISBN 5-7035-2347-8
© В. И. Бакулев, В- А. Голубев, Б. А. Крылов, Е. Ю. Марчуков, К). II Нечаев, И. И. Онищик. В. А. Сосунов, В. М. Чепкин. 2003
© Московский авиационный институт (государственный технический университет), 2003
ПРЕДИСЛОВИЕ
Памяти основателя и первого заведующего кафедрой ВРД ректора МАИ (1946—1956) Иноземцева Николая Викторовича посвящается...
Третье издание учебника выходит спустя 15 лет после второго, выпущенного в 1987 году под названием “Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей”.
За этот период достигнут существенный научно-технический прогресс авиадвигатслестроепия, появились новые типы двигателей и внедрены качественно новые методы анализа и расчёта рабочего процесса и характеристик ВРД с применением ЭВМ. Поэтому содержание учебника расширено и его название скорректировано в соответствии с новой утверждённой Минобразованием РФ программой дисциплины.
В настоящее издание введены новые разделы по стационарным газотурбинным установкам, СПВРД, ГПВРД, экологии. Существенно переработаны и расширены разделы по входным и выходным устройствам ВРД, теории и расчёту двухконтурных и комбинированных двигателей.
Учебник предназначен для студентов, изучающих теорию и проектирование ВРД; он также может быть полезен аспирантам и инженерам, работающим в авиационной промышленности. Работа авторов над учебником распределилась следующим образом: В.И. Бакулев гл. 4, 7, 8, 14; В.А. Голубев — гл. 9, 10; Б.А. Крылов — гл. 1, 4, 11; Е Ю. Марчуков — гл, 11, 16, 20, 21, 22; Ю.Н. Нечаев — гл. 3, 6, 11, 18, 19, 20; И.И. Онищик — гл. 5; В.А. Сосунов — Введение и гл. 1, 2, 12, 13, 15, 16, 17, 21; В.М. Чепкин — Введение и гл. 8, 10, 20, 21, 22.
В книге использованы материалы В.М. Акимова, Р.И. Курзинера, В.В. Полякова и С.М. Шляхтенко.
Большое участие в редактировании и подготовке учебника к изданию принял Б.А Крылов.
Авторы признательны рецензентам: академику РАН О.Н. Фаворскому, коллективу кафедры “Двигатели летательных аппаратов и теплотехника” МАТИ им. К.Э. Циолковского и его руководителю зав. каф., д.т.н., проф. В.Г. Попову, а также ректору КГТУ им. Туполева д.т.н. проф. Г.Л. Дегтяреву и зав. каф. д.т.н. Б.Г. Мингазову за ценные замечания, сделанные ими при рецензировании и просмотре рукописи.
Поддержка проекта осуществлена ОАО «НПО “Сатурн’Ч.
3
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
—	скорость полета, м/с;
—	высота полета, м (км);
—	число Маха;
—	скорость звука, м/с;
—	критическая скорость звука, м/с;
—	приведенная скорость;
—	осевая скорость движения воздуха или газа, м/с;
—	окружная скорость, м/с;
—	давление, Па (кПа);
—	температура, К;
з
—	плотность, кг/м ;
—	энтальпия, Дж/кг (кДж/кг);
—	энтропия, Дж/(кг-К) (кДж/(кг-К));
—	газовая постоянная, Дж/(кг К) (кДж/(кг К));
—	количество тепла, подведенного (отведенного) к 1 кг рабочего тела, Дж/кг (кДж/кг);
—	скоростной напор, Н/м2 (даН/м2);
—	показатель адиабаты;
—	удельная теплоемкость, Дж/(кг-К) (кДж (кг К));
—	низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг (кДж/кг);
—	коэффициент аэродинамического сопротивления;
—	тяга двигателя, Н (даН, кН);
—	коэффициент тяги
—	удельная тяга двигателя, Н с/кг или м/с (даН-с/кг, кН-с/кг);
—	удельный расход топлива, кг/(Н с) или (кг/(даН ч), кг/(кНч));
2	2	2
—	лобовая тяга, Н/м (даН/м , кН/м );
—	эффективная тяга двигателя, Н (даН, кН);
—	тяговая мощность ГТД, Вт (кВт);
—	мощность винта ТВД, Вт (кВт);
—	мощность реактивной струи ТВД, Вт (кВт);
—	эквивалентная мощность ТВД, Вт (кВт);
—	удельная мощность ТВД, Дж/кг (кДж/кг);
—	удельный расход топлива по мощности, кг/(Вт с) кг/(кВт.ч);
—	удельный импульс, Н-с/кг или м/с (даНс/кг, кН с/кг);
—	расход воздуха через компрессор, вентилятор кг/с;
Gr — расход газа через турбину, кг/с;
GT — расход топлива, кг/с;
GT ф — расход топлива в форсажной камере сгорания, кг/с;
т	—	степень двухконтурности;
qT	—	относительный расход топлива;
Мдв	—	сухая масса двигателя, кг;
Удв	—	удельный вес двигателя;
~ удельная масса двигателя, кг/Н (кг/даН, кг/кН);
ZubJV — удельная масса ТВД двигателя по мощности, кг/Вт (кг/кВт);
п — частота вращения, 1/с;
Lt — теоретическая работа цикла, Дж/кг (кДж/кг);
L(,	— эффективная работа цикла, Дж/кг (кДж/кг);
LK	— работа компрессора, Дж/кг (кДж/кг);
Lr — работа турбины, Дж/кг (кДж/кг);
L*s — изоэнтропическая работа компрессора, Дж/кг (кДж/кг);
L*s — изоэнтропическая работа турбины, Дж/кг (кДж. кг);
*ф(ячх) — степень повышения давления во входном устройстве; ♦
гск — степень повышения давления в компрессоре;
*
лв — степень повышения давления в вентиляторе;
— общая степень повышения полного давления в ГТД;
тг£ — суммарная степень повышения полного давления в ГТД;
лт — степень понижения давления в турбине;
лс — располагаемая степень понижения давления в реактивном сопле;
яс — степень понижения давления в реактивном сопле;
6	— степень повышения температуры в цикле ГТД;
Т|/	—	термический КПД цикла;
Г)	—	эффективный КПД цикла;
Т]п	—	полетный КПД двигателя;
Т|о	—	общий КПД двигателя;
Т]т	—	механический КПД;
т|в	—	КПД	винта;
т|*	—	КПД	вентилятора;
Т]*	—	КПД	компрессора;
Т)т	—	КПД	турбины по параметрам заторможенного потока;
5
О	—	коэффициент	восстановления полного давления;
а	—	коэффициент	избытка воздуха в камере сгорания;
Lq	—	стехиометрический коэффициент;
Г|г	—	коэффициент	полноты сгорания топлива в камере	сгорания;
Т|ф	—	коэффициент	полноты сгорания топлива в форсажной	камере
сгорания;
ф — коэффициент расхода входного устройства;
фс — коэффициент скорости реактивного сопла;
ЛК г — запас устойчивости компрессора;
„ У	2
F — площадь проходного сечения, м ;
m	— коэффициент уравнения расхода (кг-К/Дж)°’° [(кг К/кДж)0,°];
и	— коэффициент изменения массового расхода
ИНДЕКСЫ
н — нсвозмущенный поток, окружающая среда;
В — сечение на входе в двигатель за входным устройством;
вн	—	сечение	за	вентилятором;
к	—	сечение	за	компрессором;
г — сечение за камерой сгорания (перед турбиной);
т	—	сечение	на	выходе из турбины;
ф	—	сечение	за	форсажной камерой;
кр — критическое сечение реактивного .сопла, критические параметры;
с — выходное сечение реактивного сопла, реактивное сопло;
вх	—	входное устройство	ГТД;
с.а	—	сопловой аппарат турбины;
в	—	воздух;
г	—	газ;
т	—	топливо;
пр	—	приведенные параметры;
р	—	расчетный режим;
гг	—	газогенератор;
О — параметры соответствующие МГ1 = 0; Н - 0; при р0 = 101325 Па и То = 288,15 К;
*	— параметры заторможенного потоки;
I	—	внутренний контур ТРДД;
II	—	наружный контур ТРДД;
ВД	—	ротор высокого давления;
НД	—	ротор низкою давления.
6
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ
с/(Х) = -рс = X Ркр Скр
k
ft- 1
iU) =
/г- 1 k + 1
-—-x2
k +1
Z(X) = X + |;
°кр
c
M = -a
7
ВВЕДЕНИЕ
Воздушно-реактивный двигатель прямой реакции (ВРД) — это тепловой двигатель для летательных аппаратов, создающий реактивную силу тяги за счет ускорения проходящего через него потока атмосферного воздуха, используе мого внутри двигателя как основное ра бочее тело в термодинамическом цикле непрерывного действия.
Роль двигателей в истории авиации
Столетняя история моторной авиации, начавшаяся первыми успешными полетами самолета братьев Райт в 1903 году, делится на два периода:
первый (сорокалетний) период — господство самолетов с поршневыми двигателями внутреннего сгорания и второй (шестидесятилетний) период — вступление в новую эру реактивной авиации.
Успешные полеты самолета братьев Райт стали возможными благодаря применению легкого (для того времени) бензинового поршневого двигателя. Начавшееся бурное развитие авиации было определено в значительной мере прогрессом в развитии поршневых двигателей, которые в 40-е годы достигли большой мощности и очень высокого конструктивного совершенства.
Однако непрерывные требования увеличения скорости и высоты полета самолетов к концу Второй мировой войны стали ограничиваться принципиальными техническими возможностями винтомоторных установок на базе поршневых двигателей (ПД). Максимальные скорости полета, достигшие 700...750 км/ч на высотах ~ 10 км, стали пределом для самолетов с такими двигателями. Эти ограничения были вызваны следующими принципиальными для ПД факторами:
1)	быстрым снижением тяги винта по скорости полета;
2)	ограниченностью максимально достижимой мощности многоцилиндровых ПД реальными пределами ~ 3000 кВт (~ 4000 л.с.);
3)	относительно большими массой и габаритами ПД, что связано в первую очередь с тактовой периодичностью рабочего процесса, сложностью конструкции кривошипно-шатунного механизма передачи мощности на вал винта и др. особенностями.
Появление реактивных газотурбинных двигателей (ТРД) сняло эти ограничения. В отличие от ПД ТРД работают по непрерывному циклу, имеют “прямой” газодинамический тракт с большим расходом воздуха, принципиально простую роторную конструкцию и создают тягу прямой реакцией без винта. Вследствие этого были сильно уменьшены габариты и масса двигателей, сняты ограничения по тяговой мощности, к тому же тяга ТРД увеличи
Ь
вается с ростом скорости полета. Авиация получила качественно новые возможности для развития, в частности, для освоения сверхзвуковых скоростей полета.
На дозвуковых транспортных самолетах ПД первоначально были вытеснены турбовинтовыми газотурбинными двигателями (ТВД), имевшими существенно меньшие габариты и массу, а также возможность получения больших мощностей. Современная “большая” транспортная авиация использует уже не ТВД, а скоростные и более совершенные двухконтурные турбореактивные двигатели прямой реакции (ТРДД):
ПД в настоящее время используются в “малой” авиации и на небольших вертолетах.
Как видим, именно авиационные двигатели сыграли определяющую роль в формировании и внедрении всех решающих этапов 100 летней исторцр авиации.
Начало применения реактивных двигателей в авиации
Не касаясь богатой предыстории появления реактивных двигателей (РД) в авиации (она отражена в многочисленных публикациях) приведем данные о фактическом применении этих двигателей на самолетах.
Идеи 20—30-х годов о преимуществах реактивных двигателей в авиации привели в Англии, Германии и СССР к развертыванию исследований по созданию экспериментальных двигателей и самолетов с реактивными двигателями, вначале с жидкостно-реактивными ЖРД, а затем и с воздушно-реактивными (ВРД).
Первым реактивным самолетом (с ЖРД) стал самолет немецкой фирмы Хейнкель Не-176 (первый полёт — 20 июня 1939 г.).
В 1940 г. в СССР совершили первый полет ракетопланер конструкции С.П. Королева, а в 1942 г. — опытный образец ракетоплана БИ-1 конструкции А.Я. Березняка с пилотом Г.Я. Бахчиванджи.
Однако неэкономичность ракетной установки и эксплуатационные трудности привели к закрытию работ по ракетопланам.
К этому времени имелись значительные успехи в разработках ВРД в Англии и Германии.
Основоположником авиационных ВРД считается английский инженер сэр Фрэнк Уитт i Именно он первым начал проектирование ТРД в 1928 г. (патент — 1930 г.) и запустил свой первый ТРД в 1937 г.
Основоположником работ по ТРД в Германии был Ханс фон Охаин, который в 1937 г. запустил свой первый простейший ТРД, состоявший из центробежного компрессора и центростремительной турбины.
Самолет Хейнкель Не ! 78 с двигателем фон Охайна стал первым в мире самолетом с ТРД. совершившим полет (27 августа 1939 г).
В Англии первый полёт реактивного самолета с двигателем Уиттла состоялся в 1941 г., а уже в 1943 г. был создан серийный реактивный истреби тель Глостер “Метеор", который успешно участвовал в боевых действиях. Особенностями ТРД Уиттла были двухсторонний центробежный компрессор и осевая газовая турбина. К производству двигателей были подключены крупные фирмы, в частности, Роллс-Ройс, Бристоль и др.
9
В Германии на фирмах Юнкере и БМВ были разработаны первые ТРД с осевыми компрессорами, и в 1944 г. построен серийный истребитель Мессершмитт-262, который из-за неполадок практически не использовался в военных действиях. После войны в Германии разработки реактивных двигателей прекратились.
В США в эти годы собственных разработок ТРД не было и производились двигатели по английским прототипам. Впоследствии создание новых реактивных двигателей возглавили крупнейшие двигателестроительные фирмы Дже-нерал Электрик, Пратт-энд-Уитни, Аллисон.
Работы по созданию воздушно-реактивных (ТРД, СПВРД) и газотурбинных (ТВД) двигателей начались в СССР еще до Великой Отечественной войны, но были прерваны из-за необходимости решения насущных задач развития боевой авиации. Сразу после окончания войны мощная индустрия и научный потенциал двигателестроения страны были переведены на освоение и разработку реактивных двигателей.
У истоков советского реактивного авиадвигателестроения стояли выдающиеся ученые: Б.С. Стечкин, А.М. Люлька, В.В. Уваров.
Еще в 1929 г. академик Борис Сергеевич Стечкин разработал основы теории воздушно-реактивного двигателя.
В 30 е годы стали разрабатываться конструктивные схемы ТРД и ТВД. Основоположником разработок турбореактивных двигателей в СССР является академик, Генеральный конструктор Архип Михайлович Люлька. К работам по ТРД А.М. Люлька приступил в 1937 г. В 1940 г. был закончен технический проект и начато изготовление турбореактивного двигателя РД-1. С началом войны работа над двигателем была прекращена. В 1941 г. AM. Люлька запатентовал новую схему двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД), а в 1943 г. возобновил работу над ТРД. Первым отечественным ТРД стал дви гатель ТР-1 конструкции А.М. Люльки, прошедший государственные испытания в 1947 г. Двигатель имел осевой компрессор, кольцевую камеру сгорания и одноступенчатую турбину, т. е. особенности, характерные для многих последующих поколений ТРД.
Профессор Владимир Васильевич Уваров в 1930 г. начал работы над газовыми турбинами и в 1939 г. создал экспериментальный высокотемпературный турбовинтовой двигатель.
В первые послевоенные годы к работам над реактивными двигателями подключилось большинство двигателестроительных ОКБ. С целью освоения опыта, накопленного в Германии и Англии, наряду с созданием оригинальных конструкций ТРД в СССР стали серийно выпускаться двигатели с осевыми компрессорами на основе немецких трофейных ТРД, а также английские лицензионные двигатели с двухсторонними центробежными компрессорами.
Первые полеты отечественные реактивные истребители Я к-15 и МиГ-9 с этими двигателями совершили в 1946 г., а в 1947 г. был осуществлен первый полет знаменитого истребителя МиГ-15, получившего массовое распространение в СССР и многих других странах.
Выдающиеся отечественные конструкторы авиадвигателей и ученые: А.М. Люлька, АА. Микулин, В.Я. Климов, Н.Д. Кузнецов, С.К. Туманский, ВЛ. Добрынин, ПЛ. Соловьев, А.Г. Ивченко и их последователи в самое короткое время полностью освоили реактивную технику, организовали специализиро
ванные опытные конструкторские бюро (ОКБ) и создали новые оригинальные конструкции турбореактивных двигателей и ТВД. Работы по созданию сверхзвуковых прямоточных двигателей (СПВРД) успешно возглавил М.М. Бондарюк.
Отечественное двигателестроение стало быстро развиваться и оснащать авиацию высокоэффективными газотурбинными двигателями, позволившими ей занять по летно техническим показателям передовые позиции в мировой авиационной технике.
Создание авиационных реактивных двигателей потребовало интенсивных научных исследований и разработок. Значительный вклад в развитие теории авиационных двигателей внесли ученые: Б.С. Стечкин, В.В. Уваров. Н.В. Иноземцев, Л.И. Седов, TAI. Мелькумов, ГЛ. Свищев, Г.Г. Черный, ГЛ. Лб рамович, К.В. Холщевников. В.И. Дмитриевский, М.М. Бондарюк, ЮЛ. Не чаев и др. Их труды и монографии по теории ВРД и газовой динамике во многом способствовали созданию отечественной школы ученых и специалистов по воздушно-реактивным двигателям. Первостепенная роль в объединении научных сил и отработке двигателей принадлежит созданному в 1930 году на базе головного авиационного научного центра — ЦАГИ Центральному институту авиационного моторостроения (ЦИАМ), а также научным школам исследовательских и учебных институтов: ВИАМ, ВВИА, МАИ, МГТУ и др.
Важнейшим фактором интенсивного развития авиадвигателестроения стало принятое в 1947 г. решение о строительстве в ЦИАМ национального экспери ментально исследовательского комплекса для испытаний всех создаваемых в ОКБ двигателей и их основных элементов в имитированных высотно-скоростных условиях полета. Этот созданный в 1955 г. крупнейший в Европе испытательный комплекс (филиал ЦИАМ) обеспечивает необходимые испытания и доводку двигателей до настоящего времени.
Классификация авиационных двигателей и области их применения
К авиационным двигателям относятся все типы тепловых машин, используемых как движители для летательных аппаратов авиационного типа, т. е. аппаратов, использующих аэродинамическое качество для перемещения, маневра и т. п. в пределах атмосферы (самолеты, вертолеты, крылатые раке ты классов “В-В”, “В-3”, “3-В”, “3-3”, авиакосмические системы и др.). Отсюда вытекает большое разнообразие применяемых двигателей — от поршневых до ракетных. Авиационные двигатели (рис. В.1) делятся на три обширных класса: поршневые (ПД), воздушно реактивные (ВРД включая ГТД) и ра кетные (РД или РкД). Более детальной классификации подлежат два последних класса, в особенности класс ВРД.
По принципу сжатия воздуха ВРД делятся на компрессорные, т. е. включающие компрессор для механического сжатия воздуха, и бескомпрессор-ные — прямоточные ВРД (СПВРД) со сжатием воздуха только от скоростного напора и пульсирующие ВРД (ПуВРД) с дополнительным сжатием воздуха в специальных газодинамических устройствах периодического действия.
Класс ракетных двигателей ЖРД также относится к компрессорному типу тепловых машин, так как в этих двигателях сжатие рабочего тела (топлива) осуществляется в жидком состоянии в турбонасосных агрегатах.
11
Рис. В.I. Классификация авиациинных двигателей
Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) не имеет специального устройства для сжатия рабочего тела. Оно осуществляется при начале горения топлива в полузамкнутом пространстве камеры сгорания, где располагается заряд топлива.
По принципу действия существует такое деление: ПД и ПуВРД работают по циклу периодического действия, тогда как в ВРД, ГТД и РкД осуществляется цикл непрерывного действия. Это дает им преимущества по относительным показателям мощности, тяги, массе и др., что и определило, в частности, целесообразность их использования в авиации.
По принципу создания реактивной тяги ВРД делятся на двигатели прямой реакции и двигатели непрямой реакции. Двигатели первого типа создают тяговое усилие (тягу Р) непосредственно — это все ракетные двигатели (РкД), турбореактивные без форсажа и с форсажными камерами (ТРД и ТРДФ), тур бореактивные двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ), прямоточные сверхзвуковые и гиперзвуковые (СПВРД и 1ПВРД), пульсирующие (ПуВРД) и многочисленные комбинированные двигатели
Газотурбинные двигатели непрямой реакции (ГТД) передают вырабатываемую ими мощность специальному движителю (винту, винтовентилятору, несущему винту вертолета и т. п.), который и создает тяговое усилие, ис
12
пользуя тот же воздушно-реактивный принцип (турбовинтовые, турбовинто-вентиляторные, турбовальные двигатели — ТВД, ТВВД, ТВГТД). В этом смысле класс ВРД объединяют все двигатели, создающие тягу по воздушно-реактивному принципу.
На основе рассмотренных типов двигателей простых схем рассматривается ряд комбинированных двигателей, соединяющих особенности и преимущества двигателей различных типов, например, классы: турбопрямоточных двигате леи — ТРДП (ТРД или ТРДД + СПВРД), ракетно-прямоточных — РПД (ЖРД или РДТТ + СПВРД или ГПВРД), ракетно-турбинных — РТД (ТРД + ЖРД) и многие другие комбинации двигателей более сложных схем.
Примерные области применения различных авиационных двигателей по высоте и числу Маха полета в так называемом “коридоре” возможного применения крылатых летательных аппаратов (ЛА) показаны на рис. В.2.
Рис. В-2. Области применения авиационных двигателей по высоте и числу Маха полета:
1 — турбовальные ГТД; 2 — ТВД, ТВВД, ТРДД: 3 — ТРД, ТРДФ, ТРДДФ;
4 — СПВРД, комбинированные ВРД; 5 — ГПВРД; 6 — ЖРД;
7 — первая космическая (орбитальная) скорость, 7,85 км/с (Я—100 км);
8 — ограничение по подъемной силе ЛА; 9 — ограничение по аэродинамическому нагреву и прочности ЛА
Мы видим, что использование ВРД позволяет применить авиационные ЛА в широкой области высот и скоростей полета от Мп = О (ТВГТД вертолетов, самолеты вертикального взлета) до полетов с Мп = 10...15 и более (ГПВРД). Сочетание различных типов ВРД и ЖРД в комбинированной силовой установке
13
делает возможным создание в перспектив экономичных авиационно-космических систем, способных осуществлять многократные выходы на околоземную орбиту при горизонтальном старте с аэродромов.
Поколения самолетных двигателей
Из-за сложности освоения повой газотурбинной техники качественное обновление двигателей происходило этапами не ранее чем через 10 лет. За это время количественные накопления научных и технологических достижений, появление новых материалов, непрерывное ужесточение требований со стороны новых самолетных разработок создавали техническую возможность и необходимость разработки новых двигателей с качественно более высоким уров нем совершенства конструкции и характеристик — так называемых двигателей нового поколения. Каждое новое поколение двигателей характеризуется комплексом новых признаков, таких как назначение (военное, гражданское), тип и схема двигателя и его основных элементов, увеличенные парамет ры термодинамического цикла, сниженные значения удельного веса и расхода топлива, уменьшенное число ступеней, применение новых материалов и т. п.
За 60 лет развития ВРД сменилось четыре поколения двигателей, и в 90-х годах началось внедрение пятого поколения, причем этапность внедрения новых поколений по мере их усложнения удлинялась. Годы внедрения новых поколений ВРД можно определить весьма условно, в разных странах они различались, в то время как характерные технические признаки поколений проявлялись везде довольно устойчиво.
В табл. В.1 показаны характерные данные пяти поколений самолетных ВРД, определяющие их основной облик и главные параметры. Эти данные демонстрируют выдающийся 70-летний прогресс авиационных двигателей (по лучшим показателям): снижение удельного веса в 10 раз, удельного расхода топлива в 2,5 раза, рост температуры газа перед турбиной с 900 до 1950 К, увеличение степени повышения давления в компрессорах с 3 до 50 и более. Минимальная тяга ТРД для малых аппаратов осталась на первоначальном уровне (3...5 кН), а максимальная тяга одного двигателя для современных гражданских двух-и четырехдвигательных самолетов достигла уровня 400...500 кН и более.
Остановимся более подробно на характерных особенностях современных двигателей пятого поколения, прежде всего — военных.
ТРДДФ пятого поколения создаются в настоящее время в основном для военных сверхзвуковых маневренных самолетов и остаются единственным применяемым типом двигателя подобного назначения. Эти двигатели имеют небольшую степень двухконтурности, высокую общую степень повышения давления, двухвальную конструкцию, как правило, с противовращением роторов. Температура газов перед турбиной существенно повышена благодаря использованию интенсивного конвективно-пленочного охлаждения, монокристаллических рабочих лопаток (табл. В.1).
Увеличение напорности лопаточных венцов компрессоров, рост окружных скоростей и применение новых материалов позволили уменьшить общее число ступеней лопаточных машин до 10—11 против 15—17 у ТРДДФ четвертого поколения. В конструкции двигателей применяются оболочки из композиционных материалов, диски турбин из порошковых материалов, цельные конструкции компрессорных дисков с лопатками (типа blisk: “blade-disk”). Вследствие роста термодинамических параметров, газодинамического совер
14
шенства элементов, применения новых материалов и технологий отношение тяги к весу двигателей увеличено до - 10:1.
Для увеличения маневренности самолета на ряде двигателей пятого поколения применяются сопла с поворотом вектора реактивной струи.
Повышены требования к надежности, ресурсу, быстрому обслуживанию, простоте ремонта. Эти факторы эксплуатационной пригодности являются приоритетными.
Дозвуковые ТРДД в пятом поколении также достигли высокого технического совершенства (табл. В.1). Приоритетными для двигателей гражданской авиации являются экологические требования: снижение уровня шума и, что особенно важно, вредных выделений (оксидов азота), а также высокие надежность и ресурс, низкая стоимость производства и эксплуатации.
Несмотря на этапный прогресс поколений авиационных ВРД, следует отметить некоторые рубежи, характеризующие качественно переломные “события” в развитии авиадвигателестроения и авиации в целом.
1.	Появление гражданских ТРД и ТВД во втором поколении (1950-е гг). на самолетах Ту-104 и Ил-18.
2.	Внедрение охлаждаемых турбин, позволивших создать ряд ТРДД (третье поколение, 1960-е гг).
3.	Массовое внедрение двухконтурных ТРД третьего поколения на гражданских самолетах (1960-70-е гг).
4.	Внедрение в дозвуковой авиации ТРДД с большой двухконтурностью (четвертое поколение начиная с 70-х гг.).
5.	Массовое внедрение форсированных ТРДД в военной авиации (четвертое — пятое поколение, 1970—90-е гг.).
Предмет курса "Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок”
Теория авиационных ВРД в настоящее время значительно расширилась и охватывает области от наземного использования модифицированных ГТД до гиперзвуковых полетов, вследствие чего книга содержит много аспектов, требующих всестороннего глубокого подхода и изучения.
Предметом курса является изучение следующих основных проблем:
1.	Возможные типы ВРД и принципиальные области их применения.
2.	Термодинамические и энергетические основы ВРД,
3.	Особенности ВРД как движителей летательных аппаратов.
4.	Особенности элементов двигателя и условия их совместной работы и согласования,
5.	Характеристики и регулирование ВРД различного типа и основы их расчета,
6.	Основы проектирования и расчета элементов ВРД и их проточных частей, 7. Экологические характеристики авиационных ВРД и стационарных ГТД.
8. Энергетитические установки, созданные на базе авиационных ГТД.
Изучению теории воздушно-реактивных двигателей должно предшествовать изучение ряда дисциплин: термодинамики, газовой динамики, теории горения, теории лопаточных машин.
15
<л
“ Таблица В.1
Поколения самолетных газотурбинных двигателей
Поколения, годы	Назначение самолетов	Основные схемы двигателей	Компрессор	Турбина	Удель -ный вес	Удельный расход топлива Мп = 0,8. Я = 11 км	Степень двух-контур-ности	Ч, max
Первое, 1940-е	Военные	ТРД. ТРДФ, ТВД	Одновальный осевой или центробежны й лк = 3...5,5	Неохлаждае-мая 7* = 900...1150 К	0,6—1,0	1.2—1.1* (ТРД)	0	<1,0
Второе, 1950-е	Военные	ТРДФ, ТРД, ТВД	Осевой одновальный с регулируемыми НА или двухвальный Як=7...13	Неохлаждае-мая (охлаждаемые лопат-ки первого СА). 7> =-1150...1250 К	0,22...0,26 (военные)	0,8 ...1.1 (ТРД)* 0,25 (ТВД)**	0	2. 2.3
	Гражданские	ТВД. ТРД			—		0	<1.0
Третье 1960-е	Граж-данекие	ТРДД	Осевой двухвальный или одно-вальный Пк = 10...15 (ТРД) и с лкЕ ~ 16...20 (ТРДД)	С внутренним конвек-тивным охлаждением лопаток Т> = 1300—1450 К	—	0,8...0,7	0,5...2,5	<1,0
		ТРДСПС)			—	—	0	2,0...2,2
	Военные	ТРДФ, ТРДВВП			0,14...0,18	—	—	2,5...3.0
		ТРДДФ (ТРДД)				—	0.7...1,5	<2,5 (<1.0)
Окончание табл. В.1
Поколения, годы	Назначение самолетов	Основные схемы двигателей	Компрессор	Турбина	Удельный вес	Удельный расход топлива Мп = 0,8, Н = 11 км	Степень двух-контур-ности	шах
Четвертое, 1970— 1980	Военные	ТРДДФ	Осевой двухвальный или трехвальный лк£ ~ 20”-30	С конвективнопленочным охлаждением лопаток Т> =1500...1700 К	0,12...0,1	—	0,4...2,0	2,2...2,5
		ТРДД			—	—	со CD	<1,0
	Гражданские	ТРДД			—	0,65...0,58*	4...6	<1,0
11ятое, 1990— 2010	Военные	ТРДДФ	Осевой двухвальный 25...35	С конвективнопленочным охлаждением монокристаллических лопаток Т> =1850...1950 К	-0,1	—	0,2...0,4	2,0...2,5
	Гражданские	ТРДД тягой от 100 до 500 кН	Осевой двух-(трех-) вальный ~ 35...50	=1700...1800 К	—	0,55...0,45* ***	от 5...6 до 8...12 (15...20)	<1,0
* кг/(даН.ч); ** кг/(кВт.ч); *** Большие Суд и меньшие т относятся к ТРДД с тягой - 100кН. Обратная тенденция — у ТРДД большой тяги (300...500 кН).
Часть I.
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ
ОСНОВЫ ВРД
Глава 1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ТЕОРИИ ВРД
1.1. Основные типы и принцип действия ВРД
1.1.1. Газотурбинные двигатели
Турбореактивный двигатель (ТРД) является наиболее простым типом газотурбинного двигателя прямой реакции (рис. 1.1). Двигатель состоит из воздухозаборника 1, компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины 4 и реактивного сопла 5—6. Характерными являются сечения:
1)	струя невозмущенного потока перед входом в двигатель (Н);
2)	за воздухозаборником (В);
3)	за компрессором (К);
4)	за камерой сгорания (Г);
5)	за турбиной (Т);
6)	на срезе сопла (С).
Рис. 1.1. Схема и термодинамический цикл ТРД в координатах р - и и Т - S. Точками отмечены значения параметров в характерных сечениях проточной части двигателя
18
При полете со скоростью Vn набегающая струя воздуха тормозится и сжимается в воздухозаборнике (динамическое сжатие, точка В). Дальнейшее сжатие воздуха происходит в компрессоре (точка К). При больших сверхзвуковых скоростях динамическое сжатие так возрастает, что может составлять существенную долю всего повышения давления в двигателе. Так, например, у самолета Ту-144 уже при скорости 1'п = 2200 км/ч повышение давления воздуха в воздухозаборнике равно девяти и такова же степень повышения давления в компрессоре.
Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания 3. Здесь в него впрыскивается горючее (как правило, авиационный керосин), и затем происходит сгорание топливовоздушной смеси, в процессе которого температура продуктов сгорания повышается до величины, допускаемой жаропрочностью горячей части двигателя (точка Г). В турбине 4 часть потенциальной энергии газов преобразуется в механическую работу на валу, передаваемую компрессору 2. Степень понижения давления газа в турбине, необходимая для получения работы на валу, равной работе, затрачиваемой на сжатие воздуха в компрессоре, преодоление трения в подшипниках и привод вспомогательных агрегатов, всегда меньше, чем степень повышения давления в компрессоре, из-за более высокой работоспособности продуктов сгорания в связи с их высокой температурой. Перед реактивным соплом, следовательно, избыточное давление всегда больше давления в воздухозаборнике, перед компрессором, а температура перед соплом всегда выше температуры торможения набегающего потока. Поэтому скорость истечения продуктов сгорания из реактивного сопла ТРД больше скорости полета, что и обусловливает появление реактивной тяги двигателя.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) (рис. 1.2) отличается от рассмотренного выше ТРД наличием форсажной камеры 5 между турбиной 4 и реактивным соплом 6. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки. Процесс горения организуется и стабилизируется с помощью фронтового устройства, обеспечивающего перемешивание испаренного топлива и основного потока. Повышение температуры, связанное с подводом тепла в форсажной камере, увеличивает располагаемую энергию продуктов сгорания и, следовательно, скорость истечения из реактивного сопла. Соответственно, возрастает и реактивная тяга. ТРДФ обычно предназначается для сверхзвуковых скоростей полета и поэтому оборудуется сверхзвуковым воздухозаборником 1. В связи с тем, что при больших скоростях полета степень расширения в реактивном сопле ТРДФ получается больше критической, оно выполняется в виде сопла Лаваля, т. е. с расширяющейся частью после критического сечения.
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) в настоящее время является наиболее распространенным типом авиационного ГТД (рис. 1.3). В этом двигателе воздух, выходящий из воздухозаборника I, сжимается в первой (передней) части компрессора 2, называемой также вентилятором, а затем разделяется на два потока. Внутренний поток подвергается сжатию в задней части компрессора, а затем поступает в камеру сгорания 4, где подогревается, как и в ТРД. В турбинах 6 и 7 продукты сгорания расширяются до установления давления, более низкого, чем в ТРД, так как работа, получаемая в турбине, должна быть несколько больше, чем в ТРД, в связи с затратой до-
19
20
Рис. 1.2. Схема и термодинамический цикл ТРДФ в координатах р - и и Т - S
Рис. 1.3. Схема и термодинамический цикл ТРДД в координатах р - v и Т - S
полнительной части ее на сжатие вентилятором 2 воздуха, поступающего во внешний контур. Располагаемая энергия перед реактивным соплом внутреннего контура ТРДД 8 поэтому получается меньшей, как и скорость истечения. Вместе с тем, дополнительная масса воздуха, поступающая из вентилятора 2 во внешний контур 5, расширяясь в кольцевом сопле 9, создает дополнительную тягу, и общая тяга двигателя поэтому возрастает. Отношение расхода воздуха, проходящего через внешний контур, к расходу воздуха через внутренний контур получило название степени двухконтурности и обозначается т.
Нашли широкое применение двухконтурные двигатели с форсажными камерами (ТРДДФ). На рис. 1.4 показана схема двухконтурного двигателя, у которого продукты сгорания, выходящие из турбины, смешиваются с воздухом, поступающим из внешнего контура, а затем к общему потоку подводится тепло в форсажной камере, работающей по такому же принципу, как и в ТРДФ. Продукты сгорания в этом двигателе истекают из одного общего реактивного сопла. Такой двигатель называется двухконтурным двигателем с общей форсажной камерой.
Рис. 1.4. Схема ТРДДФ
Большое распространение в авиации получили турбовинтовые двигатели (ТВД) и их разновидность — турбовальные двигатели для вертолетов (ТВГТД). Принципиальная схема и рабочий процесс ТВД — как и у ТРДД без форсажной камеры (см. рис. 1.3). Различие лишь в том, что в ТРДД избыточная мощность турбины затрачивается на привод вентилятора, сжимающего воздух во внешнем контуре, а в ТВД — на привод винта (через редуктор). И винт, и внешний контур выполняют по существу одну и ту же функцию — ускорение дополнительной массы воздуха и получение в результате этого дополнительной силы тяги. Тяга, создаваемая винтом ТВД, оказывается во много раз больше тяги самого двигателя. Поэтому ТВД называют двигателем непрямой реакции.
1.1.2. Прямоточные воздушно-реактивные
и комбинированные двигатели
Как было сказано, при больших сверхзвуковых скоростях полета повышение давления за счет динамического сжатия воздуха может быть достаточно большим. Поэтому можно создавать воздушно-реактивные двигатели для больших скоростей полета без использования компрессора и турбины. Такие двигатели получили название прямоточных двигателей (ПВРД).
Схема прямоточного ВРД для сверхзвуковых скоростей полета (СПВРД) показана на рис. 1.5. Здесь сжатие набегающего потока осуществляется в воздухозаборнике 1, после которого воздух с дозвуковой скоростью по-
21
ступает в камеру сгорания 2. Процесс сгорания заканчивается перед реактивным соплом 3 типа сопла Лаваля.
Рис. 1.5. Схема и термодинамический цикл СПВРД в координатах р - и и Т - S
При очень больших скоростях полета, превышающих Мп = 7...8, сжатие воздуха в воздухозаборнике ПВРД целесообразно производить не до дозвуковой, а до умеренной сверхзвуковой скорости, так как в этом случае уменьшаются потери полного давления в воздухозаборнике и эффективность рабочего процесса повышается. Такой двигатель называется гиперзвуковым прямоточным ВРД (ГПВРД). Снижение давления и температуры на входе в камеру сгорания ГПВРД при сжатии воздуха до сверхзвуковой скорости оказывается целесообразным и по другим соображениям, в том числе из-за облегчения условий работы основных узлов двигателя. В то же время возникают значительные трудности с организацией процесса сгорания в сверхзвуковом потоке вследствие малого времени пребывания топливовоздушной смеси в камере сгорания и ряда других особенностей высокоскоростных течений.
В качестве возможных двигателей для полета с высокими скоростями рассматриваются многочисленные схемы комбинированных двигателей, объединяющих в себе принципы работы нескольких типов воздушно-реактивных или даже ракетных двигателей: турбопрямоточные, ракетно-турбинные, ракетно-прямоточные и др. Некоторые из комбинированных двигателей рассмотрены в V части этой книги.
Поскольку в теории ВРД рассматриваются гиперзвуковые и комбинированные двигатели, рассчитанные на очень высокие скорости полета, а также 22
и на применение на авиационно-космических аппаратах, мы будем в дальнейшем пользоваться некоторыми аналогиями с ракетными двигателями (РкД).
Сопоставляя рабочие процессы рассмотренных выше ВРД некомбинированных схем, можно сделать вывод, что большинство из них, в частности ТРД, ПВРД, ТВД и ТРДД без теплоподвода в форсажной камере, работают по одному и тому же термодинамическому циклу с подводом тепла при р = const. Этот цикл будет предметом нашего детального рассмотрения.
Предлагались разнообразные схемы ВРД, использующих термодинамический цикл с подводом тепла при постоянном давлении V - const (например, пульсирующий ПВРД), не нашедшие применения в современной авиации.
1.1.3. Авиационный двигатель как система
Авиационный двигатель любого типа может быть представлен и проанализирован как система, из следующих пяти главных составляющих компонентов, на которые можно воздействовать, увеличивая эффективность двигателя (рис. 1.6):
1.	Тепловая машина (осуществляющая термодинамический цикл).
2.	Рабочее тело в термодинамическом цикле.
3.	Источник энергии (в конечном виде — тепло).
4.	Движитель, т. е. устройство, создающее тягу (в двигателях прямой реакции движитель функционально объединен с основным двигателем, в ТВД — это винт).
5.	Газодинамическое и механическое устройство (собственно двигатель как машина в ее материальном и конструктивном воплощении).
Рис. 1.6. Авиационный двигатель как система (А — двигатели прямой реакции)
Значение каждой из этих пяти категорий для определения эффективности авиационного двигателя различно. Они тесным образом взаимосвязаны, но
23
могут рассматриваться отдельно, так как характеризуют двигатель с разных сторон.
Первые четыре категории относятся к общей теории ВРД, и им посвящена первая часть книги; пятой, наиболее объемной и конкретной, посвящены все остальные части книги.
В наименьшей степени влияет на принципиальные особенности авиационных ВРД обычных (некомбинированных) схем свойства рабочего тела в их термодинамическом цикле. С краткого рассмотрения особенностей рабочего тела цикла ВРД и начнем анализ перечисленных выше категорий.
Рабочим телом в цикле ВРД служит атмосферный воздух, который имеет неизменный химический состав, а изменение его физических параметров (р и Т) у земли и на высоте хорошо изучены и стандартизованы для анализа.
Приведем стандартный состав и некоторые физико-химические данные сухого атмосферного воздуха на уровне моря:
Компоненты	Объемная доля, %	Массовая доля, %	Молекулярная масса
Азот	78,09%	75,55%	28
Кислород	20,95%	23,1%	32
Аргон	0,93%	1,3%	40
Углекислый газ	0,03%	0,05%	44
Средняя молекулярная масса воздуха цв = 29. Газовая постоянная воздуха о _	_ gey дж/(кг . К). Показатель адиабаты воздуха Л =1,4. В качестве
Мв нормальных параметров атмосферного воздуха на уровне моря принимают давление рп = 101325 Па и температуру воздуха = 288,16 К. “о	о
Другая функция воздуха в цикле двигателя заключается в том, что входящий в его состав кислород служит окислителем при горении топлива. При этом изменяются термодинамические свойства продуктов сгорания (“газа”), являющихся рабочим телом в замыкающей части цикла. Для полного окисления 1 кг горючего вещества требуется вполне определенное число килограммов воздуха, характеризуемое его стехиометрическим коэффициентом Lo . При сжигании авиационного керосина в воздухе Lq = 14,9.
Существенным для процессов в цикле являются показатель адиабаты /г с (теплоемкость с ) и газовая постоянная R , связанные зависимостью /г =-Е— .
Р	1	с — R
р г
Теплоемкость продуктов сгорания зависит от двух переменных: температуры газа и состава продуктов, определяемого относительным расходом сгоревшего
Gt 1
топлива — <?_ =	=----, где а — так называемый коэффициент избытка воз
v.Lo
24
духа. Эта зависимость показана на рис. 1.7. Газовая постоянная в слабой сте пени зависит только от состава газа (расхода топлива) — рис. 1.8.

теплоемкости газов от температуры и состава газа (топливо — керосин)
Рис. 1.8. Зависимость газовой постоянной от относительного расхода топлива (топливо — керосин)
При обычных оценочных расчетах принимают для воздуха и подогретого газа величины k и R равными соответственно: Л =1,4, &г=1,33, а /?в = Rr = 288 Дж/(кг К).
Итак, рабочее тело цикла как компонент системы ВРД, вследствие неизменности его химического состава не позволяет активно влиять на характеристики двигателя. При очень высоких скоростях полета (например в ГПВРД), когда велико влияние диссоциации и неравновесности продуктов сгорания при расширении, этот фактор необходимо учитывать при расчетах характеристик.
В этом отношении от ВРД существенно отличаются ракетные, двигатели (РкД — ЖРД и РДТТ). Рабочим телом в цикле РкД служат продукты сгорания горючего и окислителя, свойства которых взаимно связаны и сильно влияют на эффективность двигателя. Поэтому свойства рабочего тела (горючего и окислителя) в цикле РкД являются предметом детального анализа. Возможность влиять на свойства рабочего тела относится в меньшей степени и к комбинированным ВРД, схема которых содержит элементы ракетного цикла.
1.2. ВРД как тепловая машина
Эффективность ВРД как тепловой машины определяется эффективностью его термодинамического цикла, которая характеризуется двумя параметрами: удельной механической работой, совершаемой 1 кг рабочего тела в результате подвода тепла, и коэффициентом полезного действия, оценивающим эф фективность преобразования тепловой энергии в механическую. В идеальном и действительном (реальном) циклах это соответственно: идеальная работа Lt и аффективная работа Le , идеальный (или термический) КПД T)f и эф фиктивный КПД Т|с .
25
Поскольку идеальный цикл р = const образуется двумя изоэнтропами и двумя изобарами (см. рис. 1.1), он полностью определяется двумя основными
параметрами: общей степенью повышения давления
Р»
и общей степенью
Tv
повышения температуры в цикле. 0 = ~ - . Эти же параметры остаются основ-* >i
ними определяющими параметрами и в действительном цикле, при анализе которого учитывается также и влияние потерь.
Анализ зависимости работы и КПД термодинамических циклов от основных параметров циклов 0 и и выявление наивыгоднейших значений этих параметров являются главными целями при оценке эффективности ВРД как тепловой машины.
1.2.1. Идеальный цикл ВРД
На рис. 1.9 в Т—S'-диаграмме показан идеальный рабочий цикл р = const турбореактивного двигателя, т. е. цикл, который мог бы быть осуществлен идеальным газом (газовая постоянная R и показатель адиабаты k остаются
неизменными), без потерь в
Рис. 1.9. Т—S’-диаграмма идеального цикла ТРД
процессах сжатия, подвода тепла и расширения. Будем также пренебрегать изменением массы рабочего тела, связанным с добавкой топлива и возможными утечками в проточной части.
Для удобства выкладок будем использовать для характеристики состояния газа в характерных сечениях внутри двигателя (кроме сечений н и с) параметры заторможенного потока, что является условным. Однако эффекты, зависящие от скорости течения рабочего тела в проточной части ВРД, для большинства схем этих двигателей весьма невелики, а рассмотрение цикла в заторможенных параметрах значительно упрощает его анализ.
Изоэнтропические процессы н—в (см. рис. 1.9) соответствуют сжатию в воздухозаборнике, а в—к—в компрессоре. Процесс подвода тепла ха
рактеризуется изобарой к—г. Изоэнтропический процесс расширения в турбине обозначен отрезком г—т, и расширение в реактивном сопле — отрезком т—с. Термодинамический цикл н—к—г—с—н условно замыкается изобарой
рн = const, соответствующей атмосферному давлению и характеризующей про
цесс отвода тепла от цикла.
Работа идеального цикла
По условию сохранения энергии, работа цикла равна разности теплот — подведенного (Qi) и отведенного (Q2)
L, = Qt - Q2 •
(1.1)
26
Работа идеального цикла р = const Lt характеризуется в T-S-диаграмме площадью н — к—г—с, ограниченной кривыми процессов, так как должна быть равна разности подведенного тепла Qj = ср (Т* - Г*) , пропорционального площади н'—к—г—с, и отведенного тепла Q2 = ср (Тс — Тн) , пропорционального площади н'—н—с—с'.
Так как ср = —-— R , то работа цикла может быть записана в виде
Ь, =	- <?2 = тЧ Д - К) - <Тс - Тн>
К — L	-
= ^4тЛ[(Г;-Тс)-(Т--Тн)].	(1.2)
Из термодинамики известно, что
л <ТК - Ю = Us
— работа изоэн-
тропического сжатия, а -	— В (Тг — Тс) = Lpg — работа изоэнтропического
tif X
расширения. Поэтому работу цикла (1.2) можно записать как разность работ изоэнтропического расширения и сжатия:
~ LPS ~ LCS •	С1»3)
Выразим работу цикла через его основные
параметры
и 0 = =Л
* II
. Вы-
ражение (1.2) для Lt можно переписать так:
к
Т
— - 1
Т
и
1 - — - т,
к
Учитывая, что процессы изоэнтропических
ходят между одинаковыми уровнями давлений (р* = рг и рн = рг), и, следова-
расширения и
сжатия проис-
f k -1
н
тельно,
>•	гр*
г	1 к
Рк
Рн
с н
fe -1 k
k -1 k " = лт
можно получить окончательное через его основные параметры:
выражение для работы идеального цикла
‘ k-

0
k-J k
Л- 1 k
KL
(1.4)
Степень повышения давления в цикле л2 может быть представлена как произведение степеней повышения давления в воздухозаборном устройстве и в компрессоре двигателя:
27
Рк _
Рн " Рн
Pk
Ph
-
Очевидно, в СПВРД л^ = nv .
В выражении (1.4), кроме параметров л£ и 0, присутствует температура окружающей среды Тп , которая не может выбираться произвольно, так как она однозначно зависит от высоты полета Н. Чтобы исключить влияние Тн , введем понятие безразмерной работы цикла lt , отнеся величину Lt к энталь-пии атмосферного воздуха /и = с Тп = ---— RTU :
/,=0
А - 1
к лъ 7
(1.5)
та цикла имеет максимальную
Рис. 1.10. Т—S-диаграмма идеальных циклов при Т* = const
Выражение (1.5) показывает, что только величины и 0, назначаемые нами по тем или иным соображениям, являются основными параметрами рабочего процесса в цикле.
Из (1.5) следует, что увеличение степени повышения температуры 0 всегда приводит к росту работы цикла.
Иначе обстоит дело с зависимостью работы цикла от величины лх . Рабо величину при некотором значении п£ . В этом легко, в частности, убедиться из рассмотрения рис. 1.10, где в Т—S-диаграмме изображены идеальные циклы с разными значениями Л£ , но ограниченные одинаковым значением Т , лимитируемым на практике жаропрочностью выбранных конструктивных материалов для горячей части двигателя. Площадь цикла я—к—г'—с' с очень малой величиной л^ , как и площадь цикла я—к"—г"—с" с большой величиной степени повышения давления, явно меньше площади я—к—г—с, характеризующей работу цикла
с промежуточным значением Пу .
Наличие максимума у зависимости lt = /(л£) также может быть объяснено следующими соображениями. При л>#= 1 работа lt равна нулю, т. к. цикла
при этом нет; при некотором значении л^. тах, при котором Т* = Т* , lt также равна нулю, т. к. в этом цикле при заданной величине Т* нельзя подвести
тепло к рабочему телу. Из выражения (1.5), при lt = 0 выводится очевидное
соотношение
28
k
Klmax=® •	(1-6)
Следовательно, максимальное значение lt должно достигаться при некото
ром промежуточном значении л^- .
Оптимальная величина ^optL » соответствующая максимальной работе k - 1 k цикла, может быть найдена из анализа выражения (1.5) на экстремум по л : k
^optL = ©2(fc"1) = ' —
Характерно, что	= ^л£тах .
Из выражения (1.7) следует, что с ростом температуры газа Тг (или с по
н
нижением 7’н , что соответствует, например, увеличению высоты полета до 11 км) оптимальная величина 7Ц возрастает. На рис. 1.11 показаны зависимости безразмерной величины работы цикла lt от степени повышения давления для разных значений О. Оптимальные значения л^- достигают при реальных величинах О порядка 5...7 очень больших величин (K£optL= 15... 50).
Аналитическое выражение максимальной безразмерной работы цикла, которое получается подстановкой выражения для 7i£OptL (1.7) в (1.5), оказывается очень простым:
2
,п.х = (V® - 1) •	d-8)
Таким образом, величина максимальной безразмерной работы идеального цикла зависит только от степени подогрева газа в
Рис. 1.11. Зависимость безразмерной работы идеального цикла от Лт и 0 (пунктир — k - 1,4: сплошные линии — k = 1,33)
цикле.
КПД идеального цикла
Коэффициент полезного действия идеального цикла (термический КПД) показывает, какая часть подведенной в цикле теплоты превращается в работу:
г4я[(г;-т-)-(Гс-т„)’
К “ X_L_____________-
7^-7 « (Т’г - ^к) ль “ X
Отсюда после преобразований
29
Т - Т с н
Л* = —---7
Т - Т г к
т - т ‘с н
т* т*
> _ г. _ m _J£ ст 1 н т с	н
— 1 _	с 11
* ~ 1
получим окончательно
Рис. 1.12.
КПД идеального цикла р - const (пунктир — k - 1,4; сплошные линии — Л = 1,33)
Ч, = 1--Г7Т-	(1-9)
k ъ
Термический КПД, как видно из выражения (1.9), зависит только от степени повышения давления в цикле, и монотонно увеличивается с ростом (рис. 1.12). Таким образом, все факторы, приводящие к увеличению суммарной степени повышения давления в ВРД, работающем по идеальному циклу р = const (повышение л* или рост
Лу с увеличением скорости полета), приводят к
росту термического КПД цикла.
Располагаемая работа ВРД
В результате осуществления идеального цикла в ВРД образуется механическая энергия. Эта энергия, которую мы будем называть располагаемой работой, в двигателях прямой реакции равна увеличению кинетической энергии 1 кг газа в двигателе:
с2 - V2 — с 11
'расп “	2
(1.10)
(Здесь сс — скорость истечения из сопла при расширении до рн .)
Рис. 1.13. Идеальный цикл ТРД в р - и координатах
В двигателях непрямой реакции располагаемая работа включает еще и механическую работу, снимаемую с вала двигателя.
Очевидно, располагаемая работа, приходящаяся на 1 кг рабочего тела, проходящего через двигатель, должна равняться работе его термодинамического цикла Lt . Покажем это на примере ТРД.
На рис. 1.13 изображен идеальный цикл ТРД в координатах р - V. Работа цикла Lt здесь
равна площади н—в—к—г—т—с—и как разности работы расширения (1—4—г—т—с— 1) и работы сжатия (1—4—к—в—н—1). С другой сто-
роны, в ТРД работа турбины равна работе компрессора, т. е. равны заштрихованные площади на диаграмме: 3—4—г—т— 3 — 2—4—к—в—2. В этом случае работа цикла Lt может быть изображена площадью н—в—2—3—т—с—н.
30
Кинетическая энергия газов, выходящих из двигателя прямой реакции (так называемая свободная энергия LVK), образуется в результате изоэнтропичес-е2с
кого расширения от точки т до точки с: L„_ = тг = (работа расширения т—с) = = площади 1—3—т—с—1 в н—в—2—3—т—с—н + 1—2—в—н—1 = L( + 1 — 2—в—н — 1. Здесь площадь 1—2—в—н—1 соответствует работе динамического сжатия от точки н до точки в, которая равна кинетической энергии набегали
ющего потока воздуха -g- .
Таким образом,
V2
£/ = £св-Т	(1-И)
и
с2-Г2
=	(1.12)
т. е. располагаемая работа равна работе цикла.
1.2.2. Действительный цикл ВРД
В реальном цикле ВРД все процессы, протекающие в его элементах, сопровождаются потерями. Кроме того, физические свойства рабочего тела не остаются неизменными как в связи с изменением температуры в процессах
сжатия и расширения, так и за счет различия химического состава продуктов сгорания и воздуха. Точный учет всех условий протекания процессов в ВРД даже с применением современных ЭВМ представляет собой исключи
тельно трудоемкий процесс, и на стадии анализа цикла это не является не
обходимым.
Чтобы найти аналитические зависимости работы и КПД реального цикла
от основных параметров рабочего процесса, необходимо принять ряд упроще-
ний. Будем считать (как и в идеальном цикле) неизменным количество рабочего тела, т. е. пренебрежем отбором воздуха, утечками и подводом массы топлива. Далее будем учитывать изменение теплоемкости воздуха и газа введением разных показателей адиабаты для воздуха и газа. Примем также, что суммарная степень повышения давления nv равна степени расширения газов, т. е. при одинаковом начальном и конечном давлениях рп и рс одинаковыми принимаются максимальные давления р* и р* . Это значит, что потери давления в камере
Рис. 1.14.
Действительный цикл
сгорания не учитываются. Наконец, КПД процессов сжатия в воздухозабор-
31
нике и компрессоре и процессов расширения в турбине и реактивном сопле будем характеризовать осредненными величинами т|с и г|р соответственно.
Действительный цикл в Т—S-диаграмме показан на рис. 1.14.
Эффективная работа действительного цикла
При сделанных допущениях её можно определить как разность тельных работ расширения и сжатия:
действи-

cs
He
(1.13)
где изоэнтропические работы сжатия и
« k _ 1
— RT,
н
расширения
A - i
( k
h? -и
и
A - 1 Г
A
:z r
г
Индексом г снабжены показатель адиабаты и газовая постоянная индекса даются те же величины для воздуха. Если ввести коэффициент
А -1 Г \ * I г J
газа, без
е ~
kr
Лг - 1
В,
k
k - 1
А- 1 ' А
учитывающий различие между R и k для газа и воздуха, то работа цикла (1.13) может быть записана в виде
Аг1 А Ъ ~ 1
Пс
k
'e
k -

е 0 Пр
А - 1 А

или в безразмерном виде
А -
I
А ____
Пс
- 1 (еО г| п
jc ‘р а -1 А \ Ку
- 1
(1-14)
При величинах k и гретого газа (а именно циент е в зависимости
которые
1.4, Аг =
от имеет
В, k -
обычно принимаются для воздуха и подо-1,33 и Лв ~ Нг = 288 Дж/(кг - К)), коэффи-следуклцие значения-
32
е
5
1,035
10
1,048
50	100
1,06	1,073
Таким образом, коэффициент е близок к единице и слабо зависит от лЕ . Так же мало он меняется при изменении подогрева газа в цикле: всего на = 1% при изменении Т* на 200 К. Поэтому без большой погрешности при анализе влияния параметров цикла на его работу будем считать величину е постоянной.
Эффективная работа цикла уже не характеризуется площадью, ограниченной кривыми процес-ссв, а меньше ее на величину, пропорциональную работе трения.
На рис. 1.15 построены зависимости эффективной безразмерной работы цикла от величины Kj- для разных значений степени повышения температуры G. Эти зависимости качественно такие же, как и для идеального цикла. При = 0 работа равна нулю, при ^opt£ достигает максимума и при некоторой mfiV вновь обращается в нуль. Однако Ill<1 Л.
абсолютный уровень работы действительного цикла
/ 10 50100200 500 1000 Ж
Рис. 1.15. Зависимость безразмерной работы цикла от степеней повышения давления и температуры (т| = 0,85, п = 0,92)
при тех же значениях
О тем меньше величины lt идеального цикла, чем ниже КПД процессов
(рис. 1.16). Как и в идеальном цикле, имеется оптимальное значение л^ .
Беря производную --------- в урав-
/	~ 1 \
Л |	к I
нении (1-14) и приравнивая ее нулю, можно найти это оптимальное значение л£ для цикла с потерями, при котором работа максимальна:
k "EoptL^OncTlp)**-1). (1-15)
Выражение (1.15) показывает, что потери приводят к снижению оптимальной величины JCj- . Объясняется это тем, что при заданной величине степени повышения температуры в цикле с ростом л£ (стало быть и Т*), как и в идеальном цикле, уменьшается количество подводи-
Б. А. Крылов
Рис. 1.16. Зависимость безразмерной работы циклов от степени повышения давления: действительный цикл (сплошные линии); идеальный цикл, k = 1,4 (пунктирные линии)
33
мого с топливом тепла, а абсолютная величина потерь, неизбежных в действительном цикле, даже при постоянных значениях Т]с и "Пр растет. При этом все большая часть подведенного тепла должна тратиться на компенсацию потерь в процессах сжатия и расширения. Если 0 увеличивается, то ^opt£ возрастает, так как растет количество подводимого с топливом тепла, а относительная величина части энергии, которая идет на преодоление потерь, убывает.
Подставив (1.15) в (1.14), получим простое выражение для максимальной работы действительного цикла при ^optL*
max
Как и в идеальном цикле (ср. с (1.7), величина максимальной работы цикла не зависит от степени повышения давления, при которой она достигается. Однако в отличие от идеального цикла в действительном цикле L зависит не только от 0, но и от КПД сжатия и расширения. Увеличение степени повышения температуры О всегда приводит к росту работы цикла. Поэтому увеличение температуры газа Г* целесообразно для получения возможно большей мощности двигателя.
Приравняв нулю выражение для величины 1е (1.14), можно найти максимальную степень повышения давления в цикле, при которой 1е - 0:
_k
'tzmax = (e04cnp)*-1 •	(1-16)
Сравнение (1.16) с (1.15) показывает, что как и в идеальном цикле,
opt L ~ max ’
Располагаемая работа действительного цикла ВРД
Так же, как и в идеальном цикле (1.10), при осуществлении реального цикла ВРД образуется механическая энергия (располагаемая работа цикла). Как и в идеальном цикле (1.11), работа действительного цикла Le равна разности свободной энергии на линии расширения и кинетической энергии набегающего потока:
Г _ J Г Ze - <рс LC13 g .
9
Здесь фс учитывает все потери от сечения за турбиной до сечения на срезе сопла.
2	2
В ВРД прямой реакции LCB = сс/(2(рс) и располагаемая работа цикла равна разности кинетических энергий газа на выходе из двигателя и на входе в него:
34
т. е. и в этом случае работа действительного цикла (1.17) представляет собой располагаемую работу 1 кг рабочего тела ВРД, Le = L п [ср. (1.10) и (1.12)].
КПД действительного цикла (эффективный КПД)
т|(, определится как отношение эффективной работы к подведенной в
цикле теплоты:

L(, Le
^1 с (Т* - Г*) pr V Г KJ
(1.18)
где срг =
(_______/г
( k - 1
— условная средняя теплоемкость рабочего тела в процес-
се его подогрева от Т* до Т‘ . Так как Т’ - Т*. - = Т„
т
, то учитывая,
k - 1
k
* ~
что Т - Т =	, получим
К	М	М	уч
•с
Окончательное выражение для эффективного КПД действительного цикла
может быть записано следующим образом:
(1-19)
Нетрудно убедиться, что при условии n = n = 1 и постоянной теплоем-кости газа во всех процессах (е = 1) формулы (1.14) и (1.19) совпадают с (1.4) и (1.9) для работы и термического КПД идеального цикла.
Из выражения (1.19) следует, что в отличие от идеального цикла КПД действительного цикла зависит от степени повышения температуры 0. Вследствие уменьшения относительной доли работы, идущей на преодоление потерь, рост О приводит к увеличению КПД действительного цикла (рис. 1.17).
Так как с увеличением возрастает относительная величина энергии, затрачиваемой на преодоление потерь при сжатии и расширении в действительном 2*	35
Рис. 1.17. Зависимость КПД циклов от степеней повышения давления и температуры: сплошные линии — действительный цикл (цс = 0,85, пр = 0,92); пунктирная линия — идеальный цикл
цикле, зависимость Пе = имеет максимум, тогда как Г), идеального цикла
непрерывно растет при увеличении Лу . КПД действительного цикла обращает
ся в нуль, когда работа цикла равна нулю, т. е. при лу = 1 и при лу (1.16).
Оптимальные по КПД значения Луор11] всегда больше, чем ^optL (1.15).
Это следует из анализа выражения КПД (1.18). При увеличении подведен-
Рис. 1.18. Рост безразмерной работы цикла и его КПД при увеличении степени подогрева газа при соответствующих ему оптимальных степенях повышения давления (Пс =0.85, Цр = 0,92): 0/ щах ’ max •
ная к циклу теплота Qj непрерывно уменьшается вследствие уменьшения разности температур Т*- Т* (G = const), а работа цикла имеет максимум. Поэтому величина Kv t смещается вправо от значений
opt L •
На рис. 1.18 показано изменение максимальных параметров цикла Gfmax 11 Летах) от степени подогрева газа 0 и соответствующие оптимальные степени увеличения давления в цикле: nZoptL и ПуорП1 .
Эти данные и предшествующий анализ показывают, что увеличение работоспособности ВРД (рост 1е) и его эффективности (экономичности: рост Г|г) могут быть достигнуты только при одновременном увеличении степени повышения давления л^- и температуры газоь 0 (Т*) в сочетании, диктуемом конкретными требованиями.
Историческое развитие реальных двигателей соответствует указанной
36
фундаментальной тенденции одновременного роста степени повышения давления и температуры газа. Оптимальные сочетания этих параметров зависят от типа, назначения и условий применения двигателя, но, как правило, они находятся в рамках “коридора”, показанного на рис. 1.18 (между кривыми opt L й opt п
Приведенные выше рассуждения относились к величине суммарной степени повышения давления , характеризующей термодинамический цикл ВРД. Для упрощения выкладок и формул совершенство процесса сжатия в воздухозаборнике и компрессоре ГТД оценивалось общим КПД сжатия. Однако следует иметь в виду, что
ЛЕ - nv Пк .
Величина пу определяется из выражения
k
’17 = <’вх[1+~^Мп|	•	(1-20)
где овх — коэффициент восстановления полного давления в воздухозаборнике, выбирается в зависимости от Мп на основании закономерностей, изложенных в гл. 3.
Так как Tty является функцией только только числа Мп полета и потерь в воздухозаборнике, при выборе суммарной степени повышения давления в цикле ГТД для заданной скорости полета мы можем изменять только я* . Поэтому для практических целей имеет смысл говорить об оптимальных значениях работы цикла и его КПД не по суммарной степени повышения давления, а по степени повышения да1 ления в компрессоре л* . Для этого опти-
мальные величины , определенные ранее, необходимо разделить на Лу .
1.2.3. Увеличение работы цикла путем подвода
дополнительного тепла за турбиной
(форсирование ГТД)
Из сказанного выше следует, что работа и КПД цикла при р = const увеличиваются с ростом температуры газа и соответствующим ростом степени повышения давления. С этой точки зрения целесообразно было бы иметь максимально возможную температуру газа и значительную степень повышения давления.
Максимально достижимая температура газа определяется из условия полного использования для процесса горения кислорода воздуха (коэффициент избытка воздуха а = 1). Для углеводородного топлива эта “стехиометрическая” температура, зависящая также от температуры воздуха на входе в камеру сгорания и от величины отбора воздуха для охлаждения горячих элементов камеры сгорания и турбины, составляет 2200...2500 К. Соответствующие этой температуре суммарные степени повышения давления в цикле, оп-
37
тимальные по работе и оптимальные по КПД цикла, составляют величины 35...50 и 250...600 в первом и втором случаях.
Если рассмотреть величины Т* , фактически используемые в авиационных газотурбинных двигателях с начала их развития до настоящего времени, и экстраполировать полученные данные на ближайшие годы, то, как следует из рис. 1.19, предельные значения Т* , приведенные выше, пока еще далеки от практической реализации (см. также Введение, табл. В.1).
Суммарная степень повышения давления в цикле, как уже отмечалось, слагается из двух компонентов — динамической степени повышения давления тф , обусловливаемой сжатием набегающего потока во входном устройстве
*
двигателя, и степени повышения давления в компрессоре лк , определяемой ве-личиной подведенной к компрессору механической работы и температурой на входе в компрессор 7* . При современных максимальных скоростях полета самолетов, соответствующих М = 3...3,5, динамическая степень повышения давления в реальных воздухозаборниках достигает 30...50. При дозвуковых скоростях (при низких значениях Т* ) степень повышения давления в компрессорах достигла = 40...45 (рис. 1.19). Суммарная степень повышения давления в ВРД на больших сверхзвуковых скоростях уже достигает 100... 150. Иными словами, главным препятствием для дальнейшего увеличения работоспособности рабочего тела в цикле являлось и будет являться в дальнейшем ограничение, связанное с предельной температурой газа перед турбиной. Это обстоятельство обусловило потребность внедрения уже в первых поколениях авиационных газотурбинных двигателей термодинамических циклов, более сложных, чем цикл р = const, позволяющих увеличить работоспособность цикла или улучшить его КПД при ограниченных температурах газа перед турбиной.
Цикл с промежуточным подогревом (ТРДФ)
Наиболее распространенными форсированными двигателями с подводом дополнительного топлива за турбиной являются турбореактивные и двухконтурные двигатели с форсажными камерами (рис. 1.2 и 1.4). Рассмотрим более простой тип двигателя — ТРДФ. Детальный анализ схемы ТРДДФ дается в гл. 10.
Работа цикла ТРДФ может быть увеличена за счет увеличения работы расширения при том же значении Т’ , если после частичного расширения газа в турбине до промежуточного давления рт к нему вновь подвести теплоту в дополнительной, так называемой форсажной камере, а затем осуществить расширение до конечного давления рс = рн .
Увеличенная располагаемая работа используется в этом случае для увеличения кинетической энергии газа, истекающего из реактивного сопла. Отсутствие турбины за форсажной камерой сгорания позволяет повысить температуру газа перед соплом практически до предельного значения Тф = 1800...2200 К (при коэффициенте избытка воздуха (Д = 1,1. ..1,2).
38
Т*г,К
Титлах
1950	I960	1970	1980	1990	2000 2010 г.
Рис. 1.19. Изменения температуры газа перед турбиной и максимальной степени повышения давления в компрессоре газотурбинных двигателей по годам
Рассмотрим особенности термодинамического цикла ТРДФ (н—к—г—т— ф—с—н, рис. 1.20,6), в сравнении с циклом ТРД (н—к—г—с—н, рис. 1.20,а). Степень повышения давления и температуру газов перед турбиной Т* в
обоих циклах примем одинаковыми. В этом случае без учета потерь полного давления в форсажной камере величины давления перед соплами ТРД и ТРДФ будут одинаковыми (р* = Рф), равны будут также располагаемые степе-
ни понижения давления в соплах этих двигателей
* *
."срасп рс рс
При
этом условии работа расширения газа в сопле и кинетическая энергия газов, выходящих из двигателя (свободная энергия LCB), будут пропорциональны температуре торможения газа перед соплом. Действительно, пренебрегая изменением теплоемкости газа и потерями в процессах расширения, получим
для идеальных циклов: в ТРД
в ТРДФ
'св.ф 2
“ О = Сс
1 >
k ]_ k
71
с.расп /
Отсюда
Используя связь свободной энергии с работой идеального цикла (1.11), найдем выражение для относительного увеличения работы цикла ТРДФ (L^) по сравнению с циклом ТРД (Lt):
(1.21)
Увеличение работы цикла ТРДФ в стартовых условиях (Уп = 0) пропорци-
Т* онально степени увеличения температуры газа в форсажной камере ——. При
Т* л т
увеличении скорости полета относительный рост работы цикла ТРДФ увеличивается. При практически достигнутых значениях температур и Т* уве-
личение работы цикла ТРДФ на старте может составлять:	= 2...2,3, а при
ht
40
большой скорости полета (порядка 1000 м/с) это отношение возрастает до 3 и более.
Рис. 1.20. Сравнение идеальных циклов ТРД (а) и ТРДФ (б)
Сравним КПД идеальных циклов ТРДФ и ТРД при одинаковых рах Лу- и Г’ (см. рис. 1.20). Термический КПД цикла ТРД с учетом ния (1.2) может быть записан следующим образом:
парамет-
выраже-
(1.22)
Очевидно, что это общее выражение термического КПД справедливо для любого идеального цикла, в том числе и для цикла ТРДФ. Однако здесь, в отличие от ТРД, подведенная в цикле теплота выражается суммой Ql = Q1+Q(J) (площадь н—к—г—т—ф—с'—н' на рис. 1.20,6), отведенная теплота Q2 выражается площадью н'—н—с—с'—н', а полезная работа цикла Lt^y — заштрихованной площадью н—к—г—т—ф—с—н.
Термический КПД цикла тем выше, чем больше отношение полезной ра-Lt
боты к отведенной теплоте 75- в выражении (1.22). Для сравнения циклов
ТРД и ТРДФ по этому показателю введем в рассмотрение новый цикл ТРД с тем же значением Лу- , но с существенно более высокой температурой газа Т*2 (площадь н—к—г2—с—н, см. рис. 1.20,6). Рассматривать такой цикл удобно, потому что в нем отведенная теплота <?2 равна отведенной теплоте в цикле ТРДФ, а термический КПД равен термическому КПД исходного ТРД (вспомним, что Т), зависит только от Пу- и не зависит от уровня Т*). Полезная работа цикла нового ТРД больше работы цикла ТРДФ на величину площади т—г—г2—ф—т, так как в ТРДФ часть тепла (?ф подводится при более низ-41
ком давлении (р*), чем в ТРД (р*). Таким образом, в ТРДФ отношение всегда ниже, чем в ТРД при одинаковой степени повышения давления лх , а следовательно, ниже и термический КПД цикла. Из рис. 1.20,6 также следует, что повышение температуры газа перед турбиной (например, от Т* до Тр1) при Тф = const увеличивает работу цикла ТРДФ и его термический КПД, который все же остается ниже КПД цикла ТРД.
Прежде чем перейти к рассмотрению влияния степени повышения давления ft, на работу и КПД цикла ТРДФ, остановимся на одной его особенности. Подведенная в цикле теплота может быть выражена зависимостью
= Qi + Фф = ср (т* - Т*) + + ср (Тф - Т*) . Так как работа компрессора равна работе турбины, ср 7, - Г’) = ср ‘Тк - 7*) или при ср = const: ср ,7^ - 7'J = = Ср ^7* - 7*J . Сделав замену в выражении для (Д , получаем
«X - s (г; - г,)+Ср (т; - т;)=Ср (т; - ?•).
(Это выражение справедливо и для ТРД, если заменить 7ф на ТТ .)
Следовательно, общее количество теплоты, подведенной в цикле ТРДФ, зависит только от разности полных теплосодержаний газа в форсажной камере и воздуха на входе в компрессор и не зависит от степени повыше ния давления в цикле Яу и температуры га^а перед турбиной Т'Г . Полученная закономерность проиллюстрирована на рис. 1.21,а (7ф = const, л^-= const, 7* = var) и рис. 1.21,6 (Тф = const, л£ = var, 7* = const). В первом случае при росте Т] увеличивается Qj (пл. н'—к—г—т'—н'), а (2ф (пл. т—т—ф—с—т') уменьшается так, что Qv = const. Во втором случае, наоборот, при увеличении лу уменьшается Qp но растет <?ф , а их сумма остается постоянной.
Если зафиксировать температуру газа 7ф , то максимальная работа цикла ТРДФ достигается при максимальном давлении за турбиной, определяющем максимальную степень расширения в реактивном сопле и максимальную скорость истечения газов из него. Как следует из рис. 1.21,6, при увеличении степени повышения давления л^ при 7* = const давление за турбиной сначала возрастает, а затем начинает снижаться. Таким образом, существует оптимальное значение лу , при котором работа цикла ТРДФ максимальна. Показанная ранее независимость величины подведенной теплоты от л£ означает, что КПД цикла при Тф = const достигает своего максимального значения одновременно с достижением максимума располагаемой работы цикла. Поэтому в ТРДФ в отличие от ТРД имеется одна оптимальная величина лЕ t, при которой достигаются Lt ф тах и Г|г гпах . 42
н' г'	Cr $ нг	т* с* «г
a)	ff)
Рис. 1.21. Изображение циклов с промежуточным подогревом при различных Т* (а) и я (б)
Величину Лу о можно найти аналитически для общего случая действительного цикла ТРДФ с потерями при сжатии и расширении. Если пренебречь потерями давления в основной и форсажной камерах сгорания, то степень повышения давления в цикле Лу может быть связана со степенью по
вышения давления в компрессоре лк и степенями понижения давления в турбине л.* и сопле л* очевидным соотношением = лк = лт лс ’ откуда
* ДК	у
лс =----. Поскольку при T. = const полезная работа цикла достигает макси
мума при максимальном значении л* , достаточно исследовать на максимум
* *
Л„ Л,, СК	м	*	X тт
отношение — = — , так как при заданной скорости полета л^ = const. Из равен-лг Лт
ства работ компрессора и турбины
получаем k -1 г
к - I
* к
Умножая обе части равенства на лк , дифференцируя правую часть его по к -1 4 k л и приравнивая производную нулю, получим оптимальное значение л :
43
Для перехода к общей степени повышения в цикле лу . = п* t nt ис-Opi К Opv г
пользуем выражение для Лу , а также уравнение связи Т* и Тп :
Т* = Т f 1 + ~ 1 мА н 1 н х 2 п • \ /
Окончательно получим
А- 1 k
(1.24)
k — 1 - 2 .	/-ч *	*
2 МП + е ®
opt °вх 2
Сравнение действительных циклов ТРДФ и ТРД
На рис. 1.22 показано изменение по степени повышения давления я^- безразмерной работы и эффективного КПД действительных циклов ТРДФ и ТРД на старте и в полете. Работа цикла ТРДФ существенно превышает работу цикла ТРД, особенно при полете с большой скоростью. Оптимальная по работе степень повышения давления в цикле ТРДФ существенно выше, чем лу opt L в Чикле ТРД, и увеличивается с ростом скорости полета. При Мп = О Klopti] ТРДФ несколько меньше, чем KZoptn ТРД, а при больших скоростях полета может превышать эту величину. Различие в величинах п^ opt цикла ТРДФ и лх t L , лх t , цикла ТРД объясняется тем, что в первом случае (ТРДФ) при изменении л^ температура газа перед соплом Гф и подводимая к циклу теплота Qj- остаются постоянными, а во втором случае (ТРД) при увеличении л^ и при
Т* = const температура газа перед соплом Т* и подводимая к циклу теплота Qj уменьшаются. Это приводит к сдвигу оптимума ^ZoptL ТРД влево от nZoptL ТРДФ и увеличивает л^ opt п ТРД по сравнению с п% opt L этого двигателя.
Уровень эффективного КПД действительного цикла ТРДФ в стартовых условиях (М = 0) и при небольших скоростях полета ниже величины КПД цикла ТРД. Причины этого указывались выше. Однако при высоких скоростях полета (в примере, приведенном на рис. 1.22, при Мп = 2) КПД цикла ТРДФ уже превышает КПД цикла ТРД. При увеличении скорости полета растет Лу , уменьшается я* (л^ = const) и возрастает давление за турбиной. Подвод теплоты в форсажной камере при более высоком давлении, как указывалось, приводит к увеличению КПД цикла.
В предельном случае при яЕ = Лу (л* = 1) цикл ТРДФ превращается в цикл прямоточного двигателя СПВРД (начальные точки на кривых 2 на рис. 1.22). 44
Рис. 1.22. Безразмерные работы и эффективные КПД цикла с промежуточным подогревом (ТРДФ) и простого цикла р = const (ТРД) в зависимости от степени повышения давления в цикле в полете и на старте к*
Т*
(0=5, т* = 7; Пк = 0,85; Пт = 0,92; <рс = 0,98):
1	- ТРДФ при Мп = 0 (Овх = 1);
2	— ТРДФ при Мп = 2 (Овх = 0,94);
3	- ТРД (М„ = var)
КПД СПВРД выше, чем у ТРД с тем же значением , вследствие более вы
сокого подогрева газа в СПВРД (Тф > Тт).
При сопоставлении цикла с дополнительным подогревом с учетом специфики его применения в ВРД (ТРДФ) с простым циклом р = const (ТРД) можно установить следующие особенности.
1.	При фиксированной температуре газа перед турбиной дополнительный подогрев увеличивает полезную работу цикла. Для достигнутых в настоящее время температур Г* увеличение работы в стартовых условиях может соста-
вить
=2,0. При увеличении скорости полета работа цикла ТРДФ возрасте
тает в большей степени.
2.	С увеличением относительной доли тепла, подводимого к рабочему телу в форсажной камере, КПД цикла снижается, так как это тепло подводится к газу, имеющему более низкое давление, чем перед турбиной.
3.	В полете с большими сверхзвуковыми скоростями эффективный КПД цикла ТРДФ становится больше КПД цикла ТРД при одинаковой температуре газа перед турбиной.
4.	В отличие от цикла ТРД в цикле ТРДФ степени повышения давления, оптимальные по полезной работе и по его КПД, совпадают и не зависят от уровня Тф . Эта величина opt, в отличие от цикла ТРД, увеличивается с ростом скорости полета.
1.3. Работа воздушно-реактивного двигателя как движителя
1.3.1. Тяга двигателя
Сила тяги двигателя, непосредственно используемая для движения лета тельного аппарата, называется эффективной тягой. Эффективная тяга — ре
45
зультирующая газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя. Величина эффективной тяги существенно зависит от компоновки силовой установки на летательном аппарате. Поэтому обычно в практике анализа и расчетов собственно характеристик двигателей рассматривают тягу, определяемую по внутреннему потоку, проходящему через двигатель (внутренняя тяга ВРД).
Внешнее сопротивление и эффективную тягу двигателя оценивают отдельно. Такой подход особенно целесообразен, когда двигатель “интегрирован” с самолетом, т. е. помещен в крыле или в фюзеляже самолета. В этом случае силовые взаимодействия тяги двигателя, аэродинамических сил сопротивления двигателя и самолета становятся неопределенными, и их разделение из-за этого оказывается предметом специальных исследований и конкретных регламентирующих договоренностей.
Поэтому в дальнейшем будем рассматривать изолированную силовую установку в мотогондоле, вынесенной из общей компоновки самолета.
При изолированной силовой установке в гондольной компоновке режимы работы двигателя в полете сказываются на характере обтекания входного и выходного устройств и слабо влияют на обтекание ЛА. Схема обтекания гондолы силовой установки при дозвуковых скоростях показана на рис. 1.23, а на рис. 1.24 дана схема обтекания гондолы силовой установки, предназначенной для сверхзвуковых скоростей полета, с выделением контрольного контура для определения тяги.
Внутренняя тяга ВРД
Ниже приводится вывод формулы внутренней тяги силовой установки с ВРД или тяги ВРД по внутренним параметрам Р, которая обычно применяется в расчетах и стандартизована при представлении официальных характеристик двигателей.
В данном случае контрольный объем ограничен сечением н—н, расположенным перед силовой установкой вверх по потоку (рис. 1.23 и 1.24) на таком расстоянии, где отсутствует ее влияние на параметры набегающего потока, разграничительной линией тока на участке между сечением н—н и входом в двигатель, наружной поверхностью гондолы и замыкается выходным сечением сопла силовой установки. Значения параметров потока в выходном сечении сопла принимаются постоянными, а скорость — осевой. При таком выборе контрольного объема весь поток, набегающий на силовую установку, разделяется на внутренний, проходящий через двигатель, и наружный, обтекающий силовую установку снаружи.
Рис. 1.23. Контрольный контур для определения тяги при дозвуковой скорости полета
46
Рис. 1.24. Контрольный контур для определения тяги при сверхзвуковой скорости полета
Примем условие, что двигатель не вызывает возмущений внешней среды и, следовательно, давление по всему контуру выделенных объемов (рис. 1.23, 1.24) равно атмосферному рн (кроме среза сопла, которое может работать с недорасширением или перерасширением). Тяга в этом случае по уравнению импульсов будет равна разности полных импульсов потоков Ф = Gc + pF в сечениях син минус интеграл силы от атмосферного давления па внешнюю границу контура.
с
р = *»с-Ч’и-1 PndF-
К или, окончательно,
p = Grcc-GBF„ + (Po-P.,)^-	(1-25)
Здесь Gr = ^1 + <7Т) Gu — увеличенный массовый расход газа в выходной струе за счет подвода топлива в двигатель: GT - r/T GB .
При полном расширении в реактивном сопле (рс=рч, тяга равна приращению количества движения потока в двигателе:
Р = «г Сс - Св Г„ •	(1.26)
Следует иметь в виду, что величина внутренней тяги (1.25) в принципе отличается от фактической равнодействующей сил Р , приложенных к внутренней поверхности двигателя и его элементов, так как, например, входящий поток воздуха на участке н—d может расширяться, создавая внешнее сопротивление, учитываемое как часть тяги Р в (1.25), но отсутствующее в Рвн .
Величина фактической внутренней тяги Рап обычно не определяется в расчетах, но ее можно оценить по величине внутренней тяги Р и внешнему сопротивлению струи, расширяющейся перед входом в двигатель (рис. 1.23, 1.24). Это так называемое дополнительное сопротивление входного устройства X, (“сопротивление по жидкой линии тока”) определяется как проекция на ось двигателя интеграла избыточного давления по контуру а—d:
d
ХД=	•	(1-27)
а 4
47
Тогда
р.н = р-хд-	а.28)
Если втекающая струя цилиндрическая, то Р = Рвн и “стандартная” внутренняя тяга равна фактической равнодействующей внутренних сил: Рвн .
Непосредственное определение фактической внутренней тяги Рвн , как равнодействующей всех сил внутри двигателя, нецелесообразно и осуществить его весьма трудно, так как эти силы многочисленны, действуют как в направлении полета, так и против, величина некоторых из них во много раз больше тяги двигателя, которая получается как сумма и разность больших величин. Поэтому внутренние силы, действующие в двигателе, оцениваются при проектировании и расчетах его прочности, работоспособности роторов и т. п.
Эффективная тяга двигателя
Определим эффективную тягу как разность внутренней тяги Р и проекции на ось двигателя суммы сил внешнего сопротивления ЕХ:
Рэф = Р-ЕХ.	(1.29)
Сумма сил внешнего сопротивления ZX состоит из дополнительного сопротивления входного устройства (“по жидкой линии тока”) Хд (1.27), сопро-S
тивления сил избыточного давления Х„„ = Ир - рЗ dF и силы трения Х,_ _ , d 7
действующих на внешнюю поверхность гондолы:
ЕХ = Хд + Хрг + Хтрг.	(1.30)
Окончательно выражение эффективной тяги имеет вид
Лф = Р - *л - Хрт - XTp.r •	<1-31)
Коэффициент относительного уменьшения эффективной тяги выразится следующим образом:
=	(1.32)
Исследования характера обтекания гондолы силовой установки показывают, что в широком диапазоне изменения режима работы входное и выходное устройства практически не оказывают влияния друг на друга как при до звуковых, так и при сверхзвуковых скоростях полета. Этот факт позволяет рассматривать раздельно сопротивление входного и выходного устройств, в связи с чем целесообразно общее сопротивление силовой установки ЕХ (1.30) разделить на сопротивление входного и выходного устройств (сопротивление кормовой части двигателя Х„). Подобное разделение полезно и при эксперименталь-ном исследовании этих элементов силовой установки. Вводя такое разделение, выражение для эффективной тяги можно записать так:
48
РЭ<Ь = Р- Хвх " Хк • €"ip	НА	Х\
(1.33)
Сопротивление входного устройства Хвх состоит из дополнительного сопротивления по жидкой линии тока XR , сопротивления трения и давления части гондолы от входного сечения до сечения с максимальной площадью, за пределами которого нельзя ожидать влияния входа:
*вх + ^рвх + -^ТР-ВХ •
Соответствующим образом можно записать и значение Хк :
*к ^7>к + ^тр.к ’
где Хрк и Хтр к — соответственно сопротивление давления и трения кормовой части внешней поверхности гондолы, которая не вошла в определение Хвх .
В аэродинамике принято оценивать величины сопротивлений в безразмерном виде, относя величину сопротивления к скоростному напору набегающего потока и к характерной площади. Применительно к входному и выходному устройствам в качестве характерной площади принимается площадь миделя гондолы. Используя эти обозначения, коэффициенты сопротивления входного и выходного устройств можно записать в следующем виде:
с = X ХВХ ВХ
(1-34)
Если двигатель располагается в фюзеляже или в основании крыла, суммарное лобовое сопротивление двигательной установки относят к самолету, складывая его с лобовым сопротивлением крыла, фюзеляжа и органов управления. Тяга в этом случае рассчитывается по обычной формуле (1.25).
На дозвуковых скоростях полета лобовое сопротивление правильно спрофилированной гондолы двигателя сравнительно невелико (3...8% от тяги двигателя), что и следует учитывать при аэродинамических расчетах самолета. На сверхзвуковых скоростях, особенно на нерасчетном режиме полета, лобовое сопротивление двигателя, главным образом за счет сопротивления входа, может быть существенным и должно учитываться даже при грубых оценочных расчетах характеристик самолета.
1.3.2. Связь тяги с работой цикла двигателя
и условиями полета
Для выявления закономерностей влияния на тягу основных параметров рабочего процесса, высоты и скорости полета и других факторов будем пользоваться в дальнейшем выражением (1.26) или еще более простым приближенным выражением
(1.35)
Формула (1.35) получается из (1.26) в предположении равенства секундного расхода воздуха на входе в двигатель и секундного расхода газа, вытекающего из реактивного сопла. Такое предположение в первом приближении допустимо, так как даже, если в двигатель подается максимально возможное количество топлива, для сжигания которого используется весь кислород воз
49
духа (а = 1), отношение Gr и GB и составляет величину 1 + </т = 1,067 при использовании обычного авиационного углеводородного топлива. На практике этот крайний случай может реализоваться у двигателей с форсажными камерами, а у нефорсированных двигателей отношение <?г и GB пока не превышает 1,03 ... 1,04.
Для анализа закономерностей, определяющих тягу ВРД, удобно представлять тягу двигателя как произведение Р = <?в Руд , где Руд — удельная тяга двигателя. В соответствии с (1.35) удельная тяга определяется приближенно по формуле
^Уд = сс-Гп-	(1-36)
Между работой цикла Le и удельной тягой двигателя прямой реакции существует зависимость, определяемая выражениями (1.17) и (1.36):
Руд =	- Va .	(1.37)
Из (1-37) следует, что при заданной скорости полета направленность влияния изменения основных параметров рабочего процесса л* и Т* , а также потерь, связанных с несовершенством реального рабочего процесса, принципиально одинакова как для Руд , так и для Ее .
Рассмотрим влияние скорости и высоты полета на тягу ВРД прямой реакции.
При неизменной L увеличение скорости полета согласно (1.37) приводит к уменьшению Р . Однако скорость полета может влиять и на Le через величину Лу , зависящую от динамического сжатия воздуха перед двигателем (л^- = л^ л’).
Т*
Характер и интенсивность этого влияния зависят от величины 9 = — и уровня 7 и
потерь в реальном цикле, но в большинстве случаев (например, у ГТД прямой реакции) они таковы, что с увеличением скорости полета происходит непрерывное падение Руд .
С другой стороны, секундная масса рабочего тела, проходящего через двигатель, Gr с увеличением скорости полета возрастает вследствие увеличения (в результате роста л^) полного давления на входе в двигатель и перед турбиной, определяющей пропускную способность двигателя. С учетом противоположного влияния скорости полета на Руд и <?в изменение их произведения, т. е. тяги турбореактивного двигателя по скорости полета, отнесенное к значению тяги при Mf| = 0, имеет вид (рис. 1.25), характерный для данного диапазона изменения числа Мп полета.
Влияние высоты полета при Мп = const определяется характером изменения атмосферных условий (рн и Я) и сводится к уменьшению расхода воздуха через двигатель из-за падения рн и увеличению Руд (работы цикла Lr)
50
Рис. 1.25. Изменение отношения тяги ТРД по скорости полета к его тяге при Мп = О
Г*
до высоты 11 км из-за увеличения 0 = —- , если Т* остается постоянной по * н
высоте. Падение рп и GB оказывает превалирующее влияние, и тяга ВРД с увеличением высоты непрерывно падает. В диапазоне изменения высоты от 11 до 25 км температура атмосферного воздуха не изменяется, тяга ВРД по высоте полета уменьшается более интенсивно (прямо пропорционально величине рн).
1.8.3 Тяговая мощность ВРД или полезная работа передвижения ЛА
ВРД прямой реакции, создающий тягу Р в полете со скоростью Уп , совершает в единицу времени полезную работу передвижения летательного ап парата, иначе развивает тяговую мощность
Wp = PV„ .	(1.38)
Это конечный полезный эффект работы реактивного двигателя.
Тяговая мощность прямо пропорциональна скорости полета. У неподвижного двигателя сила тяги не совершает работы, и Л/р = 0. При увеличении скорости полета тяговая мощность ВРД значительно возрастает. Двигатели прямой реакции при полете с большими скоростями способны развивать огромные мощности.
На рис. 1.26 для примера показано изменение тяговой мощности ТРД Роллс-Ройс “Олимп-593” сверхзвукового пассажирского самолета ’’Конкорд" в зависимости от скорости полета на высоте 18 км. (На земле при Мп = 0 этот двигатель имеет тягу 14500 даН.) Здесь же точкой показана тяговая мощность четырехдвигательной силовой установки, потребная для крейсерского полета самолета массой 120 т, имеющего аэродинамическое качество К = 8 при Мп = 2,2. Четыре двигателя типа “Олимп” могут обеспечить рассматриваемому самолету скорость, соответствующую Мп = 2,2 при Np ~ 95000 кВт.
Рассмотрение тяговой мощности ВРД прямой реакции является показательным при анализе их КПД (см. ниже), а также при сравнении ВРД с другими тепловыми двигателями, вырабатывающими механическую мощность на приводном валу (т. е. с двигателями непрямой реакции). Приведенный пример показывает, что воздушно-реактивные двигатели прямой реакции по развиваемой ими огромной мощности находятся вне конкуренции при больших скоростях полета. Однако для характеристики ВРД прямой реакции тяговая мощность используется редко, так как ее величина сильно зависит от скорости полета.
51
Более характерным параметром этих двигателей является сила тяги, зависящая от скорости полета в меньшей степени (ср. рис. 1.25 и 1.26).
Рис. 1.26. Тяговая мощность силовой установки сверхзвукового пассажирского самолета, состоящей из четырех ТРД, в полете на высоте Н = 18 км: 1 — мощность одного двигателя; 2 — тяговая мощность четырех двигателей
Тяговая мощность ВРД прямой реакции (1.38) может быть сопоставлена с тяговой мощностью ГТД непрямой реакции (например, ТВД), которая выражается следующим образом:
ЛГр = ^в nB + PV„,
v Рв Vu
где =-------- — мощность, передаваемая на винт; РП — тяга винта и его
Пв
КПД (Т|в); Р — реактивная тяга потока, проходящего через двигатель.
В ТВД общую тяговую мощность N называют эквивалентной мощностью двигателя N„ в отличие от винтовой мощности .
Так как основное тяговое усилие в ТВД создает винт (Pfi » Р), а его тяга по скорости быстро падает, ТВД не может конкурировать с ВРД прямой реакции по величине тяговой мощности при больших скоростях полета.
1.4. Коэффициенты полезного действия ВРД и удельные показатели совершенства авиационных двигателей
Общее совершенство (качество) авиационного двигателя, представляющего собой сложную термодинамическую и механическую систему (см. разд. 1.1.3), обычно оценивается теоретическими безразмерными показателями — коэффициентами полезного действия, а также системой размерных (или безразмерных) удельных показателей совершенства двигателя, более удобных для практического использования.
1.4.1. Коэффициенты полезного действия
Качество (эффективность) ВРД прямой реакции в установившемся горизонтальном полете характеризуют три связанных между собой вида КПД:
1)	эффективность ВРД как термодинамической машины — эффективный кпд Ле;
2)	эффективность ВРД как движителя — полетный (или тяговый) КПД Т]п ;
52
3)	эффективность ВРД как авиационного двигателя в целом — полный (или общий) КПД Т|о •
Эти КПД позволяют оценить эффективность преобразования затраченной энергии топлива в располагаемую энергию двигателя ЛГрасп , и затем — и в полезную (тяговую) мощность передвижения летательного аппарата
N N N . затр расп р
(В дальнейшем вместо удельных работ будем использовать мощности, относящиеся к двигателю в целом с расходом воздуха GB кг/с: N = GB L.) Рассмотрим составляющие этой цепочки преобразования энергии.
Затраченная энергия топлива
Энергия израсходованного топлива GT равна сумме термохимической энергии топлива GT Нц и приобретенной топливом кинетической энергии при раз-
GT
гоне летательного аппарата —т— (нагревом топлива в баках и системах дви-гателя пренебрегаем):
+ ~/| •	(1-39)
При максимальных скоростях полета самолетов М < 3...3.5 величина Уп ~«Н , что упрощает выражение (1.39): Li	и
=	(1.40)
Однако, например, при рассмотрении ракетных двигателей и при больших скоростях полета используется выражение (1.39).
Можно приближенно полагать, что W3aTp равна теплу GB Qp подведенному к циклу, но при этом надо пренебречь неполнотой сгорания топлива, что обычно принимается, так как GB = r\r GT Ни . В этом случае понятие (1.18) сохраняет свое значение.
Располагаемая механическая мощность двигателя
Эта может быть определена как сумма полезной (тяговой) мощности N = РКП (1.38) и механической энергии, потерянной с выхлопными газами, отбрасываемыми с абсолютной скоростью сс - Vn .
Пренебрегая внешним сопротивлением двигателя и принимая полное расширение газов в реактивном сопле, получим выражение тяговой мощности в виде
Wp = -Р^п = (G. + °т) сс	•	(1-41)
Потерянная в единицу времени со струей выходящих газов механическая энергия определяется выражением
53
(с - V )
N«m = (G» + GT) ° 2	•	d-42)
Очевидно, полная располагаемая механическая мощность двигателя равна сумме полезной работы передвижения и энергии, потерянной с отходящими газами. Складывая (1.41) и (1.42), получим выражение
c2-V2
*расп =	+ ^пот =	+ Ст) - ’2— •	(1-43)
которое при Gv + GT ~ GB превращается в уже известное выражение (1.17).
Эффективность преобразования энергии в полете оценивается тремя коэффициентами полезного действия следующим образом: располагаемая мощность двигателя
затраченная энергия топлива ’	( • а)
полезная мощность передвижения	ал-ч
располагаемая мощность двигателя ’	( 	°)
полезная мощность передвижения
затраченная энергия топлива ‘	( • в)
Эффективный КПД двигателя
Согласно (1.44а), (1.43), (1.39), разделив на расход воздуха GB , получим
 р -	о	.
rr	П
<7т Ни + g
Приближенно, полагая (1 + qr) ~ 1 и при условии (1.40), имея в виду (1.17), получим выражение эффективного КПД двигателя'.
<1Л6)
Тепло, подведенное к 1 кг рабочего тела в термодинамическом цикле связано с относительным расходом топлива выражением — Г|г qr Ни . Обычно полнота сгорания топлива Т|г близка к единице, тогда Q1 ~ qT Ни и эффективный КПД двигателя (1.46) становится равным эффективному КПД цикла (1.18).
Полетный КПД двигателя
По определению (1.44,6), используя выражения (1.41) и (1.43), разделив все на расход воздуха GB получим
_ (1 + <7Т) сс ~ хч \ / 2 тг2х * С1 + ЯД (Сс - Уп>
54
Полагая, как прежде 1 + <ут ® 1, после преобразований получим 2	2v
Т|п =----- или Г1 = ---------
П	С	*П 1 Л. А,
1+е
(1.47)
и
своего максимального значения
п где v = — . П се Как видим, полетный КПД зависит только от отношения скоростей полета и
Уп истечения газов из сопла двигателя — (рис. 1.27). Полетный КПД достигает Сс
Лтах = 1* когДа скорость истечения газов из
сопла равна скорости полета. В этом случае потери струей выходящих газов равны нулю, так как относительно земли они неподвижны (сс - Vn = 0), однако реактивная тяга при этом равна нулю.
Полетный КПД становится равным нулю, когда скорость полета равна
нулю. При увеличении отно-
шения — > 1 вместо Сс выражение
тяги создается тормозящая
сила и смысл.
Для
(1.47) теряет физический
реальной области работы воздушно-реак-
механической энергии со
Рис. 1.27. Полетный КПД двигателя прямой реакции в стационарном полете (Vn = const)
двигателей 0<-^<1, т. е. скорость истечения газов из сопла ВРД больше скорости полета. Поэтому полетный КПД всегда меньше единицы. Полетный КПД может быть увеличен лишь при
тивных
увеличении отношения
v = — , т. е. с уменьшением скорости истечения газов (например, Сс
пени двухконтурности ТРДД) или увеличением скорости полета
Выражение (1.47) было впервые получено академиком Б.С.
при росте сте-
самолета.
Стечкиным.
Полный КПД реактивных двигателей
Полный КПД двигателей всех типов (ВРД, ТВД, ракетных — РкД и др.) выражается одинаково как отношение полезной “тяговой” мощности РД к затраченной в единицу времени термохимической и кинетической энергии топлива, находящегося на борту летательного аппарата (1.48):
По
f ’
2 .
(1.48)
и
где Р — реактивная тяга двигателя; Уц
лива (и окислителя в РкД) во всех камерах сгорания двигателя в единицу вре
— скорость полета; G — расход топ-
55
мени; Ни — теплота сгорания 1 кг топлива в ВРД или 1 кг смеси горючего и окислителя в РкД.
При рассмотрении ВРД, используемых при относительно небольших ско-
2
ростях полета, обычно величиной по сравнению с Ни пренебрегают и используют выражение полного КПД в упрощенном виде:
(1.49)
Взаимосвязь коэффициентов полезного действия реактивных двигателей ВРД прямой pt а кции
У ВРД взаимосвязь КПД определяется условиями (1.44), откуда следует, что
т1о = 'Пгт1п»	(1-50)
т. е. полный КПД двигателя есть произведение эффективного и полетного его КПД.
На рис. 1.28 показан характерный уровень КПД турбореактивного двигателя в зависимости от скорости полета. Полетный КПД двигателя при увеличении скорости полета непрерывно увеличивается из-за увеличения отношения — . Сс Эффективный КПД при этом также растет в связи с увеличением общей степени повышения давления в двигателе из-за динамического сжатия. Полный КПД как произведение Г|е и Пп непрерывно увеличивается с ростом Vn .
_i-----1------1-------1
1ft Д 2,0Мп(Н>Нкм)
Рис. 1.28. Изменение эффективного, полетного и полного КПД ТРД в зависимости от скорости полета (Уг = 0...100 м/с при Н = 0, Уп = 250...800 м/с при Н > 11 км)
Приведенный пример показывает, что современные ВРД достигли весьма высокого совершенства и по внутреннему эффективному КПД и по полному КПД, характеризующему их совершенство и как тепловой машины, и как движителя. Для сравнения укажем, что эффективный КПД современного дизеля, наиболее совершенного поршневого двигателя внутреннего сгорания обычной схемы, достигает лишь величины порядка 0,4.
Турбовинтовые двигатели. У ТВД, как двигателей непрямой реакции эффективный КПД, т) определяется отношением эквивалентной мощности N€ к затраченной в единицу времени энергии топлива:
G_ Ни ‘
56
Полетный. КПД ТВД имеет сложное выражение, но по величине он близок к КПД винта;
В II
где Рв и N — тяга винта и мощность на его валу.
Поэтому с некоторой степенью условности полный КПД ТВД может быть представлен выражением
(1-51)
Ракетные двигатели (РкД). Проведем аналогию между авиационными ВРД и ракетными двигателями, которые создают тягу в результате сжатия в ЖРД в жидком состоянии рабочего тела — топлива, состоящего из горючего и окислителя (<7Т = (7гор + GO4), горения смеси в камере при р = const и ускорения газа в сопле до скорости на его срезе при полном расширении сс . Тяга ракетного двигателя выражается уравнением
P = GTcc.	(1.52)
Так как ракеты, особенно, баллистические или космические, могут перемещаться с высокими скоростями, причем Ип может существенно превышать величину с , кинетическую энергию расходуемого топлива —„— необходимо с	2
учитывать.
Поэтому для полного КПД ракетного двигателя справедливо выражение (1.48). Далее, не приводя теоретических обоснований, сформулируем конечный результат по другим КПД, интересный для сравнения с авиационными ВРД. (Все приводимые выражения КПД РкД справедливы для установившегося полета).
У ракетных двигателей эффективный КПД определяется как отношение “располагаемой” работы (в виде суммы кинетических энергий вытекающих из сопла газов и топлива, находящегося на борту летящего со скоростью Vn аппарата) к полной энергии топлива, т. е.
•'г"	/ у2 
Полетный КПД РкД выражается формулой
Зависимости Т]п от vn = — для РкД в сравнении с ВРД в характерных об-Сс
ластях их работы показаны на рис. 1.29. Эти зависимости показывают, что ракетные двигатели баллистических или космических летательных аппаратов сохраняют высокий полетный КПД при скорости полета, существенно превышающей скорость истечения газов из реактивного сопла » сс , что отли-
57
Рис. 1.29. Полетный КПД реактивных двигателей:
1 - ТРДФ и ТРДДФ (Pmex; Мп = 2...2,5);
2 — ТРДД (т = 4...8; Мп = 0,8...0,85);
3 — ЖРД баллистических и космических ракет
vn
чает их от авиационных ВРД, у которых отношение — не может превышать Сс
единицу.
1.4.2. Удельные показатели совершенства
авиационных двигателей
Для сравнительной оценки ВРД на практике широко пользуются относительными величинами, характеризующими уровень технического совершенства двигателей. Эти величины носят название удельных параметров двигателя и делятся на три группы:
1)	тяговые или мощностные параметры;
2)	параметры, характеризующие относительную затрату топлива (экономичность);
3)	показатели массы (веса) и объема двигателя.
Удельные параметры тяги или мощности
Удельная тяга ВРД (Руд) определяется отношением тяги, развиваемой двигателем, к секундному расходу воздуха:
Руд = ^-.	(1.53)
в
2
Размерность удельной тяги Нс/кг или м/с (1 Н = кг м/с ), т. е. удельная тяга имеет размерность скорости, что также следует из сравнения (1.26) и (1.53). Удельная тяга — один из наиболее важных параметров ВРД. Чем больше удельная тяга двигателя данного типа, тем большую абсолютную тягу он будет иметь при заданных условиях полета, размере и массе двигательной установки.
У двигателей непрямой реакции (ТВД) параметром, аналогичным удельной тяге, служит так называемая удельная мощность в Вт  с/кг или Дж/кг, 58
т. е. мощность двигателя, приходящаяся на 1 кг воздуха, проходящего через двигатель в единицу времени. При этом используют понятие эквивалентной мощности двигателя Ne , которая равна сумме мощности, развиваемой на валу двигателя (винта), условной мощности, развиваемой за счет прямой реакции выходящих из сопла газов:
d-54)
Лобовая тяга — тяга ВРД, отнесенная к наибольшей площади поперечного сечения двигателя — площади миделевого сечения. Размерность лобо-о вой тяги двигателя — Н/м .
F "
mid
(1.55)
Часто лобовую тягу определяют по площади входа в воздухозаборник:
=	(1.56)
вх
9
Лобовая тяга, или тяга, которую можно получить с 1 м площади миделевого сечения (или входа), является важной характеристикой авиационных реактивных двигателей. Она характеризует возможность получения заданной величины тяги при ограничениях максимального диаметра двигателя (например, при расположении двигателя в фюзеляже самолета). При наружном расположении двигателя на летательном аппарате (в гондоле двигателя) величина лобовой тяги, определяющая его лобовую площадь при данной тяге, в значительной степени определяет внешнее сопротивление двигательной установки. В однотипных двигателях увеличение лобовой тяги косвенно свидетельствует также об улучшении их массовых характеристик.
Коэффициент тяги. Безразмерным коэффициентом тяги Ср называют от-
А -	В	₽Н
ношение лобовой тяги к скоростному напору набегающего воздуха q = —»— , где рн — плотность невозмущенного потока. Если используется лобовая тяга по “миделю” (1.55), коэффициент тяги равен
С '*_ Р
Р q *mid Рн ^п/2
или, если используется площадь входа,
Р F р V2/2 ВХ ГН П
(1.57)
(1.58)
Коэффициентом тяги обычно пользуются для оценки бескомпрессорных прямоточных и комбинированных воздушно-реактивных двигателей, применяемых на крылатых ракетах. Тяга этих двигателей с использованием коэффициента Ср (1.57) и выражения (1.55) определяется формулой
Ср ^mid Рн
2
(1.59)
59
По структуре это уравнение совпадает с выражением для силы аэродинамического сопротивления при движении тела в воздухе. Часто прямоточный ВРД и ракета органически связаны в единый агрегат “ракета-двигатель”, причем мидель двигателя определяет и мидель ракеты. В этом случае сила сопротивления движению ракеты может быть выражена через ее коэффициент сопротивления Сх и площадь миделя:
С'х ^mid Рн
и тогда использование коэффициента тяги Ср становится особенно удобным.
Коэффициент тяги двигателя можно непосредственно сравнивать с коэффициентом сопротивления, а избыточная тяга, идущая на разгон или подъем аппарата, определится разностью этих коэффициентов по формуле
(СР - с,) F„,id р„
ДР = Р - X = ---------~-----------
При горизонтальном установившемся полете сила тяги равна силе сопротивления, тогда Ср = Сх .
Удельные параметры экономичности
сового
Удельный расход топлива в двигателе определяется отношением часового мас-кг "h
расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем размерность —
G	9Т
Суд =3600^ = 3600^
уд
(1.60)
= ----отношение секундных расходов топлива и воздуха в двигателе,
^в
Удельный расход топлива характеризует экономичность рабочего процесса двигателя, так как показывает, сколько топлива затрачивает двигатель данного типа на заданной скорости в единицу времени полета для создания тяги, равной 1 Н.
Параметром, аналогичным С, служит удельный расход гателя:
где q.
' , у двигателей непрямой реакции (ТВД) У Д
топлива на единицу эквивалентной мощности дви-
Р _ Ст _ 9т е N N е суд
кг
Вт • с
<7Т или Се = 3600 -г:— л^уд
кг
ч
Вт •
тяги
Удельный импульс тяги характеризуется величиной торая образуется при сжигании 1 кг топлива в секунду, т. е. чиной, обратной удельному расходу топлива:
Р Руп _ 3600
УД Gr 9Т Суд 
двигателя, появляется вели-
(1-61)
60
Размерность удельного импульса тяги совпадает с размерностью удельной тяги, т. е [м/с]. Удельный импульс тяги, как и удельный расход топлива, является характеристикой экономичности двигателей и обычно используется для оценки воздушно-реактивных двигателей, устанавливаемых на ракетах (по аналогии с соответствующим параметром у ЖРД и РДТТ).
Удельные показатели массы и объема
Эти показатели оценивают весовое (массовое) и габаритное совершенство авиационных двигателей.
Одним из основных параметров совершенства авиационного двигателя прямой реакции является его удельный вес — безразмерный параметр, рав-9 ный отношению силы тяжести двигателя на уровне земли (g- 9,81 м/с ) к его максимальной (взлетной) тяге при стандартных атмосферных условиях:
_ & Мдв _ & Ндв
Yg - р “ р max уд max
(1.62)
АГ
где JW — сухая масса конструкции давигателя по ГОСТ 17106-71; ц =	---
д	А Сгв
конструкции, приходящая-
удельная масса конструкции двигателя, т. е. масса ся на 1 кг/с расхода воздуха через двигатель.
Применяется также параметр удельной массы Мдв
Ум = р^- t^/H],
шах
двигателя:
менсе удобный, в силу традиционности понятия удельного веса yG (1.62) и безразмерности этого параметра.
Весьма характерным показателем весового совершенства двигателя, часто используемым в оценках двигателей, служит удельная весовая тяга двигателя:
Р 1 ( _ max_____1
(1.63)
являющаяся величиной, обратной удельному весу (1.62), и “образно” показывающая, во сколько раз большую силу тяги “создает” каждая единица веса двигателя.
Удельная масса турбовинтового двигателя подсчитывается как отношение его сухой массы к максимальной эквивалентной мощности при взлете Л\,1пах Мдв в кг/кВт: = —------.
vcniex
Объем, занимаемый двигателем, особенно важен для самолетов-истребителей, самолетов вертикального взлета и посадки, крылатых ракет, т. е. для ЛА с большой тяговооруженностью или небольших размеров. Для характеристики объема двигателя Кдв используют обратную величину — удельную объем-
ную тягу'.
^гпах Г Н
V- у з
КДВ М
(1.64)
61
Объем двигателя (типа ТРДФ, ТРДДФ) весьма условно можно оценить, представляя его в виде цилиндра, по формуле Удв ~ FDLRB , где F и D — площадь и диаметр характерного сечения двигателя; LRB — длина двигателя в калибрах.
Тогда
_ 4 'Рщах
V~K
(1.65)
Отсюда следует, что величина удельной объемной тяги у геометрически и газодинамически подобных двигателей (или близких по схеме и конструкции)
должна изменяться обратно пропорционально характерному размеру двигате-
ля D, так как при этих условиях
Р шах
D2
~ const и Pv D ~ const. Иначе, удель-
ная объемная тяга теоретически уменьшается обратно пропорционально
корню квадратному из тяги двигателя.
Эта закономерность довольно хорошо подтверждается на практике у двигателей с „ > 10 кН. Таким образом, условный объем, занимаемый К дви-ГПЙл
гателями в многодвигательной силовой установке самолета, должен быть в .jf раз меньше условного объема одного большого двигателя с той же взлетной тягой.
Конечно, при такой условной оценке можно определить только тенден цию, поскольку при этом не учитываются такие факторы, как взаимное расположение двигателей, относительные размеры агрегатов и многое другое.
Связь КПД двигателя с удельными показателями экономичности
Связь полного КПД с удельным расходом топлива и удельным импульсом двигателя получим, используя выражения для удельного расхода топлива (1.60) и удельного импульса (1.61):
збоокп </уд '° СУД Ни
(1.66)
Из этих выражений следует, что используемые обычно для характеристики экономичности реактивного двигателя удельный расход и удельный импульс топлива отвечают своему назначению только при сравнении двигателей при одинаковой скорости полета, так как действительная эффективность двигателя, характеризуемая его полным КПД, зависит не только от этих параметров, но и от скорости полета:
~ £ ^уд уд
Для демонстрации связи различных факторов эффективности ВРД воспользуемся известным из аэродинамики понятием теоретической дальности полета самолета, которая является одним из показателей качества для оценки маршевых двигателей, работающих в длительном крейсерском полете.
62
Теоретическая дальность полета самолета LTeop определяется уравнением Брега при условии постоянной скорости (У = const), неизменного аэродинамического качества самолета (К — const) и полного израсходования топлива в крейсерском полете без учета участков разгона, набора высоты и снижения:
£„ор = 3600	In -i- .	(1.67)
уд 4	1 - Нг
Здесь lit —отношение массы топлива, расходуемого в полете с постоянной ско-
ростью к начальной массе самолета;
эф р
— коэффициент относительного
уменьшения эффективной тяги двигателя из-за внешнего сопротивления (1.32).
Используя связь полного КПД ВРД с удельным расходом топлива (1.66), найдем
L„n = — Пп н„	In —-— .
теор q и эф 1 — р.
(1.67а)
Таким образом, теоретическая дальность полета самолета прямо пропорциональна полному КПД двигателя и величине теплоты сгорания применяемого топлива.
Влияние других удельных показателей двигателя оказывается косвенным. Качественное влияние КПД, Ни и удельных параметров двигателя на теоретическую дальность полета самолета показано на рис. 1.30.
Рис. 1.30. Качественное влияние КПД, удельных параметров и Ни топлива на теоретическую дальность полета самолета
Удельный вес двигателя yG влияет через относительный запас топлива в самолете рт , причем, чем тяжелее двигатель, тем меньший относительный запас топлива может быть размещен в самолете и тем меньше его теоретическая дальность полета. При этом сама величина yG , согласно (1.62), зависит от уделъ-
63
ной массы конструкции рдв , определяющей совершенство конструкции, и удельной тяги, определяющей размер двигателя при заданной тяге. Коэффициент уменьшения эффективной тяги Р^ при прочих равных условиях (Р = const) зависит от диаметра двигателя, т. е. от его удельной тяги. Количественно это косвенное влияние различных удельных показателей двигателя может быть оценено детальным аэродинамическим расчетом системы “самолет — двигатель” на разных стадиях ее проектирования.
Система удельных параметров двигателей в целом является надежным средством сравнения их качественного совершенства.
Глава 2. ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ ВРД
Для работы ВРД любого типа необходимо осуществление термодинамического цикла, т. е. подвод извне тепловой энергии. Существует довольно много источников тепловой энергии, пригодных для использования в двигателях ЛА различного типа — от гражданских и военных самолетов до авиационно-космических систем. Большинство источников энергии (ИЭ) объединяются обычно понятием топливо.
Проблема обеспечения летательных аппаратов эффективными и доступными источниками энергии в последние годы сильно обострилась и не утратит особой значимости на перспективу.
2.1.	Основные функции топлив и возможные
источники энергии ВРД
1.	Главная функция топлива — быть источником тепловой энергии для нагрева рабочего тела в термодинамическом цикле.
2.	Топливо может служить также рабочим телом для получения механической энергии в цикле. Эта его функция полностью реализуется в ракетных двигателях. В ВРД основой рабочего тела в цикле служит воздух. В комбинированных ВРД (ракетно-прямоточнх, ракетно-турбинных) функция топлива как рабочего тела реализуется частично.
3.	Третья функция топлива — возможность охлаждения им элементов и систем двигателя и ЛА до подачи его в камеру сгорания. Это первоначальное “хладосодержание” топлива используется для охлаждения в специальных теплообменниках масла системы смазки двигателям или воздуха, идущего на охлаждение турбин. Применение переохлажденных (криогенных) топлив, таких как жидкий водород или метан, а также разлагающихся эндотермических топлив создаст в будущем возможность охлаждать конструкцию двигателя и летательного аппарата при очень высоких скоростях полета.
Требования, предъявляемые к топливам, различны для летательных аппаратов разного назначения. Приведем общие требования к топливам ВРД.
1.	Максимально высокая массовая удельная теплота сгорания Ни [кДж/кг или мДж/кг], определяющая при заданном подогреве рабочего тела в цикле минимальный расход топлива.
64
2.	Максимально возможная плотность топлива р7 или его объемная удельная теплота сгорания Hv = Ни рт [кДж/дм3], определяющая минимальный объем и массу топливных баков. Это требование особенно важно для сверхзвуковых маневренных и малоразмерных летательных аппаратов.
3.	Высокая удельная теплопроизводительнось [кДж/кг], т. е. тепловыделение на 1 кг стехиометрической смеси топлива с воздухом, определяющее максимальную температуру продуктов сгорания:
где Lq — стехиометрический коэффициент, т. е. количество воздуха (в кг), теоретически необходимое для сжигания 1 кг топлива (безразмерная величина); 1 + Lo — масса продуктов сгорания, отнесенная к 1 кг топлива.
Очевидно, увеличение Нт возможно как при росте Ни , так и при уменьшении Lo . Величина Нг в основном определяет максимально достижимую тягу двигателя (например, СПВРД).
4.	Высокая работоспособность продуктов сгорания, определяемая комплексом RT (множитель в выражениях работы газа, кинетической энергии истекающих газов и т. д.). Она может быть увеличена при увеличении Т* или изменением молекулярного состава продуктов сгорания (при уменьшении их сред-Q
ней молекулярной массы ц увеличивается газовая постоянная В ----, где В —
1	ц
“ср
универсальная газовая постоянная). Это требование выдвигается в случае использования топлива как рабочего тела (в ракетных и комбинированных двигателях).
5.	Высокая термостабильность при нагреве в баках при высоких скоростях полета и при охлаждении нагретых элементов. Она характеризуется температурой предельного нагрева топлива Ти ред .
6.	Высокое “хладосодержание”, т. е. теплопоглощение при нагреве от температуры топлива в баках до , характеризующее физические охлади-тельные возможности топлива. При дальнейшем нагреве так называемого “эндотермического” топлива может быть реализовано регламентированное химическое разложение его с эффектом значительного теплопоглощения (химическое хладосодержание), что существенно увеличивает общие охлаждающие возможности топлива в целом.
7.	Возможность подвода топлива (в общем случае тепла) в двигатель. Эта возможность затруднена при использовании, например, твердых, порошкообразных, загущенных топлив, ядерного горючего и др.
8.	Достаточная химическая активность и возможность эффективного сжигания (для химических топлив).
9.	Эксплуатационная пригодность (умеренная токсичность, безопасность, транспортабельность, стабильность при хранении и др.).
10.	Умеренная стоимость и достаточные ресурсы.
Перечисление общих требований к топливам ВРД показывает сложность проблемы обеспечения их эффективными источниками энергии.
3 К. А. Крылов	65
Потенциально возможные источники энергии ВРД по принципу образования тепловой энергии можно разделить на три класса (рис. 2.1): химические, т. е. использующие молекулярные реакции с тепловыделением; ядерные, использующие энергию распада или деления ядер химических элементов, и световые, использующие для получения тепла энергию светового излучения.
Рис. 2.1. Возможные источники энергии ВРД
Химические источники энергии ВРД (топлива), а именно их первая группа, использующая для получения тепла окислительно-восстановительную реакцию (горение), в настоящее время являются единственным видом, нашедшим практическое применение, и детально рассматриваются ниже. В принципе в ВРД можно использовать экзогенную реакцию разложения некоторых веществ, которая применяется в ЖРД с однокомпонентным топливом (перекись водорода, пропил нитрат и др.). В перспективе для высотных аппаратов с двигателем типа СПВРД не исключено использование тепловой энергии каталитической ассоциации свободных радикалов или преобразования неустойчивых молекул, присутствующих в высоких слоях атмосферы и образующихся под действием солнечного излучения.
Ядерные источники энергии ВРД прежде всего связываются с применением ядерного реактора на борту летательного аппарата, что представляет собой чрезвычайно сложную проблему и в техническом отношении, и по безопасности эксплуатации. В настоящее время задачи и целесообразность таких летательных аппаратов не определены. В некоторых специфических случаях (на космических аппаратах) может оказаться возможным применение в ВРД радиоактивных изотопов как источников тепловой энергии.
Световые источники энергии примечательны тем, что при их использовании становятся ненужными бортовые запасы топлива или реакторы. Уже имеются экспериментальные самолеты с солнечными батареями и электродвигателем, приводящим воздушный винт. Энергия Солнца широко используется в космической технике. Не исключено, что будут найдены способы использо
вания этой энергии в ВРД и определены области применения таких двигателей. Высказываются идеи о создании летательных аппаратов с ВРД, энергия к которым подводится с Земли или с космических солнечных электростанций посредством лазерного луча.
Характерная особенность рассмотренных классов источников энергии за ключается в способе передачи тепла в двигатель. При использовании химических ИЭ тепло образуется в результате горения непосредственно внутри двигателя, поэтому химические ИЭ должны быть в двигатель поданы или заранее в нем размещены. Тепло выделяется в ядерном реакторе, расположенном на борту ЛА, и требуются специальные системы с теплоносителем для передачи тепла в двигатели. Световые источники энергии расположены вообще вне летательного аппарата и требуют сложных передающих, приемных и преобразующих энергетических устройств.
2.2.	Химические топлива и их энергетические
характеристики
Химические топлива ВРД можно разделить на однокомпонентные и двухкомпонентные.
Однокомпонентные топлива представляют собой горючее вещество (или смесь нескольких горючих веществ), для сжигания которого в ВРД используется только кислород воздуха. К этому же классу относятся и унитарные (мономолекулярные) разлагающиеся топлива, применение которых принципиально возможно в комбинированных ВРД с элементами ЖРД.
Двухкомпонентные топлива ВРД содержат наряду с горючими веществами бортовой окислитель для частичного окисления горючего и его газификации с целью последующего дожигания в кислороде воздуха. При использовании жидких компонентов горючее и окислитель содержатся в отдельных баках; при использовании твердых топлив горючие и окисляющие компоненты входят в состав унитарных смесевых зарядов (брикетов) твердого топлива. Двухкомпонентные топлива используются только в комбинированных ВРД, включающих элементы ракетных двигателей. Основная масса ВРД работает на однокомпонентных топливах, использующих для горения воздух.
Большое значение для организации подачи топлива в двигатель и его эффективного сжигания имеет агрегатное состояние топлива. Топлива ВРД в принципе могут находиться во всех известных агрегатных состояниях: газообразном, жидком, твердом, в виде суспензии (взвесей порошков в жидких горючих)-
2.2.1.	Удельная массовая теплота сгорания химических топлив при сгорании в кислороде (воздухе)
Различают высшую и низшую удельные теплоты сгорания.
Высшей удельной теплотой сгорания Но называют количество тепла, выделяющегося при полном сгорании в воздухе 1 кг топлив, которые имеют одинаковую исходную базовую температуру при условии последующего охлаждения продуктов сгорания до этой базовой температуры с учетом тепловых эффектов всех фазовых превращений (в т. ч. конденсации воды).
3*
67
За стандартную базовую температуру берут 70 = 298,16 К, т. е. +25’С.
Так как продукты сгорания топлив обычно имеют температуру выше /кип воды, то обычно пользуются понятием низшей удельной теплоты сгори, ни я Ни , которая определяется так же, как и Но , но при условии охлаждения паров воды в продуктах сгорания до То без конденсации.
Очевидно, что Ни меньше Но на величину теплоты парообразования воды и разницы теплосодержания пара и воды при 70 . У топлив, не содержащих водорода (а следовательно, и воды в продуктах сгорани я), Ни = Hq .
Теплота сгорания может быть определена экспериментально в калориметрической бомбе либо расчетом по известным из справочников теплотам образования исходных веществ, входящих в состав топлива, и их продуктов сгорания, находящихся в соответствующем фазовом состоянии при базовой температуре 70 .
2.2.2.	Химические топлива, потенциально пригодные для ВРД
Все наиболее теплотворные химические элементы с Ни > > 25000 кДж/кг находятся в первых трех группах и первых четырех периодах периодической системы элементов Менделеева. Таких элементов всего семь: водород, литий, бериллий, бор, углерод, магний, алюминий. Именно эти элементы являются основой большинства используемых и перспективных химических топлив ВРД.
В табл. 2.1 и на рис. 2.2 даны основные свойства горючих веществ в сравнении с массовым авиационным топливом-керосином РТ при сгорании в воздухе. Основные свойства воздуха как рабочего тела и окислителя даны в разд. 1.1.3.
Рис. 2.2. Массовые и объемные удельные теплоты сгорания основных горючих веществ
68
Таблица 2.1
Свойство	Горючее							
	н2	Li	Be	В	С	Mg	Al	Керосин J
Атомная масса	1,01	6,94	9,01	10,81	12,01	24,3	26,98	—
гг	/	3 Плотность, кг/дм	0,0709 (ж) (-253'С)	0,476	1,84	2,3	2,25	1,74	2,7	0,775
Массовая удельная теплота сгорания Ни , МДж/кг	** 120	42,98*	62,8*	58,82	32,79	24,81*	30,98*	43,12
Обьемная удельная теплота сгорания Hv, МДж/кг	*** 8»51	21,7	115,56	135,3	73,77	43,16	83,65	33,42
Удельная теплопро-изводительность	, МДж/кг	3409	7175	7218	5549	2623	6444	6388	2712
Стехиометрический коэффициент Lq	34,2	4,99	7,7	9,6	11,5	2,85	3,85	14,9
Окисел в твердом виде.
Газообразный водород при +25*С.
Жидкий водород (—253*С).
о СО
Рис. 2.3. Связь удельной массовой теплоты сгорания II , стехиометрического коэффициента LQ и удельной теплопроизводительности горючих
ет отметить, что все металлы и
Удельная теплопроизводительность топлива согласно определению (2.1) в координатах Ни — (1 + Lo) характеризуется тангенсом угла наклона прямых И - const, выходящих из начала координат, что показано на рис. 2.3.
Из рассмотрения приведенных данных следует, что наивысшей массовой теплотой сгорания обладают водород, бериллий и бор (120...60 МДж/кг), средний уровень Ни (40...30 МДж/кг) характерен для лития, углерода и алюминия. Ио объемной теплоте сгорания выделяются ‘‘тяжелые” вещества — бор, бериллий, алюминий, углерод, О
имеющие HV=135...7O МДж/дм при плотности рт = 1,84...2,7 кг/дм3.
Высокой теплопроизводительностью (максимальной температурой горения) характеризуются металлы (Li, Be, Mg, Al) и металлоид бор (7200...5500 кДж/кг). Следу-бор образуют при сгорании твердые окислы,
снижающие работоспособность продуктов сгорания и дающие дым.
Вследствие сильной дифференциации свойств отдельных горючих веществ
целесообразны их комбинации в виде механических смесей или химических
соединений и, в первую очередь, соединений с водородом как наиболее теплотворным горючим. Хорошо известны соединения водорода с углеродом (уг
леводороды), с бором (боргидриды или бороводороды), тройные соединения
бора, углерода и водорода (бороорганические вещества). Гидриды металлов
Рис. 2.4. Основные виды горючих веществ, потенциально пригодных для использования в ВРД
(Li, Be, Al, Mg) практически непригодны к использованию как топлива ВРД.
На рис. 2.4 показаны основные типы горючих веществ, потенциально пригодных для использования в ВРД
Водород, заправляемый в баки в жидком виде и поступающий в двигатель в виде газа, как наиболее теплотворное из всех химических топлив, обладающее также высоким “хладосодержанием” и рядом других положительных свойств, рассматривается как одно из наиболее подходящих топлив для авиационно-космических и гиперзвуковых ЛА и, ввиду неисчерпаемых природных ресурсов, считается наиболее перспективным массовым топливом для авиации будущего.
Углеводородные топлива, получаемые из нефти, в настоящее время являются основным топливом авиации и других видов транспорта (см. разд. 2.3). Обладают средними значениями теплот сгорания и высокими эксплуатационными качествами. Как альтернативные
70
авиационные топлива могут рассматриваться также и природный газ (метан) и другие легкие углеводороды, используемые в ожиженном виде. Твердые углеводороды используются как компоненты зарядов твердого топлива ВРД.
Бороводородные топлива (например, пентаборан B5HQ и декаборан В10Н-14) представляют собой жидкости или легкоплавкие твердые вещества с высокой массовой теплотой сгорания (65...68 МДж/кг), крайне токсичны и малопригодны к эксплуатации. Как возможные топлива ВРД бороводороды исследовались в 1960-70-х годах экспериментально.
Органические производные бороводородов — алкилбораты, карбораны (соединения типа В—Н—С) — жидкие топлива, в отношении массовой теплоты сгорания занимают среднее положение между угле- и бороводородами, не обладают резкими токсичными свойствами последних и пригодны к эксплуатации. Наличие в составе этих топлив бора заметно увеличивает массовую, объемную теплоты сгорания и теплопроизводительность, что делает целесообразным применение их как топлив для двигателей некоторых беспилотных ЛА с габаритными ограничениями (типа СПВРД и др.)
Бор, как топливо ВРД, обладает уникальным сочетанием свойств. Он имеет массовую удельную теплоту сгорания, более чем на 30% превышающую Ни авиационного керосина, самую высокую из всех химических топлив объемную теплотворность и достаточно большую удельную теплопроизводительность Нт (в два раза большую, чем у керосина РТ). Поэтому представляет интерес использование бора как топлива ВРД, главным образом в малогабаритных ЛА при высоких потребных тяговых характеристиках двигателей типа СПВРД. Бор может применяться в виде мелкодисперсного порошка, который непосредственно подается в камеру сгорания с помощью специальных устройств, или используется в виде суспензии (взвеси) в углеводородном топливе, или входит как компонент твердого топлива ракетно-прямоточного двигателя (РПДТ).
Алюминий и магний в виде порошков используются как компоненты твердых топлив СПВРД и РПДТ, повышая за счет высокой температуры сгорания тяговые характеристики двигателей и уменьшая объем зарядов за счет высокой плотности.
Бериллий и литий, несмотря на высокие энергетические показатели, в настоящее время не используются как топлива ВРД вследствие неблагоприятных эксплуатационных свойств (продукты сгорания бериллия сильно токсичны, литий склонен к самовоспламенению при нагреве в воздухе и при контакте с водой и др.).
Ряд горючих в комбинированных ВРД (ракетно-прямоточных, ракетно-турбинных) используется в составе двухкомпонентного топлива, т. е. с бортовым окислителем, предназначенным для частичного сжигания горючего и его газификации. При использовании жидких компонентов в качестве окислителя может быть применена азотная кислота HNO или другой окислитель ЖРД. В твердых унитарных зарядах РПДТ в качестве окислителя применяются нитраты (KNO3 , NaNO3), перхлорат аммония NH4C1O(1 и другие твердые окислители, содержащие в избыточном количестве кислород.
Рассмотрим более подробно современные авиационные углеводородные топлива массового применения, а также перспективные альтернативные углеводородные топлива и топлива для высоких гиперзвуковых скоростей полета.
71
2.3.	Углеводородные реактивные топлива
В широкий класс авиационных топлив входят и топлива ВРД, и бензины для поршневых двигателей, поэтому в дальнейшем будем говорить только о топливах ВРД, или реактивных топливах.
2.3.1.	Получение реактивных топлив из нефти
Исходным продуктом для получения реактивных топлив служит нефть — полезное ископаемое органического происхождения.
g
Сорта нефти различаются по плотности (от легких с р < 0,87 г/см до тяжелых с р > 0,91 г/см3) и содержанию серы (от малосернистых с S < 0,5 % до высокосернистых с S>2%).
Состав нефти обычно характеризуется понятиями фракционного и группового составов.
Фракционный состав нефти определяется диапазонами температуры выкипания углеводородных компонентов, которые соответствуют стадиям процесса прямой фракционной перегонки нефти (табл. 2.2). Для производства реактивного топлива из легких фракций пригодны керосиновые и лигроиновые фракции.
Таблица 2.2
Фракции	Температурные пределы выкипания, С
Легкие	
Бензиновые	40...200
Лигроиновые	120...230	'
(Керосиновые	150...300
Тяжелые (мазут)	Остатки после нагрева до 310...350°С
Групповой состав нефти, т. е. состав по типу содержащихся в ней веществ, обычно контролируется. Эти же группы веществ присутствуют в реактивных топливах.
Основная масса углеводородных соединений, имеющих положительные свойства, представлена парафинами (из ряда предельных насыщенных углеводородов с наибольшим содержанием водорода) и нафтенами (циклические, насыщенные, обогащенные водородом соединения).
В нефти может содержаться до 20% ароматических циклических углеводородов с повышенным содержанием углерода. Они уменьшают теплоту сгорания топлива, ухудшают полноту его сгорания, увеличивают склонность к нагарообразованию. Их содержание в топливе должно быть ограничено.
Присутствие в нефти и в реактивных топливах непредельных углеводов (олефинов) крайне нежелательно из-за нестабильности и перерождения этих соединений при хранении, в результате чего образуются нежелательные вещества — органические кислоты, смолы и др.
72
Особенно вредны содержащиеся в нефти сера и сернистые соединения из-за их коррозионной активности. Реактивные топлива подлежат максимально возможной очистке от серы.
Переработка нефти для получения топлив осуществляется в три этапа: — первичная перегонка (выделение легких фракций);
—	вторичная деструктивная переработка (расщепление и направленное изменение строения молекул тяжелых фракций);
—	заключительная очистка.
Прямой перегонкой с последующей очисткой получают основную массу реактивных топлив. Однако при доле всех легких фракций 40...50% от нефти выход авиакеросина составляет всего 9...15%.
Вторичная переработка. Применяемый в производстве, например, автобензинов для расширения выхода легких фракций термический к ре -к и н г (расщепление) при высоких давлениях и температуре молекул тяжелых фракций нефти неприемлем для производства реактивных топлив из-за низкой стабильности крекинг-продуктов (вследствие высокого содержания непредельных углеводородов). В последнее время внедряется процесс гидрокрекинга, т. е. крекинга в присутствии газообразного водорода, насыщающего расщепленные молекулы водородом и устраняющего ряд вредных веществ. Выход высококачественных реактивных топлив возрастает до нескольких десятков процентов, но стоимость их существенно выше.
Обычная очистка прямогонных топлив от непредельных углеводородов, смол, органических кислот, соединений серы и других вредных примесей производится обработкой серной кислотой, многочисленными промывками водой и щелочными растворами с последующим отстоем.
В последнее время стала широко внедряться гидро-очистка прямогонных продуктов, заключающаяся в каталитической их обработке газообразным водородом. Гидроочистка и более глубокое воздействие — гидрирование существенно повышает качество топлива, в частности, почти полностью удаляет из него непредельные углеводороды и серу.
2.3.2.	Основные сорта реактивных топлив
В России вырабатывается несколько сортов реактивных топлив, различающихся, главным образом, возможностью массового производства и использования при сверхзвуковых скоростях полета, т. е. максимальной температурой нагрева в баках (термостабильностыо).
Для широкого применения вырабатываются две основные марки реактивного топлива: ТС-1 и РТ.
Топливо ТС-1 предназначено для дозвуковых и кратковременных сверхзвуковых полетов при mov < 120°С — прямогонная лигроиновая фракция сернистых нефтей, имеющих широкую сырьевую базу.
Топливо РТ является унифицированным топливом для дозвуковых и сверхзвуковых полетов при tr 111ах не более 180"С. Это высококачественное топливо, получаемое прямой перегонкой из любых сортов нефти с применением современных процессов гидроочистки.
Для длительного сверхзвукового полета производится топливо с повышенной термостабильностью Т-6. Получают топливо Т-6 селективной перегонкой с последующим гидрированием.
73
Отечественные массовые топлива ТС-1, РТ эквивалентны по качественным показателям аналогичным массовым зарубежным топливам JetA, Jet, Al (США).
2.3	3- Физико-химические свойства реактивных топлив
Основные показатели и свойства товарных реактивных топлив регламентированы стандартами. Приведем данные, касающиеся только главных параметров и свойств топлив.
Плотность реактивных топлив находится в пределах рг । = 0,77...0,84, причем меньшее значение относится к топливам ТС-1 и РТ, большее — к тяжелому термостабильному топливу Т-6.
Удельная теплота сгорания реактивных топлив должна быть не ниже гарантированных значений 4210...43100 кДж/кг (10250... 10300 ккал/кг).
Для единообразия всех термодинамических расчетов двигателей принято условное ' нормальное” углеводородное топливо, содержащее 85% углерода и 15% водорода и имеющее удельную теплоту сгорания /7^ = 42910 кДж/кг (10250 ккал/кг), стехиометрический коэффициент Lq = 14,9.
Фракционный состав топлив характеризуется кривыми выкипания топлив при нагреве и нормальном атмосферном давлении. Топлива типа ТС-1, РТ выкипают в пределах от 135... 150 до 250...280 С, а топливо Т-6 — в пределах 195...315 С. Фракционный состав определяет такие свойства топлив, как температура начала кипения, летучесть (температура испарения 10% топлива), давление насыщенных паров топлива в надтопливном пространстве баков, температуру вспышки смеси паров топлива с воздухом от искры и др. Эти свойства чрезвычайно важны для безопасности эксплуатации топлива на самолетах.
Высокая летучесть топлива и низкая температура вспышки (требующие пониженной температуры начала кипения) необходимы для надежного запуска двигателя, особенно ь полете на больших высотах и при низких атмосферных температурах. Однако при этом растут давление насыщенных паров, т. е. испаряемость топлива, и пожарная опасность. Особенно опасно испарение топлива при длительном сверхзвуковом полете самолетов на больших высотах, когда топливо в баках нагревается, давление его насыщенных паров растет, а атмосферное давление падает. В этих случаях применяют топлива с повышенной температурой начала кипения, а также делают наддув баков, повышая в них давление, и заполняют баки нейтральным газом (азотом) по мере выработки топлива; либо применяют азотированное (т. е насыщенное азотом на земле) топливо. По мере снижения давления на высоте азот выделяется из топлива, заполняя свободное пространство в баках.
Вязкость топлива — одна из важных эксплуатационных характеристик. Температура топлива при эксплуатации может изменяться в широких пределах. В баках сверхзвуковых самолетов топливо может нагреваться до 100...200’С и выше. С другой стороны, при длительных полетах дозвуковых самолетов в стратосфере (77 =10...12 км), где наружная температура может достигать минус 60...65 С, температура топлива в баках может опускаться до минус 30...40 С.
74
Вязкость топлив значительно снижается при высоких положительных температурах tT и быстро растет — при отрицательных. Поэтому в указанных выше широких температурных пределах эксплуатации топливо должно при высоких tT сохранять достаточную вязкость и смазывающую способность, необходимую для нормальной работы топливоподающей аппаратуры (плунжерных или шестеренчатых насосов, топливных регуляторов и др.). С другой стороны, вязкость топлива не должна быть очень высокой при отрицательных температурах, чтобы была возможность прокачки и достаточной мелкости распыла в форсунках, необходимой для эффективного сжигания топлива в камерах сгорания двигателей.
Стабильность и термостабильность являются важнейшими эксплуатационными характеристиками реактивных топлив.
Стабильность при хранении топлив зависит в основном от окисления их кислородом воздуха, которому в первую очередь подвержены непредельные углеводороды. Поэтому в результате процессов очистки, особенно гидроочистки, реактивные топлива практически освобождаются от непредельных углеводородов.
Термостабильность при нагреве топлива определяется количеством образующихся нерастворимых осадков, которое зависит от содержания в топливе непредельных углеводородов, сернистых, азотистых соединений, смол и других примесей, контактирующих с кислородом воздуха. Термостабильность топлива на сверхзвуковых самолетах может быть повышена наддувом баков инертным газом или азотированием топлива, так как при этом резко снижается содержание кислорода в окружающей среде.
Тяжелые углеводородные топлива. Рассмотренные выше высококачественно реактивные топлива вполне удовлетворяют современным требованиям эксплуатации дозвуковой и сверхзвуковой авиации.
Однако, как указывалось ранее, для малогабаритных ЛА требуется повышенная объемная теплота сгорания, т. е. топливо повышенной плотности. Существует общая закономерность, согласно которой увеличение плотности углеводородов достигается использованием тяжелых молекул с увеличенным отношением содержания углерода и водорода. При этом уменьшается их массовая теплота сгорания, но объемная — растет (рис. 2.5). Возникают трудности с удовлетворением требований по вязкости, температуре кристаллизации и др. При р >0,95...1,0 на смену топливам естественного нефтяного происхождения приходят синтетические углеводороды, свойства которых можно форми-
Рис. 2.5. Изменение массовой и объемной удельных теплот сгорания углеводородных топлив в зависимости от их плотности: 1— авиационные керосины (Т-1, ТС-1, Т-2, PT, Т-6);
2 — тяжелые синтетические топлива [24]
75
ровать в нужных направлениях. Примером подобных топлив может служить американское топливо Шелдайн, имеющее плотность рт = 1,8 кг/дм3 и объемную теплоту сгорания - 44850 кДж/л, что на 25...35% превышает этот показатель для обычных реактивных топлив.
2.4.	Альтернативные авиационные топлива
Запасы нефти на Земле не безграничны. С середины 70-х годов в мировой энергетике стали возникать трудности со снабжением нефтью (“нефтяные кризисы”). Во всех странах были предприняты усилия по экономии потребления нефти, переходу в энергетике на другие источники энергии, в результате чего на рубеже 2000 года эти трудности на какой-то период были преодолены, однако в стратегическом плане они остаются.
Авиация не является основным потребителем нефти. Даже в странах с наиболее развитым воздушным транспортом объем потребления авиационного топлива пока не превышает 10 % от всего потребления нефти. Однако, ввиду небольшого выхода из нефти прямогонного реактивного топлива, для его производства требуется значительное количество нефтяного сырья. Поэтому возможные в будущем новые трудности с нефтью будут иметь непосредственное отношение и к авиации.
Поиск и внедрение новых (альтернативных) источников энергии для авиации с широкой сырьевой базой ведется в нескольких направлениях.
2.4.1.	Углеводородные топлива из ненефтяного сырья
Из углеводородных альтернативных топлив рассматриваются сжиженные газы (метан и др.) и синтетические реактивные топлива (из нефтяных сланцев и угля).
Жидкий природный газ (метан). Метан как авиационное топливо может быть получен сжижением при низкой температуре природного газа, в составе которого доля метана (СН4) достигает 85...98 %. Жидкий метан является “криогенным”, т. е. сильно переохлажденным топливом, температура кипения которого при нормальном давлении равна -16ГС. Метан имеет массовую удельную теплоту сгорания Нц = 50000 кДж/кг, что на 16% выше, чем у обычных реактивных топлив. Однако вследствие низкой плотности в жидком виде, равной 0,424 кг/дм3, его объемная теплота сгорания на 35...40% ниже, что требует увеличения объема баков или использования подвесных баков. Стоимость производства метана с учетом затрат на сжижение в районе аэропортов оказывается близкой к стоимости обычного реактивного топлива.
Более высокая Ни и низкая стоимость дают метану определенные технико-экономические преимущества, с учетом того, что запасы природного газа существенно превосходят нефтяные. Специфика метана как криогенного топлива требует создания парка новых самолетов, внедрения новой системы их эксплуатации, разработки систем хранения и подачи топлива и решения ряда других смежных технических проблем. Поэтому эксплуатация “метановых” магистральных самолетов будет осуществляться, по-видимому, по фиксированным, специально оборудованным трассам.
Однако большое “хладосодержание” криогенного метана, комбинация других его положительных свойств (относительно высокая плотность, низкая сто-76
имость и доступность, более простая эксплуатация) могут открыть ему в будущем возможности целесообразного применения в гиперзвуковой авиации не очень больших скоростей полета или в комбинации с другими топливами на некоторых аэрокосмических системах (см. разд. 2.5).
Авиационное сконденсированное топливо (АСКТ) — жидкое топливо из так называемого “попутного нефтяного газа”, выделяющегося при добыче нефти. АСКГ может найти применение в авиации местных линий (например, на вертолетах в отдаленных районах нефтедобычи). Это топливо, имеющее более тяжелые, чем метан, предельные углеводороды (этан, пропан, бутан и др.), может содержаться в баллонах в конденсированном виде при давлении в несколько бар и при нормальной температуре. Подобное использование пропана широко практикуется, например, в автомобильном транспорте.
Первые успешные экспериментальные полеты самолета на жидком метане и вертолета на АСКТ были произведены в 80-х годах в нашей стране.
Синтетическое топливо из нефтяных (горючих) сланцев. Горючие сланцы пропитаны органическими высокомолекулярными соединениями (10...30% по массе и более). Путем многочисленных перегонок, сложных процессов крекинга, гидрирования (насыщения водородом) с дальнейшей очисткой последовательно получают сырую сланцевую нефть, синтетическую нефть и синтетические топлива (бензин, керосин).
Синтетическое топливо из угля. Исходным сырьем его могут служить любые угли, в том числе каменные низких сортов, бурые и др.
Процесс получения синтетической нефти из угля состоит из двух стадий — газификации и сжижения. Эти процессы достаточно сложны и связаны с воздействием на раскаленный уголь паров воды, а затем и водорода. В результате происходит синтез углеводородных молекул и получается жидкая синтетическая нефть, из которой путем перегонок, крекинга, гидрирования получают синтетическое, в том числе реактивное топливо.
Перспективы применения синтетических топлив. Запасы угля и сланцев на Земле существенно больше запасов нефти. Способы получения синтетических топлив известны, но производство их ограничено, т. к. слишком дорога технология изготовления и необходимы большие капиталовложения в создание новой отрасли.
Большим преимуществом синтетических реактивных топлив является то, что в целом сохраняются сложившиеся условия эксплуатации воздушного транспорта, парк самолетов и двигателей. Однако качество синтетических топлив ниже, чем натуральных.
В целом производство синтетических реактивных топлив расценивается как одно из возможных направлений получения будущих альтернативных топлив.
2.4.2.	Водород как авиационное топливо
Потенциальные запасы сырья для получения водорода—воды — практически не ограничены. Кроме того, после сжигания водорода опять образуется вода, т. е. водород является абсолютно восстанавливаемым носителем энергии.
В настоящее время водород производится в широких масштабах и используется в народном хозяйстве, в частности, в ракетной технике. Используемые для производства водорода химические методы связаны с расходованием минерального
77
сырья, природного газа и угля, запасы которых в принципе ограничены. Применение в перспективе для получения водорода электрохимического метода потребует значительных затрат электроэнергии, которые могут быть обеспечены только наземной ядерной энергетикой.
Фи .шко-химиче лкие свойства водорода
Водород является криогенным, т. е. глубоко переохлажденным жидким топливом. Это качество, несмотря на эксплуатационные трудности, дает водороду большое преимущество: значительное хладосодержание можно использовать для охлаждения горячих деталей и систем. Водород подается в двигатель и сжигается в газообразном виде.
Основные свойства жидкого водорода в сравнении с термостабильным реактивном топливом Т-6 показаны в табл. 2.3.
Таблица 2.3
Свойства	Топливо Т-6	Водород, Н2
Ни (То = 298,16 К), кДж/кг	~43000	120000
рт , кг/дм3	0,84	0,0709 (ж)
Hv , кДж/дм3	- 36000	8510*
'Температура начала шипения, ‘С	195	-253
Температура предельного нагрева /11ред , ’С	- 350	(условно ЮОО’С)
Удельное । хладосодержание 1'бака-^пред» кДж/кг	- 1000	- 18000 (t = 1000’С)
*
На единицу объема жидкого водорода.
Водород по сравнению с топливом Т-6 имеет в 2,8 раз большую удельную массовую теплоту сгорания и в - 20 раз большее удельное хладосодержание. Однако плотность его в жидком виде ниже в 11...12 раз, что определяет уменьшение удельной объемной теплоты сгорания примерно в четыре раза.
Высокое удельное хладосодержание водорода определяется не только высокой температурой возможного предельного нагрева, но и большой теплоемкостью его в газообразном виде, которая в несколько раз превышает теплоемкость жидкого керосина и изменяется в диапазоне температур 20... 100 от 10,32 до 15 кДж/(кг • К). Теплота испарения водорода невелика и равна 442 кДж/кг при t = -253’С (рис. 2.6).
78
определено при стандартной
Рис. 2.6. Удельное теплопоглощение (хладосодержание) водорода при испарении и нагреве (начальное состояние — жидкий водород с Т = 20 К)

Указанное в табл. 2.3 значение Ни водорода базовой температуре = 298,16 К. Если в камеры сгорания ВРД подается переохлажденный водород, то при расчетах его фактическая удельная теплота сгорания должна быть уменьшена в соответствии с рис. 2.6. Например, если подавать жидкий водород с Т = 20 К, то это “уменьшение” составит - 3700 кДж/кг или - 3 % от Н ы . Наоборот, если в системах охлаждения двигателя газообразный водород нагревается свыше 298,16 К, то его фактическая теплота сгорания увеличится. При = Ю00 С это увеличение равно - 14250 кДж/кг или - 12 % от Нц .
В перспективе в космической области изучается так называемый шугообразный водород
— водородное топливо, содержащее 30...50% металлического мелкодисперсного твердого водорода и обладающее при большей плотности еще большей, чем чистый водород, хлад ©содержанием.
Рассмотрим значение свойств жидкого водорода для использования его как авиационного топлива.
1.	Высокая массовая теплота сгорания позволяет уменьшить удельный расход топлива двигателя в 2.8...3 раза и более в том случае, если хладосодержание водорода используется для совершенствования рабочего цикла двигателя. Это означает, что при тех же задачах запас топлива на самолетах уменьшается в несколько раз, самолет становится легче, а это еще больше уменьшает затраты топлива.
2.	Низкая плотность и малая величина Hv приводят к необходимости увеличения объема топливных баков примерно в четыре раза при том же запасе тепловой энергии на борту. Возможность усовершенствования двигателей и облегчение самолетов несколько снижает эту цифру. Однако проблема размещения водорода на борту самолета остается одной из самых сложных.
3.	Высокое хладосодержание жидкого водорода оказывается вполне достаточным для охлаждения конструкции двигателя и элементов летательного аппарата при М - 6... 10 и выше и тем самым может обеспечить освоение гиперзвуковой области скоростей полета. Кроме того, хладосодержание водорода позволяет улучшить параметры и характеристики двигателя за счет охлаждения горячей части, использования различных теплообменных устройств и т. п. (увеличение температуры газа, регенерация тепла, циклы с промежуточным охлаждением и др.).
4.	Криогенностъ (низкая температура кипения) вызывает целый ряд новых требований, таких, как:
—	теплоизоляция баков;
—	специальные системы продувки, захолаживания, заправки баков и топливных систем;
79
— специальные системы топливоснабжения и хранения жидкого водорода в аэродромных условиях и др.
6.	Обеспечение пожаро- и взрывобезопасности при высокой химической активности водорода явится одной из важных проблем его использования как массового топлива.
7.	Положительное свойство водорода — его высокая химическая активность при горении в воздухе облегчает организацию рабочего процесса в камерах сгорания двигателя.
8.	“Водородные” ГТД должны отличаться от двигателей, работающих на керосиновом топливе, наличием систем охлаждения, газификации водорода, принципиально новых систем топливоподачи и регулирования, новыми камерами сгорания для сжигания газообразного топлива и др.
Применение жидкого водорода наряду с положительными факторами связано с решением ряда новых технических и эксплуатационных проблем, которые частично решены в ракетной технике, где жидкий водород уже используется в космических системах. Это дает основание для успешного использования жидкого водорода и в гиперзвуковой авиации, а в отдаленной перспективе и в общей авиации.
Перспективы применения водородного топлива
Существует ряд объективных факторов, которые будут способствовать внедрению водорода как основного авиационного топлива.
1.	Истощение ресурсов нефти и других горючих полезных ископаемых.
Развитие атомно-водородной энергетики и полная восстанавливаемость сырья (воды) устраняют (в перспективе) ресурсно-энергетические ограничения.
2.	Технике-экономические преимущества применения водорода.
“Водородные” гражданские самолеты вследствие меньших запасов легкого топлива, по оценкам, получаются более легкими и экономичными. Постепенное внедрение водорода, по-видимому, будет осуществляться путем устройства сети постоянных оборудованных трасс для полета “водородных” самолетов.
Многочисленные проектные исследования и эксперименты, в частности, первый в мире полет самолета Ту-155 на жидком водороде, осуществленный в нашей стране, продемонстрировали возможность создания таких эффективных и безопасных самолетов и в гражданской авиации. Проведенные широкие исследования выявили главные факторы целесообразности и ограничения использования водородного топлива в будущем.
3.	Освоение высоких гиперзвуковых скоростей полета (М > 10) становится возможным только при использовании в качестве топлива жидкого водорода с его исключительно высоким хладосодержанием (см. разд. 2.5).
4.	Снижение вредных выбросов из “водородных” двигателей, отсутствие дыма, окиси углерода, несгоревших углеводородов, окислов серы и других вредных веществ, содержащихся в продуктах сгорания углеводородных топлив, является немаловажным фактором в проблеме защиты окружающей среды. С другой стороны, выделение при сгорании водорода большого количества водяного пара может создать специфические экологические проблемы в атмосфере при полетах самолетов на больших высотах.
80
2.4.3. Эндотермические углеводородные топлива (ЭТ)
Эндотермическими называют такие углеводородные топлива, которые могут использовать для охлаждения горячих частей двигателя или самолета не только отвод тепла, идущего на нагрев топлива вплоть до некоторой температуры его разложения, включая теплоту испарения (физическое хладосодержа ние (?фНЗ), но и отвод тепла на эндотермические (т. е. с затратой тепла) реакции разложения топлива на более легкие компоненты при дальнейшем их нагреве до более высоких температур (химическое хладосодержание QXHM). Общее удельное (на 1кг топлива) хладосодержание определяется выражением
^хл = Чриз + ^хим ’	(2-2>
Сложение этих двух компонентов теплоотвода может повысить общее хладосодержание топлива при нагреве до высоких температур в два раза и более.
Термическое разложение эндотермического углеводородного топлива может быть условно описано соотношением
Сп Нт -» Л Н2 + X (\ С„, HJ - <?хим ,	(2.3)
X
где у. — массовая доля i-го компонента продуктов разложения (“пирогаза”); QXHM — тепловой эффект эндотермических реакций разложения с поглощением тепла.
Как видим, в продуктах пирогаза присутствует водород и более легкие, чем исходное эндотермическое топливо, углеводороды.
На рис. 2.7 показаны зависимости физического и химического хладосо-держаний эндотермическго топлива от температуры его пагрева. Эндотермический тепловой эффект при разложении топлива начинает проявляться при
Рис. 2.7. Экспериментальная зависимость удельного хладосодержания эндотермического топлива от его температуры. Начальная температура топлива 213 К (<?хл = 0).
1 — физическое хладосодержание, QX1IM ;
2 — химическое хладосодержание, QXHM ;
3 — общее хладосодержание (Qxn = (?фпз + QXIIM)
81
температурах, больших 750...800 К. При Т - 1000К полное хладосодержание ЭТ примерно вдвое превышает физическое, которое было бы получено при нагреве топлива без разложения.
Несмотря на то, что ЭТ по общим составу и физико-химическим свойствам (теплоте сгорания, плотности и др.) принципиально не отличается от обычных углеводородных реактивных топлив, создание конкретного серийного ЭТ и разработка эффективных методов и устройств для его использования в целях охлаждения двигателей и летательных аппаратов требует решения ряда научно-технических проблем. В результате должен быть организован “управляемый” процесс термодеструкции ЭТ в каналах системы охлаждения горячих узлов и элементов или теплообменников на поверхностях с каталитическим покрытием при отсутствии отложений на стенках сажи и др. веществ.
Опытные образцы эндотермических топлив разработаны в нашей стране и в США.
2.5. Топлива для гиперзвуковых летательных аппаратов и авиационно-космических систем
В последнее время наблюдается тенденция интеграции авиационных и космических систем. Авиация проникает в гиперзвуковую область полетов. Космическая техника не удовлетворяется чисто ракетным дорогим одноразовым с фиксированным стартом выводом грузов на орбиту. Использование авиационных принципов полета в пределах атмосферы, применение воздушно-реактивных и комбинированных двигателей позволяет осуществить много-разовость применения, гибкость использования стартовых и посадочных площадок для горизонтальных взлетов и посадок, удешевить перевозки. Все это ведет неизбежно к интеграции авиационной гиперзвуковой техники с принципиально новыми многоразовыми авиационно-космическими системами вывода грузов на орбиту. Многие сложнейшие научно-технические проблемы, стоящие на этом пути, становятся общими для авиации и космонавтики.
Важнейшей проблемой остаются топливо и, главным образом, его охлаждающие способности, поскольку в обеих сферах речь идет о гиперзвуковой скорости.
2.5.1. Сравнение охлаждающей способности топлив
Наиболее показательным параметром для сравнения хладосодержания топлив может служить относительное хладосодержание QXJI, т. е. безразмерное отношение удельного хладосодержания к массовой теплоте сгорания
«хл =	= (ефиа + «хим) / Ни •	(2-4)
следующее из условного предположения, что, чем меньше 11ц , тем больше при равных условиях расход топлива и его хладосодержание, идущее на ох лаждение двигателя и самолета.
На рис. 2.8 сравниваются величины удельного (QX7I) и относительного (QKJI) хладосодержаний основных топлив для гиперзвуковых ЛА: водорода,
82
метана, ЭТ. Вне конкуренции—водород, хладосодержание которого в диапазоне температур Тт = 500... 1000 К достигает 5... 12% от массовой теплоты его сгорания. При высоких температурах топлива (более 750...800 К) на второе место по относительному хладосодержанию выходит ЭТ, причем величина его Qx 2 достигает - 60% от величины Qxri у водорода. Относительное хладосодержание метана превышает QXJJ ЭТ при относительно низких температурах (< 650...700 К), т. е. меньших скоростях полета за счет исходного криогенного состояния.
Рис. 2.8. Зависимость удельного (а) и относительного (б) хладосодержаний топлива от его температуры:
1 — водород (Тнач = 20 К); 2 — метан (Тнач= 111,6 К);
3 — эндотермическое топливо (Тнач = 300 К)
Па рис. 2.9 показаны условные сравнительные результаты приближенной оценки максимальных скоростей полета, достижимых при использовании охлаждающих способностей различных топлив: углеводородных и криогенных. Обычные термостабильные реактивные топлива типа Т-6 (Россия) и JP-7 (США) могут использоваться для полетов до Мп = 3...3,5. Жидкий метан может быть использован до NI, = 6. II UlidLA
Особое место занимает водород, охлаждающие возможности которого значительно превышают М ~ 10... 15.
Уникальным комплексом свойств обладают эндотермические топлива, обеспечивающие полеты до Мп п1ах = 7...8. ЭТ высокоплотны, долгохранимы,
83
Рис. 2.9. Максимальные скорости полета при использовании хладосодержания различных топлив для охлаждения двигателя и летательного аппарата:
1 — углеводородные некриогенные топлива; 2 — криогенные топлива
а по другим эксплуатационным качествам, эквивалентным обычным реактив
ным топливам, не сопоставимы по простоте эксплуатации с криогенными топ
ливами.
2.5.2. Возможные виды гиперзвуковых ЛА
Исследования и разработки гиперзвуковых-аппаратов ведутся в настоящее время в двух основных направлениях: авиационо-космическом, нацеленноном на вывод полезного груза на орбиту, и чисто авиационном, замыкающим различные пели и задачи аппаратов в пределах атмосферы. Возможно создание аппаратов, частично выполняющих функции в указанных двух направлениях.
Авиакосмические системы
Варианты компоновок авиационно-космических систем (АКС) весьма разнообразны. Приведем некоторые из них.
1. Двухступенчатая крылатая АКС многократного применения. Н а первой ступени (Мц = 6...8) используются последовательно или параллельно: газотурбинные, прямоточные или комбинированные турбопрямоточные ВРД. Топливо: жидкий водород, возможно в комбинации с жидким метаном или с “тяжелым”(углеводородным) топливом, чтобы в целом сократить объем баков и аппарата. На второй ступени, осуществляющей вывод па орбиту, применяется водородный ЖРД.
2. Одноступенчатый воздушно космический самолет (ВКС) с горизонтальными взлетом и посадкой. Использует для разгона до орбитальной скорости комбинированную силовую установку, включающую, например, последовательно или в комбинации ТРДФ, СПВРД, ГПВРД и ЖРД, работающие на во дороде. Очевидно, создание такого ВКС представляет собой задачу еще более отдаленной перспективы.
Гиперзвуковые самолеты (ГС)
1. ГС большой дальности и разного назначения со скоростью полета М =6...1О. В качестве топлива предполагается использовать водород или его комбинацию с “тяжелым” топливом. Цели создания таких самолетов еще недостаточно определены.
84
2. Hi большие. гиперзвуковые крылатые аппараты специального назначения ( разведывательные, ударные и др.) с Мп = 6...8 с маршевым ГПВРД, работающим на “тяжелом” углеводородном топливе с высокой объемной теплотой сгорания или на ЭТ.
Приведенные примеры показывают существенное влияние фактора размера аппарата на выбор, двигателя, топлива (наряду с другими проблемами повышения эффективности аппарата, его охлаждения и т. п.)
Известно, что при геометрическом подобии свободный объем фюзеляжа, топливных баков пропорционален характерному размеру аппарата L в третьей степени, в то время как другие параметры самолета — площадь крыла FKp ,
2 тяга двигателя Р пропорциональны L . Поэтому относительный объем баков прямо пропорционален характерному размеру аппарата
тл	у
ту	бакон	баков г	,п
Убаков =	--- или = ~р— ~ L 	(2-5)
кр
Таким образом, большие аппараты могут использовать легкое эффективное криогенное топливо — водород или метан, а малоразмерные — только “тяжелое” ( в сравнении с водородом) углеводородное топливо. Это — общий принцип, но, как мы видели, у больших и средних аппаратов возможны смешанные варианты использования топлива (естественно, расположенных: в разных баках), что в ряде случаев увеличивает общую эффективность самолетов.
Итак, для рассмотренных характерных типов гиперзвуковых авиационно-космических и авиационных аппаратов рассматриваются в основном три вида топлив: криогенные — жидкий водород (очень низкое Hv), отчасти жидкий метан, (среднее Hv) — и углеводородное топливо в варианте эндотермического топлива с высокими Hv , физическим и химическим хладосодержапием.
85
Часть II
ХАРАКТЕРИСТИКИ ОСНОВНЫХ УЗЛОВ ВРД
Глава 3. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВРД
Входные устройства ВРД предназначаются для забора воздуха из окружающей атмосферы, подвода его к двигателю и осуществления процесса сжатия этого воздуха от скоростного напора с малыми потерями полного давления.
Основными элементами, из которых могут состоять входные устройства (ВУ), являются: воздухозаборник (ВЗ) — диффузорное устройство, где осуществляется сжатие воздушного потока; каналы подвода воздуха к двигателю; створки перепуска и подпитки воздуха; системы управления пограничным слоем; средства регулирования; защитные устройства от попадания по
сторонних предметов и пр.
У дозвуковых летательных аппаратов сжатие воздуха от скоростного напора является не очень значительным, и входное устройство осуществляет
функции подвода воздуха к двигателю в нужном количестве с требуемыми параметрами при малых потерях. По мере увеличения скорости полета роль входного устройства повышается. Это объясняется возрастанием доли повышения давления, создаваемого вход-*
Рв
ным устройством лвх = — , по сравнению с Рн
общей степенью повышения давления возду-
* Рк ха в двигателе лу = я = — .
ZL	иА К Г)
На рис. 3.1 показаны значения явх в зависимости от числа М полета (сплошная линия). Видно, что с ростом Мп значения Л стремительно увеличиваются и при Мп > 3,0...3,5 становятся больше оптимальной степени повышения давления в цикле. Это означает, что при больших сверхзвуковых скоростях полета потребное повышение
лвх от числа М полета:
1 — изоэнтропическое сжатие;
2 — система скачков;
3 — прямой скачок
давления в цикле может быть обеспечено только
за счет сжатия воздуха от
скоростного напора без сжатия его в компрессоре. Вместе с этим, с ростом числа М полета увеличиваются потери в процессе сжатия воздуха в ВЗ и ужесточаются требования к эффективности преобразования кинетической энергии набегающего воздушного потока в потенциальную энергию давления.
Ь6
Размещение входного устройства на летательном аппарате должно производиться с учетом целого ряда факторов. К ним относится, помимо высокой эффективности процесса сжатия, оптимальная аэродинамическая интеграция воздухозаборника с элементами планера, обеспечивающая не только сохранение, но, при возможности, повышение аэродинамического качества ЛА, а также требуемую структуру потока на входе в двигатель, гарантирующую его устойчивую работу во всех условиях полета. Важное значение имеет защищенность воздухозаборника, и, следовательно, двигателя от попадания посторонних предметов при взлете и посадке, а также предотвращение попадания выхлопных газов от собственных двигателей при включении устройств реверса или поворота вектора тяги.
3.1.	Типы применяемых входных устройств
и их классификация
Применяемые входные устройства отличаются большим разнообразием типов и конструктивных форм. Их подразделяют на дозвуковые, трансзвуковые и сверхзвуковые в соответствии со значениями максимальных скоростей полета самолетов, на которых они устанавливаются. Диапазоны скоростей полета самолета и требования к его маневренным свойствам, наряду с применяемым типом двигателя, оказывают наибольшее влияние на облик входного устройства.
Дозвуковые входные устройства (ДВУ) применяются на военно-транспортных самолетах и самолетах гражданской авиации, которые являются маломаневренными, преимущественно однорежимными и имеют числа М крейсерского полета, не превышающие 0,8...0,9. В силовых установках этих самолетов сжатие воздуха осуществляется в основном компрессором, а повышение давления от скоростного напора невелико. Этим обусловлена относительная простота конструкции таких ВУ. Их выполняют нерегулируемыми.
Трансзвуковые входные устройства (ТВУ) используются на высокоманевренных боевых самолетах, имеющих большие дозвуковые (крейсерские) и относительно небольшие сверхзвуковые (максимальные) скорости полета. Повышение давления от скоростного напора в их воздухозаборниках является более значительным, но определяющими становятся требования обеспечения многорежимности и маневренности. Входные устройства этих самолетов также обычно выполняются нерегулируемыми. Сжатие воздуха при сверхзвуковых скоростях полета у них осуществляется, в основном, в прямом скачке уплотнения, расположенном перед плоскостью входа. До значений М < 1,4...1,5 потери при сжатии воздуха в прямом скачке еще не велики,
но при Мл >1,5 они намного возрастают. Этот недостаток в значительной степени компенсируется простотой конструкции и малой массой таких ВУ.
Сверхзвуковые входные устройства (СВУ) устанавливаются на самолетах, имеющих максимальные скорости полета, соответствующие Мп > 2,0. Они отличаются большим разнообразием типов и схем и классифицируются по: 1) количеству ступеней поверхности торможения и, соответственно, косых скачков уплотнения; 2) расположению скачков уплотнения относительно плоскости входа воздухозаборника; 3) форме входного сечения; 4) компоновке входного устройства на ЛА.
87
1.	У сверхзвуковых самолетов применяются многоскачковые СВУ. У них уже нельзя обеспечить эффективное сжатие воздуха в одном прямом скачке уплотнения вследствие роста его интенсивности и потерь полного давления при больших скоростях полета. Для снижения интенсивности прямого скачка воздушный поток перед ним предварительно затормаживают в нескольких косых скачках уплотнения малой интенсивности. Для создания системы скачков уплотнения используется специальная профилированная поверхность, называемая поверхностью торможения. Ее образующая представляет собой ломаную линию. При обтекании этой поверхности сверхзвуковым потоком у ер изломов образуются косые скачки уплотнения, в которых осуществляется предварительное сжатие сверхзвукового потока перед замыкающим прямым скачком. Такие воздухозаборники называются многоскачковыми.
В принципе поверхность торможения может быть образована плавным контуром. Тогда поворот и торможение сверхзвукового потока при обтекании этой поверхности будет осуществляться в серии бесконечно слабых (изоэнтропических) волн сжатия и, соответственно, с меньшими потерями полного давления. На практике использование таких поверхностей торможения сопряжено с рядом трудностей: увеличивается общая длина поверхности торможения,
усиливается отрицательное влияние нарастающего вдоль нее пограничного
слоя, усложняется регулирование.
2.	В зависимости от расположения скачков уплотнения относительно плос-
Рис. 3.2. Типы сверхзвуковых входных устройств: а — внешнего; б— смешанного; в — внутреннего сжатия
Наибольшее распространение
кости входа различают три типа сверхзвуковых входных устройств (рис. 3.2):
— внешнего сжатия, когда все скачки уплотнения, образующиеся при обтекании поверхности торможения, располагаются перед плоскостью входа воздухозаборника (рис. 3.2,а), причем площадь наименьшего сечения внутреннего канала (горло) находится в непосредственной близости от плоскости входа;
— смешанного сжатия, ког-да одна часть косых скачков размещается перед плоскос
тью входа, а другая часть — во внутреннем канале (рис. 3.2,6). В этом случае внутренний канал от плоскости входа до горла имеет значительное сужение, а само горло располагается на некотором удалении от
плоскости входа;
— внутреннего сжатия, когда все косые скачки уплотнения располагаются за плоскостью входа и сжатие осуществляется внутри канала воздухозаборника (рис. 3.2,б), получили сверхзвуковые воздухозаборники
внешнего сжатия. Воздухозаборники смешанного и особенно внутреннего сжатия в принципе могут обеспечивать при высоких числах М полета более эф
фективный процесс сжатия сверхзвукового потока, однако имеется ряд труд
ностей на пути их практического использования.
88
3.	По форме поверхности торможения и входного сечения воздухозабор ники разделяют на плоские и осесимметричные (обычно круглые или полукруглые).
В плоских воздухозаборниках поверхность торможения образована профилированным клином, а входное сечение имеет форму прямоугольника, иногда с небольшими скруглениями в угловых точках. Внутренний канал выполняется с постепенным переходом от прямоугольного сечения к круговому — перед входом в двигатель. В плоских регулируемых воздухозаборниках можно в широком диапазоне осуществлять изменение их геометрических параметров — в этом их главное преимущество.
В осесимметричных воздухозаборниках, обтекаемых невозмущенным потоком, поверхностью торможения служит профилированный ступенчатый конус. Его входное сечение имеет форму круга (или полукруга), а внутренний канал — форму кольца с последующим переходом в круг.
4.	По компоновке на ЛА воздухозаборники подразделяют на лобовые, расположенные в носовой части фюзеляжа или мотогондолы, и примыкающие, устанавливаемые вблизи какого-либо участка поверхности летательного аппарата (примыкающие к ней).
Лобовые осесимметричные воздухозаборники широко использовались на сверхзвуковых самолетах первого и второго поколений (типа МиГ-21, Су-7 и др.), рассчитанных на Мп = 1,9...2,3. При расположении в носовой части фюзе ляжа эти ВЗ при малых углах атаки вследствие равномерности набегающего потока и осевой симметрии течения обеспечивают высокие характеристики по уровню потерь и структуре потока на входе в двигатель, а также имеют хорошие весовые данные. Однако с увеличением углов атаки их характеристики и запасы устойчивости резко ухудшаются, особенно на сверхзвуковых скоростях полета. Для обеспечения их устойчивой работы приходится вводить кор рекцию в систему регулирования по углу атаки.
Воздухозаборники, примыкающие к поверхности ЛА, как правило, вы полняются плоскими и в конструктивном отношении являются более сложными. Они стали применяться на высокоманевренных самолетах третьего и четвертого поколений в целях улучшения характеристик силовых установок на углах атаки и скольжения, сокращения длины и массы каналов подачи воздуха к двигателю и использования положительной интерференции воздухозаборника и летательного аппарата. По конструктивному выполнению они весьма разнообразны: подкрыльевые, подфюзеляжные, надфюзеляжные и боковые (по отношению к фюзеляжу).
Основная проблема выбора места расположения плоских воздухозаборников вблизи поверхности ЛА состоит в обеспечении малого изменения местных углов атаки и скольжения в зоне расположения воздухозаборника по сравнению с изменением углов атаки и скольжения самого самолета. Это достигается за счет направляющего (экранирующего) влияния поверхностей, к которым примыкает воздухозаборник. При этом недопустимо попадание в воздухозаборник вихревых структур, образующихся при обтекании элементов планера, расположенных впереди воздухозаборника. Целесообразно использовать косые скачки уплотнения, образующиеся при обтекании крыла или носовой части фюзеляжа, в качестве первой ступени предварительного сжатия потока. Такая интеграция ВУ и ЛА улучшает характеристики СВУ.
89
В целях предотвращения попадания на вход пограничного слоя, образующегося на поверхности фюзеляжа или крыла, воздухозаборник размещают на некотором удалении от соответствующей поверхности, обеспечивая слив пограничного слоя через образующийся при таком размещении щелевой канал.
Одним из недостатков примыкающих входных устройств (по сравнению с лобовыми) является то, что они обычно имеют более высокую степень неравномерности и нестационарности потока в выходном сечении. Это объясняется как наличием неравномерности течения на входе, так и малой по условиям компоновки длиной воздухоподводящих каналов, не обеспечивающей выравнивания параметров потока.
3.2.	Основные параметры входных устройств
и предъявляемые к ним требования
Рассмотрим основные параметры, характеризующие эффективность входных устройств. К числу таких параметров относятся:
1.	Коэффициент восстановления полного давления. Оценивает потери полного давления при сжатии воздуха во входном устройстве и его подводе к двигателю
(3.1)
где р* и р* — величины средних полных давлений воздуха на выходе из входного устройства (на входе в двигатель) и в набегающем воздушном потоке.
Чем выше значение , тем больше степень повышения давления возду-Вл
ха во входном устройстве
G л вх вх.ид ’
1 +
— степень повышения давления при идеальном
(изоэнтропическом) сжатии воздуха.
Величина лвх с ростом числа М полета очень интенсивно возрастает.
Коэффициент о , определяющий реальные значения , зависит от числа г» л	Вл
М набегающего потока и способа организации процесса сжатия воздуха в воздухозаборнике. При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха от скоростного напора сопровождается лишь небольшими потерями на трение и вихре-образование и величина тсвх мало отличается от лвх ид . При сверхзвуковых скоростях полета, помимо потерь на трение и вихреобразование, возникают потери в скачках уплотнения. Эти потери и оказывают основное влияние на реально достижимые значения величин лвх при Мп > 1,0 Как видно из рис. 3.1, наибольшее снижение лвх по сравнению с лвх ид получается при сжатии воздуха в прямом скачке уплотнения. Организация сжатия сверхзвукового потока в 90
системе скачков уплотнения позволяет при Мп>1,5 существенно повысить величины .
На стадии проектирования при подборе СУ к JIA, пока еще конкретного входного устройства не имеется, величину авх определяют по так называемой стандартной зависимости овх = ОВХ(МП) , которая отражает достигнутую степень совершенства воздухозаборников данного типа. Для примера на рис. 3.1 сплошными линиями показаны стандартная зависимость о „ от и значе-ния лвх , соответствующие этой зависимости. Здесь же приведены величины
и для ПРЯМОГО скачка уплотнения и изоэнтропического сжатия.
Увеличение лвх за счет повышения овх сопровождается возрастанием давления воздуха во всех сечениях двигателя, в том числе на входе в компрессор и перед реактивным соплом. Рост давления р* перед компрессором означает повышение расхода воздуха через двигатель GB .
Отсюда вытекает основное требование к входным устройствам — получение максимально возможных значений коэффициента восстановления полного давления овх в целях повышения лвх . Это достигается снижением уровня внутренних потерь при сжатии воздуха во входном устройстве.
2.	Коэффициент внешнего сопротивления ВЗ сх вх . Используется при определении внешнего сопротивления входного устройства и определяется выражением
Хвх сх.вх = 7^’	(3.2)
4 вх
где Хвх — сила суммарного внешнего сопротивления; FBX — площадь входа
РнГп
ВЗ (или его миделя); q - —к— — скоростной напор набегающего невозмущен-ного потока.
Появление внешнего сопротивления Хвх вызывается возмущениями, которые вносит входное устройство в поток воздуха, обтекающий силовую установку. Если при испытаниях аэродинамических моделей ЛА в трубах обеспечивается полная имитация протока воздуха через ВЗ и систему слива пограничного слоя, величина внешнего сопротивления ВЗ автоматически входит в аэродинамические характеристики ЛА и его поляру. Но, как правило, из-за малых размеров моделей и отсутствия аналога двигателя этого сделать не удается. Тогда сопротивление ВЗ учитывается путем корректировки силы тяги, т. е. в процессе перехода от тяги двигателя к эффективной тяге СУ. Обеспечение минимальных значений сх вх при всех основных режимах полета ЛА является вторым важнейшим требованием к организации рабочего процесса входных устройств.
3.	Коэффициент расхода фвх служит для определения расхода воздуха, пропускаемого входным устройством или, как принято говорить, для оценки его производительности. Он определяется как отношение действительного расхода воздуха Gr к максимально возможному GB тах • Расход GB max через воз-
91
духозаборник с площадью входа FBX при заданных значениях скорости полета Vn и плотности рн равен GB mnx = рн FBX . В тех же условиях GB = ри Vn F„ , где FH — фактическая площадь поперечного сечения захватываемой струи воздуха. Поэтому
GB	FH
Фвх = G — = у 	(3.3)
в max * вх
Коэффициент (рвх широко используется при анализе совместной работы сверхзвукового воздухозаборника и двигателя.
4.	Коэффициент запаса устойчивости СВУ i\Ky вх . Является мерой оценки их газодинамической устойчивости в различных условиях полета Характеризует удаление рассматриваемого режима работы воздухозаборника от недопустимого в условиях эксплуатации неустойчивого режима его работы (помпажа). За параметр устойчивости обычно принимают коэффициент устойчивости Ку вх , определяемый как отношение приведенного расхода воздуха через воздухозаборник на режиме совместной работы с двигателем (в рабочей точке) к приведенному расходу воздуха на границе устойчивости, т. е.
GB __
К av = у;—	• В таком случае коэффициент запаса устойчивости при каж-
у.нх G
w в. пр. гр
дом заданном числе М полета находится по формуле
вх = Га'увх-1У Ю0% = у. ОЛ 1 у	I
^в.пр
в.пр.гр
• 100%
(3.4)
Обеспечение во всей области эксплуатационных режимов устойчивого течения воздуха, контролируемого по допустимым значениям ДХу вх , также входит в число важнейших требований к сверхзвуковым входным устройствам.
5.	Неоднородность потока, порождаемая входным устройством, оказывает значительное влияние на устойчивость работы ГТД всех типов. Она определяется окружной неравномерностью потока Ла0 и крупномасштабной турбулентностью, оцениваемой среднеквадратичным значением пульсаций полного давления е . За суммарный интегральный параметр, характеризующий неоднородность потока за входным устройством, а, следовательно, и перед двигателем, принимают величину
=	+	(3.5)
Этот параметр нормируется из условия обеспечения газодинамической устойчивости компрессора, и для его снижения принимаются специальные меры: установка турбулизаторов, отсос пограничного слоя, специальное профилирование каналов и др.
3.3.	Особенности дозвуковых и трансзвуковых
входных устройств
В дозвуковых входных устройствах ГТД, когда скорость полета самолета ненамного превышает скорость воздуха на входе в компрессор, сжатие воздуха от скоростного напора мало. Основное назначение таких ВУ — обеспече-
92
ние равномерного поля скоростей на входе в двигатель, высоких значений коэффициента овх и малого внешнего сопротивления.
У дозвуковых самолетов двигатель может размещаться внутри фюзеляжа или в отдельной гондоле. Фюзеляжные компоновки более характерны для самолетов с ТРД и ТРДД с малыми степенями двухконтурности, когда, вследствие высоких удельных тяг, двигатель имеет небольшие лобовые размеры. Отличительной особенностью такой компоновки является лобовое расположение заборника воздуха и наличие между ним и входом в двигатель длинного соединительного канала (рис. 3.3). Для снижения потерь на трение скорости воздуха в канале должны быть невысокими, как правило, меньшими, чем скорость на входе в компрессор. Заборник воздуха, называемый обечайкой, выполняется с профилированными относительно толстыми плавно обтекаемыми входными кромками. Площадь на входе в обечайку FBX выбирается такой, чтобы ь расчетных условиях полета она была больше площади струи втекающего воздуха FH , а скорость свх — меньше скорости полета Уп . Обычно принимают свх == 0,5 Рп . При этом практически все сжатие воздуха от скоростного напора осуществляется перед плоскостью входа, т. е. вне воздухозаборника. Такое внешнее сжатие, вследствие отсутствия ограничивающих поток стенок, осуществляется без потерь на трение о стенки.
Возмущенный лоток
Рис. 3.3. Схема дозвукового входного устройства в фюзеляжной компоновке:
1 — обечайка; 2 — соединительный канал;
3 — конфузорный участок
Значительное внешнее торможение потока является выгодным с точки зрения получения малых скоростей воздуха на входе во внутренний канал, который на всем своем протяжении должен обеспечивать плавное изменение скорости и не иметь резких поворотов потока — в целях обеспечения безотрывного течения воздуха и выравнивания поля скоростей. Непосредственно перед входом в двигатель канал выполняется конфузорным. Ускорение потока на этом участке канала способствует дополнительному выравниванию поля скоро'стей перед компрессором. Такая организация течения воздуха обеспечивает малые внутренние потери и равномерное поле скоростей на входе в двигатель.
93
Внешнее сопротивление дозвуковых воздухозаборников складывается из сопротивлений по жидкой линии тока и по контуру самой обечайки. Струя воздуха, втекающая в воздухозаборник, имеет на участке между сечениями Н—Н и вх—вх расширяющуюся форму. Это вызывает возмущение внешнего потока (отклонение струек тока от осевого направления) и служит источником внешнего сопротивления, которое называют дополнительным сопротивлением. Величина этого сопротивления равна сумме проекций сил избыточного давления, действующих на жидкую линию тока а—к (см. рис. 3.3), на направление полета.
Сопротивление обечайки складывается из сопротивлений давления и трения. Сопротивление давления зависит от формы ее профиля и характера обтекания внешним потоком. Если обечайка имеет плавное очертание передних кромок и форму меридионального сечения, аналогичную профилю крыла, и при этом обтекается внешним потоком безотрывно (что возможно при докри-тических скоростях и умеренных углах атаки), то на ее внешней поверхности за счет ускорения потока появляется зона разрежения и возникает аэродинамическая сила Р, имеющая осевую составляющую Рподс , называемую подсасывающей силой (см. рис. 3.3). Эта сила направлена в сторону полета, и она частично компенсирует дополнительное сопротивление.
В реальных условиях значительный поворот струек тока набегающего потока может приводить к большим углам притекания воздуха к передней кромке обечайки и вызывать срыв потока с ее выпуклой поверхности. Задача профилирования состоит в том, чтобы не допустить срыва потока с этой поверхности, а также образования при ее обтекании сверхзвуковых зон и скачков уплотнения, т. е. факторов, приводящих к снижению или полному исчезновению подсасывающей силы.
При взлете и малых скоростях полета воздух втекает в воздухозаборник под действием разрежения, возникающего перед компрессором. При этом скорость воздуха во входном сечении превышает скорость полета и происходит не сжатие, а расширение воздуха перед воздухозаборником. В этом диапазоне скоростей полета FH > FBX и фвх>1,0. При некотором значении скорости полета, когда Vn = cBX, струя на входе в обечайку принимает цилиндрическую
форму (фвх = 1,0) и давление во входном сечении становится равным атмосферному. При дальнейшем увеличении скорости полета струя тока приобретает расширяющуюся форму и коэффициент фвх становится меньшим 1,0. Возникает внешнее сжатие потока, и появляется дополнительное сопротивление. При Мп < 0,5 практически сх вх = 0. В диапазоне от Мп = 0,5 до Мп = 0,8 коэффициент сх вх увеличивается незначительно и его максимальное значение не превышает обычно 0,05... 0,1, что объясняется компенсацией дополнительного сопротивления подсасывающей силой. Коэффициент восстановления полного давления овх у дозвуковых входных устройств в фюзеляжной компоновке при Мп < 0,8, как показывают эксперименты, лежит в пределах 0,96...0,99.
Если скорость полета летательного аппарата превышает указанные расчетные значения Мп ~ 0,8, то характеристики дозвукового воздухозаборника резко ухудшаются. На внешней поверхности обечайки образуется течение с
94
местными сверхзвуковыми скоростями, что приводит к заметному росту сх вх • При Мп>1,0 перед плоскостью входа появляется головная волна. Вследствие этого повышается избыточное давление как на поверхности обечайки, так и на внешней поверхности втекающей в двигатель струи за головной волной. Вместо подсасывающей силы на обечайке возникает внешнее сопротивление. Оно суммируется с дополнительным сопротивлением и сопротивлением трения. Коэффициент сх вх интенсивно увеличивается, но потери полного давления при умеренных сверхзвуковых скоростях (Мп < 1,4... 1,6) в
самой головной волне относительно невелики, и коэффициент авх снижается
не очень значительно.
Для улучшения характеристик дозвукового воздухозаборника на сверхзвуковых скоростях полета применяют специальное профилирование обечайки —
уменьшают ее относительную толщину, а передние кромки делают острыми. На величину коэффициента овх это влияния не оказывает, а сх вх уменьшается почти в два раза, как это видно из рис. 3.4, где показано изменение и cv до-звуковых воздухозаборников с круглыми и заостренными входными кромками. Это имеет место, когда при острой кромке у внешней поверхности обечайки вместо прямого возникает косой скачок, и поэтому избыточное давление на ней снижается и уменьшается ее сопротивление.
Следует иметь в виду, что воздухозаборники с острыми передними
Рис. 3.4. Влияние коллекторности обечайки на и при <р„ =0,7 и а = 10
ОД	Л.ОД	*	* ОЛ
кромками имеют худшие характеристи-
ки на взлете, при дозвуковых скоростях полета и на углах атаки и скольжения (из-за срыва потока и отсутствия подсасывающей силы).
У дозвуковых самолетов с ТРДД, имеющих высокие степени двухконтур-
ности т, двигатели располагаются в отдельных гондолах, которые устанавливаются на пилонах несколько впереди и ниже крыла. Крейсерские числа М полета таких самолетов составляют 0,75...0,85. Двигатели этих самолетов отличаются большими расходами воздуха и в связи с этим имеют значительные лобовые размеры, что обусловлено их малыми удельными тягами. При стартовой тяге 200...250 кН расход воздуха у этих двигателей достигает 650... 800 кг/с. Уменьшение массы воздухозаборников при их очень большом диаметре (до 2,0...2,5 м) достигается сокращением относительной длины, которая на выполненных конструкциях составляет 0,6..0,9 от диаметра входа в двигатель.
Двухконтурные двигатели с высокой степенью двухконтурности очень чувствительны к потерям ьо входном устройстве. Это связано с тем, что при свойственной им малой степени повышения давления в наружном контуре
95
режимах взлета и при
Рис. 3.5. Схема входного устройства ТРДД с большой степенью двухконтурности
снижение овх существенно уменьшает тягу этого контура, которая на взлетном режиме составляет около 75% суммарной тяги двигателя. У них снижение овх на 1% уменьшает тягу двигателя на 2...2,5%.
К другим конструктивным особенностям рассматриваемых входных устройств, помимо того, что они выполняются очень короткими, следует отнести их несимметричность — наличие некоторого скоса плоскости входа — для обеспечения эффективной работы на крейсерских углах атаки (рис. 3.5).
малых скоростях полета, когда скорость засасываемой струи больше скорости набегающего потока, может возникать отрыв потока с входных кромок ВЗ (особенно при острых кромках), приводящий к большим потерям полного давления, снижению давления и расхода воздуха и усилению неоднородности потока на входе в двигатель, что снижает тягу и может вызвать потерю газодинамической устойчивости двигателя. Помимо профилирования обводов носовой части, устранение этих явлений у всех типов ВЗ достигается применением окон (или створок) подпитки а (рис. 3.5). Они открываются автоматически, когда из-за недостатка воздуха, поступающего только через входное сечение, снижается давление во внутреннем канале ВЗ.
Высокая чувствительность ТРДД к поте-
рям на входе и малая относительная длина воздухозаборников требуют более тщательного их профилирования. Оно выполняется на основе применения численных методов решения уравнений газовой динамики с учетом сжимаемости газа, его вязкости и пространственного характера течения потока. Внешние обводы и форма внутреннего канала оптимизируются из условия получения максимальной эффективной тяги силовой установки при заданной степени равномерности потока на входе в двигатель. Такое профилирование должно обеспечивать не только минимальное внешнее сопротивление при Мо <	, но
и рост критического значе-ния числа Мкр , соответствующего началу появления на внешней поверхности гондолы зон со сверхзвуковым течением, замыкающихся скачками уплотнения, приводящими к появлению волнового сопротивления.
Трансзвуковые воздухозаборники, устанавливаемые на высокоманевренных боевых самолетах, имеющих М = 1,5...1,7, должны наряду с простотой конструкции удовлетворять требованиям эффективной и устойчивой работы в широком диапазоне изменения углов атаки а и скольжения 0, поскольку даже при кратковременном полете с большими а и 0 возможно возникновение значительной неоднородности потока на входе в двигатель и потеря его газодинамической устойчивости.
Углы атаки при дозвуковых скоростях полета (Мг < 0,8) могут у них изменяться в диапазоне -10°...+30’, а углы скольжения — в диапазоне ±15 . 96
При сверхзвуковых скоростях полета (Мп = 1,5...1,7) диапазоны изменения а и р сокращаются до значений: а = -4*...+15’; Р = ±4*. Этим требованиям лобовые воздухозаборники не удовлетворяют. Здесь предпочтительно применение подфюзеляжных, подкрыльевых или боковых трансзвуковых воздухозаборников.
На рис. 3.6 показана схема (поперечный разрез) нерегулируемого трансзвукового воздухозаборника самолета F-18 “Хонит”. Два таких воздухозаборника расположены под наплывами крыла у боковых поверхностей фюзеляжа. Входное отверстие 1 имеет форму овала, усеченного дугой круга, повторяющего очертание фюзеляжа. Передние кромки обечайки 2 выполнены скругленными для предотвращения отрыва потока и уменьшения его неравномерности в условиях дозвукового маневрирования. Благодаря направляющему влиянию боковых поверхностей (наплыва крыла 3 и поверхности фюзеляжа 4), воздухозаборник имеет хорошие характеристики при маневрировании. Скос потока воздуха, благодаря спрямляющему действию наплыва крыла, оказывается значительно меньшим изменения угла атаки.
При сверхзвуковой скорости полета некоторое предварительное торможение потока воздуха в зоне установки воздухозаборника осуществляется в косом скачке уплотнения, создаваемом носовой частью фюзеляжа и наплывом крыла. Помимо этого, перед входным отверстием у боковой поверхности фюзеляжа установлен клин совковой формы 5. На внешней (перфорированной) стороне клина 6 создается косой скачок уплотнения, а его внутренняя сторона 7 служит отсекателем пограничного слоя, образующегося у поверхности фюзеляжа. В косом скачке уплотнения, создаваемом клином-отсекателем 5, осуществляется предварительное торможение сверхзвукового потока. Окончательное преобразование сверхзвукового потока в дозвуковой осуществляется в замыкающем прямом скачке уплотнения пониженной интенсивности, образующемся перед плоскостью входа.
Первостепенной задачей в таких компоновках является отвод от воздухозаборника пограничного слоя, образующегося на примыкающих к нему по
верхностях летательного аппарата. У рассматриваемого воздухозаборника (рис. 3.6) помимо щели 8 между клином-отсекателем 5 и поверхностью фюзеляжа 4 имеется еще продольная щель 9 между фюзеляжем и наплывом крыла (шириной 0,1 и длиной 1,8 м), через которую осуществляется дополнительный отвод пограничного слоя от входа в воздухозаборник (из зоны сопряжения крыла и фюзеляжа). При сверхзвуковых скоростях полета наличие этой щели также снижает внешнее сопротивление воздухозаборника.
На рис. 3.7 дана схема воздухозаборника самолета F-16, расположенного у нижней поверхности фюзеляжа. Для слива пограничного слоя, накапливающегося на его носовой части, выполнена щель значительной ширины (рис. 3.7,6) с растекателем потока в форме клина, установленным внутри щели. Параметры воздухозаборника оптимизированы из условия ведения воздушно-
Рис. 3.6. Схема (в разрезе) бокового нерегулируемого трансзвукового воздухозаборника самолета F-18
4 Б. z\ Крылов
97
Рис. 3.7. Схема подфюзеляжного нерегулируемого воздухозаборника самолета F-16
го боя в диапазоне М_ = 0,8... 1,6. Приемлемые характеристики при высоких значениях углов атаки и скольжения при Мп <1,0 достигаются за счет экранирующего влияния передней части фюзеляжа и наплыва крыла. При сверхзвуковых скоростях полета при а > 0 поток на входе уже частично приторможен в косом скачке уплотнения от носовой части фюзеляжа. За счет этого перед плоскостью входа возникает несколько ослабленный прямой скачок уплотнения, тем менее интенсивный, чем больше угол атаки. Опытные характеристики этого воздухозаборника в виде зависимостей авх от а приведены на рис. 3.7,в. Как видно, при а = 0 с ростом Мц коэффициент овх при Мп > 1,6 резко снижается, что связано с повышением потерь в прямом скачке уплотнения. Но с увеличением а коэффициент авх заметно повышается, т. к. при этом интенсивность косого скачка увеличивается, а прямого — снижается.
3.4.	Организация рабочего процесса в сверхзвуковых
входных устройствах внешнего сжатия
На сверхзвуковых маневренных самолетах нашли применение многоскач-ковые СВУ внешнего сжатия. Они рассчитываются на определенное число М набегающего потока, близкое к максимальному числу М полета самолета, обозначаемому Мр . Схема такого СВУ с указанием основных геометрических параметров представлена на рис. 3.8. На схеме обозначено:
F — площадь входа, нормальная к вектору скорости набегающего потока; для плоского СВУ без учета скруглений в угловых точках FBX = b  Л, где л£>вх
Ь — ширина; h — высота; для осесимметричного СВУ FBX = —— (где £>вх — диаметр по передней кромке обечайки); FB — площадь выходного сечения, равная площади входа в двигатель; F — площадь миделевого сечения; Fr — площадь минимального поперечного сечения внутреннего канала, именуемая 98
Щель слаба
Турбулиза
ficiMp СтВ перепуска
Рис. 3.8. Схема и основные геометрические параметры СВУ
СтВ. подпитки

“горлом”; Рд , Р2 » ₽з ’ ••• — Углы установки отдельных панелей (ступеней) по-т
верхности торможения;	Р/ “ суммарный угол наклона поверхности тор-
i = 1
можения; Роб вн , Роб.нар — внутренний и наружный углы установки обечайки; Iqq — длина обечайки.
Рассмотрим одну из возможных схем течения газового потока в СВУ внешнего сжатия на расчетном режиме, представленную на рис. 3.9.
Рис. 3.9. Реальная (а) и расчетная (б) схемы течения в СВУ внешнего сжатия при Мп = Мр
На расчетном режиме при обтекании сверхзвуковым потоком поверхности торможения, выполненной в виде ступенчатого клина (конуса), образуется система косых скачков уплотнения, которая замыкается прямым скачком (го
4
99
ловкой волной). При этом обеспечивается дозвуковое втекание воздуха во внутренний канал. Обычно на расчетном режиме осуществляют некоторую расфокусировку косых скачков уплотнения, чтобы головная волна не разрушала их в непосредственной близости перед обечайкой (рис. 3.9,а). Это приводит к незначительному снижению фвх по сравнению фвх = 1 и некоторому увеличению сх вх , но способствует повышению запаса устойчивости СВУ. В расчетах с достаточной степенью точности реальную схему течения заменяют упрощенной, в которой система косых скачков уплотнения фокусируется у передне!! кромки обечайки, а замыкающий прямой скачок располагается непосредственно на входе во внутренний канал (рис. 3.9,6). В этой схеме на расчетном режиме (при Мп = Мр) фвх = 1.
Коэффициент восстановления полного давления ат в системе, состоящей из т косых и замыкающего прямого скачка, определяется как произведение т
ат = сп П о, , где ол — коэффициент восстановления полного давления в / = 1
прямом, а О; — в i-м косом скачке. Для заданных значений Мп и т можно так подобрать углы установки панелей поверхности торможения и соответствующие им интенсивности скачков уплотнения, чтобы получить Gm = ст тах . Такая система скачков теоретически (с точки зрения минимума потерь) является оптимальной. Установлено, что максимум €>т достигается при равной интенсивности всех скачков уплотнения. На рис. 3.10,а приведены зависимости величин <5 mev от числа М полета для прямого скачка (т = 0) и систем с различным числом m косых скачков. Видно, что чем выше Мп , тем большее число скачков выгодно иметь для получения а . Но увеличение Ж/ I 111<А А
числа косых скачков усложняет конструкцию ВУ и увеличивает его длину и массу. Практически при Мп = 2,0... 3,0 используют поверхности торможения с двумя—тремя косыми скачками.
при различном числе косых скачков уплотнения т для плоского течения
100
В реальных условиях необходимо учитывать наличие пограничного слоя, который образуется на поверхности торможения и на стенках внутреннего канала, нарастает по длине панелей и утолщается в местах взаимодействия со скачками уплотнения. Степень его нарастания зависит от градиента давления, который на поверхности торможения весьма велик и повышается при увеличении расчетного числа М полета СВУ и угла р£ . Чтобы предотвратить отрыв потока и не допустить нарушения устойчивости течения, предусматривается ряд специальных мер. Важнейшей из них является выбор угла Р£ .
Как показывают расчеты, углы ру опт , обеспечивающие получение ат тах , весьма велики и, как видно из рис. 3.10,6, возрастают при увеличении Мп и т. В указанном выше диапазоне чисел Мр и т они составляют 25...35’ для плоских и 30...45’ для осесимметричных СВУ. На практике выбирают углы Р£ меньшими Р£ опт , что приводит к снижению интенсивности косых скачков и повышению интенсивности замыкающего прямого скачка. Это снижает градиент давления вдоль поверхности торможения, чем достигается уменьшение нарастания пограничного слоя и предотвращается его отрыв. Но повышение ин-
тенсивности прямого скачка приводит к снижению по сравнению с о_ . til	fTc IllnA
У СВУ внешнего сжатия торможение сверхзвукового потока в косых
скачках уплотнения связано с его односторонним отклонением от осевого направления (в плоском течении — на угол Р£). Во внутреннем канале этот
поток, ставший уже дозвуковым, нужно развернуть в обратном направлении
на тот же угол. При этом, как правило, возникает отрыв потока у выпуклой
поверхности внутреннего канала вблизи горла. Причиной образования зоны
отрыва (см. рис. 3.9) является накопление
жения пограничного слоя под воздействием на него центробежных сил, возникающих при повороте потока. Естественно, уменьшение угла Р£ по сравнению с р£опт способствует сокращению размеров зоны отрыва потока в области горла.
Максимальные рекомендуемые значения углов Ру для осесимметричных и плоских СВУ внешнего сжатия, полученные путем статистического обобщения опытных данных, приведены на рис. 3.11. Как видно, плоские ВУ требуют меньших величин углов ру , чем осесимметричные, а повышение Мп связано с необходимостью увеличения Ру и т.
стекающего с поверхности тормо-
Рис. 3.11. Рекомендуемые ЦАГИ величины углов pj- для плоских и осесимметричных СВУ
Углы поднутрения обечайки и ее длина выбираются у СВУ с дозвуковым
течением на входе минимально возможными из условия плавного втекания воздуха, отклоненного при торможении в скачках уплотнения, во внутренний канал, и безотрывного обтекания внешней поверхности обечайки. У выполненных ВЗ значения углов Ро- вн составляют 5...10'. У СВУ смешанного сжа
101
тия углы Роб должны выбираться меньшими предельных, соответствующих появлению выбитой ударной волны (чтобы не нарушалось условие сверхзвукового втекания воздуха во внутренний канал).
Наличие зоны отрыва во внутреннем канале СВУ приводит, помимо увеличения внутренних потерь в канале, к снижению устойчивости течения и порождает неравномерность и нестационарность потока на выходе из СВУ.
Форму внутреннего канала, площадь горла и систему слива пограничного слоя выбирают таким образом, чтобы свести к минимуму вредное влияние зоны отрыва потока в области горла. Для этого внутренний канал от плоскости входа до горла делают слегка сужающимся, за горлом предусматривают участок с неизменной площадью проходного сечения, который переходит в дозвуковой диффузор с небольшим постепенно увеличивающимся эквивалентным углом раствора.
Площадь горла Fr выбирают таким образом, чтобы скорость потока в нем была равна скорости звука. Такую площадь горла называют оптимальной и обозначают FT опт. Если она оказывается меньше оптимальной, то СВУ не может пропустить весь расход воздуха, проходящего через систему скачков. В этом случае головная волна отходит от плоскости входа. За счет более сильного искривления струек тока за головной волной коэффициент расхода <рвх уменьшается. По этой причине повышается дополнительное сопротивление. Уменьшается также коэффициент ст вследствие частичного разрушения головной волной косых скачков уплотнения.
Если площадь горла превышает Гг опт , картина течения перед плоскостью входа не изменяется, но во внутреннем канале повышается неравномерность потока из за увеличения размеров зоны отрыва. Объясняется это тем, что при излишне большой площади горла поток воздуха при повороте вследствие инерционности прижимается к внутренней поверхности обечайки и заполняет лишь часть проходного сечения в области горла. Остальную его часть занимает зона отрыва, что приводит к снижению коэффициента Овх и резкому возрастанию неоднородности потока на выходе. Этим объясняется необходимость выбора Fr ~ Fr опт и регулирование величины площади горла в полете.
К другим мерам по предотвращению вредного влияния пограничного слоя относятся: отсос пограничного слоя через перфорацию с поверхности торможения; слив пограничного слоя через специальную щель в области горла; тангенциальный вдув сжатого воздуха в местах возможного отрыва потока; установка в канале за горлом турбулизаторов (генераторов вихрей) в виде небольших лопаток, соизмеримых по высоте с толщиной пограничного слоя. Отсос и слив пограничного слоя способствуют уменьшению размеров зоны отрыва потока и тем самым снижают внутренние потери в канале, а также обеспечивают полученние более однородного течения на выходе из воздухозаборника (снижение параметра W). Турбулизаторы (см. рис. 3.8) предназначены для создания интенсивного местного вихревого движения, способствующего перемешиванию пограничного слоя с основным потоком и ускоряющего процесс выравнивания поля скоростей во внутреннем канале. Все перечисленные средства управления пограничным слоем увеличивают наполненность профиля скорос
102
тей и, повышая его энергию, способствуют предотвращению отрыва потока или уменьшению области отрыва.
Для определения коэффициента овх на расчетном режиме работы СВУ помимо потерь полного давления в системе скачков, характеризуемых коэффициентом , нужно учесть еще потери, обусловленные влиянием трения и наличием зон отрыва. Для этой цели вводится эмпирический коэффициент отр . Тогда
°вх = атрат-	<3-6>
На нерасчетных режимах работы СВУ (особенно нерегулируемых) во внутреннем канале могут возникать дополнительные потери из-за чрезмерного перерасширения горла и (или) от нерасчетности противодавления за ВЗ. Для учета этих потерь вводят дополнительный коэффициент оп г , учитывающий потери от перерасширения горла, и оп д — от снижения противодавления за СВУ. В этом случае
°вх ~ ^тр ^п.г °п.д °т ’	(3.7)
У регулируемых СВУ на режимах оптимального согласования с двигателем в приближенных расчетах можно принимать овх = (0,9...0,9б)от .
Выведем расчетные формулы для определения площадей входа и горла СВУ.
1. Площадь входа Fnx (при условии, что перепуск воздуха через створки отсутствует) определяется из уравнения расхода для сечений Н—Н и в—в (см. рис. 3.9,6):
* *
Рн „ ч	Рв „ ч „
Шв Т = 9(М FH = тв 9(^в) Рв •
УТН
Принимая во внимание, что на расчетном числе Мп воздухозаборника *
FH - FBX ’ а также учитывая, что Г* = Г* , а = = овх , получим
Рн
_ ?(^в)
4 = ОвхХЛ'	(3.8)
ВЛ	15 Л ^3 Ч IS	4 '
ЧХкн)
2. Площадь горла Fr определяется из уравнения расхода для сечений Н— Н и Г—Г (см. рис. 3.9):
P«4(\,'>Fu=Pr<K.\'>Fr-
Разделив это уравнение на Fov и учитывая, что
Бл
_рв
°вх «
Рн
после простых преобразований получим формулу для расчета величины пло
щади горла:
103
Фвх	„
ВХ
(3.9)
Оптимальная площадь горла соответствует условию \ = 1 и, следовательно, равна
_ Ф г.опт — "‘вх ’ 'т
(3.10)
а на расчетном режиме работы СВУ (при ф = 1)
Л.опг=-Т5-Лх-	(З-П)
ит
В расчетах обычно определяют относительные площади проходных се-_ Fr _ Гг опт чений, отнесенные к площади FBX . В частности, Fr =	; ^’г.опт = —гг—;
гв =— и т.п. вх
Расчеты показывают, что увеличение Мр воздухозаборника приводит к уменьшению Fr опт . Физически это объясняется интенсивным увеличением с ростом числа М полета плотности воздуха в горле за счет сжатия от скоростного напора. Вследствие этого уменьшается потребная площадь проходного сечения горла.
Расчетная величина относительной площади горла Fr должна быть несколько большей Fr опт вследствие наличия пограничного слоя и “неустранимой” зоны отрыва потока. Поэтому принимают
F =К F г.р г г.опт ’
где КТ = 1,05... 1,15 — коэффициент перерасширения горла.
Схема течения в подкрыльевом воздухозаборнике, ось которого параллельна средней аэродинамической хорде крыла, показана на рис. 3.12. Основное отличие в расчете воздухозаборника этой схемы состоит в том, что у него расчетное число М воздухозаборника выбирается с учетом предварительного поворота и торможения потока при обтекании крыла на расчетном угле атаки Ор > 0. При полете с углом атаки а от передней кромки крыла отходит косой скачок уплотнения, в котором сверхзвуковой поток поворачивается и в результате этого тормозится. Если Мп соответствует максимальной скорости полета самолета, то Мвх < Мп является расчетным числом Мр воздухозаборника. В данном случае, как видно, FBX < _FH , т. е. уменьшается потребная площадь входа. Как следует из формулы (3.8), величина FBX при этом уменьшается. Предварительное сжатие воздуха на входе в СВУ приводит при неизменных прочих условиях к возрастанию плотности воздуха и к уменьшению проходных сечений и всех линейных размеров воздухозаборника, а следовательно,
104
и его массы. Помимо этого, как будет показано ниже, улучшается работа такого воздухозаборника в потребном диапазоне изменения углов атаки самолета.
Рис. 3.12. Схема течения в подкрыльевом СВУ внешнего сжатия при угле атаки а
Во всех типах СВУ недопустимо попадание вовнутрь вихревых структур от элементов планера, расположенных впереди воздухозаборника. Вихревые структуры могут возникать на выступающих надстройках, антеннах, а при отрицательных углах атаки — сбегать с передних кромок крыла. Вихри, попадая в воздухозаборник, разрушают систему скачков уплотнения перед плоскостью входа и способствуют образованию висящих в потоке рециркуляционных зон и дополнительных скачков уплотнения, окружающих эти зоны, что приводит к резкому ухудшению всех характеристик воздухозаборника и к потере устойчивости течения. По этой причине могут накладываться ограничения на полеты с отрицательными углами атаки.
3.5.	Внешнее сопротивление сверхзвуковых входных устройств
Силы, действующие на входное устройство со стороны обтекающего его внешнего потока, могут давать составляющие вдоль всех трех координатных осей (х, у, г) и создавать дополнительные моменты, влияющие на динамику полета самолета, его устойчивость и управляемость. Продольные силы, действующие в направлении оси х (совпадающей с направлением вектора скорости полета), создают сопротивление движению ЛА Хвх , а поперечные силы влияют на его моментные характеристики. К числу основных продольных сил относятся: сопротивление от сил давления, действующих на обечайку, Хоб; дополнительное сопротивление Хдоп ; сопротивление трения Хтр , а также сопротивления систем: перепуска Хпср , слива пограничного слоя перед Хгп , отсоса пограничного слоя с поверхности торможения Хотс и др.; должна учитываться также интерференция, обусловленная взаимным влиянием ВЗ и планера — ± X т .
105
Следовательно,
(3.12)
Лвх — Лоб ,Лдоп тр пер сл отс ~ инт '
Суммарный коэффициент внешнего сопротивления ВЗ определяется как сумма его составляющих (рис.
3.13.G):
сх.вх сх.об + Сх.доп
х.тр х.пер х.сл х.отс- х.инт'
(3.13)
внешнего сопротивления сверхзвуковых
вход-Здесь
Методы расчета и анализа ных устройств подробно излагаются в руководствах для конструкторов, мы ограничимся разъяснением физических причин их возникновения.
Дополнительное сопротивление возникает только на тех режимах работы СВУ, когда <р < 1. При ф = 1 и FH = Fnx струя на входе в двигатель имеет цилиндрическую форму и работа двигателя не оказывает влияния на внешнее обтекание силовой установки. При Мп < Мр углы наклона косых скачков уплотнения возрастают. Они не замыкаются на передней кромке обечайки, а распространяются во внешний поток. Площадь струи тока F становится меньше площади входа F|IX , создастся дополнительное сопротивление. Причина его возникновения состоит в том, что при ф<1,0 происходит поворот и торможение в скачках уплотнения не только той части воздуха, которая попадает в двигатель, но и значительной части воздуха, обтекающего силовую установку снаружи. На его сжатие в скачках уплотнения затрачивается некоторая доля энергии двигателя. Струйки воздуха, обтекающего силовую установку снаружи (рис. 3.13,0), из-за потерь в скачках уплотнения замедляют скорость своего движения по сравнению со скоростью полета. Местное число М становится меньше числа М полета. Уменьшение количества движения этой массы воздуха создает силу сопротивления движению.
Величина ХДО11 численно равна проекции на ось х равнодействующей сил избыточного давления,	действующих на	струю	тока,	втекающую в СВУ.
Применительно	к системе	скачков,	показанной на	рис.	3.13,
F,	F,	F
1	2	пх
(3.14)
ДОП J 1^1	I	J	J
Р \	/	г х	J	р
ГН	г2
где pt , р2 и Рз — давления за скачками уплотнения, которые выше давления рн .
Сопротивление обечайки Хоб возникает в результате сил избыточного давления (роб - р^ dF, действующих на ее внешнюю наклонную поверхность. Для расчета Xof> нужно знать распределение давлений по этой поверхности, и тогда
(3.15)
Сопротивление системы перепуска возникает за счет уменьшения осевой составляющей скорости перепускаемого воздуха по сравнению с ее значением в невозмущенном потоке из-за наличия гидравлических потерь в скачках уплотнения, потерь на трение о стенки внутреннего канала, неполного расши-106
рения струек перепускаемого воздуха и сопротивления самих створок перепуска (если они имеются).
Если перепуск осуществляется через щель (при отсутствии створки, рис. 3.14,а), то сопротивление такой системы перепуска равно изменению количества движения перепускаемого воздуха.
При наличии створок перепуска (рис. 3.14,6) осевая составляющая скорости может быть увеличена из-за уменьшения угла 5 и более полного расширения выпускаемого воздуха, но добавляется сопротивление створки.
Как видно, для уменьшения сопротивления системы перепуска нужно стремиться к тому, чтобы снижение осевой составляющей скорости выпускаемого воздуха было минимально возможным, а на внешней поверхности створок не возникало значительного повышения давления.
Система перепуска применяется для согласования пропускных способностей СВУ и двигателя в особых случаях. Это может быть связано с необходимостью повышения запаса устойчивости СВУ (или необходимостью ликвидации неустойчивой работы — помпажа) за счет снижения противодавления на выходе. У ВЗ смешанного сжатия за счет открытия перепускных створок возможно предотвращение появления головной волны на выходе.
Включение системы перепуска может приводить также к уменьшению общего сопротивления СВУ вследствие повышения коэффициента расхода и снижения за счет этого Х_Л„ , если снижение Хпп„ превышает X' _ .
107
Рис. 3.14. К расчету сопротивления системы перепуска: а — через щель; б — через створку
Сопротивление системы слива пограничного слоя перед ВУ, отодвинутым от поверхности планера на величину йщ (см. рис. 3.13,а), возникает из-за уменьшения количества движения сливаемого воздуха за счет трения, вихре-образования и скачков уплотнения. Его оценивают экспериментально по коэффициенту волнового сопротивления клина-растекателя. Ширина щели h . для слива пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА, расположенной перед ВЗ, выполняется примерно равной или большей местной толщины пограничного слоя. Внутри щели слива устанавливается профилированный клин-растекатель потока {рис. 3.13,а).
3.6.	Дроссельные характеристики нерегулируемых сверхзвуковых входных устройств внешнего сжатия
Для определения основных параметров СВУ на нерасчетных режимах используют их характеристики. Режимными параметрами, оценивающими изменение условий работы СВУ, являются: число М полета; число М на выходе из ВЗ; углы атаки а и скольжения £ . К режимным относятся также параметры регулирования геометрических размеров воздухозаборника.
Характеристиками СВУ называют зависимости параметров его эффективности п „ , и cv uv от режимных параметров. Необходимо обеспечивать по-добие по двум числам М: числу М набегающего потока (Мп) и числу М на выходе из воздухозаборника (М8). Вместо Мв удобнее рассматривать параметр <у(Хв), пропорциональный приведенному расходу воздуха, определяемый по характеристике компрессора. В качестве регулируемых элементов (регулирующих факторов) могут рассматриваться: угол £х , относительная площадь горла ?’г , угол открытия створок перепуска и др. Следовательно, в общем случае характеристиками СВУ являются критериальные зависимости вида
108
°вх = °вх (Мн ;	; «’ в ₽£ ’ Fr ? -) 5
Фвх = Фвх (Мн ’ <*: ₽’ ₽Х ’ К ’ -) ’	(ЗЛ6)
сх.вх = сх.вх (Мн ’ <7(\}) 5 а> Р; Ре ’	» •••) •
Число Мн набегающего потока может совпадать с числом М полета.
Для удобства рассмотрения совместной работы СВУ с двигателем и его регулирования за основу принимают дроссельные характеристики нерегулируемого СВУ. Они при заданных условиях полета учитывают только влияние режима работы двигателя. Характеристики регулируемых СВУ рассматриваются как совокупность характеристик нерегулируемых СВУ при различных фиксированных положениях регулируемых элементов. Влияние остальных режимных параметров изучают с точки зрения их воздействия на протекание полученных указанным способом дроссельных характеристик.
Дроссельными характеристиками нерегулируемого сверхзвукового воздухозаборника называют зависимости коэффициентов Овх , фвх и сх вх от одного критериального параметра <7(ХВ) при постоянстве Мн , а и р для конкретной компоновки при неизменном положении всех регулируемых элементов.
Вначале для определенности рассмотрим случай, когда Мн = Мп , а = 0 и 0 = 0. Выясним, как будут изменяться режимы работы СВУ внешнего сжатия при изменении параметра д(Хв). В системе ГТД значение д(Хв) характеризует режимы работы двигателя. При испытаниях моделей СВУ в аэродинамических трубах имитация изменения <7(ХВ) достигается прикрытием или открытием дросселя, установленного на выходе, как показано на рис. 3.15 вверху. Прикрытие дросселя уменьшает д(Хв) и имитирует дросселирование двигателя при условии Мп = const. При расчетном режиме работы СВУ д(Хв) = ?(\)р (точки р на рис. 3.15). На этом режиме, именуемом режимом согласования, на выходе из СВУ обеспечивается расчетное противодавление, которое удерживает головную волну на определенном расстоянии от входа во внутренний канал.
При открытии дросселя его пропускная способность увеличивается и возрастает, а противодавление за СВУ падает. Если на расчетном режиме (при Fr р) приведенная скорость в горле Хг = 1,0, падение противодавления приводит к разгону потока за горлом и к возникновению ниже сечения Г—Г сверхзвуковой зоны. Если Хг < 1,0, то возникновению сверхзвуковой зоны за горлом предшествует разгон потока в горле до \. = 1,0 и связанное с этим приближение головной волны к плоскости входа. Поток в расширяющемся канале за горлом разгоняется, как в сопле Лаваля. Переход от сверхзвуковых скоростей к дозвуковым происходит в скачке уплотнения. Этот скачок, вследствие взаимодействия с пограничными слоями у стенок канала, имеет сложную мостообразную форму, но по величине потерь он близок к прямому скачку уплотнения (на рис. 3.15 он обозначен значком /). Протяженность сверхзвуковой зоны и интенсивность скачка % при открытии дросселя увеличиваются, а сам скачок / перемещается по потоку. Коэффициент
109
Рис. 3.15. Режимы работы и параметры СВУ при дросселировании (на заданной скорости полета)
oilv можно записать в виде	о.,,-.	_ . На этих режимах при открытии
дросселя он снижается за счет увеличения потерь полного давления в скачке X и уменьшения противодавления (снижение оп д). Картина течения вверх по потоку от горла в рассматриваемом случае не изменяется, и, следовательно, коэффициент расхода <pnv и коэффициент внешнего сопротивления cv DV остаются неизменными. Неизменным остается также и расход воздуха. Режимы работы СВУ при возникновении за горлом сверхзвуковой зоны называются сверхкри тическими.
Расход воздуха при переходе от одного сверхкритического режима к друго-
му не меняется, поэтому GB =	---- FB g(XB) = =const и, следовательно,
УТд-
g(XB) овх = const. Это означает, что овх при увеличении qfkj в области сверхкритических режимов уменьшается, как показано на рис. 3.15,а.
110
При дросселировании ВЗ, работающего на сверхкритическом режиме (например, в точке /, рис. 3.15) жХв) уменьшается, а скачок % под действием повышающегося противодавления перемещается против потока. При
= <7(^в)кр °н исчезает. Такой режим работы, отмеченный на рис. 3.15 точками Л, называют критическим. При дальнейшем дросселировании повышение противодавления распространяется на всю дозвуковую область течения, что приводит уже к перемещению головной волны против потока (рис. 3.15, поз. 3. 4). Режимы течения при q(Xb) < <?(А.в)кр называют докритическими.
Перемещение головной волны против потока вызывает растекание воздуха перед плоскостью входа. С этого момента начинается уменьшение расхода воздуха, снижение коэффициента расхода фвх и повышение коэффициента сопротивления cv _Y (рис. 3.15,6 и в). Коэффициент cv _v возрастает в основном из-за увеличения дополнительного сопротивления.
На докритических режимах коэффициент авх = ст отр при уменьшении <?(ХВ) (левее точки k рис. 3.15,а) вначале немного возрастает за счет уменьшения потерь на трение, так как скорость потока в канале воздухозаборника уменьшается. При более глубоком дросселировании начинает снижаться коэффициент &т , так как головная волна разрушает систему скачков. Взаимная компенсация этих факторов приводит, как правило, к появлению горизонтального участка на кривой, выражающей зависимость овх от д(Хв). При низких значениях q(kR) на докритических режимах работы возникает одна из форм неустойчивой работы ВЗ — помпаж. Режимы помпажа ограничивают дроссельные характеристики слева (точки Г на рис. 3.15). На глубоких сверхкритических режимах возникает другая форма неустойчивой работы воздухозаборника, именуемая “зудом” (точки з на рис. 3.15).
Чаще используется другой способ изображения дроссельных характеристик: коэффициенты авх и сх вх представляют в функции от коэффициента расхода <рвх . Пример такого изображения дроссельной характеристики дан на рис. 3.16. Для заданного значения Мп зависимость пвх=Лфвх) состоит из вертикального и пологого участков. Вертикальный участок от точки з {"зуд”) до точки к (критический режим) соответствует сверхкритическим режимам, на которых ф„„ = фт„„ = const. Пологий участок от точки k до точки Г (гра-ница помпажа), на котором достигается Овхп1ах, относится к докритическим режимам.
Мы рассмотрели дроссельную характеристику при Мп = Мр . При других значениях числа Мп характер ее протекания сохраняется, но абсолютные значения коэффициентов овх , сх вх и фвх и, в частности, авхлпах , ех вх Inin и фтах изменяются. При Мп < Мр дроссельные характеристики в координатах Овх = Лфвх) смещаются влево (снижаются значения Фп1ах) и вверх (повышаются значения овх П1ах). В том же направлении смещаются зависимости сх вх = Лфвх)- Увеличивается также протяженность пологих участков характеристик.
111
M- const
Вх
Сх Вх ДКуВх
&Sx max
ф Д'
/
2
/ Углобая точка
Утах
. Область г зуба"
Сх вх min
О
Рис. 3.16. Дроссельные характеристики СВУ внешнего сжатия
При Мп < Мр углы наклона косых скачков, как указывалось, увеличиваются и площадь F„ становится меньше площади Fnv (см. рис. 3.13). Это означает, Н	вл
что пропускная способность системы косых скачков при уменьшении числа М полета снижается и коэффициент расхода <рвх уменьшается. Уменьшение (рвх ведет к возрастанию сх доп .
Следует заметить, что при уменьшении Мп резко снижается плотность воздуха в горле и уменьшается пропускная способность горла, причем более интенсивно, чем пропускная способность системы скачков. Это вызывает еще более резкое снижение и возрастание cv _v у нерегулируемого СВУ при
1 НА	Л.ВЛ
уменьшении числа М полета.
Коэффициент <у при М_ < Мг, возрастает в результате увеличения ко-Г* .Л. w 11. A tt Л.	ДД	U
эффициента восстановления полного давления системы скачков <зт . Это объясняется тем, что при меньших скоростях движения воздуха, обтекающего по-
112
верхность торможения, уменьшается интенсивность скачков уплотнения и снижаются потери в них. Коэффициент отр изменяется в этих условиях мало, поэтому <УВХ = отр ат увеличивается.
3.7.	Согласование режимов работы СВУ и двигателя
Если известна дроссельная характеристика нерегулируемого СВУ при заданных условиях внешнего обтекания и фиксированных значениях положений регулируемых элементов, то режим согласования СВУ и двигателя, т. е. рабочая точка на характеристике ВЗ, определяется из условия
^(^в^потр — 9(\Ррасп ’
Значение 9(\)ПОтр определяется потребностью ГТД. Если характеристика СВУ задана в форме, представленной на рис. 3.15, то рабочая точка на ней определяется непосредственно по известной величине 9(^в)потр двигателя. Если характеристика СВУ представлена в виде зависимостей = ftoLj , как на рис. 3.16, то режим совместной работы определяют как точку пересечения характеристики воздухозаборника с расходной характеристикой двигателя, которая в координатах овх - <рвх выражается в форме прямой, проходящей через начало координат. Запишем уравнение равенства расходов для сечений Н—Н гв -
и в—в: Q(XH) FH = = овх g(XB) Ев . Учитывая, что — = (р, а =— = FB , получаем •^В	** вх
уравнение расходной характеристики двигателя:
9(^в) -а
<3.17)
При конкретном значении геометрического параметра Ев это выражение можно представить в виде уравнения прямой
°вх =	Фвх = const <Рвх •	(3. !8)
Совместный режим работы соответствует точке пересечения расходной характеристики двигателя с дроссельной характеристикой (точка р на рис. 3.17,а).
При дросселировании двигателя и Мп = const, как видно из (3.18), с уменьшением </(Хв) увеличивается угол наклона а' расходной характеристики двигателя, и режим совместной работы двигателя с СВУ перемещается из точки р в точку р', т. е. в сторону уменьшения <рвх и снижения запаса устойчивости. При уменьшении Мп по сравнению с Мр у нерегулируемого СВУ дроссельная характеристика смещается влево и вверх (рис. 3.17,6). Режим совместной работы определяется пересечением этой характеристики с новой расходной характеристикой двигателя, определяемой из уравнения (3.18). В рассматриваемом случае <7(^н) увеличивается. В результате режим совместной работы оказывается расположенным в точке р' вертикальной ветви дроссель
113
ной характеристики (рис. 3.17,5). Помимо значительного снижения овх здесь усиливаются пульсации потока и возможно возникновение “зуда”. Указанное рассогласование режимов совместной работы СВУ и двигателя устраняют ре-гулированием СВУ.
Рис. 3.17. К определению режимов согласования СВУ
и двигателя
Если СВУ регулируется изменением угла , то нужно увеличивать его пропускную способность уменьшением угла Р£ до тех пор, пока не будет достигнуто оптимальное согласование совместной работы ВЗ и двигателя в точке р". Соответствующая этому условию дроссельная характеристика на рис. 3.17,5 изображена штриховой линией. Указанным способом при каждом значении числа М полета определяются соответствующие параметры регулирования ВЗ и значения o„v и . По этим данным для выбранного закона регулирования строят скоростные характеристики СВУ, под которыми понимают зависимости o_v , cv BV и параметра W от числа М полета. Наличие таких характеристик необходимо для расчета высотно-скоростных характеристик двигателя и СУ.
3.8.	Неустойчивые режимы работы СВУ — помпаж и “зуд”
Помпаж СВУ представляет собой автоколебательный процесс изменения давления и расхода воздуха во внутреннем канале, который обусловлен периодическим разрушением и восстановлением системы косых скачков уплотнения головной волной.
Возникповение помпажа возможно на сверхзвуковых скоростях полета (при Мп > 1,4...1,5) и докритических режимах работы ВЗ.
Рассмотрим механизм возникновения помпажных колебаний ВЗ внешнего сжатия.
114
Если входное устройство работает на докритическом режиме, то при его дросселировании головная волна перемещается против потока и частично разрушает систему косых скачков уплотнения, как показано на рис. 3.18,а. Течение перед плоскостью входа становится существенно неравномерным, так как во внутренний канал втекают струи с различным уровнем полного давления. Периферийная струя воздуха I проходит лишь через один прямой скачок и имеет наибольшие потери полного давления. Средняя струя II проходит через косой и прямой скачки, поэтому полное давление в ней оказывается более высоким. Еще большее полное давление имеет струя III, поскольку она проходит через два косых и прямой скачки. Но непосредственно у поверхности торможения полное давление резко снижается из-за потерь в пристеночном пограничном слое (см. эпюру давлений на рис. 3.18,а).
Рис. 3.18. К объяснению возникновения режимов помпажа и зуда СВУ
Наличие струй воздуха с различным уровнем полного давления приводит к тому, что перед плоскостью входа образуются “ослабленные” зоны течения. Ими являются: периферийная струя I (особенно в зоне тангенциального разрыва скоростей, попадающей под обечайку) и пристеночная струя у поверхности торможения в зоне отрыва пограничного слоя. Через одну из них при значительном дросселировании может происходить прорыв и выброс сжатого воздуха из внутреннего канала наружу. Выброс сжатого воздуха вызывает быстрое (практически мгновенное) перемещение головной волны против потока, в результате чего система косых скачков полностью разрушается. В переднем положении головная волна находится до тех пор, пока за счет опорожнения внутреннего канала давление в нем не станет меньше, чем давление перед плоскостью входа. Начиная с этого момента наблюдается быстрое перемещение головной волны в обратном направлении — к входу во внутренний канал. При этом происходят восстановление системы косых скачков уплотнения и переход на сверхкритический режим работы. Внутренний канал начинает наполняться, давление в нем возрастает, под действием повышающегося противодавления скачок % перемещается против потока, и вновь ВЗ переходит на докритический режим — создаются условия для повторения помпажного цикла.
115
Колебания давления и расхода воздуха при помпаже являются низкочастотными, причем частота колебаний зависит от объема внутреннего канала. С увеличением этого объема повышается время опорожнения и уменьшается частота помпажных колебаний. Для ВЗ сверхзвуковых самолетов она составляет от 5 до 15 Гц. Амплитуда колебаний давления зависит от числа М полета. С увеличением числа М полета она возрастает и может достигать 30...50% от среднего значения. Амплитуда колебаний давления зависит также от длины канала, подводящего воздух к двигателю: чем больше длина канала, тем сильнее проявляется инерционность столба воздуха, заполняющего канал, и тем интенсивнее помпажные колебания.
В полете помпаж ВЗ обнаруживается по резким продольным толчкам, которые являются следствием периодических изменений тяги двигателя, соответствующих колебаниям расхода воздуха. Кроме того, помпаж обычно сопровождается интенсивными “хлопками”, а также сильной тряской.
Помпаж ВЗ в эксплуатации недопустим, поскольку он приводит к опасным последствиям. В ряде случаев он может вызвать неустойчивую работу компрессора ГТД, сопровождающуюся опасным забросом температуры газа перед турбиной. Кроме того, в результате колебаний расхода воздуха при помпаже происходит периодическое обеднение топливной смеси в камерах сгорания, из-за чего возможно выключение форсажа или двигателя (особенно в полетах на больших высотах). Наконец, при интенсивном помпаже ВЗ может произойти деформирование и даже разрушение обшивки его внутреннего канала под действием значительных знакопеременных нагрузок.
Основными способами предотвращения (или ликвидации) помпажа СВУ являются: открытие створок перепуска в целях выпуска части воздуха ч₽рез створки и снижения давления во внутреннем канале, что предотвращает (или устраняет) его переполнение воздухом; уменьшение пропускной способности системы косых скачков и горла, осуществляемое путем соответствующего их регулирования (выдвижения конуса или панелей клина); быстрое снижение скорости полета.
По мере уменьшения скорости полета косые скачки уплотнения все дальше и дальше отодвигаются от кромки обечайки, поскольку увеличиваются углы их наклона. При этом головная волна имеет возможность удаляться от плоскости входа на значительное расстояние без разрушения системы скачков (рис. 3.18,б?)- Этим объясняется отсутствие при числах Мп < 1,4...1,5 помпажа даже в случае глубокого дросселирования СВУ.
Режим зуда проявляется в виде высокочастотных колебаний давления со сравнительно небольшой амплитудой. Частота колебаний составляет 100...250 Гц, а относительная амплитуда колебаний давления не превышает 5... 15% его среднего значения. Появление зуда возможно только на сверхкритических режимах, когда через ВЗ поступает меньше воздуха, чем требуется двигателю.
Причиной возникновения зуда воздухозаборника является нестационар-ность течения в зонах отрыва, образующихся при взаимодействии пограничных слоев во внутреннем канале с замыкающим скачком уплотнения % (рис. 3.18,в). Чем ниже по потоку располагается этот скачок, тем выше его интенсивность и больше толщины пограничных слоев перед ним, тем значительнее размеры зон отрыва и степень неравномерности потока на выходе. Течение
116
воздуха в зонах отрыва носит пульсационный характер; давление в них периодически изменяется с высокой частотой. Пульсации давления в зонах отрыва сопровождаются высокочастотными колебаниями скачка % относительно некоторого исходного положения (см. рис. 3.18,в), вызывающими вибрации элементов конструкции входного устройства, которые и воспринимаются в виде зуда.
Зуд не столь опасен, как помпаж, и при определенных условиях может допускаться в эксплуатации. Тем не менее, появление “зуда” сопряжено с рядом отрицательных последствий, главными из которых следует считать снижение запаса устойчивости компрессора из-за увеличения степени неравномерности и нестационарности потока на входе в него.
Эффективным средством предотвращения “зуда” служит отсос пограничного слоя с поверхности торможения через перфорацию и щель в области горла, способствующий уменьшению размеров зон отрыва потока во внутреннем канале. Зуд может быть устранен дросселированием двигателя или регулированием ВЗ (уборкой конуса или панелей клина).
При выборе расчетного режима работы СВУ предпочтение отдается угловой точке дроссельной характеристики р, лежащей на луче, проходящем через начало координат и точку пересечения линий овх тах и ФП1ах (см. рис. 3.16,а).
Удаление рабочей точки СВУ от границы помпажа количественно оценивается коэффициентом запаса устойчивости &Ку вх , который при каждом заданном значении числа М полета определяется по формуле (3.4).
Легко показать, что при Мп = const
_	101300	_ Фвх
'в.пр у288	FBX а
вх
= 242 7(ХН) FBX = const . °ВХ	°ВХ
(3.19)
Поэтому при использовании рассматриваемых пользоваться формулой
характеристик СВУ удобнее
у.вх
- 1 • 100%
&К
(3.20)
где индексы “раб” и “гр” относятся к значениям параметров в рабочей точке и на границе помпажа соответственно. При уменьшении числа М полета пологие ветви дроссельных характеристик удлиняются и Д/С увеличивается, что объясняется увеличением углов наклона косых скачков и уменьшением степени их взаимодействия с отошедшей головной волной. При Мп < 1,4,..1,5 помпаж ВЗ уже не возникает, так как косые скачки значительно удаляются от плоскости входа и возможность их пересечения с головной волной исключается.
117
3.9.	Задачи и способы регулирования сверхзвуковых входных устройств
Основная задача регулирования СВУ состоит в оптимальном согласовании режимов их работы с режимами работы двигателя. Цели такого согласования: получение наибольшей эффективной тяги силовой установки при каждом заданном режиме работы двигателя; обеспечение требуемых запасов устойчивости ВЗ; получение допустимого для двигателя уровня неравномерности и нестационарности потока на входе в компрессор. Эти требования являются противоречивыми, поэтому в ряде случаев приходится допускать ухудшение эффективных характеристик силовой установки в целях обеспечения ее устойчивой работы.
Физическая сущность регулирования входного устройства состоит в согласовании пропускных способностей ВЗ и двигателя. У ВЗ она определяется пропускной способностью системы скачков и горла. Горло должно на всех режимах работы иметь оптимальную площадь, а система скачков — обеспечивать потребное для двигателя значение коэффициента расхода Фпотр • Значение фпотр определяется из условия работы ВЗ при возможно более высокой величине , малом внешнем сопротивлении, достаточном запасе устойчи-вости и приемлемом уровне неравномерности и пульсаций потока на выходе. Эти условия у СВУ внешнего сжатия обеспечиваются при работе вблизи угловой точки дроссельной характеристики. Следовательно, согласование обеспечивается, если
^Ррасп— ^потр ’ ^г-расп— ^г.потр ’	(3.21)
Коэффициент <2потр определяется из условия равенства расходов воздуха через сечения Н—Н и в—в по формуле (3.17) при известном (заданном) значении овх .
Потребная площадь горла находится из уравнения равенства расходов для сечений Г—Г и в—в при условии Хг=1,0: р* Fr = р* FB q(XB) , откуда
<3-22> вх
При Fr = Fr потр коэффициент отр изменяется мало и условие (3.22) дает ^г.потр “ const •	(3-23)
Как видно из (3.23), ^г.потр в основном зависит от характера изменения относительной плотности тока ty(XB) на входе в двигатель, пропорциональной ^в.пр •
Выполнение условий (3.21) достигается за счет регулирования воздухозаборника изменением площади горла и углов установки панелей клина. Одновременно должно учитываться влияние регулирования створок обечайки и перепускных створок, площади щели для слива пограничного слоя в области горла и др. В соответствии с числом регулируемых элементов и их кинематическими связями регулирование СВУ может быть одно- или многопарамет-118
рическим. В принципе можно независимо регулировать углы установки каждой панели ступенчатого клина и площадь горла в плоском ВЗ (либо осевое перемещение конуса и площадь горла в осесимметричном ВЗ) для обеспечения условий (3.21), но конструкция и система регулирования СВУ получаются сложными. Поэтому у СВУ сверхзвуковых самолетов с Мп < 2,3...2,7 углы установки панелей клина между собой кинематически связывают. Если площадь горла регулируется независимо от угла , тогда система регулирования получается двухпараметрической, причем изменением Pj- обеспечивается Фпотр ~ Фраев ’ а за счет регулирования площади горла достигается условие Г’	_
гг.потр "^г.расп •
При такой двухпараметрической системе регулирования площадь FT должна изменяться в соответствии с (3.22), а угол рЕ — исходя из соотношения (3.17). Входящие в эти соотношения величины зависят от числа М полета и относительной плотности тока на входе в двигатель.
У существующих СВУ обычно применяются однопараметрические систе мы регулирования пропускной способности системы скачков и горла. Связь между <рпотр и Frпотр определяется из условия, что увеличение фпотр всегда требует повышения Fr потр» обе эти величины повышаются при возрастании <7(\) , как следует из соотношений (3.17) и (3.23). Схемы, иллюстрирующие указанное регулирование для плоского и осесимметричного СВУ при системе скачков с т = 2, приведены на рис. 3.19. В плоском СВУ, как видно из рис. 3.19,а, шарнир установлен в точке излома поверхности торможения, образованной панелями 1 и 2. Поэтому при повороте панели 2 в случае Mri = const угол наклона первого косого скачка не изменяется, а второго — уменьшается при уборке панели 2 и увеличивается при ее выпуске. Этим обеспечивается возможность изменения площади Fn и коэффициента расхода Фрасп ПРИ сохранении расположения головной волны вблизи плоскости входа, что соответствует работе СВУ вблизи угловой точки дроссельной характеристики. Одновременно при повороте панели 2 изменяется в нужном направлении площадь горла. В частности, как показано на рис. 3.19,а, при уборке регулируемой панели клина возрастание FH сопровождается увеличением Fr . Панель 3 кинематически связана с панелью 2, причем выдвижение обеих панелей сопровождается уменьшением площади горла и увеличением площади (ширины) щели для слива пограничного слоя.
При однопараметрической системе регулирования СВУ изменение положения панели 2 может осуществляться в зависимости от относительной плотности тока <?(ЛВ) в соответствии с условием (3.23). Условие (3.21) в этом случае выполняется приближенно, так как между углом установки панели 2 и величиной Фрасг нет линейной зависимости. Это приводит к некоторому ухудшению данных СВУ. Если, например, при оптимальной для данного режима площади горла потребный коэффициент расхода будет меньше, чем располагаемый, то требуемое снижение (ррасп до значения фпотр произойдет за счет
119
небольшого перемещения головной волны против потока. Это вызовет некоторое увеличение cv и снижение . Если окажется больше, чем
л.* И Ji.	jf	1
фрасг1, СВУ перейдет на сверхкритический режим работы и условие равенства расходов обеспечится за счет уменьшения коэффициента овх . При этом АЛ' вх возрастет.
Рис. 3.19. Схемы однопараметрического регулирования плоского (а) и осесимметричного (б) СВУ
В осесимметричном СВУ регулирование осуществляется осевым перемещением ступенчатого конуса 4 (рис. 3.19,6). При его уборке косые скачки уп лотнения (если Мп = const) приближаются к плоскости входа без изменения углов наклона и взаимного расположения. При этом коэффициент расхода Фрасп повышается, поскольку увеличивается площадь захватываемой струи воздуха Ен (на рис. 3.19,6 исходная площадь FK заштрихована). Одновременно с повышением <ррасп за счет наличия угла наклона обечайки увеличивается площадь горла, причем сечение горла удаляется от плоскости входа. Но здесь диапазон возможного изменения площади горла и коэффициента расхода существенно меньше, чем у плоского СВУ, поэтому обеспечить выполнение условий (3.21) можно лишь в ограниченном диапазоне изменения чисел М полета. Как правило, у осесимметричного ВЗ выдвижение конуса по мере разгона самолета заканчивается до достижения максимального числа М полета. В таких случаях в качестве дополнительного регулируемого органа используют расположенные за горлом створки перепуска 5. Открытие створок перепуска при больших числах М полета, когда конус полностью выдвинут, позволяет предотвратить переполнение ВЗ воздухом и чрезмерное удаление головной волны от плоскости входа, что способствует снижению дополнительного сопротивления и повышению запаса устойчивости. На некоторых самолетах створки перепуска выполняют только роль противопомпажного устройства и
120
открывай: Т' , лишь в тех случаях, когда появляется опасность возникновения помпажа ВЗ.
У плоских СВУ имеется дополнительная возможность регулирования площади входа поворотом обечайки 6 относительно шарнира 111$ (см. рис. 3.19,а). Отклонение обечайки наружу в условиях взлета обеспечивает плавное втекание воздуха во внутренний канал и уменьшает потери, связанные с отрывом потока с ее острых передних кромок. При сверхзвуковых скоростях полета независимое регулирование обечайки позволяет корректировать значения фрасп » поддерживая все время головную волну вблизи передней кромки обечайки.
3.10.	Характеристики регулируемых СВУ
Рассмотрим влияние регулирования СВУ на их дроссельные характеристики и подходы к согласованию режимов совместной работы СВУ и двигателя.
Исходными данными для определения программы регулирования СВУ являются результаты испытаний моделей СВУ (в компоновке с элементами ЛА) в аэродинамических трубах. Характеристики СВУ при заданных условиях внешнего обтекания и различных положениях регулируемых элементов представляют в виде зависимостей от параметров, удобных для определения условий согласования с двигателем. Наиболее удобным является приведенный расход воздуха GB пр или связанная с ним однозначно величина д(къ) .
В качестве примера на рис. 3.20 приведены характеристики плоского СВУ, регулируемого перемещением клина, для одного числа М полета. Они построены при различных значениях относительного выдвижения регулируемой панели клина Ькл и охватывают всю совокупность возможных режимов работ СВУ по £кл и кинематически связанной с ним величиной угла pj- при заданном Мп . Как видно, выдвижение в некоторых пределах клина смещает дроссельную характеристику влево и вверх. Объясняется это тем, что увеличиваются углы наклона косых скачков на тех панелях, на которых возрастают углы их установки. Это вызывает уменьшение коэффициента расхода Фпшх • Удаление косых скачков от плоскости входа приводит к удлинению пологих ветвей дроссельной характеристики. Повышение <5ВХ объясняется увеличением угла и приближением его к Р^- опт .
Прямая ОА на рис. 3.20 является расходной характеристикой двигателя, построенной по формуле (3.17), где угол ее наклона найден по потребному значению д(Хв) двигателя для того же Мп . Каждому положению регулируемого клина соответствует своя точка пересечения дроссельной характеристики СВУ с расходной характеристикой двигателя. Как видно из рис. 3.20, если клин сильно выдвинут, пропускная способность СВУ оказывается ниже потребной для двигателя и согласование режимов осуществляется в точке 1 в области сверхкритических режимов — при низких значениях и . При чрезмерной уборке клина пропускная способность СВУ оказывается больше потребной для двигателя и согласование режимов осуществляется в точке 2 вблизи границы устойчивой работы. Наивыгоднейшее согласование
121
режимов обеспечивается вблизи угловой точки р дроссельной характеристики при некотором оптимальном для данных условий значении LM =	(на рис.
3.20 при =80%). ж	tSJI
Рис. 3.20. Дроссельные характеристики регулируемого СВУ при Мо = const и различных значениях £кл
При дросселировании двигателя и снижении в соответствии с уравнением (3.17) точка согласования при неизменном положении клина перемещается к границе устойчивых режимов (точка 3 на рис. 3.20). Для согласования СВУ и двигателя в этих условиях требуется осуществлять выдвижение клина (на рис. 3.20 от £кл = 80% до Ькл = 90%). Тогда оптимальный режим СВУ будет соответствовать точке р'.
Указанным способом определяется программа регулирования воздухозаборника в виде зависимости Lvn = L„_(Mn ; <7(ХП)) и находятся величины <rv и г =v ПРИ каждом заданном режиме полета и режиме работы двигателя.
У регулируемых СВУ, помимо запаса устойчивости ДАТ х , определяемого по формуле (3.20), принято рассматривать запас устойчивости по перемещению регулируемых органов. В частности, при перемещении клина запас по помпажу СВУ определяется величиной
AL = Lpa^- Lrp • 100% ,	(3.24)
Ьраб
где Lpa6 — рабочее положение регулируемого элемента; &L = = Lpaf) -	— мак-
симальное отклонение регулируемого элемента, при котором еще сохраняется устойчивая работа ВЗ при каждом заданном значении Мп .
При однопараметрической системе регулирования СВУ все его геометрические параметры однозначно между собой связаны и программа регулирования СВУ может быть представлена в функции, например, угла . На рис. 3.21,а
122
приведено изменение по углу значений углов Р2 и Р3 , площади горла Fr и площади щели для слива пограничного слоя Гщ для СВУ, схема которого изображена на рис. 3.13. Здесь угол pj не изменяется, а Р2 и рз увеличиваются пропорционально Р^- . Площадь Fr с ростом р^ уменьшается, а площадь увеличивается.
Рис. 3.21. Изменение регулируемых параметров по углу Р£ (а); типовая программа регулирования СВУ (б)
У Me) (пндпр^
В программных системах регулирования управление регулируемыми органами производится по заранее подобранной программе, которая должна по возможности наиболее полно учитывать влияние на работу СВУ основных внешних факторов — числа М полета, д(Лв) , температуры Тп .
Типовая программа регулирования СВУ представлена на рис. 3.21,6. Здесь показан закон перемещения клина в зависимости от д(Хв) (или от ПодПр)‘ Система программного регулирования включается обычно при
123
М> 1,3...1,35. При этом клин занимает положение, соответствующее имеющемуся <?(ХВ) двигателя на этом режиме. Далее значения LK4 отслеживают изменение д(Хв). Уменьшение д(Хв) происходит при увеличении Мп , уменьшении ЛН'( ф и увеличении Тн . Во всех этих случаях клин выдвигается в соответствии с зависимостью, показанной на рис. 3.21,6.
Стартовая механизация СВУ применяется для предотвращения срыва потока с острых передних кромок обечайки, повышения Овх и расхода воздуха через двигатель на взлете и при малых дозвуковых скоростях полета. В этих целях система регулирования должна обеспечивать максимально возможное раскрытие горла за счет установки подвижных панелей СВУ в полностью убранное положение. Дополнительным мероприятием, позволяющим снизить потери полного давления и увеличить расход воздуха на взлете, является применение створок подпитки (впускных створок). Створки подпитки (см. рис. 3.8), устанавливаемые за горлом, открываются внутрь под действием разрежения в канале, возникающего при работе двигателя на старте и в полете с малыми скоростями. Использование створок подпитки обеспечивает существенное снижение потерь тяги на взлете, а также повышение запасов устойчивости компрессора, достигаемое за счет уменьшения интенсивности срывов потока с входных кромок СВУ. Из других типов стартовой механизации на плоских СВУ применяется поворот носка обечайки.
3.11.	Влияние компоновки ЛА и изменения углов атаки
и скольжения на характеристики СВУ
Первостепенное влияние на процесс сжатия воздуха в СВУ и на все его основные показатели оказывает месторасположение воздухозаборника на ЛА. Оно влияет на поля скоростей и давлений на входе в воздухозаборник, а следовательно, на процесс внутреннего течения воздуха, внешнее обтекание и интерференцию между элементами воздухозаборника и планера. Воздухозаборник должен быть расположен с учетом местных углов скоса потока в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Недопустимо попадание скачков уплотнения от планера в СВУ, должен обеспечиваться слив пограничного слоя, образующегося на поверхности планера. Целесообразно располагать СВУ в области сверхзвукового потока, предварительно заторможенного элементами планера (крылом или его наплывом, фюзеляжем). Необходимо исключить попадание вихревых следов от элементов планера и различных самолетных надстроек и приборов во вход СВУ на основных режимах полета самолета.
Путем надлежащего выбора места установки воздухозаборника вблизи поверхности ЛА можно значительно улучшить его работу в условиях полета с большими углами атаки и скольжения, что особенно важно при маневрировании самолета.
Лобовые осесимметричные СВУ, применявшиеся на реактивных самолетах первого и второго поколений, одинаково чувствительны как к положительным, так и к отрицательным углам атаки и скольжения. Это объясняется нарушением симметрии обтекания ступенчатого конуса, приводящим к изменению характера течения воздуха во внутреннем канале (рис. 3.22,п). Различная степень повышения давления воздуха на разных сторонах поверхности торможения вызывает поперечное перетекание потока, которое приводит к стеканию пограничного слоя 124
в зону пониженного давления и его отрыву, как показано на рис. 3.22. Это
создает значительную нестационарность и окружную неравномерность потока
и вызывает снижение коэффициентов <5ВХ , <Рвх и АКу.вх 
Плоские СВУ, как правило, обтекаются потоком воздуха, возмущенным ЛА. Наиболее типичными являются три компоновки СВУ: под фюзеляжем или крылом (нижняя), сверху фюзеляжа или крыла (верхняя) и сбоку от фюзеляжа (боковая). При этом поверхность торможения может быть расположена горизонтально или вертикально. На рис. 3.23 приведены четыре наиболее характерных из числа указанных компоновок. Компоновки б, в и г имеют горизонтальное расположение клина, а компоновка а — вертикальное.
Компоновка влияет, в первую очередь, па параметры потока перед входом в ВЗ. При боковом расположении СВУ (рис. 3.23,6 и в) изменение угла атаки а мало влияет на местное число М набегающего потока, но вследствие скоса потока перед плоскостью входа из-за поперечных перетеканий воздуха на боковой поверхности
Рис. 3.22. Влияние угла атаки на течение воздуха в осесимметричном (а) и плоском СВУ с горизонтальным (б) и вертикальным (в) расположением клина
фюзеляжа местные углы атаки ам оказываются в 1,3... 1,5 раза большими
углов атаки носовой части фюзеляжа. Влияние изменения а на характеристики СВУ в этом случае существенно зависит от расположения ступенчатого клина.
Рис. 3.23. Характерные компоновки СВУ на ЛА
При верхнем горизонтальном расположении клина (см. рис. 3.22,6 и 3.23,6) в диапазоне дозвуковых чисел М полета СВУ такой компоновки обладают более высокими и стабильными характеристиками как по коэффициенту
125
aov , так и по неоднородности потока в широком диапазоне углов атаки, чем осесимметричные. При сверхзвуковых скоростях в некотором диапазоне увеличения угла атаки наблюдается увеличение коэффициентов овх и <рвх . Рост коэффициента авх объясняется повышением интенсивности косых скачков уплотнения в связи с увеличением углов наклона панелей клина по отношению к направлению полета. Коэффициент <рвх повышается в результате увеличения площади поперечного сечения захватываемой струи FH при неизменной площади входа FBX . На рис. 3.24 показаны схемы течения на входе в плоское СВУ с верхним горизонтальным клином при различных а , а на рис. 3.25 — его характеристики по а . Как видно из рис. 3.24,а, площадь Fu при увеличении а возрастает. Она может стать даже больше, чем FBX . Коэффициент фвх при этом будет больше единицы. Следует отметить, что увеличение угла поворота потока приводит к росту положительного градиента давления на поверхности торможения, утолщению и местному отрыву пограничного слоя и ухудшает структуру потока на входе в двигатель.
ef •» П
Рис. 3.24. Схемы течения на входе в плоский ВЗ с горизонтальным расположением клина при различных о
На отрицательных углах атаки (рис. 3.24,е) углы наклона и интенсивность косых скачков уменьшаются, а число М перед головной волной и потери в ней резко возрастают, что приводит к снижению овх . Уменьшение
126
площади захвата струи и снижение пропускной способности горла приводит
к снижению <рпх . Частичное разрушение косых скачков головной волной при
больших положительных и отрицательных а вызывает снижение запаса ус-
тойчивости СВУ. Это видно из рис. 3.25, где на дроссельную характеристику
СВУ нанесена расходная характеристика двигателя. При больших положительных и особенно при отрицательных а происходит уменьшение овх и снижение запаса устойчивости. Запас устойчивости может быть сохранен выдвижением клина. Но при этом ВЗ переходит на сверхкритические режимы работы, коэффициент а8Х падает еще больше и усиливаются пульсации потока на выходе.
Воздухозаборники рассматриваемой компо-
Рис. 3.25. Дроссельные характеристики плоского ВЗ
с горизонтальным расположением клина при Мп = const и различных а
новки нашли применение на самолетах МиГ-25 и МиГ-31, а также F-14 и F-15. При Мп > 2 у
таких ВЗ возможен отрыв потока с боковой и нижней поверхностей фюзеляжа на больших углах атаки, который вызывает ухудшение характеристик СВУ. Другим недостатком СВУ
этой схемы является рост неоднородности потока при а < арасч , что обусловлено торможением периферийной части потока при входе в СВУ только в одной головной волне (см. рис. 3.24,в).
При вертикальном расположении клина местные углы скоса потока у поверхности торможения, как указывалось, получаются более высокими, чем
углы атаки ЛЛ. Этим усугубляется вредное влияние изменения а на характеристики СВУ. При косом обдуве обтекание ступенчатого клина становится пространственным, причем на наветренной стороне образуются скачки уплотнения и возможен отрыв потока с передней кромки нижней боковой щеки, а на подветренной — волны разрежения. Наблюдается снижение коэффициентов фвх и овх , а также резкий рост неравномерности полей скоростей и давлений в канале СВУ и на входе в двигатель.
Подкрыльевые СВУ (нижней компоновки, рис. 3.23,в) имеют наиболее благоприятные характеристики при больших положительных углах атаки. Под крылом поле скоростей по направлению является более стабильным, чем у боковой поверхности фюзеляжа. Помимо этого, крыло может быть использовано в качестве первой ступени торможения потока. Как показано на рис. 3.12, от передней кромки крыла при сверхзвуковых скоростях полета отходит косой скачок уплотнения, в котором происходит поворот и торможение сверхзвукового потока. Если а = 0, то поток за скачком вновь разгоняется и число М_, перед плоскостью входа мало отличается от Ми . Но при полете с а > 0 уже Мм < Мп , а местный угол атаки практически не изменяется, так как направление скорости на входе в ВЗ сохраняется параллельным его оси. Это улучшает характеристики СВУ по углу атаки и, в част-
ности, зависимости от а. оЛ
127
В подкрыльевой компоновке наибольшие трудности возникают при отрицательных углах атаки. При <х<0 с передних кромок крыла сбегают вихри, которые, с учетом углов скольжения, занимают область полуразмаха крыла. Попадая в воздухозаборник, вихри резко ухудшают характеристики ВЗ.
Подкрыльевые ВЗ самолетов с горизонтальным клином использованы на самолетах-истребителях четвертого поколения Су-27 и МиГ-29. Некоторое улучшение характеристик подкрыльевых СВУ при отрицательных углах атаки может быть достигнуто при вертикальном расположении клина (“Конкорд”, Ту-160, В-1).
Верхнее расположение воздухозаборника (см. рис. 3.23,г), выполняется в целях снижения радиолокационной заметности и всегда сопряжено с ухудшением данных СВУ. В этом случае при больших углах атаки местное число Мм перед ВЗ становится больше числа Мп невозмущенного потока и, хотя стабилизирующее влияние поверхностей фюзеляжа и крыла на изменение угла атаки сохраняется, но на этой поверхности увеличивается толщина пограничного слоя и появляются отрывные зоны, что в целом усиливает неравномерность и нестационарность потока на входе в двигатель.
Глава 4. ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМПРЕССОРОВ И ТУРБИН
4.1. Основные уравнения
В современных авиационных газотурбинных двигателях применяются в основном осевые компрессоры и турбины. Центробежные компрессорные ступени используются (часто в комбинации с осевыми) в малоразмерных ГТД, большей частью во вспомогательных силовых установках, турбостартерах и др. Радиальные турбины применяются еще реже, практически только в турбостартерах.
В настоящей главе даются краткие сведения о характеристиках компрессоров и турбин, а также основные уравнения, интегрально описывающие процессы в лопаточных машинах. Уравнения даны в том виде, в каком они будут применены далее при расчете и анализе ГТД. Во всех случаях используются параметры заторможенного потока на входе в рассматриваемые лопаточные машины и на выходе из них. На рис. 4.1 изображены процессы в компрессоре и турбине на i—s-диаграмме. В следующих ниже уравнениях обозначения параметров совпадают с показанными на рис. 4.1.
Работа, затрачиваемая компрессором на сжатие единицы массы воздуха с учетом потерь (работа компрессора),
LK = —— Rlt —-----------------= —— R (т* - rf) .
к Ar - 1 в п* Л - 1	\ к в)
•к
(4.1)
128
Рис. 4.1. изображение рабочих и в турбине (б) па
процессов в компрессоре (а) i—«-диаграммах
rs	z, , х • Рк
В уравнении (4.1) лк =— — степень Рв
повышения полного давления в ком-
прессорс.
Приведенная работа компрессора
'к
т A- 1
Пк * -1
(4.2)
Пк
Для вентилятора ТРДД ления) приведенную работу
(компрессора с низкой степенью повышения дав-запишем в виде
A- 1
I = 2— в ft *
—— RT* ft - 1 в
*
Пв
(4.3)
К
вентилятора ТРДД.
» PbH где n„ ------степень повышения давления
Р«
Изоэнтропическая работа сжатия единицы массы воздуха в компрессоре
* = fl RT
KS I» _ 1	1
в
' А- 1 як *
ft- 1 k 1
КПД компрессора
Пк
КЗ
(4.4)
к
Соответственно работа, совершаемая единицей массы газа при его расширении в турбине с учетом потерь (работа турбины), равна
5 Б. \ Крилов
129
k
I*
1
*
kr- 1
* к
k - 1
Г k
г
*г-1
г т
(4.5)
* Рг
где тс, = — — степень т ♦
Рт
Изоэнтропическая
L'
понижения полного давления в турбине.
работа турбины по
k- I

1
k -1
♦ —----
ТС, fti
параметрам заторможенного потока kr *г-1
* Пт
т* - т*
Г Л TS
КПД турбины по параметрам
заторможенного потока
*
т
(4.6)
TS
Такое определение КПД турбины
является достаточно строгим только для неохлаждасмых турбин. Для оценки качества работы турбин с охлаждаемыми воздухом лопатками можно использовать первичный КПД охлаждаемой бины .учитывающий особенности рабочего процесса в ней
тур-
^т.п
GrbTS
(4.7)
где NT — мощность на валу турбины; Gr — расход газа через турбину. В уравнении (4.7) Gr предлагается определять как сумму расходов соплового ап-работу турби-
газа
на входе в турбину и воздуха, охлаждающего лопатки первого парата, а температуру газа Т’ , входящую в изоэнтропическую ны, — как среднемассовую в сечении за первым сопловым аппаратом турбины. Первичный КПД охлаждаемой турбины удобно представлять в виде произведения
* £ —
^т.п — ^т.неохл
Здесь п2илл„_ — КПД рассматриваемой турбины без учета охлаждения; Г) — *1 • неохл	*
относительный КПД, учитывающий как снижение КПД турбины в связи с дополнительными потерями, вызванными ее охлаждением, так и возможный полезный эффект от работы охлаждающего воздуха в турбине.
Значения относительного КПД зависят от числа ступеней турбины, схемы охлаждения лопаток
и относительного количества охлаждающего воздуха
С X - В-ОХЛ охл - Q
(4.8)
гДе Св.охл - Расход — расход газа на
охлаждающего воздуха через один лопаточный венец; входе в турбину.
130
В свою очередь,величина 8ОХЛ зависит от схемы охлаждения лопаток и коэффициента интенсивности охлаждения
T*-T_
О = -	,	(4.9)
~ ^в.охл
в который, кроме температуры газа перед турбиной Т* , входят температуры лопатки Тя и охлаждающего воздуха 71” охл .
На рис. 4.2 показаны примерные зависимости коэффициента 0 от относительного расхода охлаждающего воздуха на один лопаточный венец для различных схем охлаждения: конвективной, конвективно-пленочной и пористой. У современных турбин значение 0 лежит в пределах 0,3...0,45.
Рис. 4.2. Зависимость коэффициента эффективности охлаждения от относительного расхода охлаждающего воздуха для различных схем охлаждения лопаток турбины: а — конвективное охлаждение; б — конвективно-пленочное; в — пористое
При расчете турбин используется также эффективный КПД охлаждаемой турбины Лтэф’ КОТОРЫ” является отношением мощности, развиваемой турбиной, к сумме изоэнтропических работ потоков газа и охлаждающего воздуха в турбине, умноженным на соответствующие расходы газа и воздуха.
В математических моделях ГТД, приводимых в последующих главах, когда нет необходимости в строгом разграничении между охлаждаемыми и неохлаждаемыми турбинами, работа турбины (4.5) записывается с 1]т , а при расчетах ГТД конкретные значения КПД турбин берутся с учетом их охлаж
дения.
Расход воздуха на входе в компрессор
G, = ткр ф •	(4-В * 10>
В
Расход газа через первый сопловой аппарат турбины
*
Рг
Gr = "’кр.г <7(Ч.а) Fc.a XT •	<4-11)
В этих уравнениях F* и Г а — площади входа в компрессор и суммарная
площадь критических сечений межлопаточных каналов соплового аппарата
соответствен но.
5*
131
Мощности компрессора и турбины
NK=G„k;	(4.12)
A‘T = GrLT.	(4.13)
Расчетный режим компрессора, т. е. режим, для которого выполняется его детальный расчет и определяются геометрические размеры проточной части, задается л* р , GB р и параметрами на входе р* и Т’ . На расчетном режиме турбины задаются соответственно лт р, Gr р , р’ , Т* р (индексом р здесь отмечены значения параметров на расчетном режиме).
4.2. Характеристики и регулирование компрессоров
При изменении параметров воздуха перед компрессором сопротивление сети за ним, частоты вращения п, такие параметры, как л* , GB , Т]к , не остаются постоянными. Они меняются в соответствии с закономерностями, качественно общими для всех компрессоров, по в количественном отношении существенно зависящими от индивидуальных свойств конкретного компрессора. Для определения параметров компрессора на разных режимах его работы и при различных внешних условиях (различных высоте и скорости полета) строят характеристики компрессора.
Характеристики компрессора могут быть представлены в виде
Кк — f Г^в.пр * ппр1 ’
(4.14)
Пк “ f ^в.пр * Лпр) •
В данные функциональные зависимости входят приведенный расход воздуха
С.,..р = <г.£7'^5'	<415)
Рв °
и приведенная частота вращения
Ппр = л	<4Л6>
1 в
где р0= 101325 Па и То = 288,15 К — давление и температура окружающей среды при Н = 0 в соответствии со стандартной атмосферой (ГОСТ 4401—81).
Если приведенную частоту вращения разделить на максимальное значение частоты вращения при Мп = 0, Н = 0, то получим безразмерный параметр — относительную приведенную частоту вращения
=	(4.17)
В ряде случаев пользуются также относительным приведенным расходом воздуха
132
Gnnp
Свп₽ Ge.O
(4.18)
т. с. делят GB пр на максимальный расход воздуха GB 0 при
Мп = 0, H = O(p>p0, Т'3 = Т0, Япр=1, Св.пр=1).
Тогда характеристики компрессора можно представить в безразмерном виде:
Кк — Г^в.пр ’ Ппр) ’
(4.19)
ПК ~ f ^в.пр ’ Лпр) •
Подставляя в (4.15) расход воздуха из уравнения (4.10), получим выражение
Ро
G..np = “кр <7(\>) F. .	(4.20)
о
в правой части которого все величины, кроме функции плотности тока (безразмерной плотности тока) <?(ХВ) , постоянные и, следовательно,
Св.пр ~	•	(4-21)
В этом случае характеристики компрессоров могут иметь вид
< = фсЧ) ’ %р1;
(4.22)
Лк — f ?(^в) » Лпрj •
Характеристики нерегулируемых осевых компрессоров разной напорности представлены на рис. 4.3 — 4.5 в координатах, соответствующих зависимостям (4.22). На рис. 4.6 показана типичная характеристика одноступенчатого осевого компрессора с низкой степенью повышения давления (вентилятора ТРДД большой степени двухконтурности). В некоторых случаях, особенно когда в рабочей области характеристики зависимости Т|* от Q(XB) при ппр = =const близки к вертикальным, КПД компрессора или вентилятора удобно представлять в виде изолиний.
В общем случае расчетный режим работы компрессора может быть задан любыми полетными условиями. Для определенности ври сравнении компрессоров разной напорности условимся принимать для всех компрессоров на расчетном режиме условия Мп = 0, Н = 0 и максимальную частоту вращения п0 (ппр=1). Обозначать параметры на этом режиме будем индексом “0”. При ппр = 1 для большинства компрессоров характерна производительность, соответствующая значениям д(%в0) = 0,85...0,925. Можно условно разделить компрессоры на три группы в зависимости от значений л*0 : низконапорные (п*0 < 5), средней напорности (л*0 = 5...8) и высоконапорные (л*0 > 8). На всех 133
Рис. 4.3. Характеристики низконапорного компрессора:
1 — рабочий режим при М = 0, Н = 0;
2 — граница газодинамической устойчивости:
3 — линия рабочих режимов;
4 — линии постоянной приведенной частоты вращения
Рис. 4.4. Характеристики компрессора средней напорности (обозначения те же, что на рис. 4.3)
Рис. 4.5. Характеристики высоконапорного компрессора (обозначения те же, что на рис. 4.3)
134
Рис. 4.6. Характеристика одноступенчатого осевого компрессора с низкой степенью повышения давления (вентилятора):
1	— рабочий режим при Мп = 0, Я = 0;
2	— граница газодинамической устойчивости;
3	— линия рабочих режимов;
4	— линия постоянной приведенной частоты вращения
характеристиках компрессоров (рис. 4.3—4.6) нанесены точки, соответствующие максимальному режиму при Мп = О, Н = 0, и заштрихованы области, в пределах которых возможна работа компрессора в системе двигателя. Основным ограничением здесь является минимально допустимый запас устойчивости компрессора, т. е. рабочая область должна располагаться в зоне устойчивой работы компрессора ниже границы газодинамической устойчивости (границы помпажа). Работу компрессора в системе двигателя чаще всего рассматривают или на постоянном режиме работы двигателя (например, п = const) при изменении условий полета (Мп = var, Н = var), или при постоянных условиях полета (Мп = const, Н = const) и переменном режиме работы двигателя (например, п = var). В этих случаях из рабочей области можно выделить линию рабочих режимов (см. рис. 4.3—4.6). Построение линий рабочих режимов на характеристике компрессора подробно рассматривается в гл. 8 и 9.
Положение линии рабочих режимов относительно границы газодинамической устойчивости компрессора определяется коэффициентом устойчивости
< /<7(4)
(4.23)
Здесь индексы “гр” и “раб” соответствуют значениям параметров на границе устойчивости и на линии рабочих режимов, взятым на одной и той же напорной ветви характеристики компрессора, т. е. при йпр = const. Запас устойчивости определяется как
ЛКу = (Ку - 1)  100% .
(4.24)
Фактические запасы устойчивости, которыми располагает двигатель на различных режимах работы, могут меняться в относительно широких пределах. В большой степени они зависят от напорности компрессора, определяе-
135
мой значением лк0 . Для различных типов двигателей величины &Ку практически укладываются в диапазоне от ДКу = 35% до Д7Су - 8...12%. Последние цифры характеризуют минимально допустимый запас устойчивости на установившихся режимах работы двигателей.
Положение линии рабочих режимов на характеристике компрессора зависит от типа ГТД и его схемы, напорности компрессора и программы управления двигателем. Чаще всего с уменьшением ппр у низконапорных компрессоров линия рабочих режимов удаляется от границы устойчивости (см. рис. 4.3), а у высоконапорных —приближается к ней (см. рис. 4.5). У компрессоров средней напорности линия рабочих режимов располагается примерно эквидистантно границе устойчивости (см. рис. 4.4), за исключением случаев глубокого дросселирования двигателей (ТРД).
Таким образом, для низконапорных компрессоров снижение АКу характерно при ппр>1. Ограничение максимально допустимого значения ппр (ппр < п тах) является в этом случае одним из путей обеспечения газодинамической устойчивости компрессора в системе двигателя.
У высоконапорных компрессоров снижение АКу в области пониженных значений ппр (ппр<1) требует принятия специальных мер для обеспечения устойчивой работы.
Рассмотрим, какие факторы приводят ТРД с высоконапорным компрессором (л*0 > 8) к уменьшению АХу на пониженных п . Пусть компрессор в системе двигателя работает при постоянной окружной скорости и, а значит, при п - const. Уменьшение ппр будет идти за счет роста Г* , например, в связи с увеличением скорости полета. Это приведет к снижению л* , росту объемного расхода и осевой скорости на последних ступенях компрессора и, как следствие, к отрицательным углам атаки. Последние ступени начинают лимитировать расход воздуха через компрессор, из-за чего осевая скорость са на входе в компрессор уменьшается и растут углы атаки i на первых ступенях компрессора. При существенном увеличении углов атаки наступает отрыв потока со спинки лопатки рабочего колеса, а это вызывает помпаж компрессора. На режимах, близких к помпажу компрессора,его КПД уменьшается из-за увеличения профильных потерь на первых и последних ступенях. На рис. 4.7,а показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора на расчетном режиме (сплошные линии) и на пониженных ппр (пунктирные линии).
Все методы увеличения A7fy на пониженных лпр сводятся к уменьшению углов атаки в первых ступенях компрессора и увеличению углов атаки в последних ступенях. Это приводит также к увеличению КПД компрессора.
Изменение углов атаки i в ступенях компрессора можно характеризовать изменением относительного коэффициента расхода
v = z^-.	(4.25)
Са.р
1cm
Рис. 4.7. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях однскаскаднэго (а) и двух каскадного (б) компрессоров:
расчетный режим; — — — пониженные лпр для однокаскадного компрессора;
—.. —..— пониженные лпр для двухкаскадного компрессора
В выражении (4.25) с = — — текущее значение коэффициента расхода; ** и
с„ _ — его значение на расчетном режиме. Очевидно, что относительный ко-а.р
эффициент расхода пропорционален разности входного угла профиля и угла атаки к
v ~ (р; - .
(4.26)
На рис. 4.8 показано изменение коэффициента v по ступеням высоконапорного компрессора (я*0 = 12) при nnp = 1 (сплошная линия) и на пониженных йпр = 0,8 (кружки). Снижение ппр получено при п = const за счет увеличения 137
температуры на входе в двигатель до Тв = 450 К
. Как видно из
рис. 4.8, при ппр = 0,8 наступило полное рассогласование работы первых и последних ступеней компрессора, при этом практически уже отсутствует запас устойчивости компрессора. Поэтому необходимы специальные средства регулирования компрессора для расширения диапазона устойчивой работы по "пр •
Рис. 4.8. Изменение относительного коэффициента расхода по ступеням однокаскадного (°) и двухкаскадного (+) компрессоров при
Применение двухкаскадных компрессоров. Двухкаскадный компрессор — это высоконапорный компрессор, разделенный па два последовательно работающих компрессора со степенью повышения давления каждого компрессора п*0 = 3...5. В ТРД или газогенераторах ТРДД с двухкаскадным компрессором при переходе на пониженные ппр может меняться отношение окружных скоростей (частот вращения) каскадов высокого и низкого давления —— ин.д , П V	ш	_
I —— 1, называемое скольжением роторов. Если с ростом Тв (снижение w|ip) увеличивать скольжение роторов, оставляя осевые скорости са примерно такими же, как у однокаскадного компрессора, то благодаря относительному росту ивд и снижению д (см. рис. 4.7,6) углы атаки на первых ступенях будут уменьшаться, а на последних — увеличиваться. Заметим, что описанное благоприятное изменение скольжения роторов в двухвальных ТРД и газогенераторах ТРДД происходит автоматически, что является их несомненным достоинством. На рис. 4.8 показано также изменение коэффициента v в
двухкаскадном компрессоре при = 0,8. Отсюда видно, что по сравнению К
с однокаскадным компрессором у двухкаскадного коэффициенты v находятся
138
ближе к их расчетному значению, а это обеспечивает ему больший диапазон устойчивой работы по п|(р и лучшие значения КПД на нерасчетных режимах.
Регулирование компрессора поворотом направляющих аппаратов. Рассмотрим работу высоконапорного компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами группы первых и последних ступеней. Чтобы на пониженных л, увеличить пропускную способность последних ступеней, необходимо увеличить на них углы атаки, т. е. повернуть лопатки направляющих аппаратов последних ступеней в сторону увеличения углов вектора абсолютной скорости а (положение в на рис. 4.9). Для уменьшения углов атаки на первых ступенях компрессора нужно повернуть лопатки направляющих аппаратов в сторону уменьшения углов а (положение а на рис. 4.9). Это позволит увеличить расход воздуха через компрессор. На рис. 4.10 показана характеристика нерегулируемого высоконапорного компрессора и характеристики компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами. При регулировании компрессора на увеличение производительности (см. рис. 4.10, пунктирные кривые) запас устойчивости на пониженных ппр (нпр = 0,8) практически не возрастает, а может даже уменьшаться. Это связано с тем, что последние ступени из-за увеличения сп продолжают лимитировать расход воздуха через компрессор. Ожидать некоторого увеличения запаса устойчивости в этом случае можно, если первые ступени на исходном режиме (положение 0 на рис. 4,10) работали на левых ветвях своих характеристик. Для гарантированного увеличения запасов устойчивости нужно значительно уменьшить углы а на первых ступенях (режим б на рис. 4.9). Производительность компрессора при этом уменьшается. Направляющие аппараты последних ступеней нужно повернуть на увеличение углов а (положение г на рис. 4.9), чтобы увеличить углы атаки и напорность этих ступеней. Это приведет к уменьшению расхода воздуха и увеличению КПД компрессора. Соответствующая характеристика показана на рис. 4.10 штрихнунктирной линией.
Рис. 4.9. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора при пониженных лпр: — — — нерегулируемый компрессор; ---------- компрессор
с регулируемыми направляющими аппаратами
139
0^
0,6
Рис. 4.10. Характеристика компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами:
нерегулируемый компрессор (0 — рабочая точка при я = 0,8), — — — регулирование на повышение производительности
(а — рабочая точка при ппр = 0,8); — -----регулирование
на повышение ДХу (б — рабочая точка при ппр = 0,8)
Изменение углов атаки по ступеням компрессора можно и в этом случае характеризовать коэффициентом v. На рис. 4.11 показано изменение относительного коэффициента расхо-да по ступеням на пониженных ппр (лпр = 0,8) у нерегулируемого компрессора и у компрессора с регулированием направляющих аппаратов на увеличение запаса устойчивости с некоторым понижением производительности. Такое регулирование, как видно из рис. 4.11, позволя
1 Регулируемые ступени					  1	 Регулируемые ^ступени	
				— <	( о • + +
		nnp~J	<	* 1	
		<			
• т -1 (	+ ; о	г U			
>					
Рис. 4.11. Изменение относительного коэффициента расхода в нерегулируемом компрессоре (°) и при регулировании направляющих аппаратов на увеличение запаса устойчивости (+) при лпР = 0>8
140
ет существенно увеличить v на первых ступенях компрессора и, как следствие, увеличить ДЛу .
Регулирование компрессора перепуском воздуха. Наиболее простым способом регулирования компрессора на пониженных лпр является перепуск воздуха (выпуск воздуха) из средних ступеней компрессора. Открытие окон перепуска приводит к увеличению осевой скорости са и расхода воздуха на первых ступенях компрессора с соответствующим уменьшением углов атаки на них. В последних ступенях осевые скорости снижаются и растут углы атаки. На рис. 4.12 показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора при перепуске воздуха и без перепуска.
Рис. 4.12. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора при пониженных лпр: ---------------- нерегулируемый компрессор;
— — — регулируемый перепуском воздуха
Расход воздуха на входе в компрессор равен
Gb = Gk + Спср »
(4.27)
где GK — расход воздуха на выходе из компрессора; Gnep — расход перепускаемого воздуха.
Приведем расходы к сечению на входе в компрессор, умножив правую и
I р
левую части выражения (4.27) на комплекс N-xr —. Тогда выражение 0 Рв
(4.27) примет следующий вид:
=6?	4- С
к,в.пр ^в.к.пр ив.пер.пр "
При закрытых окнах перепуска ^в.к.Пр= ^в.пр • Рис- 4.13 показана характеристика компрессора с перепуском воздуха на пониженных ппр , причем ось абсцисс в одном случае рассматривается как шкала GB пр , а в другом — как шкала GB к пр. Из рис. 4.13 видно, что при включении перепуска граница устойчивости компрессора сдвигается в сторону меньших значений G„ „п .
Ball Р
141
Расход воздуха GR пр через входное сечение компрессора при открытии окон перепуска возрастает (штрихпунктирные линии на рис. 4.13), а через выходное — уменьшается (пунктирные линии на рис. 4.13).
Рис. 4.13. Характеристика компрессора с перепуском воздуха, построенная но GB нр (------------- без перепуска);
по Gu „р (—-----с перепуском) и по GB к нр (— • — с перепуском)
Потери в компрессоре с перепуском воздуха оцениваются эффективным КПД, который учитывает мощность, затраченную на сжатие перепускного воздуха:
•к.эф Д7
К
(4.28)
Так как перепускаемый воздух не совершает полезной работы, то мощность на его сжатие считается потерянной, и Лк.эф • как пРавило» ниже М* без перепуска, несмотря на уменьшение профильных потерь в ступенях компрессора. Только иногда прч очень низких значениях ппр открытие окон перепуска может привести к некоторому росту КПД компрессора. Поэтому перепуск воздуха обычно используют на режимах запуска, малого газа и других неосновных режимах работы при низких значениях пи . 142
4.3. Характеристики и регулирование турбин
Обычно характеристики турбин задаются зависимостями КПД турбины и приведенного расхода газа от степени понижения полного давления в турбине и какого-либо кинематического параметра. Сложившееся традиционное представление основывается на использовании параметра нагруженности турбины
i = 1
(4.29)
В выражении (4.29) uf — окружная скорость на среднем диаметре рабочего колеса i-й ступени; г — число ступеней. Значение условной скорости определяется по изоэнтропической работе турбины:
с
$
(4.30)
Пропускная способность турбины определяется параметром расхода Ат = Gr Г* /р* или относительным параметром расхода газа через турбину
(сг /₽;)
V	-'max
(4.31)
Используя понятие приведенной окружной скорости , характеристики турбины можно представить в виде зависимостей
п* = / (у*, ч); 1
(4.32)
А,. = /(/,	• )
В ряде случаев приведенную окружную скорость заменяют пропорцио
нальным ей параметром п/\Т* и вводят относительную приведенную частоту
вращения
(4.33)
Тогда характеристики турбины можно представить дальнейшего использования в математических моделях
в виде, удобном для ГТД:
(4.34)
143
На рис. 4.14 и 4.15 показаны характеристики двухступенчатой турбины, соответствующие (4.34). Анализ расходной характеристики турбины (рис. 4.15) приводит к выводу, что практически на всех рабочих режимах по ят относительный параметр расхода газа остается неизменным (Ат = 1), а из уравнений (4.11) и (4.31) следует, что в этом случае g(Xca) = const. Только при малых нерабочих значениях л* начинается снижение .4^. при уменьшении л* .
Рис. 4.15. Зависимость относительного параметра расхода А,, от степени понижения давления для двухступенчатой турбины
Рис. 4.14. Характеристика двухступенчатой газовой турбины
При работе турбины в системе двигателя параметр п/\Т* обычно меняется в небольших пределах, ограниченных примерно 10%. Поэтому с некоторым приближением можно считать, что КПД турбины в рабочей области меняется незначительно (рис. 4.14), и можно принять его примерно постоянным (г)т = const). Это дает возможность с относительно небольшой погрешностью заменить действительную характеристику турбины приближенной
9(\.а) = const ’ Т|* = const,
(4.35)
которую можно использовать при расчете характеристик двигателей по математической модели первого уровня.
Регулирование турбины поворотом лопаток сопловых аппаратов. Стремление к оптимизации работы ГТД на всех режимах требует изменения характеристик турбины, что приводит к необходимости ее регулирования. Весьма эффективным является регулирование турбины поворотом лопаток сопловых аппаратов, хотя практически реализация этого способа регулирования связана с серьезными конструктивными трудностями. Поворот лопаток соплового аппарата сопровождается изменением площади горла соплового аппарата Fc а и, следовательно, приведенного расхода газа через турбину. Одновременно меняются треугольники скоростей и степень понижения давления на турбине.
При условии, что перепады давлений как в сопловом аппарате турбины, так и в реактивном сопле двигателя сверхкритические, представление об из-144
Рис. 4.16. Зависимость относительной степени понижения полного давления газа в турбине от относительной площади горла соплового аппарата при его регулировании
менении л* при регулировании первого соплового аппарата двухступенчатой турбины можно получить из рассмотрения кривой, показанной на рис. 4.16. Отсюда видно, что изменение Fc & сопровождается примерно пропорциональным изменением л* . При q(kc а) = const относительное изменение приведенного расхода газа Gr пр пропорционально изменению площади горла соплового аппарата Fc & .
Поворот лопаток соплового аппарата приводит к изменению угла направления вектора абсолютной скорости газа на выходе из соплового
аппарата . Естественно, что изменение угла
а* по сравнению с его расчетным значением приводит к некоторому увеличению потерь. Примерный характер изменения КПД турбины показан на рис. 4.17. Кривая построена на основании обработки результатов ряда экспериментальных исследований турбин с поворотными сопловыми аппаратами. Хотя, как видно из
рис. 4.17, уменьшение приведенного расхода на 10% может примерно на 2% снизить КПД турбины, этот способ регулирования является достаточно перспективным, так как позволяет существенно улучшить характеристики ГТД.
Рис. 4.17. Примерное изменение относительного КПД турбины по относительному приведенному расходу газа при регулировании турбины поворотом сопловых аппаратов
Глава 5. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
5.1. Общие сведения о камерах сгорания
В камерах сгорания (КС) осуществляется подвод тепловой энергии к рабочему телу (воздуху) за счет превращения химической энергии в тепловую при сгорании топлива. Камеры сгорания турбореактивных двигателей подразделяются на основные и форсажные.
145
Основные камеры сгорания (рис. 5.1) располагаются между турбиной и компрессором. Температура газа при выходе из них ограничена жаростойкостью лопаток турбины и достигает значений 1600...1800К. По компоновке и форме жаровой трубы основные камеры сгорания могут существенно различаться. Наибольшее распространение получили кольцевые КС.
Рис. 5.1. Схема основной камеры сгорания:
1 — диффузор; 2 — форсунка; 3 — воспламенитель;
4 — наружный корпус; 5 — жаровая труба;
6 — кольцевые каналы; 7 — внутренний корпус
Основная камера состоит из диффузора /, наружного 4 и внутреннего 7 корпусов и жаровой трубы 5. Воздух из компрессора поступает в диффузор камеры. Здесь происходит снижение скорости потока и распределение его по кольцевым каналам 6 между корпусами и жаровой трубой. Из кольцевых каналов воздух через отверстия поступает внутрь жаровой трубы, где протекает процесс горения. Топливо подводится в камеру сгорания с помощью форсунок 2.
Форсажные камеры устанавливаются за турбиной двигателя, причем в большинстве ТРДДФ перед входом в форсажную камеру обеспечивается смешение потоков внутреннего и наружного контуров (рис. 5.2). На максимальных режимах работы двигателя в форсажных камерах осуществляется возможно больший подогрев газа. Поэтому температура потока на выходе из них может достигать значений 2J 00...2300К.
На входе в форсажную камеру устанавливается диффузор 1, который, как правило, конструктивно объединен со смесителем 2. Подвод топлива и его распределение в потоке осуществляются с помощью нескольких топливных коллекторов 3, снабженных форсунками. За коллекторами располагаются стабилизаторы пламени 4. Сгорание топлива происходит в пространстве между стабилизаторами и реактивным соплом. В начале форсажной камеры устанавливается антивибрационный экран 5, который ниже по потоку сочленен с теплозащитным экраном 6.
146
/	7 J 4	5	6	7
Рис. 5.2. Схема форсажной камеры сгорания:
I — диффузор; 2 — смеситель; 3 — топливные коллекторы с форсунками; 4 — стабилизаторы пламени;
5 — антивибрационный экран; 6 — теплозащитный экран;
7 — корпус
5.2. Общая характеристика процессов горения
Параметры горючей смеси и продуктов сгорания. Характерной особенностью рабочего процесса камер сгорания является протекание в них процессов горения — химических реакций соединения элементов топлива с кислородом воздуха, обеспечивающих выделение теплоты, необходимой для подогрева рабочего тела. Состав смеси топлива и воздуха характеризуется коэффициентом избытка воздуха а , который представляет собой отношение действительного расхода воздуха (<?в) к расходу воздуха, теоретически необходимого для полного сгорания топлива (Lo (?т):
% _ 1
L0 ^т L0 9Т
(5.1)
При полном сжигании смеси стехиометрического состава (а=1) продукты сгорания не содержат неиспользованных топлива и кислорода воздуха. При а < 1 горючее содержится в избытке (богатая смесь), при а > 1 имеется недостаток горючего (бедная смесь). При а > 1 и полном сгорании топлива в отсутствие диссоциации продукты сгорания будут состоять из углекислого газа СО2 , паров воды Н2О, азота Ы2 , кислорода О2 и некоторого количества оки-слов азота. В случае неполного сгорания топлива (это имеет место и при а < 1) в состав продуктов сгорания будут входить также продукты разложения топлива — тяжелые углеводороды СхНу (СН4 , С2Н2 • С2Н4 и т. д.), водород П2 и окись углерода СО. Степень завершенности процессов сгорания характеризуется коэффициентом полноты сгорания топлива г)г , который равен отношению количества теплоты, фактически выделившейся при горении фф , к количеству теплоты, которое выделилось бы при полном сгорании топлива Qr = Gr Нц . Величина (?ф определяется как приращение энтальпии газа или рассчитывается по результатам химического анализа продуктов сгорания.
147
При разработке камер сгорания и двигателей по известным величинам Т)р , дт и Т* рассчитываются значения температуры продуктов сгорания Г*
или однозначно связанные с ними значения полной энтальпии z* . В основе расчета лежит уравнение сохранения энергии (уравнение теплового баланса) — теплота, выделившаяся при сгорании топлива, равна разности теплосодержаний продуктов сгорания и воздуха и топлива в исходной горючей смеси:
ст = (G„ + GT) i (т; . 293, <zT) - G„ i , 293, o) - G, i, (T, , 293) .	(5.2)
Если приближенно принять, что z'T [Т? , 293j = i , 293, О тальпии продуктов сгорания выразится следующим образом:
, то прирост эн-
te' = i (т* , 293, <7Т) - i (т^ , 293, О
1 + clLq
При проведении термодинамического расчета двигателя, как правило, задаются значениями температур газа при выходе из основной и форсажной камер сгорания, а рассчитываются потребные для этого относительные расходы топлива <ут и <?тф . Рассмотрим такой расчет применительно к форсажной камере ТРДДФ, представляющей наиболее общий случай камеры сгорания. На вход в форсажную камеру подается смесь продуктов сгорания основной камеры, прошедших турбину, и воздуха, поступающего из наружного контура и возвращаемого в проточную часть из системы охлаждения турбины. Эта смесь характеризуется суммарным расходом воздуха GB , абсолютным Gr и от-
носительным р7тсм = тг ] расходами основного топлива, среднемассовои Эн-
тальпией z* - z| Т* , 293, о, . Величина z* приближенно может быть вы-
V’Ml \	Т  v»ГчJ	v л!
числена по формуле
(1-«<«>) 1		id	fc , 293, d	|+8воз*|	fc , 293, б!	1 + mi I	(т* , 293, о!
fl - 5Лf 1 + о?) +	+ m
I	ОТО J I	’Т1 воз
(5.3)
Здесь G^ , 5отб = ------абсолютный и относительный отборы воздуха перед
в!
основной камерой сгорания; GB кс — расход воздуха через основную камеру;
С»	ВОЗ	и	4#	_
G___ , 0_л_ = ----абсолютный и относительный расходы воздуха, возвраща-
Bvu НО «5	| .
в1 емого в тракт двигателя перед форсажной камерой. Из форсажной камеры вытекают расходом воздуха GB , основного GT GT ными расходами топлива qr = -------»
'Лике
продукты сгорания, характеризующиеся и форсажного топлива GT ф , относитель-ст.ф	Gt * Ст.ф
«т.ф= G ’ ?т£ =----п--- ’ эитальпиеи
в	в

148
Уравнение энергии будет иметь следующий вид:
^т.ф Ии ^ф <4 +	^т.ф^
(G + G 'I
I в т I
CM
Отсюда можно определить
дф~
(5.4)
i
Эта формула будет справедлива и для ТРДФ, если при расчете принять т = 0.
Подобную формулу легко получить и для основной камеры сгорания, если учесть, что в этом случае <?т см = 0, энтальпиям /ф и i*M соответствуют энтальпии z* = i (г* , 293, и zK , коэффициенту полноты сгорания Т)ф — коэффициент Т|г :
7Т =--------; •
Яи Пг - 4
(5.5)
Расчет производится последовательными приближениями, поскольку величины 1ф и i* зависят не только от и Т* , но и от и qT (см. разд. 1.3).
Изложенный метод расчета применяется в математических моделях двигателя второго уровня. В моделях первого уровня можно использовать более простой метод, основанный на том, что энтальпии продуктов сгорания представляются в виде явной функции от qr [И]. Тогда из уравнения теплового баланса могут быть получены формулы
Т)„ Н„ - сп„ Т* + сп„ •г и рп г рп ст
а Iс Т* - с Т* I + с Т* - с Т* "т.см рп ф рп cmJ * ф р 1 см
9т.ф ~	*	•	(5.7)
Г]. Н - с Тг + с
•ф и рп г рп ст
Здесь ср Т* — средняя энтальпия воздуха при температуре Т* , с Т* — условная энтальпия, учитывающая наличие в продуктах сгорания СО и Н2О и равная разности энтальпий продуктов сгорания и воздуха; Тст — стандартная температура. Величины срп Т* в зависимости от температуры могут быть рассчитаны (см. [11]), если известен элементный состав топлива (т. е. состав по химическим элементам). Так, “нормальное” топливо содержит 85% углерода и 15% водорода, метан 75% и 25% соответственно и т. д. Значения ср Т* и спп Т для “нормального” топлива приведены в приложении. Величина с__ Т__ для него составляет 228 кДж/кг.
149
Подготовка горючей смеси. Для эффективного протекания процесса горения необходимо обеспечить в камере сгорания хорошую подготовку горючей смеси, т. е. распиливание, испарение и перемешивание топлива с определенным количеством воздуха. Жидкое топливо подается в поток из форсунок в виде струй или пленок. Благодаря относительному движению топлива и газа струи и пленки сначала распадаются на достаточно крупные капли, которые затем дробятся под воздействием аэродинамических сил, возникающих при обтекании капель потоком. Образуется факел распыленного топлива, состоящий из капель различного размера. Для приближенной оценки мелкости распиливания используются осредненные различными методами средние размеры капель. Например, часто используемый средний заутеровский дна метр D^2 представляет собой диаметр капли, у которой отношение объема к поверхности такое же, как во всем факеле распиливания.
Наибольшее распространение в камерах сгорания получили центробежные форсунки, так как они кроме распиливания обеспечивают распределение топлива по значительному объему газа. В центробежных форсунках топливо перед истечением из сопла получает интенсивную закрутку, из-за чего в центре сопла образуется газовый вихрь, а истечение топлива происходит через кольцевое сечение. Образуется пелена в виде конуса, которая затем дробится на капли. Значение капель уменьшается при уменьшении диаметра сопла форсунки (L , вязкости топлива ц и при увеличении давления подачи Др :
M02rf0.5
7)	~~ с______
•32	0.35 '
(Дрт)
В современных камерах сгорания хорошего смесеобразования добиваются также путем закрутки и турбулизации воздушного потока. Смесеобразующие устройства различных типов позволяют получить как хорошее распыливание топлива, так и смешение его с воздухом. В особенности это необходимо для снижения вредных выбросов из камер сгорания.
Расходы топлива в ВРД очень сильно изменяются при изменении высоты и скорости полета, режима работы двигателя (в 10...20 раз). Диапазон изменения давлений подачи топлива Дрт должен быть еще больше, поскольку GT ~ 7Дрт • Максимальные значения давлений подачи топлива ограничены 5...6 МПа, поэтому при минимальных расходах топлива Дрт могут сделаться столь малыми (0,02...0,05 МПа), что это приведет к ухудшению распылива-ния топлива. Чтобы избежать этого, применяются двухканальные форсунки или несколько коллекторов для подачи топлива. При низких расходах один из каналов форсунки или часть коллекторов отключается.
При использовании газообразного топлива задача подготовки горючей смеси состоит в обеспечении смешения топлива с воздухом. Это, как правило, достигается за счет подачи топливных струй в закрученный и турбулизиро-ванный поток.
Классификация процессов горения. Горение топлива в камерах сгорания происходит в весьма сложных и разнообразных условиях. Поэтому для выяснения принципиальных особенностей процессов горения их исследуют в упрощенных, идеализированных условиях. Остановимся кратко на результатах
150
таких исследований, представляющих интерес с точки зрения понимания закономерностей рабочего процесса камер сгорания ВРД.
В камерах сгорание топлива происходит в газовой фазе (гомогенное горение), так как предварительно происходит его распиливание и испарение. Горение газов подразделяется на кинетическое и диффузионное. При кинетическом горении топливо и воздух предварительно перемешиваются, образуя однородную горючую смесь, которая поступает в зону горения (зону реакции). При диффузионном горении топливо и воздух подаются раздельно, и горение происходит по мере их взаимного перемешивания (диффузии). Поскольку в рассматриваемых случаях горение реализуется в потоке, то режим течения (ламинарный или турбулентный) оказывает существенное влияние на горение.
Ламинарное горение однородной смеси. Если неподвижную горючую смесь подогреть в какой-либо точке до высокой температуры (поджечь) с помощью постороннего источника тепла (например, электрической искры), то здесь начнется интенсивная химическая реакция (горение) и будет выделяться большое количество тепла. За счет теплопроводности и диффузии тепло будет подводиться к близлежащим слоям горючей смеси, и в них также начнется реакция горения. Таким образом, в горючей смеси будет распространяться “волна” химической реакции, которая называется ламинарным фронтом пламени. Перед фронтом пламени будет находиться исходная горючая смесь с температурой Tq , за фронтом — продукты сгорания с температурой ТГ , которая зависит от То и а .
Скорость распространения ламинарного фронта пламени относительно исходной смеси, измеренная по нормали к фронту, называется нормальной ско
ростью горения ин .
Ширина ламинарного фронта пламени мала: 5Л ~ 1 мм. При ламинарном течении смеси со скоростью с, большей ин , фронт пламени будет сноситься вниз по потоку и для его “удержания” необходим стационарный источник поджигания. За таким источником фронт пламени располагается под углом к направлению скорости набегающего потока таким образом, чтобы проекция скорости набегающего потока на нормаль к поверхности фронта пламени (рис. 5.3) была равна нормальной скорости горения ин = с cos Р (закон Михельсона).
Величины ин и 5Л являются физико-хими-
Рис. 5.3. Положение фронта пламени в высокоскоростном потоке: х — источник поджигания; - - - — фронт пламени
ческими константами и зависят от скорости химической реакции ю, коэффициента теплопроводности Хт , теплоемкости ср и плотности р0 исходной смеси:
(5.8)
Значения w возрастают с ростом давления и особенно сильно — с ростом температуры и> - р2 е~ */т. Как показывают исследования, в ламинарном фрон
151
те пламени химические реакции горения протекают, главным образом, в области фронта пламени, непосредственно прилегающей к продуктам сгорания, т. е. при температуре, близкой к Тг . Поэтому чем выше Тг , тем больше скорость распространения пламени ии и меньше его толщина §л . В частности, величина Тг максимальна при а= 1, и поэтому для углеводородных топлив при а= 1 наблюдаются самые большие значения пн . С ростом То также происходит увеличение Тг и, следовательно, ип . Влияние давления на ин неве-
а
лико, но существенно для 5Л . Это следует из соотношения 8Л-, получен-
ин
К
ного путем перемножения формул (5.8). Здесь а =------коэффициент тем-
РосР
пературопроводности смеси. При уменьшении давления заметно увеличивается 8Л из-за роста ат , вызванного снижением плотности р0 .
Теория ламинарного горения хорошо разработана (Я.Б. Зельдович, Д-А. Франк-Каменецкий, Н.Н. Семенов). Расчет его характеристик возможен практически во всех случаях, когда известен достаточно подробно механизм химических реакций.
Весьма важным свойством процесса горения является существование так называемых концентрационных пределов распространения пламени (amov ... otmin).
1111 lu 1
При а < amin и <*>«П1ПХ горение не происходит, даже если применять мощные источники поджигания. Это связано с потерями тепла из пламени (радиация, отвод тепла в стенки). Для углеводородных горючих в смеси с воздухом при нормальных условиях 0cmov = 1,7...1,9; а_;= 0,3...0,4. ПЯДИ
Следует отметить, что значения ин невелики (0,8...1,5 м/с), и такой вид горения в камерах сгорания отсутствует. Однако закономерности ламинарного горения имеют фундаментальное значение для других видов горения.
Турбулентное горение однородной смеси. При турбулизации течения скорость распространения пламени в нем сильно возрастает. В турбулентных потоках на осредненное поступательное перемещение газа наложено хаотическое движение разнообразных по размеру вихрей — турбулентных молей. Важнейшими характеристиками турбулентных потоков являются пульсационная скорость с' (точнее ее среднеквадратическое значение) и масштаб турбулентности 10 , характеризующий средний размер турбулентных молей.
Фронт пламени в турбулентном потоке непрерывно деформируется под воздействием турбулентных молей. Поэтому при исследованиях и расчетах рассматривают турбулентный фронт пламени как осредненную поверхность, на которой начинается горение свежей смеси (фронт воспламенения), и зону горения — область, в пределах которой заканчивается горение. Протяженность зоны горения L измеряется по линиям тока, а толщина турбулентного фронта пламени 8Т — по нормали к фронту (рис. 5.4).
Скорость турбулентного распространения пламени иг измеряется по нормали к фронту относительно свежей смеси. Значения иТ и 8Т существенно
152
превосходят (больше чем на порядок) соответствующие величины для ламинарного фронта пламени. Они не являются физико-химическими константами, как ин и 8Д , а сильно зависят от турбулентных характеристик потока.
В связи со сложностью турбулентного горения теоретические исследования базируются, главным образом, на рассмотрении приближенных моделей, учитывающих только самые важные свойства явления. Распространены модели поверхностного горения, в которых предполагается, что в турбулентном потоке первоначально плоский фронт ламинарного пла
Рис. 5.4.
Турбулентное горение однородной смеси за V-образным стабилизатором
мени сильно деформируется турбулентны-
ми молями, масштаб которых больше толщины ламинарного фронта пламени /0 > 8Д . Суммарная поверхность фронта увеличивается, что приводит к пропорциональному увеличению объема смеси, сгорающей на единице площади осред-ненного фронта пламени, и, следовательно, к увеличению его скорости распространения. Можно получить приближенные зависимости (К.И. Щелкин):
Как видно, ит растет с увеличением пульсационной скорости с' (при с' » ин иг ~ с')» а 8Т — с увеличением масштаба турбулентности Zo . Эти закономерности в качественном отношении находятся в согласии с экспериментальными данными, однако для практических расчетов используются, как правило, обобщенные эмпирические зависимости, полученные для конкретных условий.
Как и при ламинарном горении, рост по тем или иным причинам значений пт сопровождается уменьшением величин 8Т . Максимальные значения ит наблюдаются при величинах а, несколько меньших 1 (а = 0,8). С уменьшением давления происходит снижение значений ит и рост 8Т из-за уменьшения пульсационной скорости с' и увеличения масштаба турбулентности Zo , вызванных уменьшением числа Рейнольдса. Повышение температуры смеси приводит к интенсификации горения, что связано, в основном, с возрастанием значений пн .
Объемное горение однородной смеси в гомогенном реакторе. При очень высоком уровене турбулентности процессы смешения настолько интенсифицируются, что свежая смесь и продукты сгорания будут достаточно равномерно распределены в пределах некоторого объема, и приближенно можно считать, что в каждой точке этого объема протекают реакции горения, т. е. наблюдается объемное горение однородной смеси. Идеализированное устройство, в котором за счет бесконечно большой интенсивности процессов смешения реализуется объемное горение, называют гомогенным реактором или реактором с
153
полным смешением. Близкие условия имеют место в срывных зонах, возникающих за плохообтекаемыми телами, в закрученных струях и т. д.
Исследования показывают, что устойчивое горение в реакторе при заданных значениях а, Го и р возможно при расходах воздуха GB , не превышающих некоторых критических значений. При достижении этих значений происходит прекращение горения — срыв горения. Физически это объясняется тем, что при больших расходах (и, следовательно, малых средних временах пребывания газа в реакторе) не успевают завершиться химические реакции горения и выделяющегося тепла не хватает для поддержания достаточно высокой температуры горения. Снижение температуры влечет за собой уменьшение скорости реакции. Этот лавинообразный процесс приводит к срыву горения. Влияние расхода воздуха GB , давления р и объема реактора Vp может Св быть обобщено с помощью параметра форсирования реактора ------ (здесь v
₽VVP
— порядок химической реакции v = 1,8...2,0). Зависимость значений а, при которых происходит срыв горения, от параметра форсирования называется срывной характеристикой реактора, ограничивающей область устойчивого горения в нем (рис. 5.5). Устойчивое горение в гомогенном реакторе возможно при сравнительно небольшом диапазоне изменения значений а = 0,5...2,0 при средних значениях параметра форсирования. С увеличением То область устойчивого горения расширяется.
Диффузионное и гетерогенное горение. Наряду с рассмотренными случаями горения однородной смеси на практике имеет место диффузионное горение, которое возникает при раздельной подаче топлива и воздуха в зону горения. Такой вид горения наблюдается, например, при вдуве струи топлива в поток воз
духа {диффузионный факел) или струй воздуха в поток продуктов сгорания при а < 1 (зона горения основной камеры сгорания). Диффузионное горение может происходить как при ламинарном, так и при турбулентном режимах течения. Закономерности горения при этом изменяются в связи с изменением закономерностей процессов смешения. При расчетах, как правило, предполагается, что химическая реакция протекает с бесконечно большой скоростью в зонах, где а=1. Поэтому задача сводится к расчету процесса смешения и нахождению положения поверхности, на которой а=1. При этом необходимо учитывать, что горение замедляет процессы смешения, поскольку уменьшение плотности газа демпфирует распространение турбулентных пульсаций.
Неприятным свойством диффузионных пламен является повышенное образование твердого углерода (сажа, дым), вызванное разложением топлива в переобогащенпых молях смеси при их нагревании. Однако диффузионное горение обладает большей устойчивостью по сравнению с кинетическим, так как независимо от соотношения расходов топлива и воздуха (суммарного зна
Gg . /л--*
см3лаг
Рис. 5.5. Характеристики срыва горения в гомогенном реакторе при горении смеси углеводородного топлива и воздуха
154
чения а) всегда есть области, в которых а=1, т. е. в которых реализуются оптимальные условия для горения.
В камерах сгорания возможны случаи, когда происходит горение двухфазной смеси воздуха, паров и капель топлива {гетерогенное горение). В такой смеси пламя распространяется медленнее, чем в однородной смеси, однако концентрационные пределы горения в ней шире. При уменьшении капель топлива закономерности горения сближаются и при dK < 50...60 мкм
становятся практически одинаковыми.
Стабилизация процесса горения. При движении горючей смеси со скоростью, большей скорости распространения пламени (что на практике бывает чаще всего), для его стационарного существования необходимо, чтобы в какой-либо точке потока обеспечивалось непрерывное воспламенение свежей смеси, т. е. стабилизация процесса горения. На практике это осуществляется
с помощью циркуляционных зон, возникающих за плохообтекаемыми телами и в сильно закрученных струях. На рис. 5.6 представлена схема течения в циркуляционной зоне (ЦЗ) за уголковым стабилизатором. Такого типа стабилизаторы широко применяются в форсажных камерах и камерах сгорания ПВРД. При развитом турбулентном течении непосредственно за кромками стабилизатора благодаря тангенциальному разрыву скоростей возникает струйный слой смешения, который эжектиру-ет газ из пространства за стабилизатором, что приводит к возникновению здесь возвратного течения — зоны обратного тока (ЗОТ). С использованием
Рис. 5.6. Структура течения за V-образным стабилизатором: с& — осевая составляющая скорости;
Ст — концентрация топлива
распределения в поперечном сечении скоростей и температур может быть определена граница ЦЗ как области, в пределах которой как бы циркулирует одна и та же масса газа, т. е. расходы в прямом и обратном токе в каждом сечении одинаковы. В действительности через ограничивающую ЦЗ поверхность происходит интенсивный турбулентный перенос массы, причем газ втекает в ЦЗ главным образом вблизи ее конца, а вытекает у кромок стабилизатора. Длина ЦЗ составляет ~ 2Д (Д — ширина стабилизатора).
При горении ЦЗ заполнена продуктами почти полного сгорания (Пг = 0,8...0,95), имеющими высокую температуру (Т - 1600...1800К). Вследствие
высокой интенсивности процессов смешения температура и состав газа в ЦЗ распределены достаточно равномерно и в значительной части ее объема протекают химические реакции горения. За кромками стабилизатора в слое смешения высокотемпературного газа, вытекающего из ЦЗ, и потока свежей смеси и обеспечивается ее непрерывное воспламенение — стабилизация процесса горения. От точки стабилизации фронт пламени распространяется в набегающий поток.
Стабилизация пламени в заданных условиях (р, Tq , а) обеспечивается
при скоростях течения смеси, не превышающих некоторых предельных зна
155
чений. При достижении этих значений происходит срыв горения. Разработан ряд физических моделей стабилизации процесса горения в циркуляционных
зонах.
Например, в качестве критерия стабилизации используется отношение среднего времени пребывания смеси в ЦЗ t, ко времени химической реакции t, t . Для устойчивой стабилизации необходимо, чтобы у- > 1.
„	, Д ,
Если приближенно принять, что t2 ~ — , a fx выразить с использованием 8л	ат
результатов теории ламинарного горения как tx--------или tx-----х» т°гда
Ч
г, Ди2
— =----= Mi — критерий Михельсона. Величина Mi не является постоянной,
Ч с ат
а зависит от формы стабилизатора, турбулентных характеристик потока.
В теории стабилизации горения используются также результаты исследования процесса горения в гомогенном реакторе. Как говорилось выше, определяющее значение для процесса стабилизации в этом случае имеет параметр GB
форсирования -л— , который для ЦЗ может быть записан следующим обра-
Сцз
зом: —о---. Здесь G„, и Г„, — расход газа через ЦЗ и ее объем соответст-
Z у	ЦЗ	ЦЗ
г ЦЗ
венно. Для уголкового стабилизатора приближенно можно принять, что И
бцз - ср0 F (F — миделевая площадь стабилизатора), -р- ~ Д , а р0 - р при
Сц3	с
Тп = const, то —X-------. Поэтому срывная характеристика геометрически
р	ЛР
подобных стабилизаторов, работающих при одинаковых условиях и видах топ
лива, может быть представлена в виде зависимости а = f [ — ) .
Др
На рис. 5.7 представлен характерный вид такой характеристики при
70 = const.
с/ЛР
Рис. 5.7. Срывные характеристики V-образного стабилизатора
Методы расчета стабилизации пламени в камерах сгорания основаны на обобщении экспериментальных данных, полученных в условиях, наиболее соответствующих конкретным типам камер сгорания.
Образование загрязняющих веществ при горении. К загрязняющим веществам относятся: окись углерода СО, несгоревшие углеводороды — различные углеводородные соединения, представляющие собой продукты разложения топлива (СН4 , С2Н2 » С2Н4 и т. д.) и условно обозначае-
те
мые CH ; окислы азота (NO, NO9) — N0„ , частицы сажи и другие углеро-х У	4	л
дистые вещества, препятствующие прохождению света (дым). Процессы образования загрязняющих веществ чрезвычайно сложны, на них влияет множество факторов. Остановимся кратко на наиболее важных особенностях этих процессов, характерных для камер сгорания. (Более подробно данный вопрос рассмотрен в гл. 16).
Одной из основных причин содержания в продуктах сгорания С Н и СО л гг является недостаточно равномерное смешение топлива и воздуха. При этом в переобогащенных объемах смеси возможно неполное сгорание топлива из-за недостатка воздуха, а в обедненных — “замораживание” химических реакций, вызванное слишком низкой температурой горения. Повышенный выход продуктов неполного сгорания (особенно СО) может быть обусловлен также недостаточным временем пребывания смеси в зоне горения.
В очень сильно переобогащенных объемах смеси (а < 0,5) образуется сажа. В результате полимеризации и дегидрогенезации углеводородных радикалов формируются зародыши сажевых частиц, а затем происходит их рост за счет гетерогенных химических реакций разложения углеводородов и углеводородных радикалов на поверхности частиц. Частицы слипаются (коагулируют), образуя конгломераты размером 20...40 нм. С повышением давления образование сажи интенсифицируется, одновременно происходят процессы газификации и выгорания сажи, которые существенно усиливаются при обеднении смеси.
При высоких температурах происходит окисление азота с образованием оксида NO и диоксида NO2 • Более токсичен диоксид NO2 , но поскольку источником для него является оксид NO, то обычно исследуются закономерности образования последнего. Механизм образования оксида описывается цепной системой реакций (схема Зельдовича).
Образование NO интенсифицируется с ростом температуры, поэтому максимальный выход окислов азота наблюдается при составах смеси, близких к стехиометрическим (а = 1,02... 1,05), и резко увеличивается с повышением начальной температуры смеси.
Значительно увеличивают выход NO пульсации температуры и состава, всегда имеющиеся в турбулентных потоках. В моменты превышения температурой среднего уровня скорость образования NO существенно превосходит значения, рассчитанные по средней температуре. Это же относится и к пульсациям состава газа. В частности, при недостаточно высокой степени предварительного смешения топлива и воздуха основная часть окислов азота образуется в локальных зонах, где состав газа близок к стехиометрическому. Исследования показывают, что существенное влияние на образование NO могут оказывать потери тепла из пламени (например, вследствие излучения). Таким образом, из приведенных данных следует, что в числе основных мероприятий, обеспечивающих снижение образования загрязняющих веществ, может быть хорошая подготовка — гомогенизация — топливовоздушной смеси.
157
5.3.	Основные камеры сгорания
5.3.1.	Требования, предъявляемые к основным камерам сгорания, и организация в них рабочего процесса
К основным камерам сгорания предъявляется большое количество разнообразных требований. В камере сгорания должна обеспечиваться высокая полнота сгорания топлива Г|г > 0,99 на расчетных режимах работы двигателя при значениях коэффициента избытка воздуха в камере а =2,5...5,0 и сохраняться устойчивое горение на нерасчетных режимах, когда значение сх может изменяться в весьма широком диапазоне: «п1ах - 20, amin ~ 1,5. Запуск двигателя при разнообразных внешних условиях, включая высотные (Я = 8...10 км), в основном определяется работой камеры сгорания, в которой при весьма неблагоприятных условиях должно происходить надежное воспламенение смеси и обеспечиваться минимально необходимая для раскрутки ротора полнота сгорания топлива (Т| > 0,7).
Экологические требования к двигателям по минимальному загрязнению атмосферы также обеспечиваются хорошей работой камеры сгорания. С точки зрения прочности турбины, определенные требования предъявляются к полю температур газа в выходном сечении камеры, а эффективное охлаждение необходимо для обеспечения надежности самой камеры сгорания. Потери полного давления в камере не должны быть слишком велики (Ок ~ 0,95).
Перечисленные требования предопределяют сложность рабочего процесса камер сгорания, принципы организации которого были сформированы при разработке нескольких поколений двигателей и в настоящее время в основном сохраняются, несмотря на необходимость дальнейшего его совершенствования, диктуемую, главным образом, ужесточением требований по выбросу загрязняющих веществ.
На рабочих режимах значения коэффициента избытка воздуха в камере составляют а =2,5...5. Однородные смеси такого состава являются негорючими (см. выше), поэтому расход воздуха в жаровую трубу распределен по длине камеры (воздух подводится через несколько поясов отверстий), а топливо полностью подается в ее головной части через форсунки (рис. 5.8). Благодаря этому в первой половине жаровой трубы (зона горения камеры) смесь значительно богаче (а = 1,2...1,8), чем в камере сгорания в целом,что создает условия для интенсивного горения.
Для обеспечения на всех режимах надежной стабилизации процесса горения подвод воздуха в головной части жаровой трубы вблизи форсунки через фронтовое устройство организован таким образом (закрутка потока, установка плохообтекаемых тел), чтобы здесь возникала циркуляционная зона. Поскольку расход воздуха через фронтовое устройство (первичный воздух) невелик (5...10%), средние скорости течения газа за фронтовым устройством в первичной зоне горения (участок жаровой трубы между фронтовым устройством и первым рядом крупных (основных) отверстий) малы, а время пребывания смеси велико. Это обеспечивает хорошие условия как для стабилизации процесса горения, так и для воспламенения смеси на пусковых режимах. Од-158
нако из-за малого расхода воздуха смесь здесь сильно переобогащена а = 0,3...0,5 и полнота сгорания топлива мала (т|г < ос).
Дальнейшее сгорание топлива происходит на струях воздуха (вторичный воздух), подводимого через первые пояса (1 или 2 пояса) основных отверстий (вторичная зона горения). На рабочих режимах, когда значения Т* и р* велики, смесь топлива и продуктов сгорания, вытекающая из первичной зоны, очень хорошо подготовлена к гонению (высокая температура, полностью испаренное топливо), так что при подводе в нее струй вторичного воздуха горение происходит весьма интенсивно и имеет диффузионный характер. Поэтому для быстрейшего завершения процесса горения необходимо так расположить вторичные отверстия, чтобы смешение вторичного воздуха с газом первичной зоны происходило на минимальной длине жаровой трубы. Обычно длина вторичной зоны составляет порядка одного “калибра” (высоты k) жа-ровой трубы. Первичная и вторичная зоны вместе и составляют зону горения камеры сгорания (1,3...2,0)Лж. К концу зоны горения в жаровую трубу подводится 50...60% расхода воздуха, значения Т)г достигают 0,98...0,99, а температура газа — максимальных значений (2000...2500 К).
За зоной горения располагается зона смешения камеры, куда через последние пояса отверстий подводится смесительный воздух, не использованный в процессе горения. Благодаря этому температура газа здесь снижается до значений, определяемых суммарной величиной а . От организации подвода смесительного воздуха в значительной степени зависит обеспечение требуемого поля температур газа перед турбиной двигателя. Продольные размеры зоны смешения составляют (0,8...1,5)Лж .
Жаровая труба камеры сгорания конструктивно выполняется из большого количества кольцевых секций, соединенных таким образом, что по их стыкам воздух подводится внутрь жаровой трубы тангенциально ее стенкам (охлаждающий воздух), обеспечивая тем самым изоляцию стенок от непосредственного контакта с горячими газами (заградительное охлаждение). Расход охлаждающего воздуха составляет 20...30%. Он распределен по длине камеры и наряду с выполнением задач охлаждения вовлекается в процессы горения и смешения.
Розжиг (запуск) камеры сгорания осуществляется с помощью электрических свечей или специальных воспламенителей, устанавливаемых в пределах первичной зоны.
5.3.2.	Потери полного давления в основных камерах сгорания
Течение газа по тракту камеры сгорания сопровождается потерями полного давления, которые характеризуются значениями коэффициента гидравлических . 2<Рк-Рг)
потерь -----------—ж— и коэффициента восстановления полного давления
Рк ск
С..
Рг
— . Обычно разделяют потери в диффузоре камеры и в жаровой трубе. Рк
159
Широкое распространение получили диффузоры с внезапным расширением (рис. 5.8). В них поток тормозится сначала в диффузорном патрубке с небольшой степенью расширения (1,5... 1,8), а затем следует внезапное расширение. Такие диффузоры характеризуются стабильным течением и умеренной величиной потерь полного давления: во входном патрубке £,п = 0,04...0,06, в диффузоре в целом = 0,2...0,3.
Рис. 5.8. Схема основной камеры сгорания:
1 — диффузор; 2 — форсунка; 3 — фронтовое устройство;
4 — кольцевые каналы; 5 — жаровая труба; 6.7 — отверстия для подвода вторичного и смесительного воздуха
Потери в жаровой трубе достаточно точно можно определить в результате гидравлического расчета камеры. Однако в связи с его сложностью получили распространение приближенные методы. Можно показать, что
р с2
+ <5-9’
Здесь р*к — полное давление в кольцевых каналах камеры; со п — нормальная к оси жаровой трубы составляющая скорости воздуха в отверстиях; с v — средняя скорость газа в жаровой трубе при отсутствии горения;
ztv-X
Тг
0к с = —- — степень подогрева газа в камере.
Лс
Как видно, потери полного давления в камере состоят, в основном, из по терь скоростного напора, соответствующего нормальной составляющей скорости в отверстиях соп (потери на смешение), и тепловых потерь.
Разделив обе части равенства (5.9) на величину скоростного напора пото-
Рк ск
ка при входе в камеру сгорания —%— и заменив из уравнения расхода отношения скоростей отношениями соответствующих площадей, получим выражение для коэффициента гидравлических потерь в жаровой трубе через конструктивные параметры камеры сгорания:
160
(5.10)
Здесь FK — площадь сечения на входе в камеру; Fo — суммарная площадь отверстий в стенках жаровой трубы; Ц — коэффициент расхода отверстий (0,7...0,8); Гж — площадь сечения жаровой трубы; 1,2 и 0,5 — эмпирические коэффициенты, учитывающие распределенный подвод воздуха по длине жаровой трубы.
Основную долю потерь составляют потери на смешение (85.-.95%), опре-
РкСОП
деляемые скоростным напором —. Эти потери тем больше, чем меньше
эффективная суммарная площадь отверстий в стенках жаровой трубы pF0 ,
так как при этом возрастают значения со п .
Коэффициент гидравлических потерь камеры сгорания в целом представляет собой сумму этих коэффициентов для диффузора и жаровой трубы.
Зная с;к с , можно определить коэффициент восстановления полного давле-
ния :
(5.11)
Как видно, при постоянном значении с (постоянной конструкции камеры сгорания) ок с сильно зависит от величины приведенной скорости воздуха при входе в диффузор (при выходе из компрессора). С увеличением значений Хк потери полного давления существенно возрастают.
В математических моделях первого уровня, как правило, величина стк с принимается постоянной на всех режимах работы двигателя. В более сложных моделях (2-й уровень) целесообразно учитывать изменение ак в соответствии с формулами (5.10) и (5.11).
5.3.3.	Процессы смешения в основных камерах сгорания
Для эффективного протекания процессов горения, а также для обеспечения достаточно равномерных полей температур газа в выходном сечении не
обходимо, чтобы подводимый через основные отверстия вторичный и смесительный воздух интенсивно перемешивался с продуктами сгорания внутри жаровой трубы.
Втекающий через пояс отверстий воздух образует систему свободных струй, распространяющихся в сносящем потоке. Основной характеристикой струи, входящей в эту систему, является ее ось, определяемая чаще всего как геометрическое место точек, в которых температура газа минимальна {температурная ось струи). На некотором расстоянии от отверстия температурная ось становится практически параллельной направлению скорости сносящего потока (рис. 5.9). Максимальное расстояние от стенки жаро-
6 Б. А. Кпылов
Crjpr Сергее
Рис. 5.9.
Распространение струи воздуха в сносящем потоке
161
вой трубы до оси струи, измеренное по нормали к стенке, называется глубиной проникновения струи В. Величина В может быть рассчитана по следующей эмпирической формуле:
В = 0,41d3
,	х0.88
у + 31
Р
Здесь q = к--^п ; р , с — осредненные значения плотности и скорости газа Рс^ р р ср ср
за системой струй; d3 = d — эквивалентный диаметр отверстия.
Относительная глубина проникновения струй в жаровую трубу (В = B/h^
во многом определяет протекание процесса смешения.
Как правило, в зоне горения и в зоне смешения кольцевой камеры сгорания основные отверстия располагаются в один или в два пояса в обеих (наружной и внутренней) обечайках жаровой трубы приблизительно в одном и том же сечении, причем более равномерные поля температур обеспечиваются в том случае, когда отверстия различных обечаек смещены на полшага друг относительно друга в окружном направлении. Количество отверстий в поясе в обеих обечайках одинаково. В этом случае протекание процесса смешения
в системе струй определяется, главным образом, относительными значениями
импульса воздуха, подводимого через отверстия Jo =
gp Сс.п ^ср Сср
, и шага отверс-
тий в окружном направлении по средней окружности 7 = t/h^ . Увеличение значений и в определенных пределах 7 (7 < 0,8) приводит к интенсификации процессов смешения. Необходимым условием при этом является обеспечение относительной глубины проникновения струй В >0,4...0,5, которая в этом случае может быть вычислена по формуле В = >/j07 . Для получения высокой степени смешения длина участка смешения I должна составлять (1...1.5) h к , а длина всей жаровой трубы (2...3) Лж .
Величина Jo для отверстий той или иной зоны камеры сгорания зависит
от относительного расхода воздуха в данную зону и скорости воздуха в отверстиях. Эти величины определяются конструкцией камеры сгорания в целом. Поэтому при прочих равных условиях изменение глубины проникновения струй данного пояса отверстий возможно за счет изменения величины шага (числа) отверстий в окружном направлении при неизменной их суммарной площади. Величина 7 выбирается при этом в пределах 0,3...0,6. Меньшие значения характерны для зоны горения, а большие — для зоны смешения.
5.3.4.	Характеристики основных камер сгорания
Работоспособность камеры сгорания оценивается целой серией характеристик, определяемых опытным путем.
Срыиными характеристиками называются зависимости максимальных атах (.характеристика по "бедному” срыву) или минимальных amin (характеристика по богатому срыву) значений коэффициента избытка воздуха, при которых прекращается горение (происходит срыв пламени), от скорости
162
воздуха при входе в камеру сгорания ск при постоянных значениях рк и
Т'к . Срывные характеристики ограничивают область
камере сгорания (рис. 5.10).
Пусковой характеристикой называют зависимость значений а , при которых возможно воспламенение смеси в камере сгорания, от величины скорости с„ при постоянных значениях pv и Т“ . Эта ха-рактеристика ограничивает область запуска камеры сгорания. Область запуска составляет часть области устойчивого горения.
С уменьшением р* и Т* указанные области сужаются. Это объясняется, главным образом, уменьшением скорости химических реакций, а при низких значениях расхода топлива также плохим его распиливанием. Поэтому эти характеристики определяются,
устойчивого горения в
Рис. 5.10. Срывные характеристики основной камеры сгорания
как правило, при зна-
чениях р* и Т* , * IV	IV
соответствующих критическим для
них режимам работы
двигателя. Для срывных характеристик — это режимы малого газа, а для
пусковых — режим высотного запуска в условиях авторотации.
На протекание срывных и пусковых характеристик в наибольшей степени влияет конструкция фронтового устройства и способ подачи и распиливания топлива, так как от них в первую очередь зависит состав смеси и время пребывания газа в циркуляционной зоне камеры, что определяет стабилизацию горения и воспламенение смеси.
Изменение коэффициента полноты сгорания топлива в камере сгорания происходит, в основном, за счет изменения эффективности протекания процесса горения в зоне подвода струй вторичного воздуха. Из первичной зоны сюда поступает нагретая до высокой температуры богатая смесь (а = 0,3...0,5, Т = 1500...1800 К). При подводе вторичного воздуха смесь обедняется и становится горючей. Однако при этом уменьшается время пребывания смеси на дан ном отрезке жаровой трубы и расходуется тепло на нагрев подводимого воздуха. При небольших расходах воздуха <7В и достаточно высоких значениях р* и 7К скорость химической реакции будет существенно больше скорости смешения и полнота сгорания топлива будет высокой. С увеличением расхода воздуха будет возрастать скорость смешения и уменьшаться время пребывания смеси в жаровой трубе, а снижение значений р* и Т* вызовет падение скорости химических
реакций. Это будет приводить к уменьшению величин Г|г . Очевидно, что с увеличением объема жаровой трубы время пребывания газа в камере будет увеличиваться, а влияние указанных выше факторов — ослабляться.
Результаты исследования камер сгорания показывают, что влияние величин Gu , р* , Т* и Уж на значение Г]г при а = const приближенно может быть г G» учтено с помощью параметра форсирования камеры сгорания Kv = —р-т;---------,
р ’ т- у г к	* к ж
6*
163
Рис. 5.11. Примерная характеристика камеры сгорания по параметру форсирования
который приближенно можно интерпретировать как отношение времени химической реакции к времени пребывания газа в камере сгорания. На рис. 5.11 представлена характеристика по параметру форсирования, полученная при исследовании ряда камер сгорания. С ростом значений Kv величина Т|г снижается, это связано с недостаточным временем пребывания смеси в жаровой трубе по сравнению со временем химической реакции.
В иностранной литературе используется пара-я	n	G-
метр форсирования £2 =------—-----7------г , по
ехр(7*/300] смыслу аналогичный параметру Kv .
Характеристика по параметру форсирования является основой для выбора объема жаровой трубы
при проектировании камеры сгорания. Как правило, определяющим является режим высотного запуска, так как он характеризуется минимальными значениями р* и 7* , что чрезвычайно неблагоприятно для горения, причем в этом случае необходимо не только воспламенение смеси, но и достижение определенных величин Т|г (т.е. подогрева газа), которые должны обеспечить раскрутку ротора двигателя (Т|г = 0,7...0,8). Как правило, при величинах V , обеспечи вающих высотный запуск, на расчетных режимах реализуются высокие значения Т|г > 0,99 вследствие больших значений р* и 7* .
Определенный интерес представляет также характеристика камеры сгорания по составу смеси (ХСС), представляющая собой зависимость значений т|г от коэффициента избытка воздуха в камере а. Эта характеристика имеет максимум при некоторых значениях а (аОпт^ ^ак ПРН а > аопт » так и ПРИ а < аопт полнота сгорания топлива уменьшается. Однако в пределах рабочих режимов ХСС весьма полога (Г|г > 0,98). Только при существенном обеднении или обогащении смеси происходит заметное снижение значений Т|г , главным образом из-за замедления горения в чрезмерно обедненных или переобогащенных объемах смеси. Изменением соотношения расходов воздуха между зонами горения и смешения можно изменять значения аопт . При увеличении расхода воздуха в зону горения величина аопт уменьшается, и наоборот. При расчетах двигателей значения Т)г на рабочих режимах можно принимать постоянными и равными Т|г = 0,99. На переходных и пусковых режимах необходимо учитывать изменение Г], , если величины а и Kv изменяются в широких пределах.
5.3.5.	Попе температур газа в выходном сечении КС
Поля температур газа в выходном сечении камеры сгорания оказывают существенное влияние на надежность турбины. Рабочие лопатки турбины вследствие вращения подвергаются воздействию осредненных по поясам (ок
164
ружностям данном радиуса) температур Тср f . Распределение этих температур по высоте лопатки (радиальная эпюра температур) задается с учетом прочности рабочих лопаток. Для обеспечения надежности сопловых лопаток превышение местных температур (T’maxj) над средней (окружная неравномерность температур) должно быть минимальным.
При построении поля температур используются величины относительных избыточных температур:
Т* - Т*	Т* - Т*
И _ СРf г .	_ mnx ‘ г
Чр i ~	’ "maxi =	.	♦	*
1 г 7 к	2 г •* к
В качестве примера на рис. 5.12 приведены характерные распределения по высоте лопатки значений G„_ , (радиальная эпюра температур) и G , .
	I и о * * 
Суммарной характеристикой неравномерности поля температур является максимальное значение Graax, , которое называется максимальной неравномерностью поля температур и обозначается Л0Г .
а)
В)
Рис. 5.12. Распределение температуры газа в окружном направлении на радиусе i (а), безразмерных характеристик поля температур по высоте выходного сечения камеры (б)
Как правило, наиболее благоприятна такая эпюра температур, у которой максимальное значение Gcpi составляет 0,05...0,1 и располагается на расстоянии около двух третей высоты лопатки от ее корня. Как у корня, так и у конца лопатки температуры понижены. Необходимым условием получения требуемой эпюры температур является обеспечение достаточной глубины проникновения струй смесительного воздуха (В/Лж > 0,5). Заметное влияние на радиальную эпюру оказывает расход охлаждающего воздуха. С его увеличением эпюра “вытягивается”, т. е. увеличиваются максимальные значения 0cpf .
Для обеспечения допустимой окружной неравномерности необходим рациональный выбор ряда конструктивных параметров камеры сгорания. Существенное влияние на значения Д0Г оказывает относительная суммарная пло-F0 щадь отверстий в стенках жаровой трубы (“степень раскрытия” камеры) -=-г к
Fo
(рис. 5.13). С увеличением -=- неравномерность поля температур возрастает,
165
так как при этом уменьшается скорость течения воздуха в отверстиях и, следовательно, снижается интенсивность процессов перемешивания внутри жаровой трубы. Кроме того, при этом уменьшаются коэффициент гидравлических потерь ^ж и перепады давлений на стенках жаровой трубы, что приводит к ухудшению “демпфирования” неравномерностей скоростей, всегда имеющихся в потоке перед жаровой трубой. Таким образом, для получения достаточно равномерных полей температур необходимо уменьшать суммарную площадь отверстий в стенках жаровой трубы (в определенных пределах), и это будет приводить к росту потерь полного давления. Следует отметить, что определенный уровень потерь полного давления (~ 5%) в камере необходим и для обеспечения надежного охлаждения лопаток турбины (в частности, для надежного истечения охлаждающего воздуха через охлаждающие отверстия в передних кромках лопаток).
&
&
7,25 7,5 7,75 2,0 Fo/F„
Рис. 5.13. Примерная зависимость максимальной неравномерности температурного поля от относительной суммарной площади отверстий в стенках жаровой трубы
Площадь кольцевых каналов FKK камеры должна быть несколько больше FKK
суммарной площади отверстий -р—= 1,2... 1,4. Уменьшение величин FKK приводит к возрастанию скоростей течения в них и к увеличению влияния неравномерности этих скоростей на течение внутри жаровой трубы.
Размеры и расположение отверстий в стенках жаровой трубы и ее продольные размеры выбираются из условия обеспечения эффективного протекания процессов смешения.
В диффузоре и кольцевых каналах не должно быть установлено слишком много местных загромождений (дренажных патрубков, силовых стоек и т. д.), которые вызывают неравномерности течения.
Окружной шаг форсунок не должен превышать (0,5...0,7) Лж .
5.3.6*. Охлаждение стенок жаровой трубы
В камерах сгорания применяются комбинированные системы охлаждения: часть воздуха (Оохл) вводится внутрь жаровой трубы через систему охлаждения тангенциально стенкам для создания защитного слоя, а протекающий по кольцевым каналам воздух охлаждает стенки снаружи. При отно-
— ^ОХЛ
сительных значениях расхода охлаждающего воздуха С?охл = ' q = 25...30%
В
стенки жаровой трубы могут быть практически полностью изолированы от контакта с горячими газами и будут нагреваться только излучением пламени.
Лучистый поток тепла от газов в камере сгорания (<7Ле1Э сильно превышает (в 7... 10 раз) излучение “чистых” продуктов сгорания из-за содержания большого количества сажи, которая образуется в первичной зоне при горении
166
богатой смеси. Величины дл максимальны в конце зоны горения, так как температуры газа здесь наиболее велики. Увеличение значений 7* , р* и времени пребывания газа в камере приводит к росту величин г , так как при этом повышается степень черноты пламени из-за увеличения выделения сажи, а с ростом 7* увеличивается еще и температура газа.
Из-за указанных обстоятельств, а также из-за роста температуры охлаждающего воздуха задача теплозащиты камер сгорания чрезвычайно усложняется с увеличением параметров рабочего процесса двигателей (я* , 7*).
Развитие систем охлаждения камер сгорания идет в направлении интенсификации теплоотдачи от стенок к охлаждающему воздуху и снижения его расхода. Например, уменьшаются продольные размеры секций охлаждения до 20...30 мм, применяется оребрение стенок и др. Разрабатываются конструкции, в которых стенки жаровой трубы состоят из большого количества сегментов, выполненных из жаропрочных сплавов, имеющих развитую систему охлаждения. Благодаря подвижному соединению сегментов между собой устраняются температурные напряжения, возникающие из-за неравномерного нагрева, и увеличиваются ресурсы камер сгорания.
Актуальной задачей является также снижение лучистых потоков тепла от газов за счет совершенствования рабочего процесса камер сгорания.
5.4. Форсажные камеры сгорания
5.4.1. Требования, предъявляемые к форсажным камерам, и организация в них рабочего процесса
Форсажные камеры применяются для возможно большего увеличения тяги двигателя, поэтому составы смеси в них на расчетных режимах близки к стехиометрическим.
К форсажным камерам предъявляются в целом такие же требования, как к основным (за исключением требований по полю температур газа в выходном сечении), однако численные значения параметров несколько иные. Так, полнота сгорания топлива в форсажной камере несколько ниже (Пф - 0.95), а по
требный диапазон устойчивой работы по составу смеси (%пп = 0,7...0,9;
ап1ах = 2...2,5) существенно уже, чем в основных камерах.
По организации рабочего процесса форсажные камеры ТРДФ и ТРДДФ близки (рис. 5.14). В диффузоре, расположенном за турбиной двигателя, происходит снижение скорости потока от значений Ч = 0,4...0.6 ло X„„d = 0.17...0.25 (\„id -
Рис. 5 14. Схема форсажной камеры сгорания
приведенная скорость газа в миделевом
сечении форсажной камеры при отсутствии горения). Как правило, у ТРДДФ в пределах диффузора располагается смеситель, обеспечивающий перемешивание воздуха наружного контура с газами внутреннего контура. Иногда при малой сте
167
пени двухконтурности т < 0,5 смеситель отсутствует, и воздух второго контура используется практически только для охлаждения.
В конце диффузора устанавливается фронтовое устройство, состоящее из коллекторов для подачи топлива и уголковых стабилизаторов пламени. Перед сгоранием в форсажной камере образуется подготовленная горючая смесь, близкая к однородной. Сгорание этой смеси начинается в турбулентных фронтах пламени, отходящих от кромок стабилизаторов, и заканчивается на расстоянии 1...1.5 диаметра форсажной камеры.
Вблизи корпуса камеры располагается теплозащитный экран, который не несет силовых нагрузок и служит для предохранения корпуса от воздействия горячих газов. Передняя часть экрана, снабженная специальной системой отверстий, называется антивибрационным экраном и способствует предотвращению вибрационного горения.
Запуск (розжиг) форсажной камеры осуществляется с помощью специальных воспламенителей или посредством “огневой дорожки”: в конце основной камеры сгорания впрыскивается топливо, которое при движении с потоком самовоспламеняется и обеспечивает запуск форсажной камеры.
5.4 2. Потери полного давления в форсажных камерах
Потери полного давления в диффузоре и смесителе вызваны вихреобразо-♦	«
ванном и трением и составляют 1...2% <5= — ~ 0,98...0,99;	~ 0,98...0,99
Рт	РЛ
(р* и р*ч — значения полного давления в конце диффузора и после смешения потоков соответственно).
При обтекании стабилизаторов возникают потери на удар, связанные с торможением потока при внезапном расширении его за стабилизаторами.
Коэффициент гидравлических потерь стабилизатора может быть определен по формуле
Здесь — коэффициент смягчения входа (Г)ст ~ 0,15 при угле стабилизатора ^ст
45 ); f = — - — степень затенения сечения стабилизаторами; F„ , F^ — пло-VI у*	д ст
д
щади сечения в конце диффузора и миделя стабилизатора соответственно.
Потери полного давления при этом будут равны
t	2	»	. •
. • ’ст ’ Рем сст.	• Pf	. АРст
АРСт =-----2----- ;	аст = — = 1 -	:
Рем Рем
Здесь сст — скорость потока в зазоре между стабилизаторами; р^ — полное давление в потоке за стабилизаторами (без горения).
168
Для уменьшения потерь стабилизаторы эшелонируют — смещают друг относительно друга в осевом направлении. В этом случае значение t должно
определяться отдельно для каждого стабилизатора, а
i
Гидравлические потери в тракте форсажной камеры от турбины до начала горения могут быть объединены одним коэффициентом ог= од  осм  асТ =
— 1 — Дрг ф/рт .
Величина потерь полного давления приблизительно пропорциональна скоростному напору газа за турбиной двигателя:
.	.	. Рт ст
За фронтовым устройством при подводе тепла к движущемуся газу возникают тепловые потери. Их величина может быть рассчитана из уравнений сохранения количества движения и расхода, записанных для сечений / и ф:
.	4\)
ф.к
(5.13)
Т*
Здесь 0. = —— — степень подогрева газа в форсажной камере.
'	7*
СМ
Наличие теплозащитного экрана приводит также к возникновению потерь полного давления о0ХЛ = 0,98...0,99.
Суммарный коэффициент восстановления полного давления
°ф.к ^г.ф °т.п ^охл 0,9...0,94.
В математических моделях двигателей, как правило, учитывается изменение Оф к при изменении режима работы двигателя с использованием формул (5.12) и (5.13).
5.4.3 Стабилизация пламени и выгорание топлива
в форсажных камерах
Закономерности стабилизации пламени и горения топлива определяются конструктивными параметрами фронтового устройства: характерным размером (полкой) стабилизатора Д , расстоянием между стабилизаторами S и степенью затенения сечения . V1
Характерный размер Д выбирается из условия обеспечения устойчивого горения на наиболее неблагоприятных режимах — при минимальных значениях давления и температуры газа на входе в форсажную камеру, которые соответствуют полету на максимальной высоте с минимальной скоростью. Для этого используются срывные характеристики стабилизаторов (см. рис. 5.9). Необходимый диапазон устойчивого горения при обеднении смеси в некоторых случаях обеспечивается за счет локального обогащения смеси за стабилизаторами путем подачи топлива непосредственно в зону циркуляции.
169
Рис. 5.15. Характер изменения коэффициента полноты сгорания топлива в потоке за стабилизаторами пламени
чески не зависит от г
Степень затенения сечения / определяет “густоту" расположения стабилизаторов в сечении камеры. Обычно /ст = 0,3...0.4. Кри большем затенении стабилизация горения может ухудшиться из-за возрастания скорости потока между стабилизаторами.
Применяются фронтовые устройства с кольцевыми, радиальными и комбинированными стабилизаторами. Принципиальной разницы между ними нет.
При определении длины выгорания топлива пользуются методами, базирующимися на обобщении экспериментальных данных, полученных в условиях, близких к форсажным камерам. Например, в результате экспериментальных исследований процесса горения в потоке между двумя стабилизаторами было установлено, что закономерности нарастания гц, по длине камеры (кривые выгорания) могут быть приближенно описаны единой зависимостью, если в качестве продольной координаты использовать отношение абсолютной длины х к расстоянию между осями стабилизаторов а. Характерный вид кривой выгорания представлен на рис. 5.15. Протекание ее практи-мера полки стабилизатора. Отсюда следует, что абсо
лютная длина форсажной камеры будет уменьшаться при уменьшении расстояния между стабилизаторами, т. е. при увеличении степени затенения.
5.1.1. Характеристики форсажных камер
Совершенство рабочего процесса форсажной камеры определяется протеканием ее характеристик: срывной и по составу смеси.
Срывная характеристика представляет собой зависимость значений (R , при которых происходит полное прекращение горения в камере, от скорости и давления газа при входе. Вид этой характеристики в качественном отношении близок к срывной характеристике одиночного стабилизатора (см. рис. 5.7), конкретные же значения параметров зависят от особенностей организации рабочего процесса.
Характеристика по составу смеси — это зависимость значений Т|ф от осу . Максимальные значения Пф= 0,95...0,97 реализуются при величинах = 1,2...1,5. При обогащении смеси значения т]ф снижаются из-за появления переобогащенных объемов газа, а при обеднении — из-за замораживания горения в зонах, бедных топливом. Изменения значений т]ф при изменении давления и температуры газа при входе, как правило, невелики. Только при давлениях ниже атмосферного происходит заметное снижение полноты сгорания топлива из-за затягивания процесса горения.
5.4.5. Вибрационное горение
В форсажных камерах может возникать особый режим горения — вибрационное горение, характеризующийся периодическими колебаниями давления со значительной амплитудой — (0,1...0,2)рт . Вибрационное горение является
170
недопустимым, так как приводит к быстрому разрушению элементов форсажной камеры.
Различают низкочастотные (5...50Гц) и высокочастотные (4ОО...5ООГц) колебания дав [сния.
При низкочастотных колебаниях период часто нс сохраняется постоянным. Причиной этих колебаний может быть периодический срыв горения на отдельных участках фронтового устройства, пульсации давления в топливной системе, периодический срыв вихрей в диффузоре камеры и т. д.
При высокочастотном вибрационном горении частота колебаний определяется акустическими свойствами камеры сгорания. Бывают продольные колебания — колебания газа в направлении оси камеры, а также поперечные — в направлении ее радиуса. Высокочастотное вибрационное горение представляет собой автоколебательный процесс. Для его существования необходим источник энергии и механизм обратной связи, обеспечивающий подвод энергии к газу в определенной фазе колебаний. Источником энергии является колебание тепловыделения и скорости распространения пламени. Механизм же обратной связи может быть весьма разнообразным. Он может основываться на смесеобразовании (колебания расхода воздуха или топлива, попадание топлива на стенки камеры), на газодинамических явлениях (срыв вихрей в диффузоре и во фронтовом устройстве), на закономерностях процесса горения (изменение величины ит с изменением давления, периодические срывы пламени).
Для борьбы с вибрационным горением применяются различные методы: “облагораживание” аэродинамики течения газа для уменьшения вихреобразо-вания, эшелонирование стабилизаторов в осевом направлении (воздействие на фазу колебаний), постановка перфорированного антивибрационного экрана в районе фронтового устройства.
“Склонность” камеры сгорания к возникновению вибрационного горения уменьшается при снижении средней скорости течения в ней газа и при уменьшении степени подогрева.
5.1.6. Охлаждение форсажных камер
Для предотвращения чрезмерного нагрева корпуса, который является силовым элементом, в форсажной камере устанавливается теплозащитный экран, не несущий силовых нагрузок и поэтому способный выдерживать достаточно высокие температуры. Часть газа из-за турбины (или воздуха из второго контура) поступает в канал между корпусом и экраном и обеспечивает конвективное охлаждение как корпуса, так и экрана. Этот газ также используется для организации заградительного охлаждения экрана и створок реактивного сопла. Кроме того, корпус форсажной камеры охлаждается снаружи воздухом, поступающим из воздухозаборника самолета.
Заградительное охлаждение экрана может быть организовано двумя способами: подачей газа тангенциально стенке через систему щелей (струйное охлаждение) или через большое количество мелких отверстий (перфорированное охлаждение).
В связи с небольшим содержанием сажи лучистый поток тепла от газа в форсажной камере обусловлен только излучением трехатомных газов (С02 и НоО) и существенно ниже, чем в основной камере.
171
Температура газа вблизи экрана нарастает по длине в соответствии с кривой выгорания. Для уменьшения температуры смесь вблизи экрана обедняется. Так что значения а составляют здесь 1,4... 1.6.
Глава 6. ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВРД
Выходные устройства относятся к важнейшим функциональным модулям силовых установок с ВРД. Они состоят из ряда элементов, которыми, в зависимости от назначения силовой установки, могут быть: реактивное сопло или диффузорный газоотводящий патрубок, устройство для поворота или отклонения вектора тяги, реверсивное устройство, система шумоглушения, средства снижения инфракрасного излучения и др.
Основным элементом всякого выходного устройства является реакпгииное сопло. В нем завершается преобразование тепловой энергии, подводимой к проходящему через двигатель воздуху, в кинетическую энергию направленного движения газовой струи, создающей при своем истечении реактивную тягу. Одновременно с этим за счет регулирования площади критического сечения сопла осуществляется управление режимами работы двигателя. В таком случае площадь Гкр является одним из регулирующих факторов системы управления двигателя.
Выходные устройства отличаются большим разнообразием типов и схем, что объясняется различием как летательных аппаратов, так и устанавливаемых на них двигателей. Этим предопределяются различия требований к облику выходных устройств.
Особые сложности возникают при разработке сопел сверхзвуковых маневренных самолетов. В связи с требованиями сверхманевренности и боевой живучести их выходные устройства становятся многофункциональными, выполняющими помимо своих прямых функций такие дополнительные функции, как управление вектором тяги, реверсирование тяги, снижение заметности, уменьшение уровня шума и др.
Основными требованиями, предъявляемыми к выходным устройствам силовых установок летательных аппаратов с ВРД, являются:
—	оптимальная интеграция реактивного сопла и силовой установки в целом с планером летательного аппарата;
—	малые внутренние потери;
—	минимальное внешнее сопротивление;
—	низкий (допустимый по установленным нормам) уровень шума;
—	возможность управления вектором тяги при взлете, посадке и в условиях боевого маневрирования (для маневренных самолетов);
—	возможность реверсирования тяги при посадке (для боевых, транспортных и пассажирских самолетов) и при ведении воздушного боя (для боевых маневренных самолетов);
—	низкий уровень инфракрасного излучения (ИКИ) горячих частей сопла и двигателя;
—	малая эффективная поверхность рассеивания (ЭПР);
—	надежность конструкции, регулирования, охлаждения и эксплуатации.
Эти требования в каждом конкретном случае уточняются. Они противоречивы и реализуются путем поиска компромиссных решений, учитывающих 172
газодинамическое совершенство, требования прочности, массовые характеристики, ресурс, эксплуатационную технологичность, ремонтопригодность, стоимость и множество других факторов.
6-1. Схемы и основные параметры выходных устройств
Важнейшим параметром выходного устройства ВРД является располагаемая степень понижения давления га-ia в реактивном сопле лс р. Обозначим для общности полное давление перед соплом pg . Тогда
лс.р
Ро __ Ркр
Рн Рн
(6.1)
Значения лс и диапазон их изменения зависят от типа двигателя, режима его работы, а также от скорости и высоты полета самолета.
Наиболее низкие значения _ у двигателей непрямой реакции: турбо-с.р
вальпых, турбовинтовых и турбовинтовентиляторных. У них лср имеют, как правило, докритические значения. Поэтому в качестве выходных устройств этих двигателей применяются сужающиеся сопла либо газоотводящие каналы диффузорного типа. Двухконтурные двигателя для дозвуковых самолетов имеют несколько большие значения лс . Для сопел наружного контура они
на взлете составляют 1,4... 1,8, а в полете 2,2...2,8 (рис. 6.1). Для внутреннего контура этих ТРДД _ являются еще более с.р
низкими. Для этих двигателей также применяются нерегулируемые сужающиеся сопла, отличающиеся простотой конструкции и малой массой.
Для самолетов, имеющих максимальные скорости полета Мп = 1,7...3,0, на которых устанавливаются ТРДФ или ТРДДФ. значения пс в стартовых условиях достигают 2,5...3,0, т. е. они превышают критические значения. Их величины существенно увеличиваются с ростом числа Мп и высоты полета Н до 11 км (рис. 6.1) и могут достигать значений порядка 15...20 и более. При таких лс сужающиеся сопла имеют большие потери
при И =11 км — не превышают
и Н для ГТД различных типов
(параметры процесса указаны в последовательности - Т* - т)
тяги из-за недорасширения газа.
Возникает необходимость применения сверхзвуковых реактивных сопел, которые, как отмечалось, отличаются большим разнообразием типов и схем.
На рис. 6.2,а представлена схема сверхзвукового регулируемого реактивного сопла внутреннего расширения (сопло Лаваля). Оно может быть осесимметричным или плоским. Первичные створки 1 служат для регулирования площади Гкр , а вторичные створки 2 — для регулирования степени пониже-
173
Рис. 6.2. Схемы осесимметричных сверхзвуковых сопел
ния давления сопла. Внешние регулируемые створки 3 состоят обычно из отдельных гибких пластин, один конец которых зажат между обечайкой 4 и обтекателем гондолы 5, а другой шарнирно соединен со створками 2. При прикрытии вторичных створок сопла створки 4 изгибаются и образуют внешний контур оживальной формы, чем достигается прикрытие донной полости и уменьшение внешнего сопротивления выходного устройства.
Газодинамическая схема профилированного сопла Лаваля и его основные расчетные сечения представлены на рис. 6.2,6, а конического — на рис. 6.2,н. Площадями характерных сечений являются: — площадь входного сечения; F„_ кр — площадь критического сечения; Fc — площадь выходного сечения; FM — площадь миделя. Расшири
тельная способность сопла Лаваля характеризуется относительной площадью выходного сечения F = Г /F„„. с с кр
Как известно из термодинамики, каждому значению параметра Fc однозначно соответствует некоторое значение действительной степени понижения давления в сопле Лаваля
Ро П = — = С Рс
Рс
(6.2)
где рс и р* — давления в выходном и критическом сечениях сопла.
Если величина Fc постоянна, то лс (срабатываемый в сопле теплоперепад) остается неизменным в широком диапазоне изменения , а течение газа в с.р
сопле является подобным по критерию Маха или, как принято говорить, сохраняется автомсдельным. Для изменения лс необходимо изменять Fc .
В зависимости от соотношения лс и лс статическое давление в выходном сечении нерегулируемого сопла Лаваля рс может быть большим, равным или меньшим атмосферного давления р^ . При рс > рн (лс < лс р) сопло работает с недорасишртшем газа. В случае, когда Рс<Рц (лс > лс р)’ сопло работает с перерасширением. При рс = ptJ (пс = лс р) происходит полное расширение газа в сопле (расчетный режим течения). Поскольку лс р с ростом Мп увсличива-174
ется (см. рис. 6.1), то для обеспечения лс ~ лс р при каждом числе М полета необходимо увеличивать параметр Fc , т. е. раскрывать вторичные створки сопла с увеличением скорости полета.
При значительном перерасширении газа в сопле на начальном участке свободной струи за соплом возникает мостообразный скачок уплотнения. С ростом перерасширения газа этот скачок движется против потока, достигает выходного сечения сопла, а затем перемещается внутри сопла в сторону его критического сечения. Находясь внутри сопла,указанный скачок, взаимодействуя с пограничным слоем у стенок, вызывает отрыв потока от внутренней поверхности сопла, и автомодельность течения в сопле нарушается.
Важным параметром выходного устройства является тяга реактивного сопла Рс , в качестве которой принято рассматривать тягу двигателя Р без снижения ее за счет входного импульса, т. е.
Рс = Р + G, Vn = «г 'с + FC (Рс - Р>.) 	(6-3)
Для исключения GBVn при экспериментальном определении Рс при продувках моделей реактивных сопел подвод газа к соплу осуществляется ортогонально по отношению к его оси.
Рассмотрим некоторые характерные разновидности схем и способов регулирования сверхзвуковых реактивных сопел.
Разновидностью осесимметричных сопел Лаваля являются “ирисовые" сопла. Они имеют один венец регулируемых створок. Створки перемещаются в продольном направлении по криволинейным направляющим, установленным в кожухе форсажной камеры (рис. 6.3). Сложная пространственная кинематика обеспечивает на бесфорсажных режимах смещение створок назад с одновременным их поворотом во внутреннюю сторону. Этим достигается уменьшение площади F , а сами створки образуют сужающееся сопло, причем их внешний контур служит плавным продолжением обвода кормовой части фюзеляжа.
Рис. 6.3. Схема сверхзвукового “ирисового” сопла: а — положение створок для максимального режима;
б — для режима форсажа
На форсажных режимах створки перемещаются вперед и поворачиваются во внешнюю сторону. Благодаря S-образной форме створок это обеспечивает не только увеличение площади FKp , но и превращение звукового сопла в сверхзвуковое с относительно небольшим превышением площади выходного сечения над площадью критического сечения. Такая схема обеспечивает
175
F	1,3...1,4. “Ирисовые” сопла конструктивно проще и имеют меньшую
массу. Их охлаждение обеспечивается тем же воздухом, которым охлаждается форсажная камера. Они обладают малым внешним сопротивлением и малыми потерями эффективной тяги в области трансзвуковых скоростей полета. Но на сверхзвуковых скоростях полета они имеют повышенные потери, что обусловлено недорасширением газа, так как конструктивно не обеспечиваются требуемые для этого значения Fc .
В последние годы большое внимание уделяется разработке плоских реактивных сопел. Схема плоского сопла Лаваля для перспективной силовой установки показана на рис. 6.4. Сопло имеет три пары регулируемых створок: первичные 1 — для регулирования площади критического сечения сопла, вторичные 2 — для изменения отношения площадей Fc /FKp и, следовательно, параметра пс , и наружные 3, служащие для обеспечения плавности внешнего обтекания. Прямоугольное сечение внутреннего канала таких сопел может иметь различное отношение высоты h к ширине Ь.
Для предотвращения утечек газа при перемещении створок боковые поверхности сопла выполнены в виде двух плоских параллельных пластин 4, называемых щеками. В щеках установлены оси регулируемых створок, а механизм управления ими размещен с внешней стороны и прикрыт обтекателем. Ось подвески первичных створок в данной схеме проходит через центр их давления. Это сделано для уменьшения усилий, действующих на створки при управлении ими, что позволяет снизить массу створок и механизма управления. Симметричное отклонение первичных и вторичных створок обеспечивает изменение F и лс без изменения направления вектора тяги (рис. 6.4,а). Отклонение вектора тяги (ОВТ) в вертикальной плоскости достигается несимметричным отклонением створок, как показано на рис. 6.4,6. В этом случае изменяется направление вектора скорости движения газа на выходе из сопла , а следовательно,и вектора тяги Р*= Gr	. При осуществле-
нии реверса тяги задние концы первичных створок смыкаются у оси, перекры-
Рис. 6.4. Схема плоского регулируемого сверхзвукового сопла с реверсом и ОВТ
176
вая путь движению газа в прямом направлении, а передние их концы расходятся, открывая окна для выхода газа в обратном направлении (рис. 6.4,а).
Рис. 6.5. Принципиальная схема осесимметричного сопла с ОВТ:
1 и 2 — неподвижный и поворотный корпус; 3 — элементы герметизации;
4 и 5 — упругие элементы мотогондолы и сопла; 6 — гидроцилиндры управления створками; 7 — телескопические тяги; 8 — гидроцилиндры системы ОВТ;
9 — элементы синхронизации: 10 — шкворни: 11 — пневмоцилиндры
Осесимметричные сопла с внутренним расширением, выполняемые по типу сопла Лаваля, несмотря на конструктивную сложность, также могут быть снабжены системой отклонения вектора тяги. На рис. 6.5 представлена принципиальная схема такого сопла.
Следует указать еще один тип плоского сверхзвукового реактивного сопла, получившего наименование сопла с косым срезом (рис. 6.6,а). Оно имеет одну панель для внешнего расширения сверхзвукового потока 1, которая шарнирно соединена с обечайкой. Поворачивая эту панель, можно изменять расширительную способность косого среза. Для изменения площади FK служит регулируемая створка 2. Эти две створки обеспечивают обычные потребности регулирования сверхзвукового реактивного сопла.
Рассматриваемое сопло является соплом с внешним расширением сверхзвукового потока. Оно имеет стенки, ограничивающие сверхзвуковой поток с боков (боковые щеки 6) и сверху (створки 1 и 3). Стенку, ограничивающую сверхзвуковой поток снизу, заменяет жидкая линия тока (на участке к—с, рис. 6,6,6), которая при уменьшении степени понижения давления в сопле изменяет свою форму (рис. 6.6,в). За счет этого существенно снижается возможное перерасширение газа в сопле, а следовательно, уменьшается потребное для этих целей прикрытие створки 1. Створка 3 за счет поворота вверх и вниз на относительно небольшие углы (± 20...25*) позволяет осуществлять отклонение вектора тяги в вертикальной плоскости. В целях осуществления реверса тяги в дозвуковом канале сопла имеются створки 4, которые могут перекрывать прямой путь потоку газа и направлять его в отклоняющие решетки с поворотными лопатками 5 для дальнейшего разворота в обратном направлении (рис. 6.6,а).
177
Рис. 6.6. Схема плоского сопла с косым срезом (а): картина течения при полном расширении (б) и при перерасширении (с)
Частичное или полное внешнее расширение потока реализуется в соплах
с центральным телам. Схема плоского регулируемого сопла с центральным телом показана на рис. 6.7. Сопло имеет только одну пару регулируемых ство
рок 1 для изменения площади Гкр . Ввиду отсутствия ограничивающих сверх-
звуковой поток створок площадь и отношение площадей F_ из-
меняются у этих сопел в результате искривления жидких линий тока (как в сопле с косым срезом). С помощью тех же створок 1 обеспечивается реверс тяги за счет их смыкания с поверхностью центрального тела и выпуска газа через окна 2 в сторону, противоположную направлению полета. Отклонение вектора тяги на небольшие углы обеспечивается поворотом задней части центрально-
Рис. 6.7. Схема плоского регулируемого сопла с центральным телом
го тела 3, а также, при необходимости, его передней части 4.
Па реактивных самолетах второго и третьего поколений широко применяются эжекторные сопла. Они отличаются от сопел Лаваля тем, что у них сверхзвуковой контур на некотором участке внутри сопла имеет разрыв и твердую стенку заменяет жидкая линия тока. В этих соплах, которые могут быть как осесимметричными, так и плоскими, осуществляется внутреннее расширение сверхзвукового потока. Для снижения потерь и в целях охлаждения элементов конструкции в эти сопла подается в небольших количествах (2...3% от Gnv ) вторичный (эжектируемый) воздух Gb2 . Этим устраняются
показанные на рис. 6.8,а вверху циркуляционное течение и скачок уплотне
178
ния т - п в месте присоединения сверхзвуковой струи к профилированной обечайке (рис. 6.8,а внизу). На рис. 6.8,6 показана схема эжекторного сопла самолета МиГ-23. Сопло имеет регулируемые первичные створки 7, профилированную обечайку 2 и вторичные автоматически регулируемые под действием перепада давлений (автофлюгер-
ные) створки 3. При больших Мп в	Р»*Р*
о	S’ ?	!*	2* \\\2		5/(\	^"/ТтХ ^кр	R
	PSP,	3
—Рг • Тг Аг {	•v"'" 2
звуковой части выше, чем в осесимметричных. Это объясняется, во-первых, необходимостью установки переходного канала от осесимметричного течения за турбиной к плоскому в критическом сечении. Во-вторых, внутренние потери повышаются с увеличением отношения Ь/h. В диапазоне b/h - 2...7 увеличение потерь тяги по сравнению с осесимметричным соплом составляет от 0,3 до 0,7%. Это объясняется, в основном, увеличением площади омываемой поверхности и утолщением пограничного слоя в “углах”.Более высокими являются внутренние потери и в сверхзвуковой части, особенно в случае неполных боковых щек.
6.2. Виды потерь в выходных устройствах и способы их оценки
Реальный процесс истечения газа из реактивного сопла сопровождается потерями, которые, в конечном счете, снижают тягу силовой установки. Их можно разделить на три вида: внутренние потери; потери, связанные с нерас-четностью расширения газа в сопле, и внешнее сопротивление.
Внутренние потери вызваны вязкостью газа, наличием скачков уплотнения на поверхности расширения сверхзвуковой части сопла, а также неравномерностью и непараллельностью потока на выходе (рис. 6.2,в).
Вязкость приводит к образованию пограничного слоя и появлению потерь на трение о стенки. В эжекторных соплах вязкость вызывает потери в слое смешения и в вихревой зоне. Скачки уплотнения появляются в местах изломов или неровностей на поверхности расширения сверхзвуковой части сопла, а в эжекторных соплах — в месте присоединения первичного сверхзвукового потока к стенке обечайки. Неравномерность потока в выходном сечении свойственна непрофилированным (коническим) соплам (рис. 6.2,в), а также многорежимным регулируемым сверхзвуковым соплам при значительном раскрытии створок, когда поток на выходе, следуя направлению стенок, отклоняется от осевого направления.
Внутренние потери приводят к уменьшению полного давления газа и осевой составляющей скорости в выходном сечении сопла, определяющих величину тяги двигателя. В соплах всех типов внутренние потери оцениваются коэффициентом скорости
где сс — осредненная величина осевой составляющей действительной скорости на выходе из сопла; сс — скорость на выходе из сопла при отсутствии потерь,
Л - И
Сс.ад
“(Рс/Ро) *
(6.4)

У регулируемых сверхзвуковых сопел в среднем <рс = =0,975...0,985. Нерегулируемые сужающиеся сопла с профилированными стенками внутреннего канала имеют <рс = 0,99...0,995. 180
Если известен расход газа GT , то площадь критического сечения звуковых и сверхзвуковых сопел вычисляется по уравнению расхода
^Г0
(6.5)
Рис. 6.9. К объяснению влияния нерасчетности режимов на тягу сопла
В этом уравнении <зкр = ркр /р*^ — коэффициент восстановления полного давления на докритическом участке сопла, в частности, в сужающемся сопле при сверхкритических перепадах давления, ар — коэффициент расхода, учитывающий неравномерность параметров газового потока в критическом сечении сопла. У профилированных сопел Лаваля коэффициент р. практически равен единице. У сужающихся конических сопел, как показывают эксперименты, р < I и зависит от угла конусности сопла, отношения площадей F4p /Fq и перепада давлений в сопле.
Вследствие изменения р фактическая (эффективная) площадь критического сечения сопла ц FKp при условии FKp = const будет переменной, что необходимо учитывать при определении влияния площади FKp на режим работы двигателя. Величина Хкр при неравномерном потоке и наличии потерь в сопле не равна единице, но даже при очень больших потерях, когда, например Хкр = 0,97, величина Q(XKp) = 0,999, т. е. практически всегда при использовании формулы (6.5) можно принимать
Потери* связанные с нерасчетностью режима работы сопла, непосредственно влияют на тягу двигателя. Для объяснения этого влияния рассмотрим, как будет изменяться тяга двигателя при неизменном режиме его работы (при и = const), если на этот двигатель уста-навливать нерегулируемые сопла Лаваля, имеющие одинаковую площадь FKp и различные площади Fc . Будем в целях наглядности принимать, что Fc изменяется не за счет регулируемых створок, а за счет добавления к исходному соплу некоторого участка Zj или отбрасывания участка Z2 . На рис. 6.9 приведено распределение давлений вдоль образующей полученных таким образом сопел при различных Fc, соответствующих полному
расширению (а), перерасширению (б) и недорасширению (в). Как видно, наибольшая равнодействующая от сил давления имеет место в случае (а), когда
181
р . = pit и осуществляется полное расширение газа в сопле. При увеличении давление р на срезе сопла снижается и становится меньше рп . Это визы вает появление силы APj , направленной против полета, и тяга двигателя с соплом (б) становится меньше, чем с соплом (а). В случае (в), когда сопло выполнено более коротким, тяга тоже снижается, так как вместе с отброшенным участком Z2 теряется и некоторая часть тяги ЛР2 •
Следовательно, максимум тяги сопла (без учета внешнего обтекания) соответствует условию пс = лс р . Практически выгоднее выбирать для каждого режима работы двигателя величину Fc из условия небольшого недорасшире-ния, поскольку это позволяет при незначительной потери тяги (менее 0,5%) заметно уменьшить габаритные размеры сопла, его массу и площадь охлаждаемой поверхности.
Для суммарной оценки внутренних потерь и потерь от нерасчетности расширения газа в сопле используют коэффициент тяги сопли, равный отношению действительной тяги сопла к идеальной:
Рс
=	(6.6)
с.ид
где Рс ич — идеальная тяга сопла, соответствующая полному расширению газа и отсутствию потерь (<рс = 1) Очевидно, что
с.ид ~	сс.ид ~ акр ^с.ид •	(6.7)
Здесь X, определяется из условия л(Х. = 1/л„ _ , а величина а „ — по V. а I» '	кр
формуле
Nkr+ ! Rr 7о •
Если известно значение коэффициента тяги сопла Рс , то тяга двигателя определяется по формуле
R = К Л:.ид - Vn •	(6-8)
При Уп = 0, как видно из (6.8), потеря тяги сопла на 1% соответствует потере тяги двигателя также на 1%. Но при > 0 влияние потери тяги сопла на потерю тяги двигателя усиливается, и тем значительнее, чем выше скорость полета. Расчеты показывают, что при Мп = 2,5 снижение Рс на 1% вызывает уменьшение Р более чем на 2...2,5%. Отсюда видно, что требования к совершенству выходных сопел ВРД существенно повышаются с увеличением числа М полета.
Чтобы оценить, во сколько раз потеря тяги двигателя больше потери тяги сопла, пользуются понятием коэффициент усиления потерь тяги'.
„ _ ДР Кус~~ • ЛРС
Здесь Др = 1 -	; ДРС = 1 -	; 1>т = Рс„д- G, V„ .
нд	с. ид
182
Тогда для расчета К„„ получаем следующую формулу:
Кус = Р - G V = 1 - G V /G с ’	(6‘9)
с.ид в п * в п ' г ьс.ил
Как видно, возрастает с увеличением скорости полета Уп и снижается с повышением скорости истечения мп, которая тем выше, чем больше лс.р 11	•
На практике для оценки совершенства внутреннего процесса в сопле, т. е. для отделения внутренних потерь в сопле от потерь, создаваемых за счет недорасширения или перерасширения газа, наряду с коэффициентом фс используют коэффициент импульса сопла. Для этого вводят в рассмотрение величину, называемую импульсом сопла:
= &г сс + Рс	•
Импульс сопла может быть найден по замеренной тяге сопла из соотношения
_	+ Рп •
По своему физическому смыслу /с является тягой сопла при истечении в пустоту, так как 1С = Рс при рп = 0. Можно показать, что 1С представляет собой равнодействующую всех сил давления и трения, действующих на внутренние поверхности сопла при ортогональном подводе газа к соплу (т. е. при условии Vu = 0). Следовательно, 1С характеризует течение только во внутренней части сопла.
Коэффициент импульса сопла (относительный импульс) равен отношению действительного (замеренного) импульса сопла /с к импульсу сопла тех же геометрических размеров при отсутствии потерь, т. е. при адиабатическом расширении газа. Следовательно,
„„ • *> г к» • ид
Величина 1С Н1 определяется через газодинамическую функцию f(k) при Х = Хс.ид’ тогда
ИД _ Л^С.ИД^ Ро И ^кр •
Коэффициенты <рс и 7С близки по величине и в области автомодельных режимов работы сопла сохраняются постоянными. Зная коэффициент импульса сопла, легко рассчитать коэффициент Рс , а также определить тягу сопла заданных геометрических размеров для конкретного режима работы двигателя. Очевидно, что коэффициент тяги определяется по следующей формуле:
~р — ^СЛ,Д ~
“с ~ р	»
С.ид
183
где л„ и Р„ находятся по известным для каждого рассматриваемого режима значениям параметров газа перед соплом (р^ ; Тц ) и расхода газа через сопло Gf . Коэффициент Рс получается всегда несколько ниже (на 0,1...0,5%), чем <рс.
Внешнее сопротивление выходного устройства определяется как равнодействующая сил давления и трения, действующих на его наружную поверхность со стороны внешнего потока. Наружная поверхность сопла обычно плавно сопрягается с кормовой частью гондолы или фюзеляжа, и отделить ее сопротивление от суммарного сопротивления кормовой части СУ практически невозможно. Поэтому при концептуальных исследованиях для сравнительной оценки внешнего сопротивления выходных устройств пользуются понятием “кормовое сопротивление” Хкор. Оно включает в себя сопротивление давления X., кор и сопротивление трения Хтр кор кормовой части фюзеляжа или мотогондолы, т. е.
X = X + X кор р.кор тр.кор •
На величину Хкор влияет ряд факторов: число М полета, форма кормы, тип сопла и режим его работы, толщина пограничного слоя на поверхности кормы и др.
Основной причиной возникновения внешнего сопротивления кормы является неблагоприятное распределение статического давления на ее внешней поверхности, форма которой, как правило, отлична от цилиндрической. Картина распределения статического давления, типичная для обтекания дозвуковым потоком конической и оживальной кормы в присутствии истекающей из сопла недорасширенной струи газа, показана на рис. 6.10,а. Как видно, на начальном участке кормы поток разгоняется и статическое давление снижается, а в конце кормы статическое давление увеличивается (вследствие торможения потока при его обратном повороте к оси сопла). У кормы конической формы с изломом поверхности наибольшее разряжение рппп и сопротивление давления получаются более высокими, чем у кормы оживальной формы. Повышение давления в конце кормы до рП1ах > ptJ объясняется наличием выпуклой ре
Рис. 6.10. Распределение статических давлений на поверхности кормы при дозвуковом (а) и сверхзвуковом (б) обтекании
184
активной струи на выходе из сопла, о которую тормозится поток воздуха, обтекающий корму. Этим частично компенсируется сопротивление, возникающее на тех участках кормы, где давление ниже атмосферного.
Важнейшим требованием к внешней аэродинамике сопел является их безотрывное обтекание. Помимо плавности профиля внешнего контура вводится ог
раничение на предельнодопустимые величины углов наклона створок на срезе 0 , которые не должны превышать 20...25*. На рис. 6.11 показано (по данным ЦАГИ) распределение коэффициента давления по внешней поверхности сопла при М„ = 0,8 и . = 3,5 для 0Г1Х = 20’, когда нет отрыва, и для = 30’, когда возникает отрыв потока. При отрыве на начальном участке сопла давление резко снижается, а на конечном участке восстанавливается в недостаточной сте
пени, что приводит к значительному возрастанию внешнего сопротивления.
При Mn > 1 (рис. 6.10,6) на участке изменения кривизны или в месте излома поверхности сужающейся кормы реализуется течение разрежения с последующим торможением потока в скачке уплотнения, образующемся в конце кормы или за ее пределами. При этом возникает разрежение на значительной части внешней поверхности кормы, что также служит причиной возникновения внешнего сопротивления. Расширяющаяся форма реактивной струи при недорасширении газа в сопле способствует снижению внешнего сопротивления, так как вызывает перемещение кормового скачка ближе к началу кормы и приводит к повышению давления на участке кормы
Рис. 6.11. Распределение коэффициента давления по внешней поверхности сопла при Мп = 0,8 и "ср =3,5
расположенном за скачком. Благо
даря взаимному влиянию реактивной струи и внешнего потока потери от не-
дорасширения частично могут быть скомпенсированы снижением внешних
потерь.
Другим источником внешних потерь является сопротивление трения, хотя его доля по отношению к сопротивлению давления относительно невелика.
Для оценки внешнего сопротивления выходных устройств, наряду с коэффициентом внешнего сопротивления кормовой части СУ сх.кор =-^кор » пользуются также коэффициентом кормового сопротивления в виде
кор
кор р С. ид
(6.10)
т. е. определяют долю внешнего сопротивления кормы по отношению к идеальной тяге сопла.
Суммарную тяговую эффективность выходного устройства в условиях внешнего обтекания оценивают коэффициентом эффективной тяги сопла, равным отношению эффективной тяги сопла к идеальной:
185
^□ф=тН! = Л:-Хк1>р с.ид
r^e ^с.эф —	~ "^кор ’
или пользуются величиной
^с.Эф=1-?с.эф*	(6.12)
называемой относительной потерей эффективной тяги сопла.
Эффективная тяга сопла зависит не только от схемы и конструктивных особенностей самого сопла, но и от особенностей компоновки сопла на самолете, формы хвостовой части гондолы, расположения сопла относительно элементов планера самолета (фюзеляжа, крыла или оперения). Поэтому разработка реактивных сопел ведется в увязке с общей компоновкой самолета. Величины сх кор и Рс Эф наиболее достоверно определяют по результатам продувок моделей компоновок в аэродинамических трубах или по данным натурных испытаний в полете. Разрабатываются также теоретические методы определения этих коэффициентов.
С.З. Характеристики нерегулируемых сверхзвуковых
выходных устройств
Характеристики выходных устройств определяют либо расчетными методами, либо,как указывалось, путем продувок их уменьшенных по размерам геометрически подобных с натурой моделей (или — компоновок этих моделей с прилегающими элементами планера) в аэродинамических трубах. Чтобы характеристики моделей точно отражали свойства натурных объектов, результаты испытаний представляют в критериальной форме с использованием правил теории подобия.
При построении характеристик выходных устройств в качестве параметра эффективности рассматривают коэффициент эффективной тяги сопла РСЭф (или ДРС Эф), а в качестве режимных параметров — располагаемую степень понижения давления в сопле лс р , угол атаки и число М полета. При этом принимают обычные для построения характеристик элементов ГТД допущения: геометрическое подобие; автомодельность течения по числу Рейнольдса (Re > ReKp); постоянство величин /гг и /?г ; подобия полей скоростей и температур внешнего и внутреннего потоков в сечениях, принимаемых за начальное. В таком случае подобие течения газа в сопле определяется только критерием Маха, а критериальными параметрами являются числа М для внутреннего и внешнего потоков.
Поскольку перепад давлений в сверхзвуковых соплах обычно является сверхкритическим, то у нерегулируемого сопла с внутренним расширением автомодельность течений внутри сопла устанавливается автоматически, благодаря тому, что Мкр = 1,0 = const. Подобие внешнего обтекания требует равенства чисел М в каких-либо сходственных для модели и натуры точках (сечениях) внешнего потока. Если рассматривается выходное устройство в компоновке с прилегающими элементами самолета, то за это условие обычно принимают постоянство числа М полета.
186
У регулируемых сверхзвуковых сопел в качестве геометрических параметров регулирования рассматривают F. и , где F,,_ = F„_ /FM . Поэтому при ос - 0 их характеристики представляют в виде критериальных зависимостей типа
?<= = Рс («с.р : К ; FKp ; М„) .	(6.13)
В стартовых условиях (когда Мп = 0) критериальные характеристики выходного устройства имеют вид
(6.14)
Характеристикой нерегулируемого сверхзвукового выходного устройства является зависимость
?с = ^сКр?Мп)*	(6.15)
при фиксированных значениях параметров Fc и F .
Как и для входных устройств, характеристики регулируемого выходного устройства принято рассматривать как совокупность характеристик нерегулируемых выходных устройств, т. е. зависимостей типа (6.15),при различных фиксированных значениях параметров Fc и FKp .
Рассмотрим в качестве примера характеристики сопла Лаваля (см. рис. 6.2 и 6.4) при условиях Fc = const и FKp = const в двух характерных случаях: при Мп = 0 и при наличии внешнего обтекания.
Характеристика нерегулируемого сопла Лаваля при отсутствии внешнего обтекания представлена на рис. 6.12 (кривая /). Буквой р здесь отмечена расчетная точка, в которой л =	. На этом режиме Р~ = р, и Р =	. Потери
на нерасчетность течения в этой точке отсутствуют. Вправо от точки р величина Рс уменьшается из-за возникновения потерь от недорасширения, так как здесь лс = const, а давление на срезе сопла становится больше атмосферного. Влево от точки р в определенном диапазоне изменения пс величина лс также остается постоянной, а давление на срезе сопла становится меньше рп . Возникают потери от перерасширения. Коэффициент фс (как и /с) па автомодельных режимах работы сопла, где = const, остается неизменным.
При значительном снижении лс по сравнению с пс в сопле внутреннего расширения наступает отрывной режим течения. Мостообразный скачок уплотнения, который на режимах перерасширения находился за пределами сопла, проникает внутрь сопла. Из-под основания этого скачка возникает отрыв потока.Начиная с этого момента (при п<я , рис. 6.12), нарушает-ся автомодельность течения газа внутри сопла. По мере дальнейшего уменьшения лс р область отрыва расширяется, а точка отрыва потока приближается к критическому сечению сопла. Это приводит к некоторому снижению потерь от перерасширения и к возрастанию коэффициента Рс по сравнению с его 187
значениями при безотрывном течении газа, показанным на рис. 6.12 штриховой линией 0 - а. Это возрастание Рс объясняется тем, что в мостообразном
Рис. 6.12. Характеристики нерегулируемого сверхзвукового сопла при Мп = О
скачке уплотнения давление повышается и на участке сопла, находящемся ниже по потоку точки отрыва, становится близким к атмосферному и, следовательно, более высоким, чем на этом участке при безотрывном течении (на режиме перерасширения).
Для сравнения на рис. 6.12 штриховой линией 2 показана характеристика плоского нерегулируемого сверхзвукового сопла с внешним расширением (см. рис. 6.6), имеющего одинаковое с соплом Лаваля расчетное значение (л_. „)_ . Если сопло Лаваля является осе-с.р р симметричным, а сопло с косым срезом — плоским, то при (п_ _)_ у плоского сопла v.p р
внутренние потери могут быть более высокими, чем у осесимметричного (точка р' на рис. 6.12). Но на режимах перерасширения паде
ние коэффициента тяги у этого сопла является менее значительным вследствие того, что при снижении уменьшаются как площадь w по жидкой линии тока (см. рис. 6.6,в), так и пс . Заметим, что у сопел с полностью внешним расширением при Мп = 0 перерасширения газа не происходит, а при
смешанном расширении оно является менее значительным, чем у сопла с внут
ренним расширением.
Рис. 6.13. Семейство характеристик нерегулируемых сопел Лаваля при различных Fc
характеристики нерегулируемых сопел Лаваля иллюстрирует рис. 6.13. В отличие от рис. 6.12, на нем вместо Рс представлены величины ДРС = 1 - Рс . Как видно, изменение Fc приводит к смещению расчетного режима сопла (точек р) по координате лс при увеличении Fc вправо. Сам характер протекания характеристик качественно сохраняется прежним. Кривая для Fc = 1,0 является характеристикой сужающегося сопла. Из рассмотрения рис. 6.13 видно, что, чем на более высокие значения пс рассчитано нерегулируемое сопло Лаваля, тем большие потери от перерасширения оно имеет при малых значениях л„ „ . Если же сопло рассчитано на с.р
низкие значения лс , т. е. имеет малую величину Fc (что соответствует низ
188
ким Мп), то у него интенсивно возрастают потери от недорасширения при вы-
соких значениях ,, (т. е. при больших числах М полета), с.р
Если рассмотренные характеристики построены для нескольких значений Fc , соответствующих различным положениям регулируемых створок сопла, то огибающая этого семейства характеристик является наивыгоднейшей характеристикой регулируемого сопла Лаваля, оптимизированной из условия получения минимальных внутренних потерь. Однако в реальных условиях оптимизация программы регулирования сопла производится с учетом влияния внешнего сопротивления.
Характеристика нерегулируемого сверхзвукового сопла в условиях внешнего обтекания для случая M(I = const показана на рис. 6.14. Штриховой ли-
нией изображена зависимость Р„ от л„ _ , а сплошной — Р„ = Р„ - Х„лгч от С-	с кор
л„ „ . Показан также характер изменения величин Х„_,_ и Х„- от п „ для вы-Kvip	КОр	Сар
ходного устройства заданной компоновки при сверхзвуковом внешнем обтекании.
На режиме перерасширения, как видно на рис. 6.14, в области безотрывного течения абсолютная величина кормового сопротивления при М = const не изменяется. Это объясняется тем, что на этих режимах распределение давлений на поверхности кормы не зависит от изменения лс , так как струя за соплом имеет сужающуюся форму и не оказывает влияния на сверхзвуковое обтекание кормы. Па режимах недорасширения абсолютная величина кормового сопротивления Хкор уменьшается. На этих режимах струя имеет расширяющуюся (выпуклую) форму и вызывает поворот сверхзвукового потока, стекающего с кормы, в сторону от оси сопла. Возникает кормовой скачок уплотнения, который по мере увеличения выпуклости струи на выходе из сопла (при возрастании лс р) перемещается над поверхностью кормы вверх по потоку. Давление за скачком повышается, и по этой причине ^кор снижается. Величина Х„лп =	«п в рассматриваемом случае все
IsOjJ
Рис. 6.14. Характеристика нерегулируемого сверхзвукового сопла в условиях внешнего обтекания
время уменьшается с ростом
л( вследствие увеличения Рс ид , но вначале медленнее, а затем быстрее. Разность Рс и Хкор дает зависимость РГ эф от лс р . Как видно, максимум Рс эф при Мп > 1,0 смещается на более высокие значения лс р по сравнению с (лс ) .
У сопла с косым срезом, вследствие изменения формы сверхзвуковой струи за счет деформации жидкой линии тока, характеристика более пологая, но внешнее обтекание способствует перерасширению газа при яс < (^с р)р .
189
Коэффициент эффективной тяги сопла зависит от компоновки кормовой части силовой установки, формы наружных обводов, наличия донной полости
Рис. 6.15. Фюзеляжная (а) и мотогондольная (б) компоновки сопел
между створками и внешним срезом кормы и от параметра F = F.. /F~	, характеры-
зующего степень сужения кормовой части. Больнейм значениям FM соответствует фюзеляжная (с большой площадью миделя), а меньшим FM — гондольная (с малой площа-
дью миделя) компоновка выходного устройства (рис. 6.15). При снижении относительной площади миделя внешнее сопротивление кормовой части выходного устройства уменьшается.
При исследовании сопел для конкретных самолетов основное внимание уделяется определению и оптимизации их характерис
тик в условиях реальной компоновки с учетом типа самолета и условий полета, интерференции выходного устройства и планера, типа и расположения двигателей, расхода охлаждающего воздуха. При этом главной задачей является устранение вредного влияния отрицательной интерференции внешнего потока в
присутствии элементов планера.
6.4. Регулирование сверхзвуковых выходных устройств
Площадь критического сечения сопла регулируется из условия обеспече-
ние. 6.16. Эффективные характеристики сверхзвуковых сопел при Mn = const и различных значениях параметра Fc
ния заданной программы управления двигателя. Отношение площадей Fc устанавливается, исходя из требований получения максимальной эффективной тяги сопла либо всей силовой установки. Управление отклонением вектора тяги подбирается из условия максимально возможного улучшения аэродинамических характеристик и маневренных свойств летательного аппарата и т. д.
Для определения наивыгоднейшего значения параметра Fc нужно для характерных значений чисел М полета иметь семейства характеристик типа приведенных на рис. 6.16. Определение параметра Fc осуществляется по этим характеристикам, исходя из
известного значения л,_ п для двигателя, из условия Р~ = Р„ . При этом
учитываются габаритные и массовые характеристики выходного устройст
ва,простота конструкции и надежность работы. Иногда целесообразно допустить небольшое увеличение потерь в выходном устройстве в целях улучшения ос
тальных указанных его показателей.
Параметры и характеристики регулируемых сверхзвуковых сопел в значительной степени зависят от максимальной скорости полета летательного ап
190
парата и значения на этой скорости полета (см. рис. 6.1). Чем более вы-сокое значение пс р имеет двигатель при максимальном числе М полета летательного аппарата, тем большей должна быть площадь выходного сечения сопла и более широким диапазон регулирования параметра F, поскольку
значения пс на дозвуковых и трансзвуковых скоростях полета всегда получаются достаточно низкими. Рассмотрим наиболее характерные программы регулирования (управ тения) сверхзвукового сопла по числу М полета.
Так как яс р у всех типов ГТД с ростом Мн возрастает, то должно увели чиваться и отношение площадей Fc для обеспечения условия лс ~ кс . Если
летательный аппарат имеет высокие максимальные числа М полета, то потребные значения площади Fc оказываются очень большими, что приводит к увеличению миделя силовой установки и ее массы. Целесообразно ограничить предельное значение площади F. __v и, соответ-ственно, параметра Fc 1ПЯХ . Про-
грамма регулирования Fc иллюстрируется рис. 6.17,п. Вначале отношение площадей Fc возрастает, при некотором значении Мп = Мр пых достигает максимально допустимого значения я затем остается неизменным.
Характер изменения потерь эффективной тяги эф при вы
бранной программе регулирования сопла представлен на рис. 6.17,6. Суммарные потери в сопле здесь
Рис. 6.17. Программа регулирования (а) и эффективная характеристика (б) сверхзвукового сопла
разделены на три вида: внутренние (косая штриховка), от недорасшире-ния (горизонтальная штриховка) и внешнее сопротивление (вертикальная штриховка). Уровень внутренних потерь практически одинаков при всех числах М полета и составляет 1,5...2,5% от идеальной тяги сопла. Потери от недорасширения при Мп < Мр практичес
ки отсутствуют, а при Мп > Мр возрастают, так как Fc = const, а пс р увеличи вается с ростом Мн . Внешнее сопротивление при полностью раскрытых створках сопла невелико, но оно повышается по мере уменьшения Fc при снижении числа М полета вследствие прикрытия створок сопла. Наибольшие суммарные потери в регулируемом сопле Лаваля получаются в области трансзвуко-
191
вых скоростей полета. Они обусловлены сопла и возрастанием внешнего (волнового)
Сравнение характеристик регулируемых сопел Лаваля,
Рис. 6.18. Влияние чисел М “завязки” на протекание характеристик регулируемых сверхзвуковых сопел: ' ~ Ч„в=2.5; 2 - Мзав=2;
3 ~ MjnB=l,5
значительным прикрытием створок сопротивления при их обтекании, рассчитанных для одной и той же зависимости
кс.р=Л^п^’ по для тРех различных значений чисел М их “завязки”, и, соответственно, величин F_ , дано на рис. 6.18. Штриховые линии показывают зависимости ДРС от Мп , сплошные — ДРС Эф от М„ . Сопло 1 рассчитано на высокое, сопло 2 — на промежуточное, а сопло 3 — на низкое значение параметра Fc . Как видно, для сопел, “завязанных” на большие значения чисел М полета и имеющих более высокие значения F„ П1(.при максимальной ско-рости полета получаются меньшими за счет практического отсутствия потерь от недорасширения газа, но в области трансзвуковых скоростей поле-
та, соответствующих Мп = 0,9... 1,2, значения ДРС Эф у них (за счет боль шего потребного прикрытия створок сопла и возрастания вследствие этого внешнего сопротивления) становятся более высокими. Если же внешние
габаритные размеры выходного сечения сопла ограничены более низкими значениями F„ niov , то увеличиваются потери от недорасширения в области мак-симальных чисел М полета, но снижается внешнее сопротивление при трансзвуковых скоростях полета, что обусловлено меньшим потребным прикрытием вторичных и внешних регулируемых створок сопла при этих числах М полета. Внутренние потери у сравниваемых сопел получаются приблизительно
одинаковыми.
На величину потерь эффективной тяги регулируемого сопла Лаваля влияет режим работы двигателя. Рассмотренные характеристики относились к полному форсированному режиму. При переходе на максимальный режим работы двигателя осуществляется уменьшение площади F . Для сохранения в этих условиях одинаковых значений пс и Fc (поскольку лг для случая Мп = const при этом не изменяется) требуется сильнее прикрывать внешние створки сопла, чтобы обеспечить при меньшей площади FKp неизменное отношение площадей Fc. Более сильное прикрытие внешних створок приводит к возрастанию внешнего сопротивления. Одновременно при переходе на нефорсированный режим снижается Рс 11Д. Поэтому относительные потери эффек
192
тивной тяги сопла ДРС эф = ДРС + Хкор /Рс ид при переходе с форсированных режимов на максимальные значительно повышаются. Это является следствием влияния двух указанных причин — увеличения Хкор и снижения Рс ид .
6.5. Устройства реверса тяги
В реверсивных устройствах (РУ) осуществляется изменение направления тяги на противоположное, в результате чего создается отрицательная тяга, направленная против движения самолета и вызывающая его торможение. Реверс первоначально использовался на транспортных самолетах и истребителях (“Торнадо”, “Вигген”) только для целей сокращения длины пробега при посадке. На силовых установках перспективных военных самолетов использование реверса целесообразно как для сокращения длины пробега при посадке, так и для повышения маневренности в полете за счет быстрого торможения самолета в воздушном бою.
Реверс тяги осуществляется поворотом реактивной струи, выходящей из двигателя, навстречу набегающему потоку при помощи специальных устройств. Рассматривается, изучается и практически используется большое разнообразие реверсивных устройств применительно как к осесимметричным, так и к плоским соплам. Их можно разделить на решетчатые и створчатые. Помимо этого, прямой поток при реверсе может перекрываться и поворачиваться перед критическим сечением сопла или после него. Для обеспечения отрицательной тяги поворот потока при реверсе должен осуществляться на угол, больший 90*. В существующих схемах он достигает 120"... 140* от оси сопла или 30 ...50 в отсчете от вертикальной плоскости обреза сопла. Этот угол, обозначаемый VpeB . является одним из важнейших параметров реверсивного устройства.
В решетчатых реверсивных устройствах в качестве элементов, отклоняющих поток, используются специальные решетки профилей, которые могут устанавливаться под заданным углом выходных кромок неподвижно или иметь возможность поворачиваться на открытие и закрытие, а для перекрытия пути движения газа в прямом направлении используются специальные створки (см. рис. 6.6). На режиме прямой тяги эти створки могут закрывать решетку профилей или убираться в ниши, образуя плавные обводы проточной части.
В реверсивных устройствах створчатого типа поворот потока осуществляется специальными длинными створками (ковшами), которые на режиме прямой тяги могут размещаться у наружной поверхности выходного устройства, образуя его внешние обводы (рис. 6.19), или располагаться вдоль поверхности центрального тела (в плоском сопле). На режиме реверсирования эти створки (иногда называемые створками ковшевого типа),
устанавливаются за критическим сечением сопла, перекрывая путь движению
J
б)	G-Gprt
Рис. 6.19. Схема реверсивного устройства ковшего типа: а — створки убраны; б — створки выпущены
7 Ь А Крылов
193
газа в прямом направлении и поворачивая газовый поток на угол у , который в этой схеме может быть большим, чем в РУ решетчатого типа.
Рис. 6.20. Схема реверсивного устройства ТРДД с высокой степенью двухконтурности:
/ — решетки для поворота поток; 2 — перекрывающие створки
У двигателей с большими степенями двухконтурности более 60...70% тяги создает наружный контур, поэтому реверсирование тяги у них обычно осуществляется применением решетчатых РУ только в наружном контуре. Реже РУ устанавливаются в обоих контурах. В таком случае РУ внутреннего контура не создают отрицательной тяги, а лишь поворачивают поток на угол около 90* (VpeB = Это делается по той причине, что эффект реверсирования
Рис. 6.21. Схемы реверсивных устройств перспективных СУ: а — плоское сопло с косым срезом ADEN; б — плоское сопло с косым срезом SERN; в — осесимметричное сопло с реверсом дозвукового потока
тяги внутреннего контура мал, но при повороте горячих струй на угол VpCB > 0 они могут попадать на вход в двигатель и вызывать нарушение нормальных условий его работы (рис. 6.20).
На рис. 6.21 показаны три схемы реверсивных устройств для перспективных маневренных самолетов, наглядно демонстрирующие их основные особенности. Схемы а и б относятся к плоским соплам с косым срезом и различаются типом створок (решетчатые и ковшевые) и местом поворота реактивной струи (до и за критическим сечением). В этих плоских соплах реверс осуществляется в вертикальной плоскости. Схема в относится к осесимметричному соплу, в котором для поворота потока используется решетка профилей, а перекрытие прямого потока осуществляется специальными регулируемыми створками. Эти створки на режиме прямой тяги убираются и закрывают нишу с поворотными лопатками. Ось РУ здесь располагается наклонно, чтобы свести к минимуму попадание реактивных струй на фюзеляж самолета или на вход в двигатели.
Для того чтобы при включении РУ в полете режим работы двигателя не изменялся,
194
должно быть обеспечено постоянство эффективной площади критического сечения сопла р F . В схемах с поворотом сверхзвукового потока (рис. 6.21,6) это условие выполняется при сверхкритическом перепаде давлений в сопле автоматически. В схемах с поворотом потока перед критическим сечением требуется регулирование площади критического сечения решетки профилей.
К реверсивным устройствам предъявляются следующие требования:
—	реверсированная тяга должна составлять не менее 50% от прямой тяги в стендовых условиях;
—	должна обеспечиваться возможность регулирования реверсированной тяги по величине;
—	включение РУ практически не должно влиять на режим работы двигателя;
—	при выключении РУ и переходе на режим прямой тяги дополнительные потери тяги должны практически отсутствовать;
—	динамические характеристики (быстрота включения) и продолжительность работы РУ должны соответствовать установленным нормам;
—	выхлопные газы при реверсе тяги не должны попадать на элементы планера и на вход в двигатель;
—	РУ должны быть надежными в эксплуатации, иметь малый вес и приемлемую стоимость изготовления;
— РУ должны совмещаться с устройствами отклонения вектора тяги.
Эффективность РУ оценивается коэффициентом реверсирования тяги , который равен отношению отрицательной тяги при реверсе к прямой тяге сопла при заданной величине лс р ,
рев рев
(6.16)
Величина в значительной степени зависит от угла поворота струи
Vjmmj • Для грубой оценки даже применяют формулу tfpcB = - sin у . Но помимо этого на Хрев влияют внутренняя геометрия проточной части, тип и
форма реверсивных створок,наличие боковых щек, а также режимные параметры, такие, как лс р и число М полета.
Характеристики РУ принято представлять в виде зависимости от л. _ и числа М по-лета. На рис. 6.22 дано сравнение характеристик РУ осесимметричного сопла с решетчатыми створками и плоского сопла с РУ створчатого типа. В осесимметричном сопле при угле установки выходных кромок профилей в решетке, равном VyCT = 30*, достигнут максимальный коэффициент реверсирования Креп=-0,4. Это недостаточно высокое значе
Рис. 6.22. Характеристики РУ в стендовых условиях
ние JV объясняется тем, что при коротких створках фактический угол отклонения струи при повороте оказался меньшим 30*, т. е. имело место отставание эффективного угла отклонения реверсируемых струй по сравнению с
7*
195
Рис. 6.23. Характеристики РУ в условиях полета
геометрическим углом установки поворотных лопаток (угол отставания составил - 10’). В плоском сопле использование более длинных поворотных створок, устанавливаемых на угол м/.„_ = 45 , обеспечило уст
в тех же условиях ^-0,7, что даже с в
превысило требуемую величину для торможения самолета при пробеге.
На рис. 6.23 показано влияние на величину КрСВ числа М полета для РУ тех же
двух схем. Как видно, с увеличением скорости полета до Мп = 0,8 эффектив
ность РУ повышается. Это объясняется положительным влиянием на #pCB входного импульса и возникновением донного сопротивления на задних поверхностях панелей, перекрывающих прямой поток газа.
6.6. Устройства управления вектором тяги
Устройства управления вектором тяги подразделяются на поворотные реактивные сопла, служащие для изменения направления вектора тяги у двигателей самолетов ВВП на 90* и более, (см. гл. 12) и устройства отклонения вектора тяги (ОВТ) на малые углы, порядка ± 15*...20* за время менее 1 с.
Отклонение вектора тяги является эффективным средством расширения маневренных возможностей современных и перспективных истребителей. Оно особенно результативно при небольших скоростях полета, когда эффективность обычных органов управления снижается. Кроме того, отклонение вектора тяги может заменить рулевое управление и обеспечить стабилизацию самолета в полете, когда возникает отрыв потока на крыле при больших углах атаки и самолет становится аэродинамически неуправляемым. Возможно также использование ОВТ для сокращения взлетно-посадочных дистанций.
Основными требованиями к системам ОВТ являются:
—	непрерывное и плавное изменение вектора тяги сопла;
—	регулирование площади критического сечения сопла, не зависимое от управления системой ОВТ;
—	функционирование на всех режимах работы двигателя, включая форсажные;
—	минимальные потери тяги на режимах ОВТ из-за утечек газа в подвижных элементах;
—	высокая надежность на всех режимах полета при заданном времени непрерывной работы и скорости изменения угла ОВТ;
—	оптимальная аэродинамическая интеграция с планером для получения ощутимого эффекта суперциркуляции.
Системы ОВТ нашли применение как в осесимметричных, так и в плоских соплах. Большинство зарубежных разработок и предложений относится к соплам плоских схем трех типов. Это сверхзвуковые регулируемые сопла с несимметричным отклонением створок (см. рис. 6.4); сопла с косым срезом, в которых ОВТ осуществляется в основном за счет отклонения створки 3 (см. рис. 6.6) и сопла с центральным телом, в которых ОВТ обеспечивается пово
196
ротом задней части центрального тела (см. рис. 6.7). Во всех этих схемах осуществляется отклонение вектора тяги только в вертикальной плоскости и реализуется требование независимого регулирования площади FKp при включении в работу системы ОВТ.
В отечественных разработках преобладают сопла с ОВТ осесимметричных схем. Это оправдано требованиями модернизации реактивных сопел существующих сверхзвуковых маневренных самолетов. Применяются схемы двух типов: с отклонением потока в дозвуковой части сопла (сопло НЦТ им. А. Люль-ки) и за счет поворота не всего сопла, а только его сверхзвуковых створок (сопло “КЛИВТ” завода им. В.Я. Климова). В соплах с отклонением потока в дозвуковой части угол поворота вектора тяги <рс Эф практически совпадает с геометрическим углом поворота сопла <рс , а коэффициент потерь эффективной тяги АРС Эф незначительно повышается с увеличением <рс . Для сопел с отклонением сверхзвуковых створок при малых тс (менее 4...5) за-с.р
фиксировано повышение фс Эф по сравнению с <рс , но при более значительном увеличении коэффициента потерь тяги сопла.
При расчетах моментных характеристик сопел с ОВТ необходимо учитывать, что при отклонении потока в дозвуковой части точка приложения силы тяги сопла располагается перед критическим сечением, а при отклонении реактивной струи в сверхзвуковой части сопла — ниже критического сечения по потоку. Во втором случае обеспечивается больший момент силы относительно центра масс самолета.
Выдающимся достижением российской двигателестроительной фирмы НЦТ им. А. Люльки является разработка и успешная эксплуатация всере-жимных сверхзвуковых регулируемых реактивных сопел для двигателей АЛ-31Ф и АЛ-35МЛ, в том числе и с отклонением вектора тяги. Схема такого сопла была представлена на рис. 6.5.
Сопло устроено и работает следующим образом. Поворотный корпус сопла 2 соединен с неподвижным корпусом 1 (корпусом ФК) шарнирно с помощью двух шкворней 10, обеспечивающих отклонение сопла на угол ± 15’ в вертикальной плоскости. Наружная поверхность неподвижного и внутренняя поверхность поворотного корпусов в области сочленения имеют сферическую форму, чем обеспечивается возможность поворота сопла с сохранением минимальных радиальных зазоров. Для предотвращения утечек газа через зазор между корпусами предусмотрены уплотнительные элементы 3. Управление соплом осуществляется двумя парами гидроцилиндров 8, расположенных по обе стороны оси поворотного устройства. Имеется механизм аварийной постановки сопла в нейтральное положение (<рс = 0) и “жесткой” его фиксации при отказах управления вектором тяги. Реактивное сопло имеет три обычных комплекта створок: первичные (дозвуковые), образующие критическое сечение, вторичные (сверхзвуковые), которые шарнирно закреплены на концах дозвуковых створок, и внешние, задние концы которых шарнирно заделаны на корпусе, а передние через ролики связаны с вторичными створками на срезе сопла.
197
Привод первичных створок осуществляется гидроцилиндрами 6, обеспечивающими регулирование площади FKp. Вторичные створки не имеют независимого регулирования и в некоторых пределах, определяемых свободным ходом телескопических тяг 7, могут устанавливаться в равновесное состояние под действием газодинамических сил от распределения давлений на внутренней и внешней поверхностях створок. На режимах недорасширения створки, выбирая предусмотренный зазор,раскрываются, а на режимах перерасширения прикрываются, приближая тем самым режим работы сопла к оптимальному в условиях внешнего обтекания. Имеется сложная система взаимной синхронизации перемещения створок при их открытии и прикрытии, условно представленная перекрестными тягами 9. Для демпфирования колебаний
створок и коррекции площади выходного сечения сопла предусмотрена специальная обвязка створок в виде браслета из двенадцати пневмоцилиндров 11, в которые подается воздух из компрессора, создавая некоторое дополнительное усилие на прикрытие створок. Такая система управления выходными створками получила наименование “автофлюгирования с коррекцией”.
Характеристики устройств ОВТ оцениваются по двум параметрам — ко-
Рис. 6.24. Типовые характеристики устройств ОВТ
эффициенту потерь тяги АРС и эффективному углу отклонения вектора тяги
Фс Эф • Типичные характеристики плоских устройств ОВТ представлены на рис. 6.21. Как видно, эффективный угол отклонения <рс Эф отстает от геометрического <рс . Чем меньше это отставание Дф = <рс - <Рс эф , тем эффективнее работает система ОВТ. Потери тяги возрастают при увеличении угла отклонения створок и при <рс ~ 20* составляют величину порядка 5... 10%.
В конкретных компоновках определяют, помимо указанных характеристик, продольные Рс х и поперечные Р„ „ силы и моменты от этих сил для с.у расчета динамики полета и оценки улучшения аэродинамических характеристик ЛА, связанных с эффектом что эффект увеличения подъемной силы превышать эффект увеличения реактивной струи.
суперциркуляции. Следует заметить, крыла вследствие суперциркуляции может подъемной силы от отклонения изолированной
198
Часть III.
УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ГТД
Глава 7. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
И ЗАВИСИМОСТЬ УДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ТРД, ТРДФ
И ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ ГТД ОТ ПАРАМЕТРОВ
РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
Наиболее простой турбореактивный двигатель — это одновальный ТРД с нерегулируемым осевым компрессором и неизменными проходными сечениями проточной части, схема которого показана на рис. 7.1. У таких ТРД сравнительно низкие значения степени повышения давления компрессора в стар
товых условиях л*0 < 6 и небольшой диапазон возможного изменения условий полета (Мп и Н). Для ТРД и ТРДФ с л*0>6...8 и достаточно большим диапазоном изменения условий полета и режимов работы применяются схемы с двухкаскадным компрессором (двухвальные двигатели) или схемы с компрессором, регулируемым поворотом направляющих аппаратов. При этом у двигателей с большим диапазоном скоростей полета для улучшения их данных на нерасчетных режимах полета, а также при изменении режимов работы регулируют проходные сечения реактивного сопла: критическое и выходное. Поэтому практически все современные ТРД и ТРДФ выполняются по схемам более сложным, чем показанная на рис. 7.1. Наиболее типичные схемы ТРДФ представлены на рис. 7.2 и 7.3. Двигатель, изображенный на рис. 7.2, имеет регулируемый компрессор с поворотными направляющими аппаратами групп первых и последних ступеней и регулируемое реактивное сопло. На рис. 7.3 представлен двигатель с двухкаскадным компрессором, составленным из компрессоров низкого и высокого давлений (каждый из которых приводится во вращение своей турбиной), и регулируемое реактивное сопло. Такой двигатель называют двухвальным ТРДФ. Регулирование двухкаскадного компрессора этого двигателя на нерасчетных режимах проводится за счет изме-
Рис. 7.1. Схема одновального ТРД с нерегулируемыми проходными сечениями
199
нения частоты вращения роторов, т. е. их скольжения. У двигателей любой схемы для улучшения характеристик могут применяться регулируемые турбины с поворотными сопловыми аппаратами.
Рис. 7.2. Схема одновального ТРДФ с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора
Рис. 7.3. Схема двухвального ТРДФ
Независимо от того, насколько широк диапазон изменения условий полета и режимов работы двигателя, один из режимов с зафиксированными значениями Мп и II полета принимается за расчетный.
Расчетным режимом двигателя будем называть режим, для которого при заданных полетных условиях и потребной тяге выбраны параметры рабочего процесса, а в результате расчета определяются удельные параметры и исходные размеры проходных сечений проточной части, т. е. основные данные для проектирования двигателя.
На рис. 7.4 даны расчетные схемы ТРД и ТРДФ с обозначением характерных сечений проточной части. В ТРД входят следующие элементы: входное устройство, компрессор (однокаскадный или двухкаскадный), камера сгорания, турбина (однокаскадная или двухкаскадная) и реактивное сопло. У ТРДФ, кроме перечисленных элементов ТРД, между турбиной и реактивным соплом располагается форсажная камера.
Обратимся теперь к другим типам ГТД: двухконтурным двигателям — ТРДД (см. гл. 1 и 9), турбовинтовым двигателям — ТВД и турбовальным
Рис. 7.4. Расчетные схемы ТРД и ТРДФ
200
вертолетным двигателям — ТВлД (см. гл. 11). На рис. 7.5 представлены схемы двухвального ТРДД (а) и турбовального вертолетного ГТД со свободной турбиной (б). У всех газотурбинных двигателей можно выделить автономный модуль (узел) — газогенератор (ГГ).
Рис. 7.5. Расчетные схемы газогенераторов ТРДД (а) ТВлД (б)
Газогенератором ГТД называют основную часть двигателя — автономный модуль, включающий в себя компрессор (у двухвального газогенератора — двухкаскадный компрессор), основную камеру сгорания двигателя и турбину компрессора (у двухвального газогенератора — двухкаскадную турбину).
Газогенератор ТРДД кинематически не связан с ротором вентилятора, а газогенераторы ТВД и ТВлД кинематически не связаны с турбиной винта и свободной турбиной.
Расчетные схемы газогенераторов ТРД и ТРДФ показаны на рис. 7.4, а аналогичные схемы газогенераторов ТРДД и ТВлД (ТВД) — на рис. 7.5.
Прежде всего следует отметить, что ТРД практически состоит только из газогенератора (одновального — одновальный ТРД или двухвального—двухвальный ТРД), т. е. можно сделать вывод, что ТРД — это аналог газогенератора. Следовательно, математические модели ТРД и газогенераторов ГТД на расчетном и нерасчетных режимах в своей основе будут практически идентичными.
В настоящей главе рассмотрены вопросы, касающиеся только расчетных режимов работы двигателей и газогенераторов. Во всех случаях, когда обсуждаются изменения параметров рабочего процесса и удельных параметров двигателя в зависимости от условий полета и основных параметров рабочего процесса, предполагается, что при любом возможном сочетании этих параметров двигатель и газогенератор рассматриваются на расчетном режиме, т. е. разным вариантам сочетаний параметров рабочего процесса и условий полета соответствуют разные двигатели и газогенераторы.
7.1. Т«рмогазодинамический расчет ТРД, ТРДФ
и газогенераторов ГТД на расчетном режиме
Математическая модель турбореактивного двигателя на расчетном режиме, в основу которой заложены условия совместной работы отдельных элементов в системе двигателя, определяет физическую взаимосвязь между элементами двигателя. О том, насколько полно представлены физические взаимосвязи между элементами двигателя в математической модели, говорит ее уровень.
201
Нулевой уровень представляет основные параметры двигателей в виде таблиц или графиков в зависимости от условий полета и параметров рабочего процесса.
Первый уровень характеризует двигатель взаимосвязью между его элементами уравнениями, отражающими реальные условия их совместной работы, с дискретным изменением теплоемкости рабочего тела и формальным заданием значений коэффициентов, характеризующих потери в элементах двигателя (нулевой уровень по элементам).
Второй уровень характеризует двигатель наиболее точными физическими взаимосвязями между его элементами с переменным значением теплоемкости рабочего тела и заданием коэффициентов, характеризующих потери в элементах двигателя на базе детального расчета этих элементов по математическим моделям первого уровня.
Использование современных ЭВМ для определения параметров двигателя на расчетном режиме и решения многих других задач предъявляет специальные требования к разработке алгоритмов и построению программ расчета.
К этим требованиям относятся:
—	формализация алгоритма расчета с широким использованием стандартных методов для решения систем уравнений в виде программ из математического обеспечения ЭВМ;
—	блочная структура построения алгоритма расчета, соответствующая делению двигателя на отдельные элементы (модули);
—	иерархическое построение программ расчета — от блоков, управляющих решением задачи на верхних уровнях, до вспомогательных процедур на нижних уровнях.
Построение математической модели ТРД (ТРДФ) начнем с определения условий совместной работы элементов в системе двигателя и взаимосвязей между параметрами газовоздушного потока, проходящего через двигатель.
1.	Баланс расходов в проточной части двигателя. При отсутствии отборов и перепусков воздуха из проточной части двигателя массообмен с внешней средой отсутствует.
Расход воздуха через камеру сгорания
к.с = G. (! - 8отв) •	(7.1)
Расход газа через турбину
~ ^в. к.с (+	—	+	“ $отб^ •	(7.2)
Расход газа через форсажную камеру у ТРДФ или через реактивное сопло У ТРД
• G, + с, 8,03= С. [(1 + «,) (1 - 8«rt) + 8,оз] •	(7-3)
Расход газа через реактивное сопло у ТРДФ
^Г.С “ ^Г.Т + ^т.ф ~ ^В +	~	+ ^ВОЗ + ^т.ф^ •	(7.4)
В соотношениях (7.1)—(7.4):
5отб = отб /GB — относительный расход воздуха, отбираемого за компрессором на охлаждение турбины (коэффициент отбора);
5|ЮЗ= ^п. поз /<?в — относительный расход воздуха, возвращаемого в проточную часть турбины из системы ее охлаждения (коэффициент возврата);
202
qr = GT /Ga K — относительный расход топлива в камере сгорания;
л ф = ф /<»в — относительный расход топлива в форсажной камере.
2.	Изменение энтальпии газовоздушного потока в проточной части двигателя. Изменение энтальпии в каждом элементе двигателя определяется только процессами, происходящими в этих элемента, так как энергообмен с внешней средой отсутствует. Энтальпия воздуха за компрессором
4 = С +	(7-5)
Энтальпия газа за камерой сгорания
4 = 'к + Д'к.с •	(7-6)
Энтальпия газа за турбиной (без учета смешения охлаждающего газа с основным рабочим телом)
£ = £-Д|*	(7.7)
И, наконец, у ТРДФ энтальпия газа за форсажной камерой
*ф.к “ *'т + ^ф.к *	(7.8)
где Д/* , AiK с ,	, Ас’ф к — изменения энтальпии рабочего тела в компрессоре
(работа компрессора), камере сгорания, турбине (работа турбины) и форсажной камере. Здесь и в дальнейшем за величину энтальпии i будем принимать ее изменение в диапазоне температур от То = 293 К до любого значения Т:
Т
i = f ср(Т, <?т) с1Т ,	(7.9)
293 К
а за величину изменения энтальпии в элементах двигателя Д/ — ее приращение пли уменьшение в диапазоне температур от начальной в процессе изменения энтальпии Tq до конечной Т:
т
Ai = f cp(T,qr)dT.	(7.10)
то
3.	Изменение полного давления рабочего тела в проточной части двигателя. Изменение давления в каждом элементе двигателя, как и изменение энтальпии, определяется процессами, проходящими в этих элементах.
Давление за компрессором
(7.11)
У двухвального ТРД (ТРДФ) компрессор рассматривался как единое целое, где
* — * *
Пк ~ Лк.н.д ^К.В.Д •
Давление за камерой сгорания
Рг = Рк °к.с •	(7.12)
203
Давление за турбиной
₽;=₽;/<.	(713)
У двухвального двигателя здесь, по аналогии с компрессором, будем рассматривать турбину как единое целое, где
4	*	*
— ^Т.В.Д ^Т.Н.Д •
Давление перед реактивным соплом у ТРД
Р« = Р>Г>	(7.14)
где p*cs — изоэнтропическое полное давление на выходе из реактивного сопла, равное полному давлению перед соплом; аг — коэффициент восстановления полного давления в проточной части между турбиной и реактивным соплом.
Давление за форсажной камерой у ТРДФ
Рф = Рсз=Рт аф.к*	(7.15)
4.	У ТРД и ТРДФ вся мощность, создаваемая турбиной (за исключением ее незначительной части, идущей на привод агрегатов — насосов, генераторов и тому подобное), передается компрессору:
=	(7.16)
где Пщ — механический КПД, учитывающий затраты мощности на механические потери и привод агрегатов.
Рассматривая компрессоры и турбины двухвального двигателя как единое целое, необходимо помнить, что NT = = ^т.в.д в.д + ^т,н.д н.д • а — ^к.н.д + ^к.в.д"
Если же каждый ротор двухвального двигателя рассматривать отдельно, то условие равенства мощностей может быть записано отдельно для каскадов высокого и низкого давлений:
N	n	=N	;
Т.В.Д Чш В.д '’к.в.д’
N	п	=N	•	°
т.н.д 1т н.д	к.н.д
5.	У одновального двигателя турбина жестко связана с компрессором, а это значит, что частота вращения ротора
п = пк = ПТ •
У двухвального двигателя
лн.д — пк н.д ~ ят.н.д ’ Лв.д — лк.в.д “ Ит.в.д •
Рассмотренные условия совместной работы элементов в системе двигателя дают возможность разработать математические модели проектируемого двигателя на расчетном режиме первого и второго уровня. При этом потери, свойственные каждому элементу двигателя, учитываются коэффициентами, величина которых зависит от параметров, характеризующих работу этих элементов.
204
Условия совместной работы элементов в системе ТРД также определяют совместную работу элементов одновального или двухвального газогенератора ГТД (см. рис. 7.5).
Термогазодинамический расчет ТРЛ и ТРДФ — математическая модель первого уровня.
На расчетном режиме заданными являются высота Н и число Мн , а также потребная тяга двигателя Р. Выбираются значения степени повышения давления компрессора л* , температура газа перед турбиной Г* и температура газа в форсажной камере Тф или суммарный коэффициент избытка воздуха О!у , если двигатель форсированный. Задаются значения коэффициентов, учитывающих потери в элементах двигателя (o„v , Г]*	о.. „, ТЕ» Пт» S„._ ,	,
°фк » ПГф » фс)» показателей адиабаты k и газовой постоянной R в элементах двигателя. Для определения площади проходных сечений Ff на расчетном режиме задаются также приведенные скорости в этих сечениях X- , за исключением приведенных скоростей в реактивном сопле (они определяются).
Целью термогазодинамического расчета является определение термодинамических параметров газовоздушного потока в характерных сечениях проточной части, удельной тяги Руд и удельного расхода топлива Суд , расхода воздуха GB , необходимого для получения потребной тяги двигателя, а также определение проходных сечений проточной части , т. е. определение размеров двигателя.
Расчет ведется по параметрам заторможенного потока последовательно от сечения к сечению (см. рис. 7.4 и рис. 7.5).
1.	Определение параметров воздуха на входе в компрессор.
Для заданного значения Н по стандартной атмосфере (ГОСТ 4401-81) определяются давление рн [Па] и температура Т№ [К] окружающей среды, а также скорость звука на данной высоте а [м/с]. В соответствии с заданной величиной Мд и типом входного устройства выбирается величина овХ (см. гл. 3).
Тогда полное давление на входе в компрессор определится как
k
,	( k- j «А ft -1
Рв=Рн 1+-Т~Мп \ л )
а температура торможения
Т* — Т* = Т f 1 + —~
7 в 7 » 1 н 1	2 "J ‘
(7.18)
(7.19)
При использовании газодинамических будут иметь вид
функций уравнения (7.18) и (7.19)
♦ _ Рн спх ₽"  "(*„)
Т* =	11
В
и
205
где k
= W :	= ₽„ /₽> [ 1 - ттт ’
\ г* * J
х(х„)=т„/т;, = (1-^|х^.
Скорость полета
Vn = M„«.	(7.20)
2.	Определение параметров воздуха на входе в камеру сгорания.
Давление за компрессором
Используя уравнения (4.1) и (4.2), можно определить температуру воздуха за компрессором:
(7.22)
Величину 1]* можно выбрать, опираясь на опытные данные по компрессорам аналогичного типа. Обычно Т|к лежит в пределах 0,83...0,88.
3.	Определение параметров газа перед турбиной.
Эти параметры определяются известным значением температуры газа Тг
и давлением
Рг Рк &К.С ’
(7.23)
где окс — выбирается на основании рекомендаций, изложенных в гл. 5. В большинстве случаев величина окс лежит в пределах 0,94...0,96. Относительный расход топлива находят из уравнения (5.6):
г _	1_________ср ср _____________
Т ' я. пг - Т‘ + ср„ т0 
(7.24)
Для современных камер сгорания Г)г = 0,98...0,99.
4.	Определение степени понижения давления в турбине л* и параметров газового потока за турбиной.
Используя условие баланса расхода (7.2), уравнение равенства мощностей турбины и компрессора (7.16) можно получить в виде
= (1 + 7т) (1 - »отб) i-r 	(7.25)
Если работу компрессора выразить с помощью уравнений (4.1), а работу турбины — уравнением (4.5), то получим уравнение (7.25) в развернутом виде:
206
k
k -1
RT\
к
= fi + <?TWi-6OT6')-^-«rT;
\ J \.	J KV 1
Теперь можно решить это уравнение относительно лт :
Щгг - 1) НТ;
ЛГ(Л - 1) Rr т;
п* пС •к *т 'т
(7.26)
/.•-1
пк Л -i
Для того чтобы определить лт по уравнению (7.26), нужно задать гц. (для
современных двигателей его величина обычно составляет 0.89...0.92) и
(r|m = 0,99), а также величину относительного количества воздуха, отбираемого на охлаждение турбины 8отб .
Q
Охлаждение турбины оценивается коэффициентом 8ОХЛ = - ^OXJ! (4.8). Ис-
пользуя уравнение (7.2), можно найти связь между 8ОХЛ и 8отб:
fl + ^Т^ОХЛ
8«T6 = -S--Н-------•	(7-27)
fl + ^Т^охл + 1
Если рабочие лопатки турбины не охлаждаются воздухом (7^ < 1300 К), то - 0,04 . Если же турбина охлаждается воздухом, то величина 8Л„_ будет зависеть от допустимого значения температуры лопатки турбины 7 , температуры газа перед турбиной Т*г и температуры охлаждающего воздуха 7^ в соответствии с выражением (4.9), а также от параметров турбины и системы ее охлаждения в соответствии с зависимостями, приведенными на рис. 4.2.
Для расчета параметров двигателя на первом уровне математической модели при т; охл = 600...800 К и Тл = 1200... 1300 К можно рекомендовать следующие значения 8ОХД в зависимости от Т*г : 7*. = 1600 К — 8ОХЛ = 0,05...0,07; 7* = 1700 К — 8 = 0,08...0,1, т!=1800 К — 8Л= 0,12...0,14. Чтобы рост температуры газа не приводил к чрезмерному увеличению расхода охлаждающего воздуха, можно уменьшить его температуру Т* охл . Для этого могут быть использованы выносные теплообменники или другие более сложные
207
системы охлаждения воздуха, отбираемого за компрессором для охлаждения турбины.
Выбрав величину 8ОХЛ , по уравнению (7.27) находим значение 8отб , а затем из уравнения (7.26) определяем я* . Далее, по известному значению л* находим давление за турбиной (7.13):
Рт ~ Рг /Лт ’
а из уравнения (4.5) определяем температуру газа за турбиной:
(7.28)
Для охлаждаемой турбины температура смеси газа и охлаждающего воздуха за турбиной Т? см может быть определена по условию теплового баланса. Но, так как количество охлаждающего воздуха невелико по сравнению с расходом газа через турбину, то при расчете двигателя по математической модели первого уровня с достаточной степенью точности можно принять Т' = Т* . т.см т
5.	Определение параметров газового потока перед реактивным соплом.
Для ТРД (или ТРДФ с выключенной форсажной камерой) температура газа перед соплом равна Тт , а давление в соответствии с (7.14) равно
Pcs Рт ’
где ог — коэффициент восстановления полного давления в проточной части между турбиной и реактивным соплом (его значение у ТРД 0,98...0,99, а у ТРДФ с выключенной форсажной камерой 0,95...0,97).
Введем понятие коэффициента изменения массы;
₽Г = (1 + «т) С1 - М + 8»«э •	(7.29)
Чаще всего 8воа = 8отб , так как воздух, охлаждающий турбину, затем по ступает в проточную часть двигателя.
Для ТРДФ температура газа перед реактивным соплом (за форсажной камерой) Тф задана, а давление в соответствии с (7.15) равно
Рф = Р«=Ртаф.к •	<7-3°)
где Оф к — коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере (его значение 0,92.. 0,96). Относительный расход топлива в форсажной камере определяется по формуле (5.7):
ср ~ ср + 9q fcpn ~ срп
9т ф ~	*	•
W и Пф — срп ^ф + срп ^0
208
Для современных форсажных камер Г)ф = 0,95...0,98. Коэффициент изменения массы
Рг.ф 0- +	(1 ®отб) + ^т.ф + Звоз •	(7.31)
6.	Определение скорости истечения из реактивного сопла.
Будем рассматривать реактивное сопло полного расширения, когда выполняется условие рс =рн .
Для ТРД располагаемый перепад давления на реактивном сопле равен
Vp Pcs /Рн 
Скорость истечения из реактивного сопла определяется из уравнения
сс = Фс
(7.32)
где <рс — коэффициент скорости реактивного сопла (его значение обычно лежит в пределах 0,97...0,98).
Для ТРДФ располагаемый перепад давления на реактивном сопле лс.р ~ Рф 'Рп ’ а скорость истечения при полном расширении
= Фо		(7’33)
Г	П
к ' с.р 7
При использовании газодинамических функций скорость истечения из реактивного сопла у ТРД и ТРДФ определяется как
Сс = хс.идфсакр-	<7-34>
Идеальная приведенная скорость Хс иц рассчитывается по газодинамической функции
^с.ид) = 1/Кс.р	(7-35>
в зависимости от заданного значения fer , а критическая скорость звука акр по уравнениям:
-	для ТРД акр = ^2^уЯг т; ;	(7.36)
-	для ТРДФ акр = V 2 Rr Т*ф .	(7.37)
7.	Определение удельной тяги и удельного расхода топлива.
Для ТРД удельная тяга при полном расширении в реактивном сопле (рс = определяется по уравнению
209
₽ул=₽гс«-уп.	(7.38)
а удельный расход топлива — из уравнения
360^!^	(7з9)
УД
Для ТРДФ удельная тяга рассчитывается по аналогичному уравнению
^л = ₽г.ф^-Г„-	.(7-40)
В уравнение для определения удельного расхода топлива входит величина относительного суммарного расхода топлива <7Tj- = qr (1 - 8отб) + qT ф
звоок, а - W + «,.Ф1
сул =----1—у------------	<7-41>
УД
8.	Так как, по условию, двигатель должен обеспечить заданную потребную тягу Р, то следующим этапом будет определение расхода воздуха через двигатель из уравнения
р = с» Руд 	(7.42)
После этого можно переходить к определению размеров характерных проходных сечении проточной части двигателя. Можем записать уравнение расхода рабочего тела через любое характерное сечение в общем виде:
р.
~ ткр1 <7(\) М, ’
(7.43)
где (/(Хр — газодинамическая функция; р, — коэффициент расхода.
По уравнению (7.43) можно найти площадь любого проходного сечения проточной части,если заданы величины и р; , известны значения k и R (А’г и 7?г) и определены параметры р* и Т*:
М,- ’
(7.44)
где коэффициент уравнения расхода
(7.45)
Таким образом, все поставленные для термогазодинамического расчета ТРД и ТРДФ задачи выполнены.
Кроме решения основной задачи термогазодинамического расчета, представленная математическая модель расчетного режима турбореактивного двигателя может быть использована для проведения параметрического анализа ТРД и ТРДФ, т. е. определения зависимостей Руд и Суд от параметров рабочего процесса и условий полета. Подробно параметрический анализ рассмотрен в последующих разделах настоящей главы.
210
Термогазодинамический расчет газогенераторов ГТД (ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТВД, ТВлД) — математическая модель первого уровня.
На расчетном режиме газогенератора заданными являются: GH — расход воздуха через ГГ (у ГГ ТРДД: GbI — расход воздуха через внутренний контур двигателя); р* — полное давление; Т* — температура торможения на входе в компрессор ГГ (у ГГ ТРДД: рвн — полное давление и Т"н — температура торможения за вентилятором двигателя). Так же, как у ТРД, выбираются значения Ж. и Тг , а значениями Т|* , ак с , Г)г , Т)* , 80хл , k, R, X. задаются.
Расчет ведется последовательно от сечения к сечению (см. рис. 7.5).
1.	На входе в компрессор все параметры заданы: р* или рВ1| — полное давление и Tt или Т*н — температура торможения.
2.	Параметры воздуха за компрессором (р* и Г*) определяются по уравнениям (7.21) и (7.22).
3.	Параметры газа перед турбиной: Т* — задана; р* и qT — определяются по уравнениям (7.23) и (7.24).
1. Степень понижения давления на турбине компрессора л *к определяется по уравнению (7.26), а параметры газа за турбиной компрессора р* к и Т* к — по уравнениям (7.13) и (7.28).
5. Степень повышения давления газа в ГГ
ягг = <ак.с/<к-	<* 7-46)
6.
е = Т ГГ т.к
ТВлД определяется
Степень подогрева газа в /Т’н). Степень подогрева газа из уравнения
ГГ ©;г = т;к/т; (у ГГ ТРДД: в газогенераторе ТРД, ТРДФ, ТВД,
а степень подогрева
© = —
ГГ К
k - 1
* г
лт.к г >
^т.к
(7.47)
газа в газогенераторе ТРДД по аналогичному уравнению:
Т* л г
Т* * вн
°;г
.V1
Л_ г т.к
^т.к
7. Приведенная ТВлД равна
температура газа
перед турбиной ГГ ТРД, ТРДФ, ТВД,
Т г.пр
Тп
(7.48)
а приведенная температура газа перед турбиной ГГ ТРДД по аналогии равна
211
т
Т' - т* ——. г.пр г .
•* вн
8.	Определение проходных сечений проточной части газогенератора проводится по уравнению (7.44).
В итоге задачи, поставленные для термогазодинамического расчета газогенератора, можно считать выполненными.
Пример термогазодинамического расчета ТРДФ
Исходные данные:
Режим полета: Мп = 2,5; //=11 км.
Потребная тяга Р = 100000 Н. Основные параметры: л* = 4,5; Т* = 1600 К;
Тф = 2000 К.
Коэффициенты, характеризующие потери в элементах двигателя, и другие необходимые для расчетна данные будут вводиться в соответствующем месте по мере надобности.
1.	Определение параметров воздуха на входе в компрессор.
По стандартной атмосфере (ГОСТ 4401—81) находим для Н = 11 км;
= 22700 Па; Т„ = 217 К; а = 295 м/с. Используя зависимость qdv = /(М„) ,
Н	11	Вл	«I
для Мп = 2,5 находим авх = 0,765.
По таблицам газодинамических функций для k = 1,4 и Мп = 2,5 находим л(Лп) = 0,0585 и т(Хп) = 0,444. Определяем давление (7.18), температуру (7.19) и скорость полета (7.20):
* _ ?п ^ьх
Ръ~ я(Х„)
22700 0,765 0,0585
= 296800 Па;
'* = —— =	= 489
в т(Хп) 0,444
К;
Уп = м„ а = 2,5 • 295 = 737,5 м/с.
2.Определение параметров воздуха за компрессором.
По заданным значениям п* = 4,5 и п* = 0,85 находим давление (7.21) и тем-14
Пж пературу (7.22) (для воздуха k = 1,4; R = 287 ---):
(кг  К)
р* = Р„ < = 296800- 4,5 = 1335600 Па ;
• к • в к
fe- 1 пк k
/	1.4 - 1
4 5 1,4
=489h W
3. Определение параметров газа перед турбиной.
Температура Г* = 1600 К задана.
= 799 К .
’* = т* к в
Пк
212
При gkc =0,95 по уравнению (7.23) определяем давление
р’ = pt . = 1335600 - 0,95 = 1269000 Па, • г д i к.с
а по уравнению (7.24) — относительный расход топлива (для Ни = 42900
кДж/кг; Г)г = 0,98; То = 293 К):
р г р к_________
<7Т	«	—
"и Иг — срп + срп ^0
-------1757-5-821'1-----------0,0246 .
42900  0,89 - 4407,2 + 454,2
Значения ср Т* и срп Т* взяты из графиков, приведенных в приложении, в зависимости от Т.
4. Определение параметров газа за турбиной.
Заданы значения:
< = 0.9; от = 0,99; 8ОХЛ = 0,09; *г=1,3и Лг=287 -Л>£
Определяем величину <5от6 по уравнению (7.27):
^отб
охл = (1 + 0,0246) 0,09 = 084
. 1	(1 + 0,0246) 0,09 +1
'охл х
Значение лт находим по уравнению (7.26):
1,4 (1,3- 1) 287 -489	___________1__________
1,3 (1,4 - 1) 287,6 • 1600 (1 + 0,0246)(1 - 0,084) *
1,4 - 1
4,5 1Л
л.
1,3
^-^гд.
Х 0,99 • 0,85 0,9
Определяем давление и температуру (7.28):
. Рг 1269000 «л.оол _ Рт = — = —— = 604290 Па;
Лт
Т* = 1600 1 - 1 -
1 А
1,3- 1
2,1 1<3 >
0,9 = 1373
К .
5. Определение параметров газа перед реактивным соплом. Температура Тф = 2000 К задана.
При , =0,94; Т|. = 0,97; 5Н= 0,084 из уравнения (7.30) найдем
Рф = Р*с$ = р'т Оф к = 604290  0,94 = 568030 Па ,
а из уравнения (5.7)
213
2252,1- 1483 + 0,0246 15968 - 3574) л
(j . =------------------------------------ .
/т-Ф 42900  0,97 - 5968 + 454,2
Коэффициент изменения массы найдем по уравнению (7.31): рг ф= (1 + 0,0246)(1 - 0,084) + 0,0229 + 0,084 = 1,045.
6. Определение скорости истечения газа из реактивного сопла для случая полного расширения (рс = рн).
Заданы значения: ср = 0,97; /г = 1,25; R,, = 287 -—Определяем Л и
с	I	I	(кг. jq	с.р
(7-35>:
_ 568030
Пс-Р 22700
25,02
^е.та) = 25702 = °’03997 ’
а из таблиц газодинамических функций для /гг=1,25 находим X = 2,068.
По уравнению (7.37) определяем
«кр = 2^+2| 288'2000 = 800 м/с-
а по уравнению (7.34) — скорость истечения из сопла
с„ = К Ф„ = 2,068 • 0,97  800 = 1605 м/с.
7. Определение удельной тяги (7.40) и удельного расхода топлива (7.41):
1> = 1,045 • 1605 - 737,5= 939,7 — с ; ул *	кг
_ 3600 [0,0246(1 - 0,084) + 0,0229] _ п кг
СУЛ~	939,7	U’ 4 Н ч ‘
8. Нахождение секундного расхода воздуха через двигатель по уравнению (7.42):
Р 100000
Gb “ руд 939Д
106,4
кг с
Теперь можно найти размеры характерных проходных сечений проточной части двигателя. В качестве примера определим площадь проходного сечения на входе в компрессор FH . Выбраны значения: Хв = 0,34; рв = 1; k = 1,4;
R = 287 ——. По таблицам газодинамических функций для = 0,34 и k = 1,4 (кг К)	8
находим 9(ХВ) = 0,511. Используя зависимость (7.45), определяем
214
'"кр
1,4
1.4 + 1
1,4- 1
2§7 = 0’0404
кг  К Дж
х0,5
2
а из уравнения (7.44)
106,4^489	п„йл 2
= “ 	— 0,384 м
в 0,0404 0,511 296850 1
Термодинамический расчет ТРД и ТРДФ — математическая модель второго уровня (см. приложение 1).
Математическая модель второго уровня отличается от математической модели первого уровня более полным отражением физических взаимосвязей между элементами двигателя и более точным учетом термодинамических соотношений в процессах протекающих в двигателе. В более сложной модели второго уровня коэффициенты, учитывающие потери в элементах двигателя и другие исходные данные, обычно получают в результате детального расчета этих элементов по математическим моделям первого уровня.
Для расчета двигателя по математической модели второго уровня должны быть заданы те же параметры, что и в математической модели первого уровня. Расчет ведется последовательно от сечения к сечению по тракту двигателя (см. рис. 7.4).
1.	Определение параметров на входе в компрессор.
Для заданного Н по стандартной атмосфере (ГОСТ 4401—81) определяются рн [Па], Т„ [К] и а [м/с]. По заданной величине Мп определяется значение Овх . Приращение энтальпии во входном устройстве
Чх = Л" •	(7.49)
Скорость полета (7.20)
Vn = Мп  а . п п
Температура на входе в компрессор 7* = Т* определяется из уравнения (П.6) при <7Т = 0:
Чх-'(7’в«7’н’°)=0-	(7.50)
Для решения уравнений типа (П.6) и (П.11) на ЭВМ каким-либо стандартным методом достаточно составить алгоритм вычисления невязки через независимые переменные (невязка — правая часть уравнения, отличная от нуля в процессе решения). Поиск решения, при котором невязка обращается в нуль с заданной точностью е , может осуществляться соответствующими стандартными программами из математического обеспечения ЭВМ.
Давление изоэнтропически заторможенного потока р* определяется по уравнению (П.10):
*
Р	(	ч
Г1=П(^-7’н-0|>	<7-51)
215
а полное давление
р; = Р>вх.	(7.52)
2.	Определение параметров на входе в камеру сгорания.
По заданному значению я* находят (7.21)
Рк = Рвпк ’
Температуру за компрессором для случая изоэнтропического сжатия T*s определяют из уравнения (П.11):
- п fc ’ К • о) = 0 >	(7.53)
рв	7
а изоэнтропическую работу компрессора L*s = Ai*s — по уравнению (П.5):
=	(7.54)
L*KS
Работа компрессора равна L =-, а температура за компрессором Т
Пк
находится решением уравнения (П.6) при условии LK = Ai* :
Д<К - i fa , т; , о) = О .	(7.55)
3.	Определение параметров перед турбиной и относительного расхода топлива.
Температура газа перед турбиной 7* задана, а давление находится из условия (7.23) р* = р* <УК с • Относительный расход топлива определяется из условия теплового баланса камеры сгорания (5.5), записанного в виде
<7Т = —Е(7.56) Пг ~ 2Г
Расчет </т ведется последовательными приближениями. На первом шаге принимается </т1 = 0, а по уравнению (П.4) вычисляются
= i fa - 293 К , 9т1)
И
/* = ' fr„ , 293 К , (Й . К \ К	у
Из уравнения (7.56) по найденным значениям и определяется дт2 второго приближения, значение которого используется при расчете на втором шаге и т. д. Требуемая точность, как правило, достигается после двух—трех приближений. В итоге находится величина дт и может быть определен коэффициент избытка воздуха в камере сгорания 216
1
9т Ьо
4.	Определение параметров за турбиной.
Используя уравнение (7.25), находят работу турбины £т = |Ai* |:
LT =---------Е-------,	(7.57)
+ 9TJ (1 _ &отб)
где 5отб определяется соотношением (7.27):
+ 9Т^ ^охл &отб —	.
р + 9Т $охл + 1
Температуру за турбиной Тт получают из решения уравнения (П.6):
Ai;-z(Tj,7;,gT)=O.	(7.58)
В этом уравнении Ах* < 0, так как в турбине идет процесс расширения с
уменьшением энтальпии и Г* < Т* .
Изоэнтропическая работа турбины LTS = |A/TS | определяется из условия
* £т
LTS = — , а соответствующая ей температура газа за турбиной TTS находится Пт
при решении уравнения (П.6):
д/;5 -; (т;,	,9т)=о.	<7.59)
*
»	.	.	.рг
Здесь ДС < О, Т_с <	. Степень понижения давления в турбине л =— можно
Рт определить по уравнению (П.10): *
~ = ~ = П , “Гр ,	(7.60)
Рг 4
За турбиной происходит полное смешение основного потока газа с возду-
* Рг
хом, охлаждающим турбину. Давление за турбиной рг = — . С некоторым л*
приближением энтальпию смешанного потока можно определить из следующего уравнения в предположении, что Т’* охл=7* и 5отб = £охл:
См(Т™-29ЗК.<?т.см) =
fl + gT) (1 - 8ОТ3 Гт (г*, 293 К , 7т) + 8ВОЭ fc , 293 К , о)
= -----—------------------------------------------- ,	(7.61)
+ 9Т)(1 -§отб)+5воз
217
а затем найти Ттсм из уравнения (1.11), записанного в виде Ч.см “ 1 (^т.см ’ 293 К , <7Т см) ,
(7.62)
где
(7.63)
7т.см 7Т ^1 ®отб) 
5.	Определение параметров перед реактивным соплом.
Для ТРД. Температура газа Т* = Т* с м , давление p*s = = р* Gr . Коэффициент изменения массы определяется соотношением (7.29)
Pr = f1 + 7т) fl ” ^отб) + ^поз *
Для ТРДФ. Температура форсажа Т& задана, а давление находится из условия (7.30) Рф = р* Оф к • У ТРДФ Т’ =	. Относительный расход фор-
сажного топлива определяется из условия теплового баланса форсажной камеры (5.4), записанного в виде
7т.ф
ф 'т.см
^г.ф *ф
(7.64)
Расчет 7Т ф ведется последовательными приближениями. В первом приближении задается qT ф = qT см, а по уравнению (П.4) вычисляется — первого приближения:
«М = < [4.293 К , 9т.см) .	(7.65)
По уравнению (7.64) для /ф, определяется <7Т ф2 — второго приближения, значение которого используется при расчете на следующем шаге и т. д. Требуемая точность здесь практически всегда достигается после двух—трех приближений. Далее можно определить суммарный коэффициент избытка воздуха в двигателе по относительному суммарному расходу топлива 7Т£ = 7т.см + 7т.ф •
«z = -------—ГГ •	(7.66)
(7т.см 7т.ф) I'O
Остается найти коэффициент изменения массы
₽г.ф=(1 + «т)(1 - М + «,.ф+ »оо, •	<7-67>
6.	Определение скорости истечения из реактивного сопла для случая полного расширения (рс = рн).
Располагаемый перепад давления на реактивном сопле
Температуру на срезе сопла Т* вычисляют по уравнению (П.11):
218
Рн ( *	.	\
Г- - П К , тс , <7TZ) = 0 , ^CS	4	z
(7.68)
а изменение энтальпии при изоэнтропическом расширении в реактивном сопле по уравнению (П.5):
Ч. = ‘ (ти , г; , втХ) .	(7.69)
Здесь &с$ < 0, так как Tcs < Т*с . Скорость истечения из реактивного сопла
сс = <рс \2 (- Aics) .	(7.70)
7.	Определение удельной тяги и удельного расхода топлива.
У ТРД для случая, когда рс = рн :
.	3600 .)т см 	<7'71)
ул ’ -Рул ’
У ТРДФ для случая полного расширения в реактивном сопле (рс = рн ): Руд ~ ^г.ф Сс ~ п »
с 3600 Чс„+<?тф) •	(7-72)
СУД	Р
уд
8.	Определение расхода воздуха через двигатель.
с. = /-.	(7.73)
УД
Площадь любого проходного сечения газодинамического тракта двигателя можно найти по уравнению (7.44)
ткр/ Pi Hi
(7.74)
В это уравнение входит газодинамическая функция плотности тока
7(\)=\ fi -	’1 РтА *’1	(7-75)
*	* k+1 *)	\	)
и коэффициент mKpi = mKp(k, R) , определяемый выражением (7.45). При определении проходных сечений Fi по уравнению (7.74) находится значение газовой постоянной R = R(qT) , по уравнению (П.8) — теплоемкость ср = cp(T*t , qT) , а затем — показатель адиабаты (П.12)
(Ср - -R)
219
Теперь можно найти значения ткр{ (7.45) и (7.75) и определить по уравнению (7.74) F( . На этом задачу термогазодинамического расчета можно считать выполненной.
Принцип построения программы расчета ГТД на ЭВМ в виде укрупненной схемы показан в гл. 8, рис. 8.77.
Термогазодинамический расчет газогенераторов ГТД — математическая модель второго уровня.
Для расчета газогенератора по математической модели второго уровня должны быть заданы те же параметры, что и в математической модели первого уровня. Расчет ведется последовательно от сечения к сечению по проточной части ГГ (см. рис. 7.5).
1	. На входе в компрессор параметры 7* (7*и) , р* (р*п) и степень повышения давления в компрессоре я* заданы.
2	. Параметры воздуха на входе в камеру сгорания р*к и Т'к определяются по уравнениям (7.21) и (7.55).
3	.Параметры газа перед турбиной : 7* — задана, р* и qT определяются по уравнениям (7.23) и (7.56).
4	.Параметры газа за турбиной компрессора и степень понижения давления на турбине находятся по уравнениям: я* (7.60), 7*	(7.58), 7*
> о г»	1 оК	Т см
(7.62),	Р; к (7.13) и 7т см (7.63).
5.	Степень повышения давления газа в ГГ я*г определяется по уравнению (7.46).
6.	Степень подогрева газа в ГГ
7*	7*
©»	т.к см	т.к см
гг =--— или 0ГГ =--------;--	(7.76)
Т	Т
в	ни
находится непосредственно по определенным ранее значению Т* к см (7.62) и заданной величине 7* (7*н) .
7.	Приведенная температура газа перед турбиной
тгто	» ТгТ0
тг.пр=4^ или тг.»р=4г2	<7-”>
1 В	1 ВИ
находится по заданным значениям 7* и 7* (7^н) .
8.	Определение проходных сечений проточной части газогенератора проводится с помощью уравнений (7.74), (7.75) и (7.45).
Рассмотренные выше математические модели второго уровня для расчетных режимов ТРД, ТРДФ и газогенераторов ГТД получились довольно сложными и главное — громоздкими.
Термогазодинамический расчет двигателя и газогенератора по математической модели первого уровня, приведенный в начале настоящей главы,
220
можно уточнить,учитывая с некоторым приближением влияние температуры и состава газа на величины показателя адиабаты и газовой постоянной, а расчет вести методом последовательных приближений. Тогда этот уточненный термогазодинамический расчет с некоторым допущением можно использовать как модель второго уровня. Такая модель получается более простой и менее громоздкой по сравнению с основной моделью второго уровня, а расчеты по ней можно вести не только на ЭВМ, но и на микрокалькуляторах.
Уточнение величин k и R в процессе расчета, т. е.учет изменения ср , ведется следующим образом. В первом приближении ср и R, а затем и • ср k = —— определяются по температурам, соответствующим началу термоди-
CP~R
намического процесса. Значения ср и R определяются по уравнениям (П.2) и (П.8) или берутся с графиков (см. рис. 1.7, 1.8), а показатель адиабаты рас-
Сп	.	♦
считывается как k = с— . Далее по уравнениям (7.19) Т , (7.22) Т , (7.28) ср- R
Т* определяются в первом приближении указанные температуры, а также остальные параметры, зависящие от k и R. После этого находится средняя температура в каждом процессе, равная полусумме начальной и конечной температур, и для нее вычисляются с помощью уравнений (П.2) и (П.8) или по графикам рис. 1.7, 1.8 новые значения ср , а по ним находится /г. Затем весь процесс повторяется (с новыми значениями k и, если нужно, К). Два—три таких приближения дают удовлетворительный результат. Математические модели высшего уровня всегда можно использовать на более низком уровне. Так, математическую модель второго уровня можно использовать при расчетах двигателей и газогенераторов на первом уровне.
7.2. Зависимости удельной тяги и удельного
расхода топлива ТРД от основных параметров рабочего процесса
При проектировании двигателя одним из главных этапов является выбор его основных параметров кк и 7* . Это связано с тем, что удельная тяга Р и удельный расход топлива Суд в основном зависят от основных парамет ров рабочего процесса и условий полета (Мп и Н), Для иллюстрации этого на рис. 7.6 показано изменение Руд и Суд в зависимости от степени повышения давления компрессора и температуры газа перед турбиной при условии Мп = 0 и Н = 0. Выбранные здесь уровни параметров Т* = 1600 К (рис. 7.6,а) и л’ = 15 (рис. 7.6,6) близки к соответствующим величинам для двигателей третьего — четвертого поколений, нашедших применение на сверхзвуковых пассажирских самолетах (СПС). Поэтому значения удельных параметров в заштрихованной области на рис. 7.6 дают представление о возможном уровне параметров ТРД. Как видно из рис. 7.6,а, при изменении л* величина удельной тяги проходит через максимум, а удельного расхода — через минимум.
221
При изменении 7* (рис. 7.6,6) только Суд имеет минимальное значение, так как при увеличении 7* удельная тяга монотонно растет. Естественное стрем ление получить от двигателя высокую удельную тягу при более низких (по возможности) удельных расходах топлива всегда требует компромиссных решений при выборе основных параметров рабочего процесс. Это связано с тем, что значения л* , при которых Руд достигает максимума, существенно отличаются от значений л* , при которых Суд достигает минимума. С другой стороны, всегда желательный рост удельной тяги, связанный с повышением температуры газа,начиная с достаточно низких значений 7Г приводит к увеличению удельного расхода топлива.
Рис. 7.6. Типичное изменение Руд и Суд ТРД от л* (а) и Т* в статических условиях (б)
Рассмотрим более подробно зависимости Руд и Суд от л’ и 7* в полетных условиях (Мп = 0,9; 77 = 11 км). Обратимся к графикам на рис. 7.7 и 7.8, где представлены изменения удельных параметров ТРД (рис. 7.7,а) эффективной работы цикла — Le и количество подведенного к двигателю тепла — Q1 (рис. 7.7,6), а также коэффициенты полезного действия в зависимости от л* и 7* . Объяснение характера изменения работы — Le , количества подведенного тепла — Qi и эффективного КПД — Т]<» (рис. 7.7,в) от общей степени повышения давления я£ = ЛуЛ* и степени повышения температуры 0 = 7* /7Н было дано в гл. 1.
При неизменных полетных условиях (Мц = 0,9; Н = 11 км) степень повышения давления во входном устройстве Лу = const (Лу> 1) и 7* = const. Отсюда следует, что при л* = 1 (рис. 7.7,6)	= и эффективная работа Le > 0.
С ростом л* и, соответственно, лт при 7* = const эффективная работа сначала увеличивается, проходит через максимальное значение, а затем монотонно уменьшается и приходит к Le = 0, т.е. наступает “вырождение” ТРД (см. рис. 1.16 и
222
Pud.Hi/fi
Суд,кг/Н'Ч
Рис. 7.7. Зависимость параметров цикла ТРД, удельной тяги * и удельного расхода топлива от як
223
7.7,6). С ростом Тг при я* = const эффективная работа всегда возрастает (см. рис. 1.16 и 7.8,6). Существует для каждого значения л’ минимальное значение Т* , при котором ТРД “вырождаются” и Le = 0.
У ТРД Lc идет на увеличение кинетической энергии газовоздушного потока, проходящего через двигатель (1.17):
с2 - V2 т -Z2___-Н
Le~ 2
С другой стороны, выражение удельной тяги при полном расширении в реакти вном сопле и коэффициенте изменения массы Рг = 1 имеет вид
Р = с - V . уд с п
В итоге можем получить уравнение
₽ул =	+	•	<7'78’
которое однозначно связывает Руд с Le .
Из полученного уравнения следует, что при Ип = const (Mn = const, Н = const) Руд при изменении як и Тг качественно ведет себя так же, как L , т. е. имеет максимум и обращается в нуль там же, где и Le (см. рис. 7.7 и 7.8). Степень повышения давления компрессора я* опт , соответствующую Pvn„,ev • будем называть оптимальной.
УШЛА
Удельный расход топлива определяется уравнением (7.39) и при условии = 0 имеет вид
Суд=3600<7т /Руд.	(7.79)
Относительный расход топлива </т пропорционален количеству подведенного к двигателю тепла Qj , которое,в свою очередь, зависит от разности температур перед турбиной Т* и за компрессором Г* . При увеличении я* и неизменном значении Т* будет расти температура за компрессором Т* и, как следствие, уменьшаться Qj и qy (рис. 7.7,6), а с ростом Г* при неизменном я* (Г* = const) — увеличиваться (рис. 7.8,6).
С другой стороны, удельный расход топлива Суд при неизменной скорости полета (Кп = const) меняется обратно пропорционально общему КПД двигателя 11о=11пт1с (см- гл- !)• с увеличением я* (см. рис. 7.7) Суд сначала интенсивно уменьшается из-за сильного роста эффективного КПД — л..» который в рабочей области с я* < 40 следит за термическим КПД — П, » затем продолжает монотонно уменьшаться за счет роста полетного КПД — нп , связанного с уменьшением Руд из-за снижения скорости истечения из реактивного сопла
224
сс , а при “вырождении” двигателей (Руд —> 0) Суд стремится к бесконечности, так как ru —» 0. Минимум С получается при значениях л* , намного превы-шающих значение л* , соответствующее Pv„ _ev , при очень низких значени-ях Руд , т. е. практически в нерабочей области по л* .
Ф
Л'л'Ч?.?, Н^НОСОн
Рис. 7.8. Зависимость параметров цикла ТРД, удельной тяги и удельного расхода топлива от Т*
С ростом Г* (см. рис. 7.8) Суд вначале резко уменьшается из-за роста и достигает минимума при относительно низких значениях Тг и, как следствие, малых значениях Р . При дальнейшем росте Т’. удельный расход топлива монотонно возрастает за счет уменьшения Г|п , связанного с ростом Руд из-за роста сс .
В итоге в рабочей области по л,, с ростом последней Руд проходит через максимальное значение, а Суд все время уменьшается. В рабочей области по Т* , где Cv„ > Cv_ mft„ , при увеличении Т‘ удельные тяга и расход топлива мо-нотонно увеличиваются.
Поставим задачу найти оптимальное значение л* (л* опт), соответствующее максимальному значению Руд (7удп1ах) при условиях М.( = const, Н = const и 7* = const. Значение л* опт можно найти из решения уравнения
8 Б Л Крылов
225
Запишем уравнение для Руд , введя в него величину Сс , определяемую уравнением (7.32):
/	7 fr - к
Л/ 2kr
РУА = МС	} -Vn.	(7.80)
В данном уравнении л
пк ^к.с с.р “
а Рг и <рг практически не зависят от
л* . Учитывая также, что градиент Pv_ в районе максимума меняется относи-к	уд
тельно слабо (см. рис. 7.6,а и 7.7,а), можно ввести некоторые приближения, например kr = k и /?г = R, которые не будут существенно влиять на конечный результат. Анализ уравнения (7.80) приводит к тому, что для поставленных условий и принятых приближений максимум Ру/ будет достигаться тогда же, когда максимальной будет функция
(7.81)
Используя уравнение (7.28), выразим температуру Т* через Т* , введя в
него комплекс тг = Т)т + 11 - ты лт , слабо зависящим от пк :
Т’г
=	(7.82)
Затем комплекс —-—- выразим через Т’ и л* , используя условие (7.25) с
ранее принятым приближением (1+	(1- ^отб)- 1:
• к ~ 1
1	Т* л‘ * -1
-у— = 1 - — —-----------.	(7.83)
• V	Тг < л;
Заменим в уравнении (7.81) температуру Т*т и комплекс —через по
лученные выражения (7.82) и (7.83):
(7.84)
226
dPv-
Заменив уравнение —= 0 на уравнение dy /dx - 0, где х = = лк
А- 1 к
, най-
дем лк опт .
1
dy - г' m dx
Я
Т* л* п п *	~
1 г *к *т m	k
^к.опт
nV °к.с
к- 1 k
(7.85)
= 0 .
В итоге, решая уравнение (7.85), получим
к
2(Л - 1)
^к.оит
- ’К г» !к *т 1тп
в
nV °К.С
к-1 к
(7.86)
Заменяя далее температуру Тв через Мп и 7Н (7.19)
в н
k - 1 ,,2 — М..
а степень повышения давления во входном устройстве
°вх :
» _ Рн °вх v~ р«
k - 1 _ _2 — МП
^вх ’
Ку — через М,. и
получим выражение для л* опт в окончательном виде:
*
^к.опт
п* п!
•к *т
2 (А - 1)
(7.87)
Таким образом лк зависит от Мп , высоты полета (значение Тн), температуры газа перед турбиной 7* и коэффициентов, учитывающих потери в элементах двигателя. На рис. 7.9 показаны зависимости тс* опт для ТРД от числа Мп , высоты полета и температуры 7* . С ростом Мп оптимальное значение л* резко уменьшается, с ростом Н до 11 км — увеличивается за счет уменьшения температуры окружающей среды 7И . При увеличении 7* оптимальное значение л* увеличивается. Когда л* опт становится равным единице, это означает, что турбокомпрессор ТРД уже не обеспечивает повышение тяги по сравнению с тягой СПВРД, т. е. наибольшая удельная тяга получается у бескомпрессорного прямоточного двигателя.
8*
227
Рассмотрим подробнее изменение Pv_ и С при различных полетных ус-У ЛА
ловиях в зависимости от л* и Т* . На рис. 7.10 показаны закономерности протекания Руд в стартовых условиях (Мп = 0, Н = 0), для Мп = 0,9; Н = 11 км и Мп = 2,2; Н = 11 км. Как видно из рис. 7.10, с ростом л* удельная тяга проходит через максимальное значение и при дальнейшем росте л* уменьшается, а
при увеличении 7* все время растет,причем темп роста тем больше, чем выше
значение к* . Такое изменение Pv_ , как было показано ранее, связано с изме-к	уд
оптимального значения л* для ТРД от условий полета и температуры газа перед турбиной ( ------- Н = 11 км;
--------Н = 0)
нением эффективной работы цикла ТРД в зависимости от л* и 7’ . С ростом Мп величины удельной тяги уменьшаются за счет того, что повышение скорости полета при Н = const всегда опережает рост скорости истечения из реактивного сопла из-за уменьшения Qj . Повышение 7’ увеличивает уровень Руд , не меняя, однако, общего характера указанных закономерностей. С увеличением высоты полета при Мп = const от Н = 0 до Н = 11 км при прочих равных условиях Le и Ру1 возрастают за счет увеличения сте-
тг
пени повышения температуры О = -=- , связанного со 1 и
снижением 7Н до Н = 11 км. Выше 11 км (до II = 23 км) температура воздуха 7Н не меняется и при постоянных значениях Мп и 7* эффективная работа цикла и удельная тяга остаются неизменными.
Изменение Су1 в зависимости от л* и 7’ при различных полетных условиях показано на рис. 7.11. Как видно из этого рисунка, практически при любых сочетаниях Мп и Н рост л* в области ее рабочих значений приводит к уменьшению Суч из-за
роста общего КПД — цп , а рост Тг — к увеличению Суд за счет уменьшения полетного КПД — цп и связанного с этим уменьшения Г|о .
Как было показано ранее, существует минимум удельного расхода топлива
по лк и 7* (см. рис. 7.6 и 7.7), но он практически всегда попадает в область
нереальных значений этих параметров (область очень высоких значений л* и относительно низких 7^). Так, при Мп = 2,2; Н - 11 км минимальное значение Суд получается при л* = 20 и 7* = 1300 К (рис. 7.11), тогда как соответствующее этой температуре значение л* опт = 2 (см. рис. 7.9).
228
Рис. 7.10. Зависимость удельнй тяги ТРД от л* и Тг
при различных условиях полета
Рис. 7.11. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от л* и Т* при различных условиях полета
Еще лучше это видно на рис. 7.12. Если, например, принять значение температуры газа перед турбиной 7* = 1500 К, близкое к реальным значени-
229
Рис. 7.12. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от Т* при
различных значениях пк для Мп - 2,2 и Н - 11 км
ям для ТРД, то при этом л* оПт» соответствующее Суд nii|) (пунктирная кривая на рис. 7.12), будет иметь значение, равное - 3 при л* опт = 2,5 (см. рис. 7.9). На практике всегда останавливаются на л* , существенно меньших л* „ и близких к л* __ , чтобы получить по возможности большую удельную тягу и меньшую массу двигателя.
При выборе параметров двигателя удобно пользоваться зависимостями Суд от Р , приведенными на рис. 7.13, кото-J /А
рые строятся в виде сеток по л* и Т* для заданных условий полета. Здесь от-
четливо видно, что рост Т* однозначно ведет к увеличению Руд , а для улучшения экономичности при этом (уменьшения Суд) необходимо увеличивать л*.
v	Сvgt к г/н- ч
WO 500 600 700 800 SOO Руе,НС/кг 200 300 ООО 500 600 Руд, НС/кг
Рис. 7.13. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от удельной тяги при различных сочетаниях л* и Т* для Мп - 0; Н = 0 и Мп = 2,2; Н = 11 км
7.3.	Зависимости степеней повышения давления
и подогрева в газогенераторе ГТД от параметров
рабочего процесса
Расчетные схемы газогенераторов ГТД на примере газогенераторов ТРДД и ТВлД показаны на рис. 7.5. Эффективность газогенератора можно характеризовать степенью повышения давления л^. (7.46) и степенью подогрева ©„. (7.47) в нем.
Проведем анализ зависимостей л*г и ©гг от степени повышения давления в компрессоре газогенератора л^ и приведенной температуры газа перед турбиной Т*п (7.48), показанных на рис. 7.14. Изменение л* от л‘ связано с 230
Рис. 7.14. Зависимости п*г и 0ГГ в газогенераторе от степени повышения давления компрессора и приведенной температуры газа перед турбиной
нелинейной зависимостью приведенной работы турбины LT /Т* от л£ к . Вначале с ростом л* и следующим за этим увеличением работы турбины при 7* = const и Т* = const (Т*н = const) степень понижения давления на турбине я* увеличивается не очень интенсивно и л*г растет. Затем,при дальнейшем росте л* , когда работы турбины и компрессора становятся большими, л* сильно возрастает, что приводит к постепенному замедлению роста л*г , а далее и к уменьшению л*г. Степень подогрева 0ГГ с ростом монотонно уменьшается из-за увеличения работы турбины, рост которой при Т* = const и У* = const (Т*и = const) приводит к уменьшению температуры Т* к и, следовательно, 0П.. Увеличение температуры Т* при прочих равных условиях приводит непосредственно к росту 0ГГ (7.47), а л*г возрастает за счет уменьшения л* к .
7.4.	Зависимости удельной тяги и удельного расхода
топлива ТРДФ от параметров рабочего процесса
Изменение Руд ф и Суд ф ТРДФ в зависимости от параметров рабочего процесса (л* , Т* и Тф) при различных условиях полета целесообразно рассматривать одновременно, поскольку характер изменения Руд ф и Суд ф определяется одними и теми же закономерностями.
Удельная тяга ТРДФ при полном расширении газа в реактивном сопле и коэффициенте изменения массы £г ф = 1 равна разности между скоростями истечения и полета
Лл.ф = се.ф “ V., 	(7.88)
а удельный расход топлива при 6отб = 0 можно записать в виде
231
3600 gTZ уд'ф= Руд-Ф
(7.89)
где <7ту = qr + <?т.ф •
Суммарный относительный расход топлива QtZ пропорционален общему количеству тепла Qz , подведенному в цикле ТРДФ, которое, в свою очередь, как было показано в гл. 1, пропорционально разности температур
<4 = СР (Г1 -	•	<т .90)
При неизменных условиях полета (Мп = const и Н = const) температура торможения на входе в двигатель 7* постоянная. Если при этом принять условие 7ф = const, то Qz = const и, следовательно, qtZ = const. Отсюда приходим к выводу, что при поставленных условиях у ТРДФ удельный расход топлива обратно пропорционален удельной тяге
Суд.ф - р~ 	(™1)
уд-Ф
У ТРДФ и ТРД с одинаковыми параметрами рабочего процесса (л* и 7*) с точностью до изменения коэффициента восстановления полного давления в форсажной камере располагаемые степени понижения давления в реактивном сопле одинаковы:
пс.р.ф — лс.р •
Если в качестве первого приближения принять, что <рс ф = <рс , kr ф = kr , /?Гф = /?г, то отношения скоростей истечения из реактивных сопел ТРДФ (7.33) и ТРД (7.32) будут равны
<с.ф /Сс = /Тт 	С-92)
Введем понятие степень форсирования двигателя, которое при условии (7.92) можно записать как
рф = ~р^ = Сс /TJ —' •	(7.93)
Ф гуд	Сс “ Гп
При Vu = 0
Рф =	•	(7-94)
На рис. 7.15 показаны зависимости Рф и относительного удельного расхода С
топлива С h = от температуры газа в форсажной камере, откуда видно, уд
что с ростом 7ф степень форсирования возрастает и еще более интенсивно возрастает относительный удельный расход топлива. Анализ уравнения (7.93)
232
показывает, что с ростом скорости полета при постоянном значении /Тт степень форсирования увеличивается,а это, в свою очередь, приводит к уменьшению относительного удельного расхода топлива с ростом скорости полета.
Рис. 7.15. Зависимость степени форсирования и относительного удельного расхода топлива ТРДФ от Тф
Рис. 7.16. Зависимость удельных тяг и удельных расходов топлива ТРД и ТРДФ от л*
У ТРДФ Р.,п во всей области изменения л* больше ТРД за счет
УД«'Р	rs	уд
более высокой температуры газа перед реактивным соплом и, следовательно, более высокой скорости истечения из реактивного сопла (рис. 7.16). Удельный расход топлива ТРДФ также выше, чем удельный расход топлива ТРД. Такое ухудшение экономичности ТРДФ по сравнению с ТРД связано с уменьшением как эффективного КПД из-за пониженного давления в форсажной камере сгорания по сравнению с основной камерой сгорания, так и полетного КПД за счет большего значения скорости истечения из реактивного сопла у ТРДФ.
Как и у ТРД, у ТРДФ есть оптимальная степень повышения давления компрессора л* , соответствующая максимальной удельной тяге двигате-K»U11 s
ля Р..„, а также л* „ . , соответствующая минимальному значению К«мКаф
удельного расхода топлива С'уд ф min .
Из анализа условия (7.91) можно сделать вывод, что Л* эк ф = л* опт •. Оптимальное значение л^ у ТРДФ имеет более высокое значение, чем у ТРД. Это объясняется тем, что с ростом л* (рис. 7.16) располагаемые степени повышения давления в реактивных соплах у ТРДФ и ТРД меняются одинаково, а температуры газа перед реактивными соплами у ТРДФ и ТРД ведут себя по-разному. У ТРД температура газа перед реактивным соплом Т* с ростом л* уменьшается, а у ТРДФ Тф = const. Уменьшение Т* с ростом л^ приводит к тому, что Сс у ТРД начинает уменьшаться при более низких значениях
233
л* по сравнению с сс ф у ТРДФ,чем и объясняется разница в значениях оптимальных Л* у ТРДФ И ТРД (Лк.опт.ф> Пк.опт )•
Зависимость л* опт ф от параметров рабочего процесса была получена при рассмотрении термодинамического цикла ТРДФ в гл. 1 (см. уравнение (1.23)). Заменив в (1.23) температуру торможения на входе в двигатель на температуру окружающей среды Тн и Мп , а также вводя механический
КПД 1],п , получим
1
^Чс.ОПТ.ф  2
1 + е/
1 н
Пк Пт
+ ^МП
А
А- 1
(7.95)
Из уравнения (7.95) видно, что с ростом высоты полета до 11 км
л* увеличивается за счет уменьшения Т„ , при увеличении М„ — умень-K.UI1T	II	II
Рис. 7.17. Зависимость * оптимального значения лк (для ТРДФ) от условий полета и температуры газа перед турбиной:
--------- Н = 11...23 км;
шается, а при возрастании Т* — растет. Температура газа в форсажной камере Тф не влияет на значение л* опт ф, так как она не входит в уравнение (7.95).
На рис. 7.17 показаны зависимости лк.опт.ф от Мп и Тг • полученные по уравнению (7.95) для двух различных высот полета. Для сравнения на графике нанесена зависимость лк О11Т ТРД для Н - 0 и Т* = 1500 К, чтобы показать, что л*оптф в сравнимых условиях существенно выше л* ТРД. Когда величина л* опт.ф стремится к единице, это означа ет, что ТРДФ теряет свои преимущества перед СПВРД.
Зависимости Рудф и Судф от температуры газа перед турбиной при прочих равных условиях даны на рис. 7.18. С ростом Т* при л* = const уменьшается степень понижения давления на турбине л* , что
— н = о — Я =11...23 км для РТД
приводит к увеличению давления в форсажной камере, росту л ф и, как следствие, к увеличению Рудф и уменьшению Судф . Отсюда следует,что у ТРДФ для получения больших значений удельной
тяги и улучшения экономичности нужно увеличивать температуру газа перед турбиной.
234
Как было показано ранее (см. рис. 7.15), увеличение приводит к росту Рул<ф и Суд ф , а увеличение <Г* при неизменных я* и 7ф ведет к росту Рудф и уменьшению Судф . При изменении я* удельная тяга ТРДФ проходит через максимальное значение, а удельный расход топлива — через минимальное, причем, чем больше М , тем меньше я* опт ф (см. рис. 7.17). С ростом
Мп влияние я* и Т* на Р ф и С ф становится все менее значительным, так как уменьшается теплоподвод в основной камере сгорания, а я определяется, главным образом, динами
Рис. 7.18. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от Т*
ческим сжатием во входном устройстве двигателя. Это хорошо видно из сравнения кривых, представленных на рис. 7.19, полученных для различных значений М .
С^пг/Н V
2	6	10	/4>	18 л'к
Рис. 7.19. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ при различных условиях полета от я* , 7* и Тф
---------- — Т’ = 1600 К;------------Т* = 1200 К
е)
235
Приведенный параметрический анализ ТРДФ позволяет правильно подойти к выбору параметров двигателя, предназначенного для летательного аппарата с заданными требованиями.
Глава 8. ХАРАКТЕРИСТИКИ И МЕТОДЫ
РЕГУЛИРОВАНИЯ ТРД, ТРДФ И ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ
8.1. Понятие о характеристиках авиационных двигателей и их связи с регулированием
Всякий авиационный двигатель должен работать в широком диапазоне режимов.Для совершения летательным аппаратом того или иного маневра: взлета, набора высоты, разгона, торможения, снижения высоты требуется различная величина тяги двигателей. Режим работы двигателя, обеспечивающий получение потребной тяги, задается с помощью рычага управления двигателем (РУД). При неизменных внешних условиях (Mn = const и Н = const) каждому положению РУД соответствует вполне определенное сочетание всех параметров двигателя. При изменении высоты и скорости полета самолета существенно меняются давление и температура окружающей среды, а также полное давление и температура торможения на входе в двигатель. Поэтому при изменении скорости и высоты полета самолета с неизменным режимом работы двигателя, т. е.при заданном положении РУД, тяга, удельный расход топлива и другие параметры двигателя меняются.
Зависимость основных данных двигателя — тяги и удельного расхода топлива — при заданном режиме работы от Мп и Н полета называют высот но скоростными характеристиками двигателя. Эти характеристики можно подразделить на скоростные — зависимости Р и Суд от Мп при Н = const и высотные — зависимости Р и Суд от Н при Mn = const.
Зависимости основных данных двигателя — тяги и удельного расхода топлива от одного из параметров, характеризующего режим работы двигателя при неизменных условиях полета (Мп = const и Н = const), называют дроссельными характеристиками двигателя.
Указанные характеристики зависят от способа регулирования двигателя. Но какое бы регулирование двигателя не использовалось, необходимо, чтобы при любых внешних условиях на каждом режиме работы двигателя или газогенератора (ГГ) ГТД устанавливалось такое равновесное сочетание всех параметров двигателя, при котором удовлетворяются условия совместной работы его элементов. Для ТРД и ГГ ГТД это означает, что должна удовлетворяться система уравнений (7.1)—(7.17). Кроме того,параметры компрессора связаны между собой на всех режимах характеристикой (см. рис. 4.3—4.5), которая может быль представлена в виде зависимостей (4.22)
236
а параметры турбины — характеристикой (см. рис. 4.14—4.15), которая может иметь вид (4.34)
________________	(8.2) лт = /^; ,(п/^) .
Коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве,как было показано в гл. 3, зависит от Мн и <?(ХВ) — функции плотности тока на входе в двигатель:
о.х =	(8-3)
Если провести анализ системы уравнений (7.1)—(7.17) совместно с характеристиками (8.1), (8.2), то оказывается, что даже для одновального ТРД с неизменной геометрией проточной части число неизвестных получается на одно больше, чем число уравнений. Следовательно, данная система уравнений без дополнительных условий не имеет решения. Для того чтобы обеспечить однозначное сочетание всех параметров двигателя при любых условиях полета на каждом режиме работы, необходимо задать еще как минимум одно условие, связывающее входящие в систему уравнений параметры. Эти условия, накладываемые на такое число параметров, которое необходимо для того, чтобы сделать систему уравнений, описывающих совместную работу элементов ТРД и ТРДФ, замкнутой, называют законом управления, который можно представить как закон и программу регулирования двигателя.
Условия, налагаемые на параметры двигателя при неизменном режиме его работы в переменных условиях полета, называются законом регулирования двигателя.
Условия, налагаемые на параметры двигателя при изменении режима работы и неизменных условиях полета, называются программой регулирования двигателя. Таким образом, закон регулирования имеет непосредственное отношение к высотно-скоростным характеристикам двигателя, а программа регулирования — к дроссельным характеристикам.
Выбор закона и программы регулирования двигателя в конечном счете преследует цель получения наивыгоднейшего протекания характеристик двигателя и обеспечения его надежной работы. С другой стороны, задание закона регулирования обеспечивает на каждом режиме работы однозначную связь всех его параметров с внешними условиями, а задание программы регулирования при постоянных условиях полета — однозначную связь с режимами работы двигателя или с каким-либо ведущим параметром, характеризующим режим работы двигателя.
Воздействовать на тягу и удельный расход топлива можно, изменяя расход воздуха GB и основные параметры рабочего процесса ТРД — п* , Т* , а у ТРДФ — еще и Т$ . Параметры, на которые накладываются условия при задании закона или программы регулирования, называются параметрами регулирования. Параметрами регулирования могут быть основные параметры рабочего процесса (например, Т’) или другие параметры, непосредственно связанные с основными (например, частота вращения, непосредственно влия
237
ющая на GB и д’). Чтобы система автоматического регулирования (СЛР) могла воздействовать на параметры регулирования в соответствии с принятыми законом и программой регулирования, необходимо иметь регулирующие факторы, число которых должно строго соответствовать числу параметров регулирования. Так, у ТРД и ГГ ГТД основным регулирующим фактором является расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания GT , а у ТРДФ — еще и расход топлива, подаваемого в форсажную камеру сгорания — ф  Кроме того, в качестве регулирующих факторов могут служить изменяемые площади регулируемых сечений проточной части двигателя (например, площадь критического сечения регулируемого реактивного сопла).
Построение высотно-скоростных и дроссельных характеристик ТРД, как и любого другого ГТД, сводится прежде всего к определению значений параметров рабочего процесса, удовлетворяющих условиям совместной работы элементов в системе двигателя при заданных законе и программе регулирования в зависимости от условий полета и режимов работы, а затем к определению его основных данных — тяги и удельного расхода топлива. Поэтому изучение высотно-скоростных характеристик турбореактивных двигателей начнем с изучения совместной работы элементов в системе двигателя при различных закона регулирования, а изучение дроссельных характеристик — с изучения совместной работы элементов при различных программах регулирования.
8.2. Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины одновальных ТРД и газогенераторов ГТД при различных законах регулирования
Прежде всего следует отметить, что ТРД — это практически газогенератор. Различие между различными газогенераторами заключается только в обозначении параметров рабочего процесса и проходных сечений, которые могут являться регулирующими факторами ГГ (двигателя). Так, у ТРДи ТВлД температура на входе в компрессор газогенератора двигателя — Тв , а у ТРДД — Т* (см. рис. 7.4 и 7.5). Частота вращения ротора ГГ п — это частота вращения компрессора (п = пк). У ТРД проходное сечение за турбиной компрессора — это критическое сечение сопла Fc кр , у ТРДД — критическое сечение (горло) соплового аппарата перед турбиной вентилятора(за турбиной компрессора), у ТВлД — критическое сечение (горло) соплового аппарата перед свободной турбиной,а у ТВД — критическое сечение (горло) соплового аппарата перед турбиной винта. Если эти сопловые аппараты или сопло — с изменяемой геометрией (регулируемыми проходными сечениями), то они являются регулирующими факторами двигателя. Все это распространяется и на двухвальный ГГ.
Рассмотрим совместную работу компрессора, камеры сгорания и турбины одновального ГГ применительно к ТРД на базе математической модели первого уровня. Характеристику компрессора будем использовать в виде зависимостей (8.1). Характеристики же остальных элементов газогенератора — с некоторыми приближениями в упрощенном виде:
238
камеры сгорания
= const, Hr = const; KeV	।
(8.4)
турбины (4.35)
<7(XC a) = const, q* = const.	(8.5)
Прежде всего, используя определенные ранее условия совместной работы элементов в системе двигателя (7.1)—(7.17), получим уравнения совместной работы компрессора, камеры сгорания и турбины, с помощью которых, при заданных законе регулирования и режиме работы двигателя, можно будет определить параметры рабочего процесса при любых значениях Мп и Н.
Используя условие неразрывности (7.2), запишем расходы воздуха в сечении на входе в двигатель и газа в сечении перед турбиной (см. рис. 7.4,а):
* ♦ р	р
/пкр <7(ХВ) Fu (1 +	(1 - 5отб) = /ПКР г <7(4,а)	а т/г •
Из условий (7.11) и (7.12) определим отношение давлений
Рг ♦
• — °к.с ’
Р8
исключим площадь входа в двигатель из числа регулирующих факторов (F = const) и, принимая в рамках математической модели первого уровня комплексы ткр , mKp Г(1 + <7Т) 1 - 5отб^ независимыми от условий полета и режимов работы двигателя, получим
< =	(8-6)
х с.а
. Тг Т0
где Т =-------- — приведенная температура газа перед турбиной; То = 288
К
К; Cj = const.
Если площадь проходного сечения входного соплового аппарата турбины не является регулирующим фактором (Fc = const), то уравнение (8.6) примет вид
"к =	с2 •	<8-7>
где С2 = const.
С помощью уравнения (8.7) на характеристику компрессора, представленную на рис. 8.1 своей основной частью, можно нанести линии Т*пр = const. Постоянная уравнения (8.7) С2 определяется по известным данным ТРД на расчетном режиме. Для этого на характеристике компрессора необходимо определить одну точку (на рис. 8.1 точка РТ), которую назовем расчетной точкой. За расчетную точку на характеристике компрессора будем принимать рабочую
239
точку, соответствующую расчетному режиму работы двигателя, на котором
определены все его параметры (см. гл. 7) и в частности: лк Тг пр р , 9(\)р •
Как видно из рис. 8.1, линии постоянной приведенной температуры газа перед турбиной являются прямыми, исходящими из начала координат, угол наклона которых к оси абсцисс с ростом 7* пр увеличивается. В зоне очень низких значений я* условие q(kc>а) = const (8.5), при котором получено уравнение (8.7), не выполняется и линии 7*np = const перестают быть прямыми, приходя при <?(%в) = 0 в точку л’= 1 (см. рис. 8.1). Анализ представленной на рис. 8.1 характеристики компрессора с нанесенными линиями постоянной приведенной температуры газа перед турбиной показывает, что любая рабочая точка на характеристике компрессора однозначно определяется заданием двух параметров: ппр и 7* пр. Запишем условие равенства мощностей компрессора и турбины (7.16) в развернутом виде:
240
Учитывая принятые ранее приближения и принимая дополнительно с неболь-„	k п k г»
шоп погрешностью величины r|w »----« и -----— независящими от условии по-
k — 1 Лр ™ 1
лета и режимов работы, получим / й - 1 (*к *
- 1]-т=т; J Пк
г.пр
1 й - 1
А —----
Л„ Аг
const.
(8.8)
Исключив из уравнений (8.6) и (8.8) приведенную температуру газа перед турбиной, получим уравнение совместной работы компрессора и турбины ТРД (ГГ ГТД):
/ ф fe-1
<7(*ц)2 |Як к -1
k -1 г
1 - 1/тС
- сз •
(8.9)
Пк
<2
где С3 = const.
Найдем уравнение, связывающее параметры турбины с проходными сечениями, которые могут являться регулирующими факторами. Для этого, используя условия неразрывности (7.3), запишем расход газа через входной сопловой аппарат турбины и критическое сечение реактивного сопла ТРД:
Рг	Рт °г
,икр.г У^с.е) ^с.а	ткр.г ^(\.кр) ^с.кр Г2Г
С учетом условия (7.13) и выражения (7.28) при Qr = const получим уравнение в окончательном виде:
л, \ 1 - 1 - 1/л.
й -1
Г й
« ^с.кр ^(\:.кр)
Т|т =-----р-------const .
гс.а
(8.10)
Если рассмотреть ТРД с неизменными проходными сечениями проточной части (Fc кр = const и Fc а = const), работающий на режиме максимальной тяги при любых значениях Мп и Н, то у него располагаемый перепад давления на реактивном сопле будет больше критического (л_ _ > л„ „_) и> следовательно, q(\Kp) = l. Анализируя уравнение (8.10), приходим к выводу, что при поставленных условиях
л*= const и т)* = const.	(8.11)
В этом случае, т. е. для ТРД с F = const и Fc = const, работающего при лс > лс кр уравнение совместной работы компрессора и турбины упростится:
241
(8.12)
где С4 = const.
В заключение определим зависимость степени понижения давления на турбине от параметров рабочего процесса, для чего выразим п* через полные давления в характерных сечениях проточной части двигателя:
* Рг Рн Рк Рг Pcs Рн
, * « * . •
Рт Рн Рн Рк Рт Pcs
Рис. 8.2. Зависимость параметров воздуха от высоты (ГОСТ 4401—81)
Используя условия (7.11)—(7.14), а также
уравнение (7.18), получим
л
< =	'1 оях ок с ог пас,). (ваз)
где n(XcS) = 1/лс — газодинамическая функция.
Уравнения (8.6)—(8.10), (8.12), (8.13) определяют совместную работу компрессора, камеры сгорания и турбины ТРД (ГГ ГТД) при изменении условий полета и режимов работы двигателя.
Для расчета высотно-скоростных характеристик и определения при заданном законе ре
гулирования параметров двигателя необходимо пользоваться зависимостями
давления и температуры окружающей среды от высоты над уровнем моря. На
рис. 8.2 показано изменение параметров атмосферного воздуха по высоте в соответствии со стандартной атмосферой (ГОСТ 4401—81).
При изменении условий полета (Ми и Н) полное давление на входе в дви
гатель можно найти из уравнения (7.18)
k
* (t . fi - 1 h “ 1
Рн “ Рн I 1	2	°вх ’
а температуру торможения — из уравнения (7.19)
Т* = Т f 1 + ~ М21 .
1 В 1 Н I 1 т 2 п I
(8.14)
(8.15)
Регулирование ТРД по одному параметру
Закон регулирования: n = const. При регулировании ТРД с неизменными проходными сечениями проточной части (Fc а = const; Fc кр = const) по закону постоянства частоты вращения ротора (п = const) регулирующим 242
фактором является расход топлива (GT = var). САР двигателя, при изменении параметров на входе в двигатель за счет изменения условий полета, так изменяет расход топлива, чтобы все время обеспечивалось условие п = const. При этом должны выдерживаться ограничения:
Гр Т*г шах	и АКу АКу nljn .
При определении параметров двигателя из условий совместной работы при заданном законе регулирования в качестве независимой переменной могут быть приняты: приведенная частота вращения ппр = п	; относи-
тельная приведенная частота вращения 7inp = п nTq/T^ или просто температурный фактор ,'/т0/Т* , где То = 288 К; п = — — относительная частота вра-п0
щения, /Jq — максимальная частота вращения при Мп = 0; Н = 0. При данном законе регулирования п = 1, а лпр = Vt0/T* .
Независимая переменная непосредственно связана с условиями полета через температуру торможения на входе в двигатель Г* . Так, с ростом Мн
при Я-const температура Ть (8.15) увеличивается и, следовательно, /гпр уменьшается, а с ростом И до 11 км (см. рис. 8.2) при Мп = const температура Г* (8.15) уменьшается за счет уменьшения температуры окружающей среды Тн и, следовательно, 7Г|1р возрастает. Линию рабочих режимов на характеристике компрессора ТРД с нерегулируемыми сечениями газовоздушного тракта можно построить с помощью уравнения (8.12), используя расчетную точку. На рис. 8.3 показана характеристика высоконапорного компрессора (л*0 > 8) ТРД с нанесенной на ней линией рабочих режимов. В качестве расчетного режима взят режим полета с Мп=1,5 при //=11 км (п] р = л/т0/Г* = 0,95), а на характеристике компрессора обозначена расчетная точка (РТ) с заданными параметрами рабочего процесса. По известным в расчетной точке параметрам (л* , <7(Хв)р и Пк.р) определяется константа С4 уравнения (8.12) и далее, на напорных ветвях характеристики компрессора с различными значениями п , кроме ппр , находится рабочая точка, удовлетворяющая уравнению (8.12). Полученные для различных ппр рабочие точки объединяются в линию рабочих режимов на характеристике компрессора (см. рис. 8.3). Изменение параметров компрессора , q(Xb) и Г|к вдоль линии рабочих режимов в зависимости от ппр показано на рис. 8.4. Зная изменение л* и п* , можно получить зависимость работы компрессора
К	1 к
r А- 1
k	лк к ~ 1
Ак = -^-яГв ——;-------
243
Рис. 8.3. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону п = const
Рис. 8.4. Изменение п* , д(Хв) и вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = const
°т rt ( = ^0/Тв вдоль линии рабочих режимов (рис. 8.5), а используя уравнения (4.23) и (4.24), — запас устойчивости компрессора &Ку (рис. 8.6). При уменьшении 7inp запас устойчивости компрессора у рассматриваемого двигателя уменьшается и при ппр< 0,86 становится меньше минимально допустимого (ДКу < ДКу inin), откуда следует, что уменьшение ппр ниже 0,86 для данного двигателя недопустимо, т. е. недопустимо превышение скорости полета сверх величины, соответствующей Мп = 2 при Н >11 км. Полученное ограничение по л пр min показано на рис. 8.4—8.6. Если рассматриваемый двигатель работает на режиме максимальной тяги при любых условиях полета, т. е. п1пах = const, то л _ > л_ , а в этом случае для двигателя с неизменными проходными сече-ниями, как было показано выше, л* = const и л? = const. Отсюда следует, что работа турбины зависит только от температуры газа перед турбиной. Но в
244
Рис. 8.5 Изменение LK вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п = const
Рис. 8.6. Изменение ДКу вдоль линии рабочих ТРД при законе регулирования п =const
силу равенства мощностей компрессора и турбины, с учетом принятых ранее приближений, можно записать уравнение (7.25) в виде
*	LK
L= Т*  const или — = С- ,	(8 16)
т'г
где С5 = const.
В соответствии с уравнением (8.16) на рис. 8.7 для рассматриваемого примера построена зависимость Т* от нпр . Постоянная уравнения (8.16) С-была определена по заданному значению Т*тах (для данного примера
Г* = 1500 К) и величине , найденной из зависимости, представленной Г III IX	к II «Л
на рис. 8.5 (Lv в данном случае со-ответствует н11рп1,п)- Получается, что у рассматриваемого ТРД при заданном законе регулирования Т’ п1ах реализуется при лпрпйп, а для всех остальных значений ппр > nIjp min будет соблюдаться условие Т* < Т* тах .
В итоге, на конкретном примере для закона регулирования п = const мы получили зависимости параметров
рабочего процесса от ппр = \ТО/Т*В , непосредственно связанной с условиями полета (М и Н). Чтобы выяснить влияние напорности компрессора на
протекание линии рабочих режимов, рассмотрим три ТРД со степенями по
Рис. 8.7. Изменение Т* вдоль линии рабочих режимов ТРД при законе регулирования п =const
245
вышения давления в компрессоре на взлетном режиме: лв0=12; л*0 = 6 и
л*0 = 3. Принимая сначала, что по линии рабочих режимов КПД компрессора не
меняется, построим для всех трех двигателей зависимости л* = f Г q(Z,b)
где
Пк
*к= — лк0
. а д(Лв) =
<7(\)
<7(Uo
. Для этого воспользуемся уравнением (8.12), которое
при т) = const примет вид
, к~ 1
("к ‘ - 1 -----------------= const.
(8.17)
Построенные по этому уравнению зависимости показаны штрихлунктир-ными линиями на рис. 8.8. Из них следует, что с увеличением л*0 линия рабочих режимов протекает более полого. Если поставить условия одинакового снижения л* у всех двигателей, то, например, при л* = 0,6 изменение Q(XB) в высоконапорном компрессоре (лв0=12) будет наибольшим  7(\) = 0,7j, а в низконапорном (л*0 = 3) — наименьшим д(А.в) = 0,85^. Заметим, что вывод о разной крутизне линий рабочих режимов при различных значениях лк0 по лучен без использования каких-либо предположений о свойствах компрессора (кроме допущения о постоянстве его КПД) или даже о его типе. Эта особенность определяется характером уравнения (8.17) и сохраняется независимо от индивидуальных свойств характеристик тех или иных компрессоров.
246
Рис. 8.8. Сравнение линий рабочих режимов
при разных значениях п*0 (------ ~ var; — ‘ — Лк = const)
Если, с другой стороны, рассмотреть изменение газодинамической устойчивости компрессора (границы помпажа), то картина получается обратной — для высоконапорных компрессоров с уменьшением <?(ХВ) граница устойчивости проходит круче, чем для низконапорных (рис. 8.9). Большая крутизна границы устойчивости у высоконапорных компрессоров объясняется уже свойствами самого компрессора и связана с рассогласованием работы его отдельных ступеней (см. гл. 4). Таким образом, у ТРД с высоконапорным компрессором (л*0=12) при уменьшении ппр линия рабочих режимов и границы устойчивости сближаются, а у двигателя
параметров вдоль границы
Рис. 8.9. Сравнение границ газодинамической устойчивости компрессоров различной напорности
с низконапорным компрессором (л^о= 3) — расходятся. Наглядное представление о взаимном расположении линий рабочих режимов и границ устойчивости на характеристиках компрессоров разной напорности дает рис. 8.10. Линии рабочих режимов на этом рисунке построены по уравнению (8 12), причем за расчетную точку во всех трех случаях выбран взлетный режим (л = 1). Если у высоконапорного компрессора (л*0 = 12) с уменьшением ппр линия рабочих режимов приближается к границе устойчивости, то у компрессора средней напорности (л*0 = 6) обе линии идут примерно эквидистантно, а у низкона-
порпого компрессора (л*0 = 3) линия рабочих режимов удаляется от границы устойчивости. Линии рабочих режимов с рис. 8.10 в относительных величинах перенесены на рис. 8.8 (сплошные кривые). При изменении КПД компрессора зависимости л* = f <?(ХВ) 1 несколько иные, чем при условии rj* = const, но их
0,5 46 07 0,8 Q(\g)	0,3 #4- 0,5 06 0,7 0,8	0,5 0,6 07 0,8 q(\t)
Рис. 8.10. Характеристики компрессоров разной напорности с нанесенными на них линиями рабочих режимов
247
взаимное расположение и относительная крутизна в области рабочих значений подтверждают выводы, сделанные выше при использовании для их построения уравнения (8.17).
Осредненные данные параметров компрессоров разной напорности по линии рабочих режимов показаны на рис. 8.11. Из графиков, приведенных на этом рисунке, следует, что, чем больше величина л*0 , тем резче снижа-
ются п* и <?(ХВ) с уменьшением нпр . На рис. 8.12 показано изменение отно-
сительной
величины
запаса устойчивости
- А^у
= (где ДК 0 — запас ус-
тойчивости при «пр = 1) в зависимости от h и л*0 . Как снижении ппр у ТРД с большими значениями л*0 запас шается, а у ТРД со средними и низкими значениями
уже отмечалось, при устойчивости уменьям — увеличивает-
ся.Отсюда следует, что ТРД с высоконапорным компрессором не может работать в широком диапазоне скоростей полета, если не применять дополнитель-
ных средств регулирования.
Рис. 8.11. Сравнение основных параметров компрессора вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при п - const
Осредненные зависимости относительной работы компрессора LK = у— ьк0
вдоль линии рабочих режимов от 7inp для ТРД с различными значениями л*0 представлены на рис. 8.13. У ТРД с л*0>(6...8) работа компрессора при уменьшении л растет из-за сильного увеличения углов атаки на первых ступенях компрессора (см. гл. 4), а у ТРД с л*0<(5...6) снижается из-за сильного уменьшения углов атаки на последних ступенях компрессора. У дви
248
гателей с компрессорами средней напорности (лк0 ; 6) при изменении ппр
(л = const) работа практически не меняется. Учитывая условие (8.16), можно видеть, что относительное изменение работы компрессора при данном законе регулирования совпадает с относительным изменением температуры газа перед турбиной (LK = Т* , где Т* = T*/T*q), что и отражено на рис. 8.13. Из рассмотрения рис. 8.13 следует, что заданное максимальное значение температуры Г* mnv У ТРД с высокими л*п будет при минималь-
ных Ппр , а у ТРД с низкими л*0 — при максимальных п . При всех остальных значениях п пр температура Т” будет меньше максимально допустимой, что может привести к снижению тяги двигателя на этих режимах по сравнению с ее возможной величичиной при Т* тах .
Рис. 8.12. Сравнение изменений запаса устойчивости компрессора вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров разной напорности при п =const
Заметим, что приведенные на рис. 8.11—8.13 зависимости
получены
путем осреднения параметров по нескольким двигателям с примерно одина
ковыми значениями л*0 для каждого из выбранных
степени повышения давления. Поэтому у конкретных ТРД с такими же значениями тс*0 , как на рис. 8.11—8.13, при том же качественном характере параметров по ппр могут быть некоторые количественные отличия от приведенных осреднен-ных значений параметров.
Закон регулирования:	~ const.
Поддержание постоянной температуры газа перед турбиной при изменении условий полета в двигателе с неизменной геометрией проточной части может реализоваться путем изменения расхода топлива по сигналу термоприемника, следящего за температурой Т* или за температурой газа за турбиной Г* , так как в соответствии с условием
Тг
(8.11) отношения температур — = const. При этом Т* * т
частота вращения п будет изменяться в зависи-
трех значений исходной
Рис. 8.13. Сравнение изменений работы компрессора и температуры газа перед турбиной вдоль линии рабочих режимов ТРД для компрессоров различной напорности при п = const
мости от температуры на входе в двигатель Т* . Так как при нерегулируе
мых проходных сечениях линия рабочих режимов определяется уравнени-
249
ем (8.12), то при одинаковых характеристиках компрессора в ТРД, регулируемых по законам п = const и Т* = const, линии рабочих режимов на характеристике компрессора совпадут (см. рис. 8.3). Но при этом одним и тем же значениям ппр на линии рабочих режимов (рис. 8.3) при законе регулирования Т* = const будут соответствовать иные, чем при п = const, значения частот вращения. В данном случае из условий прочности должно накладываться ограничение п < nmav , а также АТС > Д2С_- . Для того чтобы найти измене-ние частоты вращения по линии рабочих режимов при законе регулирования Т* = const, используем уравнение (8.7), записанное в виде
< =	С2 •
1 в
(8.18)
При заданных значениях ппр на характеристике компрессора (см. рис. 8.3) по линии рабочих режимов определяем зна-чения л* и <?(ХВ) , а из уравнения (8.18) находим параметр л/т0/Т* . Постоянная уравнения (8.18) С2 определяется по известным значениям параметров на расчетном режиме. Используя далее выражение приведенной частоты вращения ппр = п ^Tq/T^ , можно найти относительную частоту вращения п для заданного значения л
п (п = . г ). На рис. 8.14 показаны осредненные величины относитель-чт„/т;
ной частоты вращения в зависимости от параметра nTq/T*v , определяемого условиями полета, вдоль линии рабочих режимов для двигателей с компрессорами различной напорности. Как следует из этого рисунка, со снижением величины ^Tq/T* (т. е. с ростом Мп) частота вращения у двигателей с низкими значениями л*0 возрастает, а у двигателей с большими л*0 — падает. Для объяснения характера изменения п обратимся к условию (8.16), которое позволяет сделать вывод, что при законе регулирования Т* = const работа компрессора не будет меняться (LK = const).
Рис. 8.14. Зависимость относительной частоты вращения от параметра ^Tq/T^ при регулировании ТРД по закону Tr = const для двигателей
с компрессорами разной напорности
250
С другой стороны, как известно из теории лопаточных машин, работа компрессора зависит от квадрата частоты вращения и распределения углов атаки по его ступеням:
LK = C(ij) п2 ,	(8.19)
где C(iy) — коэффициент, учитывающий влияние на работу компрессора изменения углов атаки по его ступеням при изменении параметра XTq/T* . При законе регулирования п = const изменение LK в зависимости от ппр = VTq/T’p (см. рис. 8.13) характеризуется коэффициентом C(ip , который у ТРД с высокими 7i*0 (л* о =12) при уменьшении ппр растет, а у ТРД с низкими тг*0 (л*0 = 3) — уменьшается. Отсюда следует, что при условии LK = const (закон регулирования Т* = const) с уменьшением параметра ^Tq/T^ у двигателей с высоконапорными компрессорами (тск0 > 8)’п будет уменьшаться, так как С(/р будет возрастать, а у двигателей с низконапорными компрессорами (nj.() < 5)п возрастает из-за уменьшения C(i;) . Из сравнения рис. 8.13 и 8.14 видно, что п при Т* = const имеет качественно обратный характер изменения по отношению к L.. при п = const (nnn = \ТП/Т_).
У двигателей с низкими л*0 , когда максимальные значения п достигаются при наибольшей величине Т* (при максимальной скорости полета), на остальных режимах полета тяга будет меньше по сравнению с той величиной, которая могла бы быть при nmax . У двигателей с высокими л*0 максимальная частота вращения достигается лишь при самой низкой температуре Т* (при наименьшей скорости полета), а на остальных режимах полета п < пП1аХ и тяга будет меньше возможной, которая могла бы быть при nmax .
Закон регулирования: лпр= const. При этом законе регулирования система автоматического регулирования при изменении Мп и Н изменяет подачу топлива в соответствии с сигналом датчика температуры Та так, чтобы изменение частоты вращения п было пропорционально изменению VTq/T* . Температура газа перед турбиной при этом тоже будет меняться. Ограничения из условий прочности в этом случае накладываются на температуру и частоту вращения: Т*<Т*	, п < п ях . При регулировании ТРД по n,= const
линия рабочих режимов, удовлетворяющая уравнению (8.12), превращается в единственную точку на характеристике компрессора (рис. 8.15), совпадающую с расчетной точкой. При всех условиях полета величины тс* , Q(XB) , т|* и АЛ" будут постоянными и равными их значениям на расчетном режиме. Так как через рабочую точку на характеристике компрессора (рис. 8.15) про-251
ходит единственная линия Тг np = const, полученная с помощью уравнения (8.7), то величина Т* при изменении условий полета будет отвечать условию Т* Tq/T* = const, т. е. меняться пропорционально изменению температуры Т'а .
Рис. 8.15. Рабочая точка на характеристике компрессора при регулировании ТРД по закону лпр = const
Рис. 8.16. Изменение относительных величин Г* и п при законе регулирования лпр = const в зависимости от параметра у!т0/т*
На рис. 8.16 показано изменение относительных значений Т* и п в зависимости от параметра ^1т0/Т*в . Предельные значения Т* и п при данном законе регулирования будут достигаться на максимальной скорости полета (при максимальном значении температуры Т*). Из-за сильного снижения тяги на пониженных скоростях полета вследствие низких значений Т* и п по сравнению с максимально допустимыми этот закон регулирования используется в основном в комбинации с другими законами как ограничитель максимального значения приведенной частоты вращения (ппр max = const).
Регулирование ТРД по двум параметрам
Закон регулирования: п = const; Т* = const. В этом случае регулирующими факторами будут являться расход топлива (GT = var) и площадь критического сечения реактивного сопла (^скр = var). Данный закон регулирования наиболее целесообразен, так как поддержание максимально допустимых значений п и Т* обеспечивает на всех режимах полета получение максимально возможной тяги. САР при рассматриваемом законе регулирования обычно поддерживает п = const, изменяя подачу топлива Gr , а условие Т* = const поддержива
252
ется за счет изменения Fc кр. Поддерживать постоянной температуру 7* можно косвенным методом по сигналу датчика температуры за турбиной 7* с соответствующей коррекцией на изменение я* в зависимости от ппр , так как измерять высокую температуру перед турбиной с большой неравномерностью поля достаточно сложно- При этом должно выдерживаться ограничение <\Ку > |П1П .
Линию рабочих режимов на характеристике компрессора при законе регулирования п = const; 7* = const можно построить с помощью уравнения (8.7), преобразуя его с учетом, что при п - const, ппр = ^Tq/T^. Учитывая,что 7* = const, получим уравнение (8.7) в виде
< = "пр 4 •	(8.20)
где С2 = const.
На рис. 8.17 даны характеристики высоко- и низконапорного компрессоров с нанесенными на них линиями рабочих режимов, полученных с помощью уравнения (8.20). При построении линии рабочих режимов на характеристике компрессора постоянная уравнения (8.20) С2 определялась по известным значениям параметров як , <?(ХП) и ппр в расчетной точке (в рассматриваемом примере
Рис. 8.17, Характеристики высоко- и низконапорного компрессоров с нанесенными на них линиями рабочих режимов при законах
регулирования п = const; Tr = const (сплошные линии) и п = const (пунктирные линии)
253
Ппрр = 1) и далее на напорных ветвях характеристики компрессора с различными значениями ппр находятся рабочие точки, удовлетворяющие уравнению (8.20). Полученные для различных значений ппр рабочие точки объединяются в линию рабочих режимов (см. рис. 8.17). Работа компрессора вдоль этой линии в общем случае не будет постоянной и для получения соответствующей работы турбины при Тг = const, обеспечивающей условие (7.25) LK = (1 +	11 - Ботб) LT г|т , необходимо изменять величину л* . Этого можно
достичь изменением площади критического сечения сопла в соответствии с уравнением (8.10). Расчет ведется следующим образом. Для заданного значения п на характеристике компрессора (см. рис. 8.17) определяются значения л* и п* , а затем по уравнению (7.26) находится величина л* . В рамках математической модели первого уровня принимается r|* = const. Изменение П* можно учесть во втором приближении, используя характеристику турбины в виде (4.34) т|* = / [л* , (п , Vt’ )J и найти новое значение л* по уравнению (7.26) с учетом изменения *|* . Далее по уравнению (8.10) определяется величина Fc кр, необходимая для получения нужного значения л* . Для выяснения влияния лк0 па протекание линии рабочих режимов при рассматриваемом законе регулирования на рис. 8.17 даны характеристики компрессоров различной напорности (л*0=12 и л*0 = 3) с нанесенными линиями рабочих режимов при закона регулирования п = const; Т* = const (сплошные линии) и п - const (пунктирные), а на рис. 8.18 показано изменение коэффициентов запаса устойчивости компрессора. Из этих рисунков видно, что у ТРД с высоконапорным компрессором при уменьшении ппр запасы устойчивости уменьшаются, а у ТРД с низконапорным компрессором — увеличиваются. Необходимо отметить,что у ТРД л*0 > 8 запасы устойчивости на пониженных ппр больше при законе регулирования п = const; Тг = const. Изменение относительной работы компрессора показано на рис. 8.19. Как указывалось ранее, потребное из менение LK при Т* = const можно получить, регулируя л* , меняя площадь критического сечения сопла. Зависимости, характеризующие необходимое изменение л* для двигателей с компрессорами различной напорности, показаны на рис. 8.20.
Закон регулирования: пп р= const; Т1* = const. Регулирующими факторами в данном случае будут G_ и . САР при изменении Мгг и Н воздействует на расход топлива в соответствии с сигналом датчика Т* так, чтобы п менялось пропорционально 'Vt’/Tq , а температура Т*г поддержива-
254
Рис. 8.18. Изменение ДКу компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов при регулировании по законам л = const; Т* = const (сплошные линии) и п = const (пунктирные линии)
Рис. 8.19. Изменение относительной работы компрессоров разной напорности вдоль линии рабочих режимов при регулировании по законам и = const; Т* = const (сплошные линии) и п = const (пунктирные линии)
Рис. 8.21. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (а—б) при регулировании ТРД по закону пгр = const; Т* = const
Рис. 8.20. Потребное изменение относительной
величины вдоль линии рабочих режимов при регулировании по закону
п = const; Т* = const
ется постоянной за счет изменения Fc кр . При этом должны выдерживаться ограничения п < ппшх и &Ку > ДАГу min .
255
Линия рабочих режимов на характеристике компрессора при этом законе регулирования совпадает с напорной веткой ппр = const, а положение рабочей точки при заданном значении Т* можно определить, обратившись к уравнению (8.7). Нанеся лучи, соответствующие Т‘пр= const (Т'#пр = Т* То/Т*), на характеристику компрессора, которая представлена на рис. 8.21, при пересечении их с напорной веткой ппр = const находим рабочие точки для заданного значения Тв . При этом, как и во всех предыдущих случаях, значение постоянной уравнения (8.7) С2 определялось по известным параметрам в расчетной точке п* , <7(Хв)р •
Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (рис. 8.21) при данном законе регулирования соответствует отрезку напорной ветки лпр = const (nf = 1), определяемому изменением условий полета. Для каждой рабочей точки, определяемой значением Т* , по известным величинам л* и Т|к может быть определена LK (4.1). С ростом Т* при ппр = const будет расти частота вращения и работа компрессора. Очевидно, что для увеличения LK необходимо увеличивать LT , а это при Т* = const требует роста л* , который достигается за счет увеличения Fc кр в соответствии с условием (8.10). При всех условиях полета, где Т* < Т* inv , п < nmav , это приводит к уменьшению тяги по сравнению с максимально возможной при nmax = const, Т*тл = const на пониженных скоростях полета. По этой причине нерацио-Г ГПлХ
нально применять закон регулирования ппр = const, Тг = const в широком диапазоне изменения скоростей полета, но его целесообразно использовать в качестве условия ограничения «npmjn в комбинации с другими законами регулирования.
Регулирование ТРД по трем параметрам
Закон регулирования: п = const; Т* = const; AFV = const. При этом законе регулирования регулирующими факторами будут: расход топлива (GT = var), площадь проходного сечения первого соплового аппарата турбины (Fс а = var)
и площадь критического сечения сопла (Fc кр = var). Линия рабочих режимов на характеристике компрессора строится следующим образом. Задав на расчетном режиме значение ДХу , далее на линях лпр = const характеристики компрессора (рис. 8.22) с помощью уравнения (4.23) определяем рабочие точки с заданным значением запаса устойчивости. Объединяя рабочие точки на характеристике компрессора (рис. 8.22), получим линию рабочих режимов с = const. Обеспечить соответствующую этой линии рабочих режимов зависи-
256
Рис. 8.22. Линии рабочих режимов ТРД при законах регулирования п = const;
Т* = const; &Ку = const (сплошная линия) и п = const; Т* = const (пунктирная линия)
мость л* = Дппр) можно, регулируя площадь проходного сечения первого соплового аппарата турбины Fc а , значение которой определяется из уравнения (8.6). Учитывая, что
const, ппр=а/т0/7^ ,
a ft = F- /F- оП , запишем уравнение (8.6) в виде
9(^в) лпр ‘	’
(8.21)
где Cj = const.
Для любого заданного значения ппр на линии рабочих режимов характеристики компрессора можно найти значения л* и <?(ХВ) , с помощью уравнения (8.21) определить величину Fc а и получить зависимость Fca = Ялпр) . Постоянная уравнения (8.21) Cj определяется на расчетном режиме. Условие равенства мощностей компрессора и турбины (7.16) можно обеспечить при Т* = const за счет воздействия на л* изменением площади критического сечения реактивного сопла Fc кр. Расчет ведется в такой последовательности. По известным на линии рабочих режимов параметрам компрессора по уравнению (7.26) с учетом принятых допущений определяется лт , а по уравнению (8.10) — относительная площадь критического сечения реактивного сопла F„	/F„	. Изменение п* можно учесть во втором приближении, ис-
пользуя характеристику турбины в виде (4.34), представленную на рис. 4.14.
Проанализируем характер изменения Fc& и Fc кр при уменьшении ппр у ТРД с высоконапорным компрессором (л*0 = 12) при реализации рассматриваемого закона регулирования. Нанесем на характеристику компрессора (рис. 8.22) для сравнения линию рабочих режимов при законе регулирования п = const; Т’ = const (пунктирная линия). Запас устойчивости в этом случае 9 Б. А. Крыло»	257
при уменьшении ппр снижается. Для обеспечения условия ДЛГу = const при nIip < 1 необходимо уменьшить значение п* по сравнению с Fc а = const и, следовательно, увеличить Fr а , как это можно увидеть из уравнения (8.21). Работа компрессора вдоль линии рабочих режимов будет меняться не очень сильно, так как углы атаки по ступеням компрессора в данном случае будут меняться меньше, чем при законе регулирования п = const; 7* = const при Fc а = const, а следовательно, и л* будет меняться не очень сильно. Поэтому в соответствии с уравнением (8.10) при уменьшении пп_ площадь F„ долж на также увеличиваться за счет роста Fc а . Закон регулирования п - const; 7* = const; AK"V = const обеспечивает практически максимально возможные значения тяг во всех условиях полета одновременно с высокой надежностью благодаря поддержанию необходимого запаса устойчивости компрессора. Заметим,что условие A7CV = const при регулировании ТРД по трем параметрам может быть заменено любым желательным вариантом изменения по ппр . Основной трудностью при реализации этого закона является необходимость регулирования первого соплового аппарата турбины при высоких значениях 7* , что связано с большими конструктивными сложностями.
Примеры комбинированных законов регулирования
До сих пор рассматривались те или иные законы регулирования в предположении, что во всем диапазоне режимов полета закон регулирования двигателя один и тот же. Для обеспечения удовлетворительных характеристик двигателя в широком диапазоне скоростей и высот полета можно применять комбинированные законы регулирования, т. е. использовать разные законы на различных участках полета. Рассмотрим в виде примера два комбинированных закона регулирования.
Комбинированное регулирование по законам п = const и nnp = const. Так как рассматриваются законы регулирования по одному параметру, имеется в виду двигатель с неизменяемыми проходными сечениями. Рассмотрим для примера двигатель с = б, рассчитанный на максимальную скорость полета на высотах Н> И км, соответствующую М = 3,0 (при этом 7* о = 601 К). Если при всех II	В IИДА
скоростях полета регулировать двигатель по закону п- const, то при ппр = 0,693, соответствующем Мп = 3, получим низкие значения КПД ком прессора (т|* = 0,6 и ниже) и относительной плотности тока (меньше 0,45), как видно, например, на рис. 8.10. Чтобы обеспечить более высокие значения <?(ХВ) и Пк при высоких 7* (низких ппр), можно применить комбинированное регулирование: от 7* min до промежуточного значения температуры торможения воздуха перед двигателем 7* п — по закону ппр = const, а от 7* п до 258
7*max — по закону п- const. На рис. 8.23 показано изменение п, ппр и Тг вдоль линии рабочих режимов при таком комбинированном регулировании в зависимости от параметра a/Tq/T* . При этом величина Т* п принята равной
339 К. В диапазоне температур 7* , где применяется закон ппр = const, с ростом 7* до 7* „ (снижением ^1тп/Т* до ~ 0,92) частота вращения ротора дви-0	U • 11	D
гателя растет. При дальнейшем увеличении 7* частота вращения остается постоянной. Такое комбинированное регулирование обеспечивает большее, чем при законе п = const, во всем диапазоне чисел Мп значение ппр при Мп = 3 (0,722 вместо 0,693). Вследствие этого возрастают <?(ХВ) и т|* .
На том же рис. 8.23 показано изменение 7* , которое аналогично изменению частоты вращения. При рассматриваемом комбинированном регулировании температура 7* п перехода с одного закону на другой должна подбираться так, чтобы обеспечить приемлемые параметры двигателя во всем диапазоне режимов полета. Необходимо также выдерживать ограничения:
Рис. 8.23. Изменение п, лпр
и Тг вдоль линии рабочих режимов при комбинированном законе регулирования (л = const; лпр = const) в зависимости от параметра a/Tq/T*
Комбинированное регулирование по законам п = const; 7r = const и л1 р = const; 7* = const. Такое комбинированное регулирование возможно реализовать на двигателе с изменяемой площадью . Рассмотрим это регу-V» К|2
лирование на примере двигателя с высоконапорным компрессором (л*0 = 12), рассчитанного, как и в рассмотренном выше примере, на скорость полета до мп = 3,0.
При рассмотрении закона п = const; 7Г = const было показано, что для двигателя с л*0=12 недопустимое снижение AKV происходит уже при ппр<0,8, что соответствует Мп = 2,35 на высоте Я =11 км и более. Следовательно, при этом законе ТРД с высоконапорным нерегулируемым компрессо-
9*
259
Рис. 8.24. Линия рабочих режимов при комбинированном законе регулирования (л = const; Т* = const до д/т0/Т’ = 0,8 и лпр = const;
Т* = const при ^То/Т* < 0,8)
Рис. 8.25. Изменение л* , пи лпр по линии рабочих режимов при комбинированном законе регулирования (п = const; Т* - const до ^TQ/T*n = 0,8 и лпр = const;
Т* = const при ^Т0/Т*в < 0,8)
ром не может работать при Мп > 2,35. Чтобы обеспечить устойчивую работу двигателя до Мп = 3,0, можно применить комбинированное регулирование: в области относительно низких Т* до Т* п регулировать двигатель по закону п = const; Т* = const, а от Т* до Т* — по закону пп_ = const; Т* = const. Принимая Т* п = 450 К (ппр = 0,8), можно нанести линию рабочих режимов на характеристику компрессора для обоих законов регулирования (рис. 8.24). Используя ту же характеристику компрессора с л*0=12, что и ранее (см. рис. 8.17), получим изменение параметров вдоль линии рабочих режимов. На рис. 8.25 показано изменение п, ппр и л* для рассматриваемого случая по параметру ^То/Т* . При переходе на регулирование п = const (ниже /Т* = 0,8) л‘ и относительная плотность тока меня-
Пр	V 1э	К
ются не очень сильно при дальнейшем росте Т* . Запас устойчивости, как видно из рис. 8.24, растет. Постоянная температура Т* во всем диапазоне режимов полета способствует получению высоких значений тяги. Недостатком такого регулирования является неполное использование возможностей двигателя при скоростях полета меньше максимальной, из-за снижения частоты вращения по сравнению с ее предельно допустимым значением.
260
ТРД с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора
На двигателях с высоконапорными компрессорами часто применяется регулирование направляющих аппаратов компрессора (группы первых или групп первых и последних ступеней), главным образом, для расширения диапазона устойчивой работы по ппр . При этом обычно задаются программы изменения углов установки лопаток направляющих аппаратов компрессора а( в зависимости от относительной приведенной частоты вращения: а( = Днпр)  Это означает, что характеристика компрессора остается функцией двух переменных: <?(ХВ) и п„р , но каждому значению ппр соответствуют вполне определенные значения cl1 . В результате характеристика компрессора с а( = var деформируется по сравнению с характеристикой при а(- = const (см. рис. 4.10).
Программа изменения углов установки направляющих аппаратов ai = f(%p) может быть разной для каждой из регулируемых ступеней; при этом задавать ее нужно исходя из условия повышения запасов устойчивости на пониженных значениях ппр , а также повышения Пк • Построение линии рабочих режимов на характеристике компрессора с <xf = var практически не будет отличаться от ее построения на характеристике компрессора с (Х{- = const, так как положение напорных ветвей с ппр = const на характеристике регулируемого компрессора однозначно задается программой а{ = Ллпр) •
Рис. 8.26. Характеристики компрессоров нерегулируемого (сплошные линии) и с регулируемыми направляющими аппаратами (штрихпунктирные линии) с нанесенными на них линиями рабочих режимов при законе регулирования п = const, Т* = const
Рассмотрим регулирование ТРД с <х{ = var по закону п = const, Т* = const (F„	= var). На рис. 8.26 дана характеристика компрессора с а, = const (сплош-
ные линии) и компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами групп первых и последних ступеней (а{ = уаг).Расчетный режим в данном случае соответствует максимальной частоте вращения при Мп = 0 и Н = 0. При рассматриваемом законе регулирования рабочие точки на напорных ветвях
261
характеристики компрессора (ппр = const) в обоих случаях при al = const и при = var можно определить по уравнению (8.20).
Рис. 8.27. Изменение п* и д(Хв) по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором (штрихпунктирная линия) при законе регулирования
п = const; Тт = const
otj = const и а4- = var нанесены на характерис
Рис. 8.28. Изменение ДКу по линии рабочих режимов у ТРД с нерегулируемым компрессором (сплошная линия) и с регулируемым компрессором (штрихпунктирная линия) при законе регулирования
л = const; Тт = const
тику компрессора (рис. 8.26). Как в случае a.i - const, так и в случае ссг - var потребная для привода компрессора работа турбины при Т* = const обеспечивается изменением л* путем регулирования Fc кр. Порядок расчета совместной работы элементов ТРД с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора такой же, как и для ТРД с а4- = const при законе ре
гулирования п - const, Т* = const. Изменение
и 9(ХВ) по линиям рабочих режимов для 0^ = const и а4-= var,показанных на рис. 8.26, представлено на рис. 8.27, а на рис. 8.28 дано изменение запаса устойчивости компрессора. При регулировании направляющих аппаратов запас устойчивости компрессора существенно увеличивается на пониженных значениях лпр , но значения п" и O(1J в этом случае ниже, чем у двига-теля с нерегулируемым компрессором (рис. 8.27).
8.3. Совместная работа компрессоров, камеры сгорания и турбин двухвальных ТРД и газогенераторов ГТД при различных законах регулирования
ТРД с двухкаскадным компрессором (двухвальные ТРД) имеют существенно больший диапазон устойчивой работы компрессора по скорости полета по сравнению с одновальными ТРД, у которых п*0 > 8. То же самое можно сказать о двухвальных ГГ ГТД, имея в виду, что у двухвального ГГ ТРДД 262
температура воздуха на входе в компрессор низкого давления Твн — это температура воздуха за вентилятором ТРДД.
Рис. 8.29. Расчетная схема двухвального ТРД с обозначением характерных сечений
На рис. 8.29 дана расчетная схема двухвального ТРД с обозначением характерных сечений газовоздушного тракта, а также с обозначенными роторами низкого (РНД) и высокого (РВД) давлений. Здесь и в дальнейшем параметры, относящиеся к РНД, будем обозначать дополнительным индексом “НД”, а параметры, относящиеся к РВД, индексом “ВД”.
Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины РВД
Будем рассматривать совместную работу элементов РВД на базе математической модели первого уровня с приближениями, принятыми при определении совместной работы компрессора, камеры сгорания и турбины одновального ТРД (см. разд. 8.2). Характеристику компрессора РВД будем использовать в виде зависимостей (8.1), а характеристики камеры сгорания (8.4) и турбины (8.5) — в упрощенном виде.
Используя определенные ранее условия совместной работы элементов в системе ТРД (7.1)—(7.17),получим уравнение совместной работы РВД. С помощью уравнений расхода запишем условия неразрывности (7.2) для сечений на входе в компрессор и турбину РВД:
щкр FB ВД Рв ВД + Q ?отб) тк?'Г 9(^-с.а) ^с.а Р*г
Определив давление р* = р* вд п’ ВД °к.с » исключив площади FB вд и ^с.а из числа регулирующих факторов (FB вд = const и Fc а = const) и приняв комплексы znкр , шкр г , (1 +	(1 - ^отб) и °к.с независящими от условий полета
и режимов работы, получим уравнение, аналогичное уравнению (8.7)
пк ВД “ 9(\)вд
Тв ВД
const.
(8.22)
Запишем условие равенства расходов через сопловые аппараты турбин высокого и низкого давлений:
263
^кр.г ^с.а &г _ ткр.г ^^с.а^НД ^с.а НД Рт ВД
'Гт; ’
Используя условие (8.5), а также применительно к турбине высокого давления условие (7.13) и (7.28) при неизменных проходных сечениях сопловых аппаратов (Fc а = const и Fc а Нд = const), получим следующее уравнение:
= const.
(8.23)
Отсюда делаем вывод, что при поставленных условиях
пт вд — const
(8.24)
и, следовательно, работа турбины LT Вд зависит только от температуры газа перед турбиной:
вд “ Л- const,
(8.25)
а отношение температур
Тг ----- = const. ТтВД
В этом случае равенство мощностей компрессора и турбины РВД (7.17) с учетом условий (7.2), (8.25) и принятых ранее допущений можно записать как
LK ВД - Тг С5 ВД »
(8.26)
где С5 Вд = const.
Представим LK Вд в уравнении (8.26) в развернутом виде:
Рис. 8.30. Характеристика компрессора высокого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимов
k k- 1
k- 1
*~Т~- 1
Як ВД
—----= Т’ const (8.27)
ВД
и, решая совместно уравнения (8.22) и (8.27), получим уравнение совместной работы компрессора и турбины РВД, аналогичное уравнению (8.12) одновального ТРД:
/ .*^1
<7(\$)вд ^к ВД '
*2	*
пк ВД ВД
(8.28)
где С4ВД = const.
На рис. 8.30 представлена характеристика компрессора РВД двухвального ТРД с рассчи-
лт; вд
“ ('4 ВД ’
264
тайной с помощью уравнения (8.28) линией рабочих режимов. Постоянная уравнения (8.28) ^ЗВд определяется по известным параметрам компрессора в расчетной точке. Зависимости л* Вд , 9(\)Вд и Чк ВД от относительной приведенной частоты вращения РВД лпр Вд по линии рабочих режимов, необходимые для расчета характеристик двигателя, показаны на рис. 8.31, где
Лпр.ВД “
пвд Лр » вдо "ВД" вд ’
(8.29)
а ЛВДО и ВДО — максимальные значения частоты вращения и температуры при Мп = 0 и Н = 0.
Компрессор высокого давления — низконапорный (л^ Вд0 < 6), а характерным свойством таких компрессоров, как было показано ранее, является увеличение запаса устойчивости компрессора при уменьшении лпр Вд. Это хорошо видно на рис. 8.32, где представлена зависимость ДКу Вд от лпр Вд , рассчитанная по уравнениям (4.23) и (4.24). При расчете характеристик двухвального ТРД используется также приведенная работа компрессора высокого давления:
Ьк.фВД- . "л-1ягввдо^ * -Ч .	-	(8.30)
1 в ВД	к ЬД Нк ВД
зависимость которой от лпр Вд дана на рис. 8.33. Построенная на характеристике компрессора РВД линия рабочих режимов (см. рис. 8.30) будет одна и та же для всех законов регулирования двухвального ТРД при условии, что сопловые аппараты турбин не регулируются (Fc а = const и Гс а Нд = const).
Совместная работа компрессора и турбины РНД
Получим уравнения совместной работы РНД, используя допущения, аналогичные тем, которые принимали,рассматривая совместную работу элементов РВД. В двухвальном ТРД не удается записать соответствующие уравнения РНД независимо от параметров РВД, расположенного между компрессором и турбиной низкого давления. Начнем с того, что запишем условие баланса расхода межцу входом в компрессор низкого давления и сопловым аппаратом турбины высокого давления:
^кр ^в Ръ______________^кр.г^С^с.а^ ^с.&Рг
(1 + <7,) (1 -	" ТтУ
Так как р’ = р* п’ Пд тс* Вд GK с , то при принятых выше для математической модеяи первого уровня допущениях будем иметь
265
Рис. 8.31. Изменение параметров компрессора высокого давления двухвального ТРД по линии рабочих режимов
Рис. 8.32. Запас устойчивости компрессора высокого давления двухвального ТРД
Рис. 8.33.
Изменение приведенной работы компрессора высокого давления двухвального ТРД по линии рабочих режимов
4*	*
Кк НД Як ВД =
(8.31)
Используя условие равенства мощностей компрессора и турбины РНД (7.17), запишем его в развернутом виде:
k ' Л -1 А 1	k
гп RT‘ kT ’1 hM1+М С1 - Ч	х
' К ПД	Лк НД	г
(	Л"1)
Х Тт ВД 11 “ 1 7	) Лт НД ’l/n НД *
лт НД 7
(8.32)
266
Решая совместно уравнения (8.31) и (8.32), с учетом условия (8.25) получим уравнения совместной работы компрессора и турбины РНД:
/ \
<7(^в)2 пк нд “ 11
7	А -= ^3 вд *	(8.33)
»2	*2 I	*1—I *
лк ВД Як НД 11 “ 1 kt I Пк НД
4 Лт НД '
где С3 Вд = const.
Анализ уравнения (8.33) приводит к выводу, что на работу РНД оказывает влияние РВД, так как в это уравнение входит параметр РВД — лк ВД • Запишем условие равенства расходов газа через сопловой аппарат турбины низкого давления и критическое сечение сопла:
ткр.г *7 а^НД ^с.а НД Рт НД _ ^кр.г Ф^с.кр) Рт пг ^**с.кр
-т*вп	vr;
т вд	т
С учетом условия (7.13) и выражения (7.28) применительно к турбине низкого давления, а также принимая ог = const, получим
нд
Аг
Пт НД
ЛтНД “
^с.кр ^(\:.кр) ^с.а НД
const.
(8.34)
А - 1
Будем рассматривать двухвальный ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта (F„ о нп = const и F. = const) при работе на ре-жиме максимальной тяги. В этом случае располагаемый перепад давления на реактивном сопле при любых значения Мп и Н будет больше критического (л _ > „ J и, следовательно, 9(Xr Kn) = 1. Анализируя уравнение (8.34), дела-ем вывод, что при поставленных условиях
нд “ const •
(8.35)
В этом случае уравнение совместной работы компрессора и турбины (8.33)
упростится:
ф А - 1	.
<7<М2 [Лк НД “
—	= С-1 НД ’
Лк НД Лк ВД ’Ik НД
(8.36)
где С4 НД = const*
Условие равенства мощностей компрессора и турбины РНД (7.17) с учетом условия (8.25) и принятых ранее допущений можно записать в виде
267
Lk НД “ Тг
♦ -£-
1-1/ *r лт НД /
const.
(8.37)
Используя уравнение (8.26), получим отношение работ
L f ♦
1-1/ *г С6 ,	(8.38)
ьк ВД k лтНД '
где Cq = const.
Если у двухвального ТРД с нерегулируемыми сечениями газовоздушного тракта выполняется условие (8.35) л* ^д= const, то уравнение (8.37) примет вид
Lk ВД = Тг С5 НД ’	(8.39)
где С5 Нд = const, а отношение работ (8.38) будет величиной постоянной:
= С7 ,	(8.40)
ВД
где С7 = const.
Запишем уравнение (8.13) применительно к двухвальному ТРД:
лт ВД лт НД = k
I k — ] 9l k — 1	A A
= 1 + ~ Mn °вх лк ВД “к НД °к.с °г л<*с Р •	(8.41)
Уравнения (8.31), (8.36), (8.40) совместно с уравнениями работы РВД определяют работу компрессора и турбины РИД при изменении условий полета Мц и Н и неизменном режиме работы двигателя.
Рис. 8.34. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линией рабочих режимов
На рис. 8.34 представлена характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с нанесенной на ней линией рабочих режимов при неизменной геометрии проточной части
(Fc.a = const:	Fc.a НД = const? Fc.kP = const>
и при условии, что лс > лс кр т.е. 9(^с.кр) = 1* Можно рекомендовать следующий порядок расчета линии рабочих режимов на характеристике компрессора низкого давления. На напорной ветви характеристики компрессора (рис. 8.34), соответствующей какой-либо фиксированной относительной приведенной частоте вращения РНД
268
лпр.НД - ЛНД ^Т0 /Тв »
(8.42)
где лПд = пНд /Пуд0 , произвольно выбирается несколько точек, каждой из
которых соответствуют определенные значения л* Нд , д(Хв) и Иц нд - Из урав-
нения (8.36) для выбранных точек находится значение пч Вд , а по графикам, данным на рис. 8.31, определяются параметры РВД: ппрВд, 9(^в)вд и Г|* Вд . Принимая относительную частоту вращения РНД пНд = 1, из уравнения (8.42)
находим величину Т* , а затем определяем работу компрессора РНД:
г _ _fe туг ькНД“ k _
k - 1
♦ А — 1 пк НД
1
пк нд
(8.43)
и температуру за компрессором Т* Нд , равную
температуре на входе в компрессор высокого давления Г* вд :
Тк НД “ Тв вд “
1 + . k - 11—
<лк НД J < нд
.(8.44)
Теперь можно рассчитать работу компрессора высокого давления:
k •	( * ~1	1
<8Л5)
Проверяем условие (8.40) -к = С5 , и та ЬкВД
точка из выбранных, в которой отношение работ будет соответствовать этому отношению в расчетной точке, для заданного значения лпр.НД будет являться рабочей точкой. Объединяя рабочие точки, полученные для разных значений ппр Нд» получим линию рабочих ре-
Рис. 8.35. Изменение параметров компрессора низкого давления двухвального ТРД по линиям рабочих режимов
жимов на характеристике компрессора низкого давления (рис. 8.34). Постоянные уравнений (8.36) С4 Нд и (8.40) С7 при расчете линии рабочих режимов на характеристике компрессора РНД определяются по известным параметрам в расчетной точке.
На рис. 8.35 показано изменение </(А,в) » суммарной степени повышения дав-
ления двухкаскадного компрессора п* = п’ Нд п* Вд и КПД двухкаскадного
269
компрессора г]* = ~Г~~ вращения РНД, где
в зависимости от относительной приведенной частоты
Lk “ Lk НД + Lk ВД ’
а
к s
(8.46)
пт*| 1 Л-1
Л- 1
‘ Л - 1 к
(8.47)
Рис. 8.36. Изменение запаса устойчивости компрессора низкого давления двухвального ТРД и сравнение с запасом устойчивости одновального ТРД (штрихпунктирная линия)
Для сравнения на рис. 8.35 штрихпунк-тирными линиями нанесены аналогичные зависимости для одновального ТРД с ограничением по запасу устойчивости компрессора. Изменение запасов устойчивости Д/Гу Нд двухвального и одновального ТРД дано на рис. 8.36. Сравнение изменения параметров по относительной приведенной частоте вращения двухвального и одновального ТРД с неизменными проходными сечениями газодинамического тракта показали, что у двухвального ТРД на пониженных ппрНд запас устойчивости гораздо выше, чем у одновального ТРД, и несколько выше значения <7(\) , л* и ц* •
Регулирование двухвального ТРД по одному параметру
При регулировании ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта (Г = const; F. „ нп = const; F. v = const) регулирующим фак-v	Veil
тором является расход топлива (GT = var).
Закон регулирования: Лцд = const. При изменении параметров на входе в двигатель за счет изменения условий полета САР двигателя изменяет расход топлива таким образом, чтобы обеспечивалось условие пНд = const. При этом нужно выдерживать следующие ограничения: пВд<пВдтах, Тг<Тгтах и ДЛГу НД - НД min • ® качестве независимой переменной здесь будем принимать
лпрНД - лНД
непосредственно связанную с условиями полета через температуру Тв . При
условии л}1д = const относительная частота вращения лНд = 1 и, следователь-
но* лпрИд= ч—
270	в
Характеристика компрессора РВД с линией рабочих режимов
показана на рис. 8.30, а характеристика компрессора РНД также с линией рабочих режимов — на рис. 8.34. Изменение основных параметров двухкас
кадного компрессора при рассматриваемом законе регулирования показано на рис. 8.35. При расчете линии рабочих режимов на характеристике компрессора РНД для каждого заданного значения лПрНд были определены величины
лпр Вд и температуры Т* Вд . Следовательно, из уравнения (8.29) может быть найдено значение ”вд = ПВД /лвдо и определено скольжение роторов
fwj =	"ч® _	(g 48)
Лпд «нд Лнд° ’
где «Вдо /Лндо — скольжение роторов на расчетном режиме. На рис. 8.37 показано изменение скольжения роторов в зависимости от ппрНд . Отсюда видно,
Рис. 8.37. Изменение скольжения роторов двухвального ТРД, регул ируемого по закону ппд = const
что при увеличении скорости полета и связанного с этим уменьшения ^прИД изза роста температуры Т* скольжение роторов увеличивается, а это препятствует уменьшению запаса устойчивости компрессора РНД. Температу
ра газа перед турбиной Т* определяется из уравнения (8.39) по известному
значению LK Нд . Постоянная уравнения (8.39) С5 Ид находится в расчетной
точке. Изменение Г* в зависимости от лПр1щ при законе регулирования
ПНД ~ const показано на рис. 8.38.
Можно проследить физическую картину изменения параметров двухвального ТРД при уменьшении
-
пПрНд= V— за счет увеличения скорости полета в слу-
чае регулирования двигателя по закону пНд = const. С уменьшением йпрНд растут углы атаки в компрессоре низкого давления и соответственно растет его работа. САР для обеспечения постоянства лНд в этих условиях увеличивает подачу топлива для повышения температуры Т* и соответственно работы турбины низкого давления. Но компрессор высокого давления с уменьшением ”прВД переходит на пониженные углы атаки. Поэтому
повышение Т* при л* Вд = const приводит к росту работы турбины высокого давления, а это ведет к увеличению пВд и скольжения роторов (см. рис. 8.37). Рост скольжения при уменьшении лпрНд переводит условия
Рис. 8.38.
Изменение температуры Тг
двухвального ТРД при законе регулирования пНд = const
течения в обоих каскадах компрессора ближе к расчетному, т. е. менее ин
271
тенсивно снижаются углы атаки на последних ступенях двухкаскадного компрессора и повышаются в первых. Как следствие увеличивается запас устойчивости компрессора низкого давления (см. рис. 8.36).
Закон регулирования: пВд = const. В данном случае САР двигателя при изменении условий полета поддерживает постоянной пвд за счет изменения расхода топлива (GT = var). При реализации настоящего закона регулирования
Рис. 8.39. Изменение скольжения роторов двухвального ТРД при разных законах регулирования (-------- пНд = const:
— Лцд ~ const:
—  —  — Т* = const)
или непосредственно \Т0 /Г* деляем лпрНД = лнд Vt0 /Т\ и
должны выдерживаться следующие ограничения. ЛНД лНДтах’ ^г^^гтах и ДКу нд Д^у НД min • Условие совместной работы элементов у двухвального ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта определяются теми же уравнениями, что и при законе регулирования Пцд = const, и, следовательно, линии рабочих режимов на характеристиках компрессоров РНД (см. рис. 8.34) и РВД (см. рис. 8.31) остаются прежними. Для этого закона регулирования за независимую переменную возьмем параметр /Т* , непосредственно связанный с условиями полета. Определение изменения параметров двигателя в зависимости от параметра л/тв /Т* можно проводить следующим образом. Для выбранного значения Т*
задаемся несколькими значениями йНд , опре-по ней с графика, представленного на рис. 8.37,
ЛВД находим скольжение роторов —= ЛНД
а по уравнению (8.48) рассчитываем
ЛВД • Точка с выбранным значением лНд , которой соответствует пвд = 1, будет являться рабочей точкой при рассматриваемом законе регулирования. Таким образом, связали параметр 7г, с лПрНД п₽и условии пВд = const. На рис. 8.39
показано изменение скольжения роторов в зависимости от параметра a/Tq (для слУчая лвд = const ~ пунктирная кривая). Ограничения кривых
во всех случаях соответствуют одинаковым значениям Т* . =520 К и Тв mjn = 274 К. Зная изменение ппрцц в зависимости от /Т* , на кривых на рис. 8.35 находим л* , <7(ХВ) и Пк » определяем суммарную работу двухкаскадного компрессора
7’	<8-49)
272
а из условия (8.16)
= С5	(8.50)
* г
находим температуру газа перед турбиной. Постоянная уравнения (8.50) определяется по заданному значению 7*тах и найденной в результате расчета величине L, mnv . Последнее уравнение (8.50) получено из уравнений (8.26), JV lllclxb.	-1	е	о
(8.39) и (8.46).
На рис. 8.40 и 8.41 показаны изменения л* и q(Xb) в зависимости от ^TQ /Т*в (для случая пВд = const — пунктирные кривые), а на рис. 8.42 — изменение LK и 7* /7*о. Так как уменьшение ^То /Т* соответствует росту М(1 при Н = const, то кривые на рис. 8.39—8.42 позволяют проследить изменение параметров двухвального ТРД с ростом скорости полета. Относительная приведенная частота вращения РВД п. рВд с ростом Мп при пВд = const (нВд ~ 1) снижается, LK Вд — уменьшается в связи с переходом последних ступеней на пониженные углы атаки. В соответствии с условием равенства работ турбины и компрессора РВД температура газа 7* уменьшается (рис. 8.42). Соответственно понижается температура и перед турбиной низкого давления Т* Нд , что приводит к уменьшению LK Нд . Но этот компрессор с ростом 7* переходит на повышенные углы атаки, что в сочетании с уменьшением LK ид приводит к снижению пНд ; скольжение роторов возрастает (см. рис. 8.39). При этом снижение пПд приводит к более интенсивному, чем при законе регулирования пНд = const, снижению лпрНд с ростом 7* . Поэтому резче понижаются с ростом скорости полета (уменьшением ^70 /7*) суммарные параметры компрессора л* и </(Лв) (см. рис. 8.40 и 8.41).
Закон регулирования: Т* = const. Как и в случае двух предыдущих законов регулирования, условия совместной работы элементов и линии рабочих режимов на характеристиках компрессоров остаются теми же. САР при изменении Мп и Н за счет изменения подачи топлива поддерживает постоянной температуру 7* . Датчиком могут служить термопары, следящие за температурой газа за турбиной 7* , так как в данном случае отношение температур 7*/7^ = const. Из условий прочности должны накладываться ограничения: «НД ПНД max ’ ЛВД 5 ПВД max » а также НД Д*у НД min • Как и ПРИ законе регулирования пВд = const, в данном случае нужно найти связь параметра \70 /7В с ппрНД • Расчет можно вести следующим образом. Для выбранного значения ^70 /7* задаемся несколькими значениями пНд , определяем
273
Рис. 8.40. Изменение общей степени повышения давления двухкаскадного компрессора при разных законах регулирования (-------- пНд = const;
 —	 л — const,
— - —  — Tj = const)
Рис. 8.41. Изменение q(kB) в двухкаскадном компрессоре при разных законах регулирования (--------- лНд = const;
— — Пдд ~ const;
— • —  — Т* = const)
япрнд= лНд vT0/Г* и по графикам на рис. 8.35 находим значения параметров я* , <?(ХВ) и т|в • Используя уравнение (8.49), находим суммарную работу компрессора LK . Условие (8.50) при Т* = const приводит к выводу, что LK должна оставаться постоянной. Точка с заданным значением лНд, которой соответствует такое же значение LK , как и на расчетном режиме, является рабочей точкой при данном законе регулирования. В итоге получили связь параметра >/то /7^ с ппрНд. Теперь по графикам на рис. 8.35 и 8.37 можно найти значения основных параметров двигателя. На рис. 8.39—8.42 штрих-пунктирными линиями даны изменения лк , <?(ХВ) и пВд /пНд при законе ре-
Рис. 8.42. Изменение работы компрессора и относительной температуры газа перед турбиной в двухвальном ТРД при разных законах регулирования (------------------- лНд = const;
—	- лвд ~ const;
— . — • — Т* = const)
274
гулирования Т* = const. Из серии кривых на рис. 8.39—8.42 видно, что закон регулирования Т* = const занимает промежуточное положение между законами пнд = const и пВд = const. С ростом скорости полета (уменьшением
/7^) скольжение роторов растет (см. рис. 8.39) за счет некоторого уменьшения Пцд и увеличения пВд .
Закон регулирования: ппрНД = const. При этом законе регулирования САР двигателя при изменении условий полета меняет частоту вращения РНД в соответствии с условием: пнд -	.
При этом должны выдерживаться следующие ограничения:
ЛНД ~ ЛНД max » ЛВД “ ЛВД max ’ *^r *^r шах ‘
Так как между РНД и РВД при FCKp= const существует однозначная связь, определяемая условием (8.40), то заданному значению ппрнд будет соответствовать единственное значение пнрВД. Из этого следует, что на характеристике компрессора РВД, как и на характеристике компрессора РНД, будет одна единственная рабочая точка при всех условиях полета; она же — расчетная точка. Суммарные параметры двухкаскадного компрессора л* , д(Лв) > Пк не будут зависеть от условий полета. С ростом скорости полета из-за увеличения Т* будет расти работа компрессора LK (8.49) и в соответствии с условием (8.50) — температура газа Т* . Максимальные значения Т* , пнд и ЛВД будут достигаться при максимальной величине Т* . При этом скольжение роторов меняться не будет: пвд /ппд = const. В силу последнего обстоятельства очевидно, что при данном законе регулирования двухвальный ТРД практически не отличается от одновального. Отсюда делаем вывод, что закон регулирования лд],НД ~ const имеет смысл применять лишь в качестве ограничения п11рнцтах в комбинации с другими законами регулирования.
Комбинированные законы регулирования двухвальных ТРД. Рассмотрим комбинацию законов регулирования на конкретном примере. Допустим, что диапазон скоростей и высот полета, заданный требованиями к самолету, характеризуется изменением температуры на входе в двигатель от Т’ min = 240 К до Т* T„nv = 600 К. Разобьем эту область на два участка. На первом участке в диапазоне Т* от Т* = 240 К до Т*= 450 К будем регулировать двига-тель по закону пНд= const, на втором участке в диапазоне от Т* п = 450 К до Т* тах = 600 К — по закону = const. Максимальная температура газа Т*тах (в данном случае Т* тоах = 1400 К) будет реализована при Т* = Т* п (рис. 8.43). С ростом Т* на участке, где Т* < 7* п , пвд (рис. 8.44) и Т* (рис. 8.43) будут расти,
275
Рис. 8.43. Изменение температуры Т* при комбинированном законе регулирования (------------), законе регулирования
лНд = const (— — —) и законе регулирования лвд = const (—  —  —)
а на участке, где Г* > Т* п (рис. 8.44), пНд и Т* будут уменьшаться. На рис. 8.43
Рис. 8.44. Изменение относительных частот вращения РНД и РВД при комбинированном законе регулирования двухвального ТРД
висимости от условий полета, либо одному закону.
изменение Т* при комбинированном законе регулирования дано в сравнении с изменением Т* при законах пНд = const и лвд = const, когда они применяются во всем диапазоне изменения Т* . Нетрудно заметить, что при малых значениях Т* комбинированное регулирование обеспечивает большее значение Г’ , чем при законе пНд = const, и меньшее чем при законе пвд = const. При больших значениях Т’ положение меняется. Таким образом, применяя комбинации законов регулирования, можно обеспечить более благоприятное изменение параметров двигателя в за-по сравнению с регулированием по какому-
8.4. Регулирование ТРДФ на форсированных режимах
При включении форсажной камеры у ТРДФ к условиям совместной работы элементов турбореактивного двигателя (7.1)—(7.17) добавится еще условие теплового баланса форсажной камеры (5.7), а уравнение расхода газа через критическое сечение реактивного сопла будет иметь вид
Gb [ 1 +	“ 5отб) + 5воз + ?т.ф “
♦
= «КР.Г «СЧ.КР» ?е.кр.ф	•	(8.51)
С учетом этого система уравнений совместной работы ТРДФ будет содержать на одно уравнение больше, чем аналогичная система для ТРД. Перемен-276
них же при этом будет больше на две, так как по сравнению с ТРД добавляются параметры и дт ф .
Следовательно, если все сечения ТРДФ на форсированном режиме нерегулируемые, то для однозначного соответствия параметров двигателя этого типа любым условиям полета при заданном положении РУД необходимо задать закон изменения двух параметров (закон регулирования), а не одного, как для ТРД. Для ТРДФ с регулируемым на форсированном режиме критическим сечением реактивного сопла закон регулирования должен определять изменение уже трех параметров вместо двух для ТРД. Действительно, у ТРДФ имеется дополнительный регулирующий фактор — расход топлива в форсажной камере (<?т ф = var), что и приводит к увеличению числа степеней свободы.
Прежде чем рассматривать регулирование ТРДФ на форсированных режимах, следует остановиться на вопросе об изменении параметров турбокомпрессорной части двигателя (Т* , л* , л* и др.) при переходе с максимального режима на форсированный. Очевидно, что максимально допустимые значения частоты вращения и температуры газа перед турбиной не должны превышаться при работе на форсированном режиме, т. е. на этом режиме должны выдерживаться условия Т* < Т* тах и п. < птах . С другой стороны, на максимальном режиме эти предельные значения параметров, как правило, уже достигаются. Снижать их на форсированном режиме не имеет смысла, чтобы не ухудшать тяговых и экономических характеристик двигателя. Поэтому обычно наиболее целесообразным является такой переход к форсированному режиму, при котором режим и параметры турбокомпрессорной части двигателя остаются такими же (или почти такими же), как на максимальном режиме. На практике в большинстве случаев осуществляется именно такое форсирование ТРД.
Для того чтобы при неизменных условиях полета параметры турбокомпрессорной части двигателя на максимальном и форсированном режимах были одинаковыми, необходимо, чтобы включение форсажа не вызывало изменения давления газа за турбиной, что обеспечивало бы сохранение неизменной и величины л* .
Когда р* одинаково на максимальном и форсированном режимах, условие равенства расхода воздуха, проходящего на обоих режимах через критическое сечение реактивного сопла, запишется в виде
^кр.г	^с.кр
Рг
х п	хт т.к ±
- ^кр.г ?(^с.кр) ^с.кр.ф Г~7~ R \Тф Рг.ф
(8.52)
Учитывая принятые ранее в рамках математической модели первого уровня допущения и принимая дополнительно оф к и 0Г ф не зависящими от условий полета и режимов работы, получим условие сохранения режима работы турбокомпрессора неизменным при переходе на форсированный режим работы:
277
р гс.кр.ф
F
с.кр
(8.53)
где Сф = const.
Если у ТРДФ один форсированный режим, то при переходе на него площадь критического сечения реактивного сопла должна измениться в соответствии с условиями (8.53). Если форсированных режимов, различающихся степенью подогрева газа ЧТ'ф /7^ , несколько, то каждому из них соответствует свое значение Fr, ж.
Регулирование ТРДФ по двум параметрам
При регулировании ТРДФ по двум параметрам регулирующими факторами являются: расходы топлива в основной (GT = var) и форсажной (GT ф = var) камерах сгорания.
Закон регулирования: п = const; л* = const. При данном законе регулиро
вания подача топлива в форсажную камеру осуществляется в соответствии с
сигналом датчика отношения давления газа перед турбиной к давлению за
Рис. 8.45. Изменение относительной температуры газа в форсажной камере ТРДФ с компрессорами различной напорности при законе регулирования п = const; л* = const
ней, чтобы сохранилось условие л’ = const у ТРДФ с неизменными проходными сечениями (Гс кр ф = const) при изменении Мп и Н. В основную камеру сгорания САР дозирует топливо так, чтобы соблюдалось условие п = const при любых внешних условиях.
Очевидно, что условия л* = const при любых Мп и Н гарантируют отсутствие влияния работы форсажной камеры на режим турбокомпрессора.
Температуры Т* и при этом законе регулирования будут меняться в зависимости от условий полета. Изменение Т* у ТРДФ в зависимости от ппр и л*0 будет таким же, как и у ТРД (см. рис.
8.13). Так как при лт = const отношение температур Т* /Т* = const, то при
Рскр.ф= const из уравнения (8.53) получим, что Тф /Г’ - const, т. е. температура Тф меняется пропорционально температуре Т* . Поэтому зависимости Тф /7^,0 = = f(nnp ♦ л*0) ’ показанные на рис. 8.45, совпадают с аналогичными
278
зависимостями для Т* , представленными на рис. 8.13. Условие Т$ /Т’ = const при л*= const справедливо также для двухвального ТРДФ с ^’скр.ф = const.
Закон регулирования: Г* = const; л* = const. Так как сигналы датчиков температуры Т* , пропорциональной Т’ при л’ = const, воздействуют на подачу топлива в основную камеру сгорания, обеспечивая выполнение условия Т*Г = const, то частота вращения п в данном случае будет меняться при изменении Мп и Н. Регулятор подачи топлива в форсажную камеру, поддерживая л^ = const, автоматически обеспечивает в соответствии с условием Тф /Т* = const постоянство температуры Тф . Изменение п в зависимости от параметра \т0 /Г* будет таким же, как у ТРД, регулируемого по закону Т* = const при Рскр= const (см. рис. 8.14).
Закон регулирования: ппр = const; л* = const. При данном законе регулирования у ТРДФ с ростом Т* будет расти п ~ и температура газа Т* ~ Т* (см. рис. 8.16). В соответствии с условием Тф /7^ = const температура Тф будет расти пропорционально Т* . Из-за резкого изменения параметров в зависимости от Т* при изменении Мп и Н этот закон регулирования для большого диапазона изменения скоростей полета применять не целесообразно. Его можно применять как ограничитель нпртах в сочетании с другими законами регулирования.
Регулирование ТРДФ по трем и четырем параметрам
При регулировании ТРДФ по трем параметрам регулирующими факторами будут: расходы топлива в основной (GT = var) и форсажной (GT ф = var) камерах сгорания и критическое сечение реактивного сопла (Ес кр ф= var), а при регулировании по четырем параметрам, кроме этого, еще площадь проходного сечения первого соплового аппарата турбины (Fc = var).
Закон регулирования: п = const; Т*Г = const; Тф = const. При этом законе регулирования САР поддерживает Т* = const за счет изменения GT , п = const путем изменения кр ф » воздействующего на л* , а Тф = const изменением GT ф по сигналу датчиков косвенного измерения Тф. Так как на форсированных режимах работа турбокомпрессора остается такой же, как и на максимальном режиме, то сохраняет силу условие (8.53). Поэтому, зная изменение л* , Т* и Fc кр от п1|р на максимальном режиме работы ТРД, можно найти зависимость кр ф от ппр, воспользовавшись уравнением (8.53).
279
Закон регулирования: nIip = const; ТГ = const; = const. Этот закон регу лирования отличается от предыдущего тем, что изменением Fc кр ф САР обеспечивает условие п ~	, а не n = const. Существенное изменение л при из-
менении Т’ делает нецелесообразным применение данного закона в широком диапазоне изменения условий полета, так как при малых скоростях полета из-за низкого значения л возможности двигателя используются далеко нс полностью. Этот закон может использоваться в комбинации с другими для ограничения лпр m R при больших скоростях полета.
Закон регулирования: л = const; Т’ = const; = const; АКу = const. Наличие еще одного регулирующего фактора — площади Fc а — позволяет на всех режимах полета обеспечить неизменный запас устойчивости компрессора. Очевидно, что реализация для регулирования ТРДФ этого закона, обладающего большими преимуществами, связана с серьезными конструктивными трудностями. Определить параметры ТРДФ, регулируемого по рассматриваемому закону, можно, используя результаты расчетов параметров двигателя на максимальном режиме (см. п. 8.2) и условие (8.53). При реализации всех законов, связанных с поддержанием Т$ = const, из-за высокого значения Тф (Тф = 2000...2200 К)приходится пользоваться косвенными методами определения температуры Тф .
О регулировании, обеспечивающем условие = const. При регулировании ТРДФ по законам, обеспечивающим постоянство температуры , еще не исчерпываются все возможности форсирования, так как при 71! = const величина суммарного коэффициента избытка воздуха существенно меняется в зависимости от условий полета.
Суммарное количество тепла, подведенного к 1 кг воздуха в ТРДФ, пропорционально разности температур в форсажной камере и на входе в двигатель:
«1=(г; - .
где ср — условная средняя теплоемкость в процессе подвода тепла в двигателе. Суммарный относительный расход топлива с некоторыми приближениями можно представить как
с₽(г;-г:)
9т1 = «и чг£ ’
где Т|г£ — условный общий коэффициент полноты сгорания. Соответственно
а =------------------
«т£ Ч т; - г*
(8.54)
280
Рис. 8.46. Изменение суммарного коэффициента избытка воздуха в зависимости от Т* при Тф = const
Из этого выражения видно, что с ростом Т* при Тф = const суммарный
коэффициент избытка воздуха ос^ увеличивается. На рис. 8.46 представлена
зависимость а£ от Т* при Тф = const.
Для того чтобы получить максимальную степень форсирования во всех условиях полета, нужно регулировать форсажную камеру, выдерживая условие = const. Это принципиально может быть достигнуто при использовании регулируемого на форсированных режимах реактивного сопла, если заменить условие Тф = const в трех рассмотренных выше законах условием «е = const.
На рис. 8.47 показана зависимость температуры Тф от температуры Т* при - const. Такое регули
200 ЫО 600Trf
Рис. 8.47. Изменение Тф в зависимости от Тв при Oj. - const
рование возможно с помощью датчиков, косвенно характеризующих величину

8.5. Высотно-скоростные характеристики ТРД и ТРДФ
Выше, в разд. 8.2—8.4 было показано, что изменение параметров двигателя по линии рабочих режимов существенно зависит от закона регулирования. С другой стороны, как было показано в гл. 7, удельные параметры двигателя существенно зависят от основных параметров рабочего процесса. Поэтому рассмотрим характеристики двигателей в зависимости от Мп и Н, уровня основных параметров и закона регулирования. Режим работы двигателя, определяемый положениями РУД,при этом остается неизменным. Методы расчета характеристик двигателей на базе математических моделей первого и второго уровней рассмотрим в конце настоящей главы.
Скоростные характеристики ТРД
Проведем анализ протекания скоростных характеристик и рассмотрим влияние на них уровня основных параметров рабочего процесса. Скоростные характеристики ТРД с разными параметрами рассмотрим при одном из наиболее эффективных с точки зрения получения максимальной тяги законе регулирования: п = const; Т* = const (Fc кр = var), для случая, когда на всех двигателях используются реактивные сопла с полным расширением (рс = р^).
281
На рис. 8.48 показаны зависимости Pv_ , Cvri , и Р ТРД от Мп при Н = const с различными значениями Т* . При Т* = const увеличение Мп приводит к уменьшению количества тепла, подводимого к 1 кг воздуха в камере сгорания Qt = ср (г* - Т’j , из-за роста Т* и, соответственно, 7* . Пропорционально Qj уменьшается относительный расход топлива дт . С другой стороны, с ростом Мп растет степень повышения давления во входном устройстве nJ,, что приводит к увеличению располагаемой степени понижения давления на реактивном сопле п_ Л и скорости истечения газов с„ из него. Но рост с_ от-стает от роста скорости полета Fn из-за уменьшения Qj , вследствие чего РуД = Рг сс - Vn уменьшается с ростом Мп , как это видно из рис. 8.48. При больших Мп (в случае Т*г = 1400 К при Мп ; 3,5) подведенного тепла хватает только на преодоление внутренних потерь в двигателе и Руд стремится к нулю. Нерабочая область характеристик с низкими значениями Руд дается на рис. 8.48 пунктирными линиями.
от Мп при Н = const, njo = const и разных значениях температуры газа перед турбиной
Из-за интенсивного уменьшения Руд с ростом Мп увеличивается удельный 3600дт
расход топлива С =—=------- (7.79). Темп роста С меньше, чем снижение
уд
Руд из-за уменьшения QT . Однако при высоких значениях Мп , где Руд стремится к нулю, Суд стремится к бесконечности, так как в этом случае дт * 0.
282
Расход воздуха GB при увеличении Мп возрастает в связи с повышением давления на входе в двигатель р* , несмотря на увеличение Т* и уменьшение связанное со снижением ппр .
В результате уменьшение Руд при увеличении Мп и рост GB приводят к изменению тяги Р = G3 Рул , показанному на рис. 8.48. На этом же рисунке можно проследить, как влияет уровень Т* на скоростные характеристики ТРД. Увеличение Т* приводит при прочих условиях к росту сс , а следовательно,и Руд . При одинаковых GB у ТРД с различными значениями Т* , с ростом Т*г тяга увеличивается за счет Руд (см. рис. 8.48). Из-за роста сс при увеличении Т* понижается полетный КПД Т|п , что приводит к росту Суд почти во всем диапазоне изменения Мн . В зоне высоких значений Мп кривые Суд с различными значениями Т* пересекаются, так как точка с Руд —> 0 и Суд -»<» с ростом Т* переходит на более высокие Мп .
Влияние я*0 на скоростные характеристики ТРД показано на рис. 8.49. При низких Мп параметры ТРД с высоконапорным компрессором ближе к оптимальным, чем у ТРД с меньшими я*0 , что приводит к большим значениям Руд . Рост л*0 приводит к увеличению эффективного КПД и как, следствие, к уменьшению Суд . Но при высоких из-за большего подогрева воздуха в
Рис. 8.49. Изменение Pv_ , С„, , G, и Р ТРД в зависимости от М„ уд уд в
при Н = const, Т* = const и разных значениях л*0
283
компрессоре значение Мп , при котором Руд —» 0, а Суд —» °° , уменьшается. Поэтому, чем выше л'п , тем больше темп снижения Р и роста С при уве-1W	j/A	J /А
личении Мп . Как было показано в разд. 8.2, в двигателях с высокими лк0 снижение ппр сопровождается более сильным уменьшением </(Хв) , чем в двигателях с низкими л^о • Этим и объясняется различие в темпах роста G3 с увеличением М1( у двигателей с разными л*0 (рис. 8.49).
Изменение тяги по Мп у ТРД с разными значениями л*{0 полностью объясняется характером зависимостей Руд = /(Мп) и G3 = ДМП) . У двигателя с высокой л*0 тяга в области малых скоростей полета больше, чем у двигателей с низкой л*0 , из-за более высокого значения Руд . При больших скоростях полета тяга у двигателя с высокой лк0 будет меньше, чем у двигателя с низкой л*п » из-за меньших величин G_ и Р„_ . ки	в уд
Высотные характеристики ТРД
Изменение параметров воздуха по высоте в соответствии со стандартной атмосферой (ГОСТ 4401—81) было показано на рис. 8.2. С ростом высоты полета Н до 11 км температура Тн снижается, что при Мп = const приводит к
Рис. 8.50. Изменение Руд , Суд , G, и Р ТРД в зависимости от высоты полета при Мп = const
уменьшению Тв . У ТРД с законом регулирования п = const, Т' = const увеличение Н приводит к увеличению nnp = п ^Tq /Т* и росту л* . Одновременно из-за снижения Г* при Т*г = const будет увеличиваться qr . Поэтому с ростом Н до 11 км удельная тяга растет, а удельный расход топлива уменьшается несмотря на увеличение дт , как показано на рис. 8.50. При увеличении высоты от 11 до 20 км температура Тн остается неизменной, откуда следует, что в этой области Руд и Суд не меняются.
С ростом Н давление рн снижается, а это приводит к уменьшению G3 через двигатель. В связи с тем, что влияние G3 на тягу существенно сильнее, чем влияние Руд , тяга ТРД с ростом Н уменьшается, как это видно из рис. 8.50.
Следует отметить, что высотные характеристики ТРДФ качественно такие же, как и ТРД. Различаются они только абсолютными значениями величин Руд , Суд и Р.
284
Скоростные характеристики одновальных ТРД с различными законами регулирования
Рассмотрим влияние законов регулирования на скоростные характеристики одновального ТРД на примере двигателя с высоконапорным компрессором.
При регулировании ТРД с высоконапорным компрессором по закону регулирования п = const максимальная температура газа перед турбиной Tf mnx будет на минимальных лпр , т. е. при наибольшей величине Мп (см. разд. 8.2). Следовательно, на малых и средних скоростях полета Суд и Руд у двигателя с законом регулирования п = const, будут меньше, чем у двигателя с законом регулирования п = const, Т* = const, как это показано на рис. 8.51, из-за более низких значений Т* . Расходы воздуха при этих законах регулирования меняются по Мп практически одинаково, так как на напорной кривой характеристики компрессора п = const у ТРД с высоким л*0 величина <?(\) меняется незначительно. Таким образом, различие в тяге двигателей при регулировании по п = const и п = const, Г* = const будет только за счет разных значений Руд .
Рис. 8.51. Зависимости Pva , Cva , G и Р ТРД сЛ = 12, Т*гтл„ = 1400 К /А /А в	w	Г UUVA
при Н = const от Мп для разных законов регулирования
При регулировании двигателя по закону регулирования Т* = const с ростом скорости полета частота вращения п, как показано в разд. 8.2, будет уменьшаться. Это приводит к некоторому уменьшению Руд и увеличению Суд по сравнению с законом регулирования п = const, Т* = const при высоких
285
Мп из-за уменьшения И и Т|* (см. рис. 8.51). В основном уменьшение п с ростом Мп влияет на GB , который на повышенных Мп при законе регулирования 71* = const будет существенно ниже, чем при других законах, из-за более низких значений <?(ХВ) . В данном случае различие в тяге, как это видно на рис. 8.51, у ТРД с законами регулирования Г’= const и п = const, т’= const в основном объясняется разным протеканием GB по Мп . Разные и относительно низкие предельные значения Мп , при которых на рис. 8.51 обрываются кривые, у двигателей с высоконапорным компрессорами при различных законах регулирования объясняются минимально допустимым значением ДХу . Увеличить диапазон возможного изменения Мп можно, регулируя двигатель по трем параметрам, используя комбинированные законы регулирования или применяя компрессор с регулируемыми направляющими аппаратами.
Скоростные характеристики двухвальных ТРД с разными законами регулирования
На рис. 8.52 показаны скоростные характеристики двухвальных ТРД с разными законами регулирования. При регулировании двигателя по закону ППД= cons^ с ростом Мп температура Т* увеличивается (см. разд. 8.3), т. е. максимальное значение Т* получается при минимальных ппрНд. Удельная
Рис. 8.52. Зависимости Рул , Суд , GB и Р двухвального ТРД с п*п=12. Т’ - 1400 К при И = const от М_ для разных законов регулирования
286
тяга и удельный расход топлива у двигателя с пНц= const ниже, чем у дви-гателя с Т* = const, из-за более низких значений 71* . У ТРД с законом регулирования Пцд = const при увеличении Мп уменьшается Т* и, следовательно, Р д на повышенных Мп будет меньше, чем у двигателя с законом регулирова ния 71* = const. Удельные расходы топлива у ТРД с законом регулирвания /7Пд = const и Г* = const будут практически одинаковыми, так как при высоких Мг влияние на Суд пониженной Т* у двигателя с лВд= const компенсируется более высоким л* у двигателя с Т’ = const, а в области низких и средних значений Мп параметры у этих двигателей мало различаются.
Более высокие значения GB на больших Мп получаются у двигателя с ПНД = const из-за более высоких значений пНд и, как следствие, более высоких </(Хв) по сравнению с другими законами регулирования, а более низкие значения GB — у двигателя с законом регулирования пВд = const из-за низких значений пНд и, соответственно, пониженных значений q(kB) .
У двигателя с законом регулирования пНд = const в области низких Мп тяга, как видно из рис. 8.52, будет ниже, чем у двигателя с законом регулирования Т* = const, из-за более низких значений Руд , а в области высоких значений Мп — выше из-за более высокого значения GB . Если двигатель регулируется по закону пВд = const, то в области больших Мп тяга ниже, чем у двигателя с законом регулирования Т* = const, за счет более низких значений Руд и GB .
Высотно-скоростные характеристики ТРД
Техническими требованиями к самолету обычно задаются максимальная скорость полета (Мп _„3, максимальная высота полета Нта.. (статический по-толок), максимально допустимый скоростной напор qmax и минимальные скорости полета на разных высотах (минимально допустимые эволютивные скорости). Значения этих величин зависят от конкретного назначения самолета и его характеристик.
Величина максимально допустимого скоростного напора о V2 г, ГН П.ДОП К ,,2	/О
^тах —	2	— 2 Р*1 ^п.доп ’	(8.55)
где Vn пон (м„ поп) - допустимые из условия qm_* значения V (М ) на данной высоте, зависят от прочностных характеристик самолета. Как видно из уравнения (8.55), с ростом Н из-за уменьшения рн растет М оп . Минимальная скорость полета ограничена допустимым углом атаки самолета, который должен быть меньше критического. Для прямолинейного установившегося движения на заданной высоте полета из уравнения
287
МЛА “
2g
( (8.56)
где су — коэффициент подъемной силы; S — характерная площадь летательного аппарата в плане; МЛА — масса летательного аппарата,
можно определить минимальную скорость полета и соответствующее ей
п -in	kPn S Су бсз ’
(8.57)
где субез = (0,8...0,9)су тах — коэффициент подъемной силы, соответствующий допустимому по условиям безопасности полета углу атаки. С ростом Н из-за уменьшения рн величина Мп min будет расти.
На рис. 8.53 показан типичный вид области Мп и Н полета, в которой при условии выполнения поставленных ограничений может использоваться самолет. Границы этой области определяются назначением самолета и его ха-
сочетания Мп и Н сверхзвукового самолета
Рис. 8.54. Высотноскоростная характеристика ТРД
288
рактеристикам. В заданной для конкретного самолета области скоростей и высот полета должна быть обеспечена надежная работа двигателя. На рис. 8.54 показаны типичные высотно-скоростные характеристики ТРД в области возможного использования самолета, для которого предназначен данный двигатель. По характеристики ограничены Mn , ML и	, заданны-
*1	11 ПИП	II ШИЛ
ми в тактико-технических требованиях к самолету. Следует обратить внимание, что высотно-скоростные характеристики ТРДФ имеют качественно такой же вид, как и характеристики ТРД,и отличаются от них в основном абсолютными значениями тяги и удельного расхода топлива.
Скоростные характеристики ТРДФ
Рассмотрим ТРДФ с законом регулирования п = const, Т* = const, - const. В разд. 8.4 было показано, что режим работы турбокомпрессора у ТРДФ с работающей форсажной камерой при одинаковых условиях полета остается таким же,как при работе двигателя на максимальном режиме.
Поэтому Gs , л* , Т* у турбореактивного двигателя на максимальном и форсированном режимах меняются в зависимости от М , и Н одинаково.
Рис. 8.55. Скоростные характеристики ТРД и ТРДФ при II ~ const, лхо = c°nst,
7’rm0x = COnst и разных значениях температуры газа в форсажной камере
10 Ь А Крылов
Рис. 8.56. Скоростные характеристики ТРДФ при Н = const. Т* max = const,
ТФ max = const и разных значениях л*0
289
На рис. 8.55 показаны скоростные характеристики ТРДФ на максимальном (с выключенной форсажной камерой) и форсированных режимах работы с двумя разными температурами . При включении форсажной камеры за счет увеличения температуры Тф увеличивается скорость истечения газа из
реактивного сопла и в результате этого растет тяга ТРДФ. Чем выше Тф ,
тем больше тяга. С ростом при Мп = const уменьшаются эффективный и
полетный КПД и, следовательно,
Рис. 8.57. Скоростные характеристики ТРДФ при н = const, л*0 = const, Tj, max = const и разных значениях температуры газа перед турбиной
Суд увеличивается, (см. разд. 7.4). Скоростные характеристики ТРДФ с различными значениями л*д показаны на рис. 8.56. Из сравнения характеристик двигателей на максимальном (ТРД — рис. 8.49) и форсированном (ТРДФ — рис. 8.56) режимах видно, что л*0 у ТРД и ТРДФ качественно одинаково влияет на изменение Р и Суд в зависимости от Мп .
На рис. 8.57 показаны характеристики ТРДФ при различных значениях Т* и одинаковых л*0 и . Увеличение Т* приводит к уменьшению л* и росту давления в форсажной камере сгорания, а это, в свою очередь, приводит к увеличению лс , приведенной скорости и скорости истечения из реактивного сопла <?с . Таким образом, с ростом Т* тяга увеличивается за счет сс .
С ростом Т* доля тепла, подводимого к рабочему телу, в основной камере сгорания растет, а в форсажной — умень-
шается. Кроме того, из-за уменьшения л* теплоподвод в форсажной камере сгорания проходит при большем давлении. Все это приводит к росту эффективного КПД и, следовательно, к уменьшению Суд (рис. 8.57). На рис. 8.55—8.57 вертикальные штрихпунктирные линии проведены через точки, где у ТРД Р = О, а пунктирными линиями показана нерабочая область характеристик.
8.6. Дроссельные характеристики ТРД и ТРДФ
В зависимости от величины тяги, получаемой от двигателя при заданных условиях полета, принято определять несколько типовых режимов работы ТРД (или ТРДФ при работе с выключенной форсажной камерой). Ниже приведены основные режимы работы.
290
Максимальный режим, на котором двигатель развивает максимальную тягу Р  Так как на этом режиме тепловые и динамические нагрузки в двигателе близки к предельно допустимым, время непрерывной работы ограничивается. Этот режим используется при взлете самолета и его разгоне.
Максимальный продолжительный режим обычно определяется величиной тяги Р, = (0,85...0,95)Р,„о„ . Как правило, на этом режиме время непре-infix пр	ШНл
рывной работы специально не ограничивается. Наиболее широко этот режим используется при наборе высоты.
Крейсерский режим характеризуется пониженной тягой Р = (0,5...0,8)Ртах . Крейсерский режим определяет дальность (продолжительность) полета самолета. К двигателю, работающему на крейсерском режиме, предъявляется требование повышенной экономичности. Время непрерывной работы двигателя не ограничивается.
Режим малого газа. На этом режиме задается значение тяги, которое обычно находится в пределах Рм = (0,03...0,071Р„1О„ . При этом двигатель должен обеспечить требуемую приемистость. В ряде случаев время непрерывной работы двигателя на этих режимах ограничивается из-за высокого значения Т* .
Режимы работы ТРДФ с включенной форсажной камерой будут даны на стр. 298. Режим работы чаще всего задается значением одного из параметров (	— Р
регулирования например, относительной частотой вращения п или Р = -5--- I.
‘max
Переход на режим с пониженной тягой (дросселирование двигателя) в зависимости от программы регулирования будет проходить с различным изменением его параметров. Поэтому рассмотрим переход на крейсерский режим работы одновального ТРД с разными программами регулирования.
Дросселирование одновального ТРД при разных программах регулирования
Как известно, ТРД — это практически ГГ. Поэтому, рассматривая дросселирование ТРД, будем иметь в виду, что все, связанное с совместной работой компрессора, камеры сгорания и турбины с разными программами регулирования — распространяется и на газогенераторы ГТД.
Для примера рассмотрим дросселирование ТРД с максимальной температурой Тг = 1400 К, потребной тягой на крейсерском режиме ^>кр = 0>7Ртах при Мп = 0-9; Н - 9,7 км.
Программа регулирования 7^ - const (при FCKp = var). При реализации заданной программы тяга снижается за счет уменьшения расхода топлива, а условие 7* = const поддерживается путем регулирования проходной площади критического сечения реактивного сопла Fc кр . При снижении частоты вращения п пропорционально будет уменьшаться приведенная частота вращения ипр (ппр = п у/Tq /Т*), так как при Мд = const; Н = const температура 71* не 10*	291
меняется, а приведенная температура
т> ГгГ°
Г.пр * * п
будет оставаться постоян-
ной. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора, показанная на рис. 8.58 (кривая /), совпадает с линией пр = const. Точкой 0 на рис. 8.58 обозначена рабочая точка, соответствующая максимальному режиму при принятых условиях полета. Из этого рисунка видно, что при данной программе регулирования с уменьшением п (и ппр) снижаются значения л* и q(^B) , а так как при поставленных условиях р* и 71* не меняются, то пропорционально q(Xb) уменьшается GB . Запас устойчивости компрессора ЛКу резко снижается. На рис. 8.59 показана зависимость относительной тяги Р от п (кривая 1). При снижении частоты вращения тяга уменьшается медленно, так как ее уменьшение идет только за счет понижения GB . Скорость истечения из ре-
активного сопла <?с при дросселировании ТРД с Т* = const практически не меняется. Эю объясняется тем, что при снижении п уменьшение работы компрессора L . приводит к пропорциональному уменьшению работы турбины LT , а при Т* = const это можно получить только за счет уменьшения л* , т. е. снижение пк компенсируется уменьшением лт . Для такого воздействия на лт в соответствии с уравнением (8.10) площадь Fc кр должна уменьшаться.
Рис. 8.58. Характеристика компрессора ТРД с линиями рабочих режимов при разных программах регулирования в полетных условиях (Мп = const; Н = const):
1 — Т* = const; 2 — п = const; 3 — Рскр= const (при п = var; Т* = var)
292
Рис. 8.59. Изменение относительной тяги и температуры газа перед турбиной ТРД в зависимости от относительной частоты вращения при разных программах регулирования в полетных условиях
(Mn = const; Н = const):
1 — Т* = const; 2 — п = const;
3 — FCKp= const (при л = var; Т* = var);
4 — п = const и л* = const
Изменение Суд в зависимости от Р показано на рис. 8.60. Уменьшение тяги сопровождается ростом Су (кривая 1 на рис. 8.60), так как снижение я* при дросселировании двигателя влечет за собой уменьшение эффективного КПД — при примерно постоянном полетном КПД — т]п (при Vn = const, сс ~ const).
Дросселирование ТРД с программой регулирования Г* = const получается неэффективным из-за увеличения Суд и резкого уменьшения ДЛ?у . Поэтому данная программа практического применения не находит.
Программа регулирования п = const (при •FCKp = var). При данной программе регулирования снижение тяги уменьшением расхода топлива приводит к понижению температуры Т* , а постоянство частоты вращения обеспечивается изменением площади Fc кр. Приведенная частота вращения п = п ”^0 остастся неизменной, так как при поставленных условиях п = const и Т* = const, а приведенная температура газа перед турбиной Г* нр будет уменьшаться пропорционально Т* . Линия рабочих режимов на характеристике компрессора совпадает с напорной ветвью ппр = const (кривая 2 на рис. 8.58). Дросселирование двигателя сопровождается уменьшением лк и увеличением ДКу в связи с удалением рабочей точки от границы устойчивости компрессора из-за уменьшения Т*пр. С уменьшением Г’ будет снижаться я , а расход воздуха либо слабо возрастает за счет небольшого увеличения К
293
Рис. 8.60. Изменение относительной величины удельного расхода топлива в зависимости от относительной тяги ТРД при разных программах регулирования в условиях полета (Мп = const; Н = const):
1 — Tr = const; 2 — п = const;
3 — ^с.кр = const (при п = var; Т* = var);
4 — п = const и л* = const
</(Хв) , либо остается неизменным (в зависимости от типа напорной ветви компрессора). Уменьшение тяги при дросселировании двигателя идет за счет снижения скорости сс , связанного с резким уменьшением Т* . С уменьшением л* работа компрессора будет уменьшаться, но менее интенсивно, чем Т* . Поэтому для поддержания необходимой работы турбины требуется увеличение л* , достигаемое за счет увеличения площади Г. в соответствии с уравне-нием (8.10). Как видно из рис. 8.60 (кривая 2), при данной программе регулирования значение Суд при уменьшении тяги интенсивно снижается. Это связано с тем, что несмотря на некоторое ухудшение из-за уменьшения л* , общий КПД двигателя — г|0 возрастает вследствие роста полетного КПД — т)п , обусловленного резким снижением скорости истечения из реактивного сопла сс .
Положительными свойствами дросселирования ТРД с программой регулирования п = const являются снижение Суд и повышение запаса устойчивости ДКу . К недостаткам можно отнести то, что уменьшение тяги ограничивается предельным значением степени понижения давления на турбине.
Программа регулирования Fc = const (при п = var; Г* = var). При дросселировании ТРД с неизменными проходными сечениями (1% кр = const) снижение тяги уменьшением расхода топлива будет приводить к снижению п(лпр) и Т* . Так как при снижении частоты вращения работа компрессора будет 9
уменьшаться (LK - п ), то пропорционально должна уменьшаться работа турбины LT . При дросселировании двигателя на относительно высокой скорости
294
полета (Мп > 0,5) располагаемая степень понижения давления на реактивном сопле остается больше критической (лс > лс кр) и, следовательно, у двигателя с неизменными проходными сечениями степень понижения дав-ления на турбине будет оставаться неизменной (л* = const). Уменьшение работы турбины при снижении п будет идти только вследствие уменьшения Т* . Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (кривая 3 на рис. 8.58) определяется с помощью уравнения (8.12), которое получено для условия л* = const. Таким образом, эта линия рабочих режимов совпадает с линией рабочих режимов, полученной для закона регулирования л = const (при Fc Kp= const) при изменении условий полета (см. рис. 8.3).
При дросселировании ТРД с данной программой регулирования уменьшение тяги будет связано со снижением основных параметров рабочего процесса: л* , Т* и (?в (кривые 3 на рис. 8.58 и 8.59). При этом снижение л* и У* будет приводить к уменьшению сс . Уменьшение тяги с данной программой регулирования сопровождается снижением Суд (кривая 3 на рис. 8.60) вследствие увеличения г|п за счет снижения сс .
Настоящий метод дросселирования ТРД получил широкое распространение как наиболее простой и довольно эффективный. Недостатком его является существенное снижение запаса устойчивости у двигателя с высокими значениями л*0 на пониженных п.
Программа регулирования п = const; л* = const (при FCKp = =var и F = var). Это сложная программа регулирования, так как реализация ее требует использования трех регулирующих факторов Gr , Fc а и Fc кр. В данном случае снижение тяги уменьшением расхода топлива приводит к уменьшению температуры Т* . Так как при Т* = const и п = const относительная приведенная частота вращения остается постоянной, то при л* = const линия рабочих режимов обращается в единственную точку на характеристике компрессора (точка 0 на рис. 8.58). Уменьшение тяги идет за счет снижения Т* с последующим уменьшением сс при неизменном расходе воздуха через двигатель (GB = const). Неизменное значение л* при дросселировании двигателя поддерживается регулированием проходного сечения первого соплового аппарата турбины (Fc = var), а условие равенства мощностей компрессора и турбины при снижении Т* поддерживается регулированием площади критического сечения реактивного сопла (FCKp=var).
Снижение тяги будет проходить при практически неизменном значении , так как л* = const, с увеличением Г)п из-за уменьшения сс и, следовательно, с уменьшением Суд (кривая 4 на рис. 8.60). Несмотря на сложность реа-295
лизации, этот метод дросселирования перспективен, так как дает возможно получить на крейсерском режиме наименьшие значения Суд .
Резюмируя изложенное выше, можно утверждать, что из условия получения повышенной экономичности двигателя на крейсерском режиме следует стремиться к реализации таких программ, при которых дросселирование двигателя будет идти при сильном снижении скорости истечения из реактивного сопла за счет уменьшения Т* и по возможности при меньшем снижении GB и я* .
Дросселирование одновального ТРД с компрессором, регулируемым поворотом направляющих аппаратов
Рассмотрим дросселирование ТРД с поворотными направляющими аппаратами групп первых и последних ступеней компрессора по программе Рскр= const (ПРИ я = var и Т* = var). Так как изменение положения направ
ляющих аппаратов определяется заданием программ их поворота в виде выбранных зависимостей a = f(nnj) , то у двигателя с неизменными проходными сечениями единственным регулирующим фактором будет GT . При уменьше
частота вращения л(лир) и температура Т* и, как
нии G’T будут снижаться
Рис. 8.61. Характеристики нерегулируемого (	) и
регулируемого ( — • —) компрессоров с линиями рабочих режимов при дросселировании ТРД в полетных условиях (Mn = const, Н = const)
следствие, тяга двигателя, а направляющие аппараты будут занимать положение в соответствии с заданными программами a( = /(nIlp) . На рис. 8.61 даны характеристики нерегулируемого и регулируемого компрессоров при регулировании последнего в области низких значений п на повышение запаса устойчивости, а также приведены определенные с помощью уравнения (8.12) линии рабочих режимов. Из этого рисунка видно, что ДКу у двигателя с регулируемым компрессором на низких ппр существенно выше, чем у двигателя с нерегулируемым компрессором. Линии же рабочих режимов у этих двигателей расходятся незначительно, только за счет небольшой разницы в вели-
чинах п* на пониженных п„п . К	•J'*
На рис. 8.62 приведено сравнение протекания относительных тяги — Р и удельного расхода топлива С„„ в зависимости от относитель-уд
ной частоты вращения GB у ТРД с регулируемым и нерегулируемым компрессором. Тяга у двигателя с регулируемым компрессором при уменьшении п падает быстрее за счет более
интенсивного снижения и, следовательно, GB . Небольшая разница в
удельных расходах топлива может быть лишь в связи с немного большими
296
Рис. 8.62. Изменение относительных величин тяги и удельного расхода топлива в зависимости от относительной частоты вращения при дросселировании ТРД с нерегулируемым (--------)
и регулируемым (—  —) компрессорами
значениями Т|* на пониженных п (ппр) У двигателя с регулируемым компрессором. Следовательно, применяя двигатель с регулируемым компрессором, нельзя ожидать заметного улучшения его экономичности на крейсерских режимах по сравнению с двигателем, у которого компрессор не регулируется. Основным преимуществом двигателя с регулируемым высоконапорным компрессором (л*0 > 8) остается существенное увеличение запасов устойчивости на пониженных частотах вращения.
Дросселирование двухвалъного ТРД
Рассмотрим дросселирование двухвального ТРД (переход на крейсерский режим работы) с программой регулирования FCKp = const (при пНд = var, ПВД= var 11 Tr ~ var)’ при которой регулирующим фактором будет только G . Снижение тяги двухвального ТРД при уменьшении расхода топлива будет проходить с понижением пНд (йпрНд), йВд (йлрВд) и Т* , а скольжение роторов лВд /лНд при этом будет расти.
При дросселировании двухвального ТРД с неизменными проходными сечениями (1'\ „„ = const), когда п > л_ „п , линии рабочих режимов на характе-ристиках компрессоров высокого и низкого давлений будут совпадать с аналогичными линиями, полученными в случае изменения условий полета при законе регулирования пНд = const. Соответствующие линии рабочих режимов на характеристиках компрессоров высокого и низкого давлений показаны на рис. 8.30 и 8.34. Изменение относительных тяги и удельного расхода топлива в
Рис. 8.63. Изменение относительных величин тяги и удельного расхода топлива в зависимости от относительной частоты вращения РНД при дросселировании двухвального ТРД
297
зависимости от относительной частоты вращения ротора низкого давления при дросселировании двухвального ТРД показаны на рис. 8.63. Вследствие роста скольжения роторов(см. рис. 8.37) при уменьшении йНд (%рцд) У двух-вального ТРД Г]* оказывается несколько выше, чем у одновального (см. рис. 8.35), что приводит к некоторому улучшению экономичности на крейсерском режиме. Главным же преимуществом двухвального ТРД остается возможность обеспечения необходимых запасов устойчивости в большом диапазоне изменения частот вращения роторов двигателя при его дросселировании.
Дросселирование ТРДФ на форсированных режимах
Для ТРДФ, работающего с включенной форсажной камерой, в зависимос-
ти от величины создаваемой
тяги принята следующая номенклатура режимов
Рис. 8.64. Дроссельная характеристика ТРДФ на режимах с включенной и выключенной форсажной камерой (Д полный форсированный режим;
• — минимальный форсированный режим;
5 — максимальный режим)
работы.
Полный форсированный режим. На этом режиме ТРДФ развивает максимально возможную для форсированных режимов тягу (Рп при максимально допустимой температуре в форсажной камере (7,1 Тепловые и динами-ческие нагрузки для этого режима находятся на предельно допустимом уровне, и поэтому время непрерывной работы ограничено.
Частичный форсированный режим. Этот режим характеризуется пониженной по сравнению с полным форсированным режимом тягой (Л,.ф < Р„.ф). Температура газа в форсажной камере меньше максимально допустимой < Т’ "IJ lllctA Время непрерывной работы двигателя на этом режиме чаще всего ограничивается.
Минимальный форсированный режим. Тяга на этом режиме (Р^пф) близка к тяге ТРДФ, работающего на максимальном режиме с включенной форсажной камерой PrinQV. Минимально допустимая температура газа в форсажной камере Тф min определяется ее срывными характеристиками. Дросселирование ТРДФ (уменьшение тяги) на форсированных режимах идет за счет уменьшения температуры при неизменных значениях частоты вращения и температуры газа перед турбиной. На рис. 8.64 показана дроссельная характеристика ТРДФ на форсированных режимах и на режимах с выключенной форсажной камерой в полетных условиях
(Мп — 2,3; II - 11 км; пк0 - 6; Тг - 1400 К, Т(1) tnax= 2000 К). Уменьшение тем
298
пературы Тф идет с уменьшением площади критического сечения реактивного сопла F,. в соответствии с условием (8.53) таким образом, чтобы измене-ние Тф не повлияло на работу компрессора и турбины. Как видно из графиков, приведенных на рис. 8.64, уменьшение тяги на форсированных режимах из-за снижения температуры Тф приводит к улучшению экономичности двигателя за счет повышения эффективного и полетного КПД (см. разд. 7.4). Полная дроссельная характеристика ТРДФ, охватывающая все режимы работы двигателя, получается разрывной, так как в области низких значений , близких к температуре газа за турбиной Т* , форсажная камера попадает в область срывных режимов. На рис. 8.64 участок, где невозможна работа форсажной камеры, показан пунктирной линией. (Этим объясняется наличие минимального форсированного режима).
Дроссельная характеристика одновалъного ТРД в статических условиях fMn = 0; Н - 0) и при малых скоростях полета
Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины при дросселировании ТРД по программе Fc кр = const (при п = var и Г* = var). При глубоком дросселировании двигателя значение л* сильно снижается, и в ста-
тических условиях или при малых скоростях полета, когда величина Пу равна или не намного больше единицы, располагаемая степень понижения давления на реактивном сопле становится меньше критической (п „ < п„ 1. В этом случае степень понижения давления на турбине становится переменной величиной, зависящей от Мп и л* . Следовательно,совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушпого тракта, рассматриваемая в рамках математической модели первого уровня, может быть описана уравнением (8.9)
/ /г - 1 х
^в)2к А -1Н
k_______2]к
п* [1 - 1 /л’ Лг J
(8.58)
где С3 = const.
Зависимость между л’ и л* при Мп = const, необходимую для определения с помощью уравнения (8.58) линии рабочих режимов на характеристике компрессора, можно получить из совместного решения уравнения (8.10), записанного в виде
299
,	,*,-h
». J < = 9(\.кр) C8 ,
где C8 = const, с уравнением (8.13)
k
nr = 11 + M2 к 1 овх п о or 7C(X ) .
(8.59)
(8.60)
При докритических перепадах давления на реактивном сопле, т. е. когда К ™ = Кк ЧУ < !> с Учетом принятых ранее приближений (8.4), С-J1 с.кр ' с.кр ио • V
(8.5), Сг = const, и при условии, что GBX зависит только от М.л (см. гл. 3), для заданного значения Мп получим однозначное решение системы уравнении (8.59) и (8.60). Постоянная уравнения (8.59) Cg , как и постоянная уравнения (8.58) С3 , определяется на расчетном режиме двигателя. На рис. 8.65 приведены результаты конкретного расчета для ТРД с я*0 = 6 и Г* тах = 1400 К,
Рис. 8.65. Связь между я* и я* на закритических и докритических режимах работы реактивного сопла у ТРД с неизменными проходными сечениями газовоздушного тракта
Т;пшх= 1400 К)
полученные при разных значениях Мг . Из этого рисунка видно, что чем выше значение М ( , и, следовательно, больше величина nv , тем при меньших значениях я* начинаются докритические режимы работы реактивного сопла, при которых степень понижения давления на турбине начинает уменьшаться. При докритических режимах работы реактивного сопла, когда тс* = var, линию рабочих режимов на характеристике компрессора для каждого заданного значения М можно определить с помощью уравнения (8.58) и зависимостей тс* = /(л*) , показанных на рис. 8.65, т. е. на любой заданной напорной ветви характеристики ком
прессора с ппр = const можно найти рабочую точку, удовлетворяющую уравнению (8.58). Полученные таким образом линии рабочих режимов представлены на рис. 8.66.
Проанализируем рабочие режимы на примере характеристик компрессора
при лс р < пс_Кр . Остановимся на случае, когда при nnp = const совершается переход от сверхкритического на докритический режим течения в реактивном сопле. Используя условие равенства мощностей турбины и компрессора (7.16), записанного в виде (7.25), с учетом принятых в математической модели первого уровня допущений, можно найти температуру газа перед турбиной
300
Рис. 8.66. Характеристика компрессора с линиями рабочих режимов при дросселировании ТРД на низких скоростях полета и в статических условиях
(Мп = 0; Н = 0)
чем в рабочей точке с более низ-
т>--------!LVTc9-	<8-61>
1 - l/nt \
где Cg — постоянная уравнения, определяемая на расчетном режиме.
При переходе от сверхкритического на докритический режим течения в реактивном сопле при п = const (ппр = const) величина L,. , зависящая в основном от часто-2 ты вращения (LK - п ), меняется несущественно, а величина л* , как это видно из рис. 8.65 (переход из точки а в точку Ь), уменьшается. Следовательно, в соответствии с уравнением (8.61) температура Т*г в этом случае будет расти. Из ура-внения
(8.7), записанного для случая Т* = const, =	' тг const	(8.62)
очевидно, что в рабочей точке с более высокой температурой Т* (точка b на рис. 8.66) значение л* должно быть выше,
кой температурой Т* (точка а на рис. 8.66). Иначе говоря, рабочая точка на линии йпр = const с меньшим значением л* находится ближе к границе газодинамической устойчивости компрессора. Таким образом, при дросселировании ТРД в статических условиях и на малых скоростях полета происходит расслоение линии рабочих режимов, как это показано на рис. 8.66.
Дроссельные характеристики ТРД при Мв = 0; Н = 0. Рассмотрим изменение параметров рабочего процесса в зависимости от относительной частоты вращения п (п = нпр), т. е. вдоль линии рабочих режимов, соответствующей М7 = 0 (рис. 8.66). На рис. 8.67 даны зависимости л* , G'B , Т* , лт , Г* , Г|* , L и A7fy от п, причем пунктирными линиями показано изменение этих параметров в области, где значение ДЛГу < АЯГу n)in . Линией с точкой а на рис. 8.67 показано изменение величины Т* при условии л* = const, что может быть в случае дросселирования ТРД в условиях полета с большей скоростью, когда л„ л • Точки а и b рис. 8.67 соответствуют аналогичным точкам на рис. с.р с.кр _	* г 2
8.65 и 8.66. При снижении п уменьшаются величины GB , як , LK - п и резко
301
снижается АКу . Из рис. 8.67 видно, что в области пониженных значений п даже при умеренной величине п*0 возникают трудности с обеспечением надежной работы компрессора из-за того, что фактическая величина &Ку становится ниже минимально допустимой. Характер изменения Г* по п определяется протеканием LK и л* , как это видно из уравнения (8.61). В области высоких значений л, где л* = const, температура Т* резко падает с уменьшением 71, за счет уменьшения работы компрессора, а в зоне пониженных частот вращения уменьшение 7г приводит к росту Т* вследствие интенсивного уменьшения л* , несмотря на уменьшение LK . Температура за турбиной Т* меняется качественно так же, как 7* , в соответствии с уравнением (7.28).
Рис. 8.67. Изменение параметров при дросселировании ТРД в статических условиях (М„ = 0; Н - 0)
Рис. 8.68. Дроссельная характеристика ТРД в статических условиях (Мп = 0; Н - 0)
Рис. 8.69. Дроссельная характеристика ТРД в виде зависимости Суд от
Р при Мп - 0; Н = 0
302
На рис. 8.68 показано изменение Р и Суд по п при дросселировании ТРД по программе Fc кр = const (при п = var и 7* = var) при Мп = 0; Н = 0 для двигателя с л*п = 6 и 7* 1П= 1400 К, а на рис. 8.69 для этого же двигателя показано изменение Cv„ = Cv„/Cvn по Р = Р/РП1ПУ . С уменьшением п тяга сначала падает очень интенсивно из-за уменьшения <?в , л* и 7’ (рис. 8.67). Затем падение тяги несколько замедляется за счет роста Тг на пониженных частотах вращения. Величина С при снижении п вначале уменьшается из-за уменьшения 7* и соответственно скорости истечений из реактивного сопла, но затем начинает резко расти вследствие уменьшения лк , Т|* и других факторов, приводящих к уменьшению эффективного КПД. Таким образом, при дросселировании ТРД минимальное значение Суд достигаемое при промежуточных частотах вращения, находящихся между максимальной частотой вращения и частотой вращения на режиме земного малого газа, определяется наивыгоднейшим соотношением между л* и 7* в соответствии с закономерностями, рассмотренными в разд. 7.2. При данном методе дросселирования ТРД обеспечить во всем диапазоне частот вращения ДКу > min без дополнительного регулирования компрессора или площадей проходных сечений проточной части двигателя, как это видно из рис. 8.67, не удается. Обеспечить условие ДЛГу £ ЛКу min при дросселировании одновального ТРД можно, применяя поворотные направляющие аппараты компрессора, регулируя проходные сечения первого соплового аппарата турбины и критического сечения реактивного сопла, а также используя перепуск воздуха из средних ступеней компрессора. Остановимся подробнее на дросселировании ТРД с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора, который приводит к некоторым качественным отличиям в изменении параметров по п по сравнению с рассмотренными выше.
Дроссельная характеристика одновального ТРД с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора в статических условиях
На рис. 8.70 дана характеристика компрессора с перепуском воздуха из средних ступеней при ппр < 0,75. КПД компрессора при работе с перепуском воздуха учитывает затрату мощности на сжатие перепускаемого воздуха, а
при работе с перепуском воздуха пропорционален массовому расходу воздуха на выходе из компрессора (см. разд. 4.2). На характеристике компрессора с помощью уравнений (8.58), (8.59) и (8.60) нанесена линия рабочих режимов при дросселировании ТРД с программой регулирования F=const (при п = var) в статических условиях (Мп = 0; Н = 0). В рассматриваемых усло-303
				А		
						
	МггС				' 7)7,0 \0,S5	
			о;	0,85	o,s	
			уч 0,8		1	
	г\_ 4# Плр 0,7					
Чк 0,8 <р Ofi 0,5
V
0,8 Of 0,5 0,6	0,7 0,8 д(Лв)	0,5 0,6 Ц7 Ц8 ф Ов.к.лр
Рис. 8.70. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора с перепуском воздуха из средних ступеней при дросселировании ТРД в статических условиях ( --------- без перепуска; — — — — с перепуском)
Рис. 8.71. Изменение параметров при дросселировании ТРД в статических условиях (Мп = 0; Н = 0) с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора
Рис. 8.72. Дроссельная характеристика ТРД с перепуском воздуха из средних ступеней компрессора при (Мп = 0; Н = 0)
304
ВИЯХ С, =Gn и ~ <7(Х„) . На рис. 8.71 приводятся зависимости G , л" Г|* , LK , Г*, Г*, л.г , ДКу от п (| = йпр). Из графиков, приведенных на рис. 8.71. видно, что при включении перепуска воздуха на п = 0,75 расход воздуха, проходящего через двигатель, снижается, снижаются лк и Г|к , но резко возрастает ДКу при низких значениях п (п < 0,75). Включение перепуска воздуха приводит к некоторому росту Тг за счет уменьшения лт в соответствии с уравнением (8.61). Дроссельная характеристика ТРД с перепуском воздуха показана на рис. 8.72. Она отличается от характеристики, показанной на рис. 8.68, лишь ступенчатым изменением Р и Суд в момент включения перепуска. Уменьшение расхода воздуха через двигатель при включенном перепуске приводит к снижению тяги, а уменьшение лк и т|к (см. рис. 8.71) — к росту Суд .
Дроссельная характеристика двухвального ТРД в статических условиях fM =0; Н = 0)
Прежде всего рассмотрим совместную работу турбин и компрессоров при дросселировании двухвального ТРД. Зависимость л*Пд от общей степени по
вышения давления в двухкаскадном компрессоре л* = лк11Д дкВД » показанную на рис. 8.73, можно рассчитать по уравнениям (8.34) и (8.41) при условиях, что л*вп = const, а X = "k <pr < 1 на до-критических режимах работы реактивного сопла (л, _ < л. ). Из графика, приведенного на рис.
8.73, следует, что при снижении лк в области, где лг_<лг1.„ , уменьшается л*пп . Когда выполняется условие (8.24) п*Вд = const, линия рабочих режимов па характеристике компрессора высокого давления,полученная по уравнению (8.28), не будет отличаться от показанной на рис. 8.30. Рассчитать линию рабочих режимов на характеристике компрессора РНД с лс < лс кр можно, используя уравнения (8.33), (8.34), (8.41) и зависимости
ЛкВД » 9(^в)дд » ПКВД от ПпрВД •
Определять рабочую точку на напорной ветви характеристики компрессора РНД ппрНд = const (пнд = н,1рцд) рекомендуется по методу, который использовался при определении рабочей точки в полетных условиях (см. разд. 8.3) с учетом перемен-
Рис. 8.73. Зависимости
лтнд 11 птВД Двухвального ТРД от общей степени повышения давления компрессора при дросселировании двигателя в статических условиях
305
Рис. 8.74. Характеристика компрессора низкого давления двухвального ТРД с линиями рабочих режимов при докритических (--------) и
закритических (—  — • —) режимах работы реактивного сопла
ной величины п’Пд • Объединяя рабочие точки для разных ппрНд » получим линию рабочих режимов. Характеристики компрессора РНД с линиями рабочих режимов при закритическом (ХСЛф = 1) и докритическом (\:кр=^'с<^ режимах работы реактивного сопла показаны на рис. 8.74. Зависимости суммарных параметров от пПд (пНд = лпрПд), определенных при дросселировании двухвального ТРД с неизменными проходными сечениями проточной части, представлены на рис. 8.75. Здесь л* = п^д • п*вд , л* = л*цд л*вд ,
Рис. 8.75. Изменение параметров при дросселировании двухвального ТРД в статических условиях (Мп = 0; Н = 0)
^к ^кНД + ^кВД ’ ^в ^в.к.пр ~	» а *РГ и
Т* определены по уравнениям (8.61) и (7.28). Анализируя характер линий рабочих режимов на характеристике компрессора РНД (рис. 8.74), прежде всего рассмотрим причины их расслоения при переходе от закритических на докритические режимы работы реактивного сопла, т. е. переход из точки а в точку b при ппрнд = const, который сопровождается уменьшением л£цд при почти неизменной работе компрессора. Из условия равенства мощностей турбины и компрессора РНД, представленного в виде (8.37), уменьшение Д*нд Должно сопровождаться ростом Т* При л*Вд = cons^ рост Г* приводит к увеличению £тВД и раскрутке РВД и, следовательно, к росту скольжения роторов иВд/пцд (рис. 8.75). При увеличении пвд (лпрВд) возрастает величина <?(Хв)Вд (см. рис. 8.30), а условие неразрывности приводит к тому, что это возможно только за счет увеличения <у(А.в) . Отсюда следует, что при переходе из точки а в точку b с 7гпрНД = const уменьшается л*Нд , т. е. линия рабочих режимов при уменьшении л£нд удаляется от границы газодинамичес
306
кой устойчивости компрессора и ДКу11д возрастает (см. рис. 8.74).
При дросселировании двухвального ТРД параметры рабочего процесса качественно меняются так же, как у одновального двигателя. Интенсивное увеличение скольжения роторов при уменьшении пНд (см. рис. 8.75) позволяет получить необходимое значение ДКу Пд > £ ДАГу цд min вплоть до режима земного малого газа.
Дроссельная характеристика двухвального ТРД с л’п = 12 и Г* яу = -1400 К дана на рис. 8.76. Ка-ГЧку	1 lilclA
чественно характеристики двухвального ТРД практически такие же, как и у одновального двигателя. Однако на режимах с пониженной частотой вращения вследствие более высоких значений Т)* у двухвального ТРД получаются более низкие величины Суд , чем у одновального ТРД с одинаковыми исходными данными.
Рис. 8.76. Дроссельная характеристика двухвального ТРД при Мп= 0; Н-0
8.7.	Расчет характеристик ТРД и ТРДФ
В гл. 7 были рассмотрены термогазодинамические расчеты ТРД и ТРДФ на основе математических моделей первого и второго уровней. Расчет характеристик ТРД и ТРДФ по аналогии с термогазодинамическим расчетом будем рассматривать на базе математических моделей первого и второго уровней. В основу расчета положены методика термогазодинамического расчета, характеристики элементов двигателя, а также закон или программа регулирования двигателя в зависимости от того, какие характеристики необходимо получить в результате расчета: высотно-скоростные или дроссельные.
Расчет характеристик ТРД и ТРДФ на базе математической модели первого уровня
В основу расчета характеристик двигателей положена характеристика компрессора (для двухвальных ТРД — характеристики компрессоров РНД и РВД) в виде зависимостей (8.1). Характеристики остальных элементов в математической модели первого уровня принимаются в упрощенном виде: камеры сгорания — (8.4), турбин —• (8.5), форсажной камеры —• ОфК = const, Г)ф = const. Для расчета, кроме характеристик элементов двигателя, должны быть ранее определены или заданы: условия полета (Мп и Я) и параметры рабочего процесса па расчетном режиме; закон регулирования и область возможного изменения условий полета при расчете высотно-скоростных характеристик; программа регулирования и диапазон возможного изменения основного параметра регулирования (например, частоты вращения) при расчете дроссельных ха
307
рактеристик; площади проходных сечений проточной части двигателя, ограничения, налагаемые на параметры двигателя.
Можно предложить следующий порядок расчета.
1.	С помощью изложенных выше в настоящей главе методов расчета для одновального (или двухвального) двигателя на характеристике компрессора (или на характеристиках компрессов РНД и РВД) строится линия рабочих режимов, соответствующая выбранному закону или программе регулирования.
В результате этого расчета определяются зависимости основных параметров компрессора:
л* , ?(ЛВ) , 11* , LK и ДКу от лпр или ^TQ /Т*в
связанных с условиями полета (Мп и Н) и параметром регулирования п.
2.	По заданным значениям Мп и Н находится температура Тв (8.15) и давление р* (8.14); по известному или выбранному значению частоты вращения п (лНд у двухвального двигателя) определяется п11р (йпрНд)» по которой находятся соответствующие заданным условиям полета или основному параметру регулирования (п ~ ппр) значения к* , <7(ХВ) »	и •
Далее используем методику термогазодинамического расчета на базе математической модели первого уровня, изложенную в разд. 7.1.
3.	По определенным параметрам Т* , р* , ?(ХВ) и известной величине FB определяется расход воздуха через двигатель (7.43).
4.	Параметры воздуха за компрессором р* и Т*к находятся по уравнениям (7.21) и (7.22).
5.	Давление р* и qT определяются по уравнениям (7.23) и (7.24), а температура Т* находится в зависимости от принятого закона или программы регулирования:
а)	температура Г* задана, если она является параметром регулирования (Т* = const);
б)	температура Т* находится из условия (8.61), если она не является параметром регулирования, а также при любой программе регулирования. Если неизвестны значения Т* и , то в первую очередь определяется величина л* . т
6.	Степень понижения давления на турбине л* (на турбинах РВД и РНД двухвального ТРД) определяется по уравнению (7.26), за исключением случаев, когда = const, а при расчете дроссельных характеристик с любой программой регулирования из уравнений (8.10) и (8.13), если л* непостоянная.
308
7.	Температура Т’ и давление р* находятся по уравнениям (7.28) и (7.13).
8.	Давление р*^ и ф определяются по уравнениям (7.30) и (5.7), а температура 7ф находится в зависимости от принятого закона или программы регулирования:
а)	температура Т’ф задана, если она является параметром регулирования;
б)	температура Т’ф определяется по уравнению (8.53), если известна величина Fc кр ф.
9. Скорость истечения из реактивного сопла <?с определяется по уравнениям (7.32) для ТРД или (7.33) для ТРДФ.
10. Удельная тяга Руд , тяга Р и удельный расход топлива Суд для ТРД определяются по уравнениям (7.38), (7.42) и (7.39), а для ТРДФ — по уравнениям (7.40), (7.42) и (7.41).
В результате расчета можно получить высотно-скоростные характеристики ТРД и ТРДФ в заданном диапазоне изменения Мп и Н или дроссельные характеристики двигателей в заданной области изменения режимов работы.
Расчет характеристик по математической модели первого уровня можно уточнить,учитывая влияние температуры и состава газа на теплоемкость и газовую постоянную, как это показано в разд. 7.1, а также уточнить полученные результаты, проводя расчет второго приближения с использованием характеристик турбины в виде (8.2) и камер сгорания. Тогда эту уточненную методику расчета характеристик двигателей можно рассматривать с некоторыми допущениями как математическую модель второго уровня.
Принципы формирования универсальной
математической модели ТРДФ второго уровня
Математическая модель второго уровня описывает расчетный и нерасчетные режимы работы одновального или двухвального ТРДФ (ТРД) с любыми возможными законами и программами регулирования, работающего в поле заданных ограничений. В основу этой математической модели положены:
1.	Условия совместной работы элементов в системе двигателя (7.1)—(7.17).
2.	Система уравнений, определяющих работу двигателя на расчетном и нерасчетных режимах (7.49)—(7.75).
3.	Закон и программа регулирования двигателя (см. разд. 8.2—8.6). Например, для одновального ТРДФ конкретный закон регулирования может быть представлен в виде
п-пр = 0; т;-Т;р = 0; аЕ-аЕр = 0, где пр , Г* , aZp — значения параметров на расчетном режиме.
4.	Ограничения, налагаемые на параметры двигателя.
5.	Характеристики элементов, входящих в двигатель:
характеристика компрессора может быть представлена аналитическими зависимостями вида (8.1);
309
характеристика турбины — аналитическими зависимостями вида (8.2); характеристика камеры сгорания — аналитическими зависимостями °к.е=Л’‘к.«;Гг/Г’к) " ЧГ = Л«);
характеристики других элементов — также в виде аналитических зависимостей.
Для определения параметров двигателя на расчетном режиме и расчета его характеристик выбирается способ решения системы нелинейных уравнений и составляется алгоритм вычисления невязок типа Тг - Т* = £т с задан ной точностью вычисления £,. (£_ —> 0), число которых должно быть равно
числу независимых переменных.
Определение параметров двигателя на расчетном и нерасчетных режимах (расчет характеристик двигателя) на ЭВМ может строиться по схеме, показанной на рис. 8.77. По этой схеме может строиться расчет характеристик ГТД любого типа на ЭВМ.
Блок термогазодинамического расчета двигателя
Математические модели элементов (компрессора, тур-Бины и др )
Программы оБщего назначения (термо -динамика, газодинамические функции и др.)
Рис. 8.77. Схема универсальной математической модели ГТД
Следует отметить, что математическую модель второго уровня всегда можно использовать при расчете двигателя и его характеристик на первом уровне.
310
8.8. Приведение основных параметров ТРД к стандартным атмосферным условиям
Используя представление о подобных режимах ТРД, можно получить формулы для приведения данных испытаний ТРД к стандартным атмосферным условиям TQ = 288 К и р0 = 101300 Па. Так как данные,полученные при стендовых испытаниях, всегда отвечают условию Мп = 0, то для достижения подобия достаточно, чтобы в любых атмосферных условиях и в стандартных был одинаков параметр п/'/т*. Если обозначить параметры, относящиеся к стандартным условиям, индексом “пр” (приведенные), то ппр/ч288 = п \Тн0
(8.63)
Из теории лопаточных машин известно, что на подобных режимах должен быть постоянным комплекс GB 'х1т*' /р\ пропорциональный газодинамической функции д(Хв) , а это означает, что
288 _ с ^Лю
Ств.пр Ю1300Pho
и, следовательно,
„	101300
(8.64)
где Тн0 и рн0 — параметры окружающей среды, при которых проводились стендовые испытания. Тяга двигателя при Мп = 0 и полном расширении в реактивном сопле Р = GB сс . подобных режимах должно соблюдаться условие
Сс пр _ Сс 288 ~ Т~о ’
т. е.
с — с с.пр с
/28?Г
Лю *
Тогда приведенная тяга
„р пр Сс.пр
101300 ЛЛю J288 Р„0	288 “тн0 •
или
р = р пр
101300
Аю
(8.65)
Приведенный расход топлива можно определить из условия, что на подобных режимах
£гЛ1£GT 101300 .288 Рн0 -Лю
311
откуда
G,.„p =
101300 J283-
РнО ^н0
(8.66)
Так как удельный расход топлива Суд ~ GT /Р , а приведенный удельный расход Суд пр ~ GT>np /Рцр ’ то’ используя формулы (8.65) и (8 .66), можно получить формулу приведения удельного расхода топлива:
Суд.пр=Суд"Ф; •	(8.67)
нО
Формулы приведения (8.63)—(8.67) получены в предположении, что подобие процессов в ТРД определяется только равенством Мч и ппр . Это оказывается недостаточным, когда сильно меняются параметры окружающей среды, особенно Тн0 и влажность воздуха, что приводит к изменению теплоемкости с и показателя адиабаты k. Подобное влияние наиболее успешно можно учесть, используя статистические данные и вводя поправочные коэффициенты в формулы приведения. При небольшом диапазоне изменения TvQ (ТнО=288 ±20 К) формулы (8.63)—(8.67) дают приемлемую точность.
Глава 9. ТРДД ДЛЯ САМОЛЕТОВ С ДОЗВУКОВЫМИ
СКОРОСТЯМИ ПОЛЕТА
9.1.	Основные схемы и параметры рабочего
процесса ТРДД
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) — это авиационный воздушно-реактивный двигатель прямой реакции, в котором поступающий в него воздух делится на два потока, проходящих через внутренний и наружный контуры. Термодинамический цикл в ТРДД реализуется во внутреннем контуре. Одна часть свободной энергии этого цикла затрачивается на создание тяги во внутреннем контуре, другая передается вентилятору для сжатия воздуха в наружном контуре с целью увеличения тяги по сравнению с одноконтурным ТРД с такими же параметрами термодинамического цикла Т* ,
лкЕ • е* присоединение к внутреннему контуру дополнительного воздуха через наружный контур с передачей к нему части свободной энергии внутреннего контура позволяет увеличить тягу и уменьшить удельный расход топлива за счет получения более высоких значений полетного КПД из-за снижения скоростей истечения газа из сопел ТРДД. Для сверхзвуковых скоростей полета могут использоваться двухконтурные ТРД с форсажной камерой.
Двухконтурные двигатели по схеме роторной части выполняются, как правило, двухвальными (рис. 9.1, 9.2, 9.3) и трехвальными (рис. 9.4). В этих схемах вентилятор и компрессор приводятся от своей турбины. Иногда с целью использования существующего газогенератора на ротор вентилятора устанавливают несколько подпорных ступеней (рис. 9.2 и 9.3). По схеме газовоздушного тракта выполняются ТРДД с раздельными контурами и реактив-312
ными соплами (рис. 9.1, 9.2 и 9.4), а также со смешением потоков и общим соплом (рис. 9.3).
Рис. 9.1. Схема двухвального ТРДД с раздельными контурами: 1 — газогенератор; 2 — вентилятор; 3 — наружный контур;
4 — турбина вентилятора
Рис. 9.2. Схема двухвального ТРДД с подпорными ступенями вентилятора
Рис. 9.3. Схема двухвального двигателя со смешением потоков — ТРДДсм:
1—4 аналогично рис. 9.1; 5 — лепестковый смеситель
Двухконтурный двигатель наиболее простой схемы (рис. 9.1) состоит из входного устройства, вентилятора, компрессора, наружного контура, камеры
313
Рис. 9.4. Схема трехвального ТРДД
сгорания, турбины компрессора (компрессор, камеру сгорания и турбину компрессора называют газогенератором), турбины вентилятора и реактивных сопел внутреннего и наружного контуров. На рис. 9.1 указаны характерные сечения этого двигателя:
невозмущенный поток перед входом в двигатель (н);
за входным устройством (в);
за вентилятором (вн);
за компрессором (к);
за камерой сгорания (г);
за турбиной компрессора (тк);
за турбиной вентилятора (т);
на срезе сопла внутреннего (ct) и наружного (сп) контуров.
При полете самолета со скоростью Vn набегающий поток тормозится, вследствие чего кинетическая энергия струи преобразуется в потенциальную энергию сжатого воздуха на входе в вентилятор. Степень сжатия воздуха во входном устройства Лу растет при увеличении скорости полета. Затем воздух сжимается в вентиляторе, степень повышения давления которого я* . За вентилятором воздушный поток разделяется и поступает во внутренний и наружный контуры.
Воздушный поток внутреннего контура сжимается в компрессоре и поступает в камеру сгорания, где в воздух через форсунки впрыскивается топливо. Образовавшаяся топливовоздушная смесь сгорает, а температура продуктов сгорания увеличивается до допустимых жаропрочностью лопаток газовой турбины значений. В турбинах компрессора и вентилятора газ расширяется и потенциальная энергия газа преобразуется в механическую энергию, которая затрачивается на сжатие воздуха в вентиляторе и компрессоре, на преодоление трения в подшипниках и привод различных агрегатов. Поскольку температура газа перед турбиной Т* существенно выше температуры воздуха перед вентилятором Тв , суммарная степень понижения давления в турбинах, равная произведению степени понижения давления в турбине компрессора и тур-314
бине вентилятора лтЕ = лт к • лт в , всегда меньше, чем суммарная степень повышения давления во внутреннем контуре (п*^ = л*  я* ). Это связано с большей работоспособностью продуктов сгорания из-за более высоких температур газа перед турбинами. Поэтому давление газа и его температура перед реактивным соплом внутреннего контура больше полного давления и температуры перед вентилятором, а следовательно, и скорость истечения газа из реактивного сопла Cj будет выше, чем скорость полета, что и обуславливает возникновение тяги. Воздух, поступающий за вентилятором в наружный контур, в процессе его расширения в кольцевом реактивном сопле этого контура Cjj создает дополнительную тягу, в результате чего суммарная тяга двигателя увеличивается. Отношение расхода воздуха через наружный контур GbII к расходу воздуха через внутренний контур GB1 называют степенью двухконтурности т.
На рис. 9.2 показана схема двухвального ТРДД с укороченным наружным контуром и подпорными ступенями вентилятора, а на рис. 9.3 — ТРДД со смешением потоков внутреннего и наружного контуров и общим реактивным соплом (ТРДДсм). В трехвальном ТРДД (рис. 9.4) компрессор разделен на компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, каждый из которых вращается своей турбиной. Характерные сечения ТРДД различных схем указаны на рис. 9.1—9.4.
9.2.	Рабочий процесс и термогазодинамический цикл ТРДД. Параметры, характеризующие эффективность ТРДД
Двухконтурные двигатели можно рассматривать как тепловую машину и как движитель. В тепловой машине происходит преобразование тепловой энергии в механическую, а в движителе — механической энергии в полезную работу сил тяги.
Роль тепловой машины в ТРДД играет внутренний контур, так как в нем реализуется термодинамический цикл с подводом тепла при постоянном давлении (рис. 9.5). Часть работы расширения указанного цикла от точки Т*к до точки Т* идет на сжатие вентилятором воздуха наружного контура. Если долю работы, передаваемую в наружный контур, увеличивать (в точке Г* давление будет снижаться), термодинамический цикл двигателя меняться не будет, но при этом изменятся свойства двигателя как движителя из-за того, что скорости истечения реактивных струй из внутреннего и наружного контуров будут меняться. Следовательно, рассматривая ТРДД как тепловую машину, можно отвлечься от параметров наружного контура, поскольку он выполняет роль дополнительного движителя, и определить параметры только внутреннего контура, т. е. определить, каким образом тепловая энергия топлива наиболее эффективно преобразуется в механическую энергию.
Основными параметрами, характеризующими эффективность термодинамического цикла ТРДД, т. е. его работу и КПД, являются температура газа
315
перед турбиной Т и суммарная степень повышения давления пк5- во внутреннем контуре.
Рис. 9 5. Т—S — диаграмма рабочего процесса внутреннего контура ТРДД. Схема разделения работы турбины на сжатие воздуха во внутреннем и наружном контурах
Работа цикла в ТРДД идет на сжатие воздуха в вентиляторе наружного контура и на увеличение кинетической энергии газа во внутреннем контуре. Под свободной энергией LCB понимают адиабатическую работу расширения
газа от давления газа за турбинами, передающими мощность компрессору и
вентилятору и сжимающими воздух во внутреннем контуре, до атмосферного
давления, т. е. работу расширения от давления в точке Т*к до точки Cj. (см.
Рис. 9.6. Зависимость приведенной свободной энергии /св от Т’ и
рис. 9.5).
Сечение 7ТК условно делит турбину вентилятора на две части в соответствии с мощностями, затрачиваемыми на сжатие в вентиляторе воздуха в потоках внутреннего и наружного контуров.
Величина LCB , естественно, никак не зависит от того, каким образом ее распределяют между контурами, и однозначно определяется основными параметрами термодинамического цикла Т* и
. При заданных скорости Vn и высоте Н полета и уровне газодинамического совершенства процесса (уровня потерь в проточной части до точки Т* ) зависимость L от Т’ и л*.у изменяется по тем же закономерностям, что и эффективная работа цикла Le .
На рис. 9.6 приведена зависимость приведенной свободной энергии
I = L св св
г Е> rry', к ~ 1 Г ТК
от Т* при различных лк2- .
316
Параметры, характеризующие
с раздельными реактивными соплами
эффективность
Тяга двигателя (полное расширение газа в соплах — pcI = рн ; рс11 = рн )
Р = Руд (Gb1 + GbII = GbI Руд1 + GbII Руд11=
= Gr Сс1 - GbI Уп + GBl т (есП - Уп) •	<9Л)
расход газа через сопло внутреннего контура
С,. = GBl + GT = GBl [(1 + <?,) (1 - 8^)] = ₽r G„ ,
где qT — относительный расход топлива, GT	CD ТГ ~ СР Т*К
qT = ----.	(9.2)
Гв1 отб Ни т]г — СрП Тг — срп Tq
Удельная тяга двигателя
= ГГЙ ₽' с"  V" + m (с-“  и-)1 •	(9-3)
I flL L	\	/J
В общем случае, если рс1 рн , РсЦ^Рн > тяга двигателя равна
Р = GbI [₽г СсГ - Гп + m (Ccll - Vn)] + Pcl (Pel - Рн) +
+ Рс11 ^РсИ ~ Рн । "
Удельный расход топлива
3600 GT 3600 qT (GbI " Got6)
Суд = -р P„(GBl+GB„)
3600 9т (1 - 80Tgj
Руд + m)
(9.4)
(9.5)
Параметры,, характеризующие эффективность ТРДДсм с общим реактивным соплом
В этом случае тяга и удельная тяга определяются так же, как и в ТРД, а скорость истечения из реактивного сопла равна
д см „
Сс~^ k-1RCM
CM
средняя температура смеси
него и воздуха наружного контуров в
1
и - 1
— ft
после смешения
сечении “см” л*
(9.6)
потоков газа внутрен-
* Рем р?
г*е PCM
Т
Л см
317
Температура смеси Т*м находится из уравнения энергии, которое приближенно можно записать как
Gr срг + GbII срв ^вн - (Gr + GbII^ Срсм ^см •	(9-7)
Принимая <"рг = срв = cpejM и Рг= 1’ ПОЛУЧИМ
Из уравнения сохранения количества движения, в котором для цилиндрической камеры учитываются потери на смешение, найдем приведенную скорость смеси Хсм :
kr + 1	kB + i
2/г Gr акр.г г(^1) + 2k ^в11 °кр — г	в
^СМ + 1
2/?
СМ
(Gr + GBll)
акр.см
(9.9)
Учитывая выражения для акр и принимая k = const и R = const, будем иметь
г(Асм) =--1----1----т=------— .	(9.10)
(1 + т)
Из равенства расходов GbI + G1|H = GB = GBl (1 + т) , записанных в виде
тг <7(\) FI г - + тв ^ц) F1I гу
* * т	' * ВЦ
= "2см <ХХсм> (Л + FIl)
Рем у[т*~ см
(9.11)
с использованием выражения для степени двухконтурности найдем р*м :
• _ ♦	_________1 + m_________
₽см"Рт А»> гт 9(х,) ₽;
1 + т —;---------V-----
9(Лч> °п г;
1,33 + l,4zn
1 + т
(9.12)
(9.13)
Определив параметры за смесителем Т*м и р*м , находим скорость истечения из реактивного сопла ТРДДем.
Тяга двигателя (сопло полного расширения рс = ри )
318
Л», ^в! + ^уд.см
= GbI
1 +<7Т
+ т ес - (1 + т) Уп ‘ .
(9.14)
Удельная тяга двигателя
(! " 3Отб)
(9.15)
Удельный расход топлива
С ^уд.см
3600 <7Т <1 - 5отб)
Руд.см<1 + "1)
(9.16)
9.3.	ТРДД как движитель
Авиационный двухконтурный двигатель является движителем, в котором создается сила, необходимая для передвижения летательного аппарата, т. е. движитель служит для преобразования полученной располагаемой механической работы в полезную работу передвижения ЛЛ. Внутренний контур ТРДД является одновременно и тепловой машиной, в которой реализуется термодинамический цикл, и движителем, а наружный контур — только движителем.
Для ТРДД с раздельными контурами (см. рис. 9.1 и 9.3) внутренняя тяга определяется по формуле (9.4).
Эффективная тяга двигателя с раздельными контурами равна
Л.Ф = р - ХП - Х1 	(9-17)
Сопротивление Хп складывается из дополнительного сопротивления входящей в двигатель струи на участке (н-вх) и сопротивления гондолы наружного контура, a Xj — сопротивление внутреннего контура, который обдувается потоком наружного контура со скоростью сс11 (рис. 9.7):
вх	сП
ХП = i(p-P^dF+ i(p~ Рн) dF + Хтр Г11 •’
»<	вхх
,	(9.18)
cl
Xl= i(p-P»)dF + XTPll-
сП
При полном расширении потока в реактивных соплах = р,^ и (Pell = Рп) внутренняя тяга определяется по (9.1).
Совершенство двухконтурного двигателя (ТРДД) как движителя характеризуется полетным КПД, который равен отношению тяговой мощности к эффективной мощности:
319
Рис. 9.7. Контрольный контур для определения тяги ТРДД с укороченным наружным контуром
PVn
П
п
(9.19)
Эффективная мощность равна приращению кинетической энергии струй, вытекающих из сопел при полном расширении потоков до атмосферного давления. Для ТРДД с раздельными контурами выражение для N приближенно, без учета приобретенной кинетической энергии топлива и рг = 1 , можно записать так:
Nc = LeGBl = GBl -^2
.2 _v2 сП___>
2
(9.20)
т
Полученная в результате осуществления рабочего процесса в ТРДД, как в тепловой машине с учетом передачи части энергии в наружный контур, эффективная мощность, развиваемая реактивными струями, не может быть полностью преобразована в полезную тяговую мощность, так как для получения необходимой тяги нужно в соответствии с (9.1) иметь превышение скорости истечения над скоростью полета. Эти избыточные скорости и будут определять долю потерянной кинетической энергии, которую и учитывает полетный КПД. Другими словами, эффективную мощность можно представить как
сумму тяговой мощности Р = GBl . ес1
(fol - V „ 2	+ т 2
Сс1 - %
V и потерянной
2 1
кинетической энергии GBl
Для ТРДД с раздельными контурами выражение для полетного КПД приближенно можно записать так;
РУП (1 + т) Руд Рп
“ Le
(9.21)
Подставляя (9.3) и (9.20) в уравнение (9.21), в результате преобразований будем иметь
2 Гес1 -Vn + m (ссП -
Т'П	_ v2 ' 2 т/2А •	(9.22)
Сс1 + т (^сП
320
В целом эффективность преобразования эффективную энергию двигателя (тепловая энергии — в полезную работу передвижения самолета (движитель) оценивается полным или общим КПД (1.48).
Используя выражения для удельного расхода топлива и полного КПД, получим связь между этими параметрами в виде (1.59).
Наружный контур ТРДД служит для преобразования механической энергии, полученной от турбины вентилятора, расположенной во внутреннем контуре и переданной вентилятору наружного контура, в кинетическую энергию вытекающей струи. Принципиальное отличие процессов, происходящих в наружном контуре, от процессов во внутреннем контуре состоит в том, что в наружном контуре нефорсированного ТРДД отсутствует подвод тепла к рабочему телу. Энергия, за
затраченной энергии топлива в машина), а затем эффективной
Рис. 9.8. i—S-диаграмма рабочего процесса наружного контура ТРДД
траченная вентилятором на сжатие воздуха в наружном контуре, идет на увеличение кинетической энергии воздуха (рис. 9.8). При этом из-за гидравлических потерь часть полезной механической энергии теряется с теплом струи, вытекающей из наружного контура. Из баланса энергии, записанного для 1
кг воздуха, получим
г
т + Ьвп = -Г + Ьгп .	(9-23)
где LrII = ср (ТсП -	— потерянная с выход-
ной струей тепловая энергия.
Эти потери связаны с гидравлическим сопротивлением во входном устройстве, вентиляторе, канале и выходном устройстве наружного контура. Несовершенство процесса преобразования механической энергии в кинетическую энергию истекающей струи наружного контура можно учитывать с помощью эффективного КПД.
На основании изложенного эффективный КПД цикла ТРДД с ростом т будет уменьшаться из-за увеличения доли работы цикла, передаваемой наружному контуру, т. е. увеличения потерь при передаче энергии в на
Рис. 9.9. Зависимость эффективного — Т]в , полетного — Г|п и общего — КПД от степени двухконтурности
ружный контур (если принимать д* и д*в постоянными).
Напротив, при возрастании т полетный КПД будет увеличиваться (рис. 9.9). В соответствии с таким изменением де и дп по т общий КПД ТРДД
11 Б. А. Крылов
321
По = Пс Пн имеет максимум, и следовательно, Суд будет минимальным. Это значение степени двухконтурности называют оптимальным — тОпт •
Распределение свободной энергии между внутренним и наружным контурами ТРДД с раздельными реактивными соплами
В результате осуществления термодинамического цикла во внутреннем контуре ТРДД образуется свободная энергия, которая при тех же параметрах цикла практически равна свободной энергии ТРД. Эта энергия в одноконтурном двигателе целиком затрачивается на увеличение кинетической энергии газа, вытекающего из сопла. В двухконтурном двигателе часть свободной энергии преобразуется в кинетическую энергию истечения из сопла внутреннего контура, а другая часть затрачивается на работу сжатия воздуха наружного контура. Свободную энергию в ТРДД можно распределить между внутренним и наружным контурами по-разному. Оптимальное распределение свободной энергии между контурами будет рассмотрено ниже.
Свободная энергия на тур (рис. 9.10), равна
1
кг/с воздуха, проходящего через внутренний кон-
- Л: IJ Рг = L.
и
Рис. 9.10. i—S-диаграмма процесса распределения свободной энергии между контурами ТРДД
процессе расширения его
(9.24)
^св срг
Из равенства мощностей турбины вентилятора вентилятора наружного
г LtbII = GbII LbII п₽и Pr = 1 получим
'tbIIs '‘"'cis '
твП = mLBll •
контура
(9.25)
Используя выражение для КПД турбины венти-* ^вП лятора г| = у-, с учетом
ьв1к женное выражение
(9.25) запишем прибли-
для L t в
~ mLBll св —	*
Птв
(9.26)
Механическая энергия, тилятор потоку воздуха в на увеличение кинетической энергии воздуха в в сопле (рис. 9.11): у	с2
2 =ьс1к- 2
передаваемая через вен-наружном контуре,идет
nils
(9.27)
А
Ml '
Используя выражение для сопла наружного контура
КПД вентилятора и коэффициента скорости
*
Пв
bIIs	_ cdl
'B..: ’"‘A
(9.28)
322
уравнение для свободной энергии с учетом (9.27) приближенно можно записать в виде
т
% ^тв
ссП
2<₽с11
2<Рс21 '
(9.29)
Тяговые и экономические характеристики ТРДД определяются параметрами термодинамического цикла внутреннего контура (71* ; п’£) и параметрами наружного контура (д’ ; т). Оптимальное распределение свободной энергии между внутренним и наружным контурами при заданных условиях полета Мп и Н, а также заданных параметрах цикла Т* и тск^ и степени двухконтурности осуществляется из условия получения максимальной тяги и наилучшей экономичности. Оказывается, что
Рис. 9.11. i—S-диаграмма процесса сжатия и расширения воздуха в наружном контуре ТРДД
при фиксированных значениях
св —
Z2) п
2
, л’у и m существует такое оптимальное распределение свободной энергии
между реактивным соплом внутреннего контура и вентилятором наружного контура, т. е. такое оптимальное значение тс* опт , при котором удельная тяга становится максимальной, а удельный расход топлива — минимальным. Из уравнения (9.29) найдем скорость истечения из сопла внутреннего контура:
сг1 = Ф<1
2L-------—
св * *
Пн Птв
Т2
сП _ „2 г. 2	п
2Фс11
(9.30)
Подставив (9.30) в (9.2) и положив Рг=1, получим приближенное урав-
нение:
1+m 1Фс1
2L - 171
СВ v *
Пв ^тв
п2---------
СсП _ тг2
9,л2 п
2(Рс11
II
(9.31)
Для нахождения оптимального распределения свободной энергии между контурами продифференцируем уравнение (9.31) по скорости сс11 и приравняем его нулю:
<₽с1
^Руд _	1
dCcII 1 + m
пг
*	* УЛ2
Пв Лтв ФсП
crII
Фс!
2L - m
^ьсв *
Лв отв
v—
_ у2
2 п
ФсП
(9.32)
 1
УД “
+ m
= о.
II
323
Поскольку в формуле (9.32) знаменатель равен ес1 , то в результате преобразований получим
Сс11 Г„т
~ п* .	" ‘ ” <PeI ’
ОПТ
Из (9.33) следует, что для любых значений £св и т при оптимальном со-
(9.33)
LcII
Сс1
7ОПТ
ной тяги ТГДД с раздельными контурами. Оптимальное отношение скоростей
fc ' I CcII
СпГ
отношении скоростей
можно получить максимальное значение удель-
зависит от потерь энергии при передаче ее в наружный контур (т|* Т)*в^ опт
Если принять Т|* = 0,85; Т|*в = 0,92; <pcI = <рс11, то получим
Сс11
VCcI
Скорость истечения воздуха из сопла наружного контура Сс11 = Фс11 ^clls акр ’
L =0,78. ^опт
(9.34)
где акр — критическая скорость звука
°кр Л+1	в«;
(9.35)
вн — температура воздуха на выходе из вентилятора,
Г А 1 1+ лв * - 1 / Пв ;
вн в
\lb — адиабатическая приведенная скорость, которую можно найти ражения
Р1
Р*
Рв
1
А
(9.36)
ИЗ ВЫ'
°вх
o’) А- 1
2
k - 1
кв °П
/г - 1 ,2
k + 1
А
А- 1
(9.37)
Подставив (9.35), (9.36), (9.37) в (9.34) и проведя необходимые зования, получим
преобра-
Л/ 9k
СсП = Фс11
х
1
-—- м2
2 п
А - 1 X *------- 1
k - X
:в -1 -
7Пв
°вх лв
х
А- 1 А
(9.38)
324
Рис. 9.12. Изменение скоростей истечения ес1 и сс11, удельной тяги Руд и удельного расхода топлива Суд в зависимости от степени повышения давления вентилятора
325
Из формулы (9.38) следует, что при заданных условиях полета (Мп , Н) и коэффициентах, определяющих потери ц* , овх ,	, скорость истечения из
сопла наружного контура сс11 будет зависеть только от степени повышения давления в вентиляторе л* . Скорость истечения газа из сопла внутреннего контура при любых заданных LCB и т в соответствии с (9.29) будет зависеть от <?с11 и, следовательно, от л*. Тогда оптимальному значению
сП
^от-
будет отвечать оптимальное значение степени повышения давления
в вентиляторе л* , при котором удельная тяга ТРДД становится макси-
мальной (рис. 9.12). При увеличении лв скорость истечения из сопла наружного контура возрастает, а из сопла внутреннего контура — снижается. Причем интенсивность уменьшения crj будет возрастать с ростом степени двух-
Рис. 9.13. Зависимости оптимальной степени повышения
давления вентилятора л*опт от Т* при различных и т
контурности. Характер изменения Р связан с интенсивностью изменения скоростей истечения t?cI и сс11 , которые при низких т меняются по л* заметно слабее, чем при высоких т. При увеличении т величины л*ог|Т уменьшаются, а при увеличении Т* (или LCB) — возрастают (рис. 9.13). Суммарная степень повышения давления л*^ слабо сказывается на изменении л* „„„ . в опт
Из уравнения (9.2) следует, что при заданных условиях полета (Мп , Н) и парамет рах термодинамического цикла внутреннего контура (Т*, л*^ ) относительный расход топлива <?т не зависит от параметров наружного контура (л* , /и). На основании этого максимальному значению удельной тяги будет, согласно (9.5), соответствовать минимальный удельный расход топлива (рис. 9.12), т. е. в ТРДД оптимальное распределение
энергии между контурами носит универсальный характер. Как видно из рис. 9.12, при малых значениях т удельная тяга и удельный расход топлива слабо меняются при из-
менении л* , а при больших
т изменение Руд и Суд становится
существен-
ным.
326
В сняли с этим при небольших значениях т на практике целесообразно выбирать я* < л* . Это позволяет облегчить конструкцию двигателя при незна-читальном уменьшении Р и увеличении С .
Если принять, что передача энергии из внутреннего контура в наружный и процесс преобразования энергии происходят без потерь, т. е. т|*= 1)^=1; фс1 = (рсП = 1; овх -	=1, то из уравнения (9.33) следует, что оптимальное от-
ношение скоростей равно единице
I Г
сс11
V С1'ОПТ
= 1 и согласно (9.38) выражение
для адиабатической скорости воздуха из сопла наружного контура прини
мает вид
CcIIs -
Из полученного уравнения следует, что оптимальному значению скоростей (eciis = ccis = ecs) соответствует оптимальная величина степени повышения давления вентилятора лв опт (рис. 9.14). Из (9.29) найдем связь между свободной энергией и скоростью истечения при л* = л* лп_ : 15 В Oil IT
с2 =-J— cs 1 + m
2bCB+m<
С учетом этого уравнения выражение для удельной тяги при
Cclls = с< Is = Ccs можно записать так:
Р уд. ИД
^2LC, + тУ^
1 + т
В условиях старта (Уп = 0) выражение для Руд ид принимает вид
Р УД. ид
1 + т
Если полученное уравнение сравнить с выражением для удельной тяги ТРД (т = 0), то получим
_ Руд.ТРД
УД-ид	+ щ •
Удельный расход топлива идеального ТРДД
327
2	3	4	3 Jtn О
Рис. 9.14. Изменение скоростей истечения ccIIg и <?сЬ , удельной тяги Руд ид и удельного расхода топлива Суд идеального ТРДД в зависимости от степени повышения давления в вентиляторе при различных т
С -уд.ид
3600GT_______3600?r Ggj____
Руд -Руд.ид (1 + w) GBl
3600дт
Руд.ид +
При заданных условиях полета (Мп , Н) и параметрах термодинамического цикла (Тг = const, лк5- = const) относительный расход топлива qr не зависит 328
от ло и т. Тогда любому выбранному значению т при оптимальном распре-делении свободной энергии между контурами Рудп1ах будет соответствовать Судпнп <см- ₽ис- 9-14)’
Подставив выражение для Р в уравнение для С , получим J r-л9	J f '
_ 3600<7т	+ гп, _ Суд ТРд
^уд.ид “ Руд трд (1 + т) \1 + т '
Если принять расход воздуха через внутренний контур ТРДД равным расходу его через ТРД (GbI = GB), то тягу идеального двухконтурного двигателя при л* = л* опт можно определить так:
Л.Л = Pm.w (G.I + С.п) = {”== G.1 (1 + ") = Лтд т .
Из полученных соотношений следует, что при увеличении т удельная тяга и удельный расход топлива идеального ТРДД уменьшаются, а тяга растет (рис. 9.15).
Рис. 9.15. Изменение удельной тяги Руд ид и удельного расхода топлива Суд ид идеального ТРДД в зависимости от т при л* = л*опт
Оптимизация ТРДД по степени двухконтурности
Рассмотрим еще один подход к распределению свободной энергии между контурами. При фиксированном значении л* будем искать оптимальное значение степени двухконтурности, т. е. оптимальную величину присоединенной массы воздуха наружным контуром.
Из анализа уравнения (9.31) следует, что оптимальной величины т по удельной тяге не существует, так как при увеличении степени двухкснтур-
329
ности удельная тяга уменьшается. Что касается удельного расхода топлива, то он имеет минимум при оптимальной степени двухкоптурности. Для определения /п , полагая 5отб = 0, запишем приближенное выражение для удельного расхода топлива:
Поскольку относительный расход топлива при заданных условиях полета Мп , Н зависит только от параметров термогазодинамического цикла Т* и * # як> и не зависит от параметров наружного контура лв и т, вместо нахождения минимального значения Суд будем искать максимальное значение комплекса Р (1 + т} из выражения (9.31), которое при <Pci - <Рсц = 1 можно записать так:
Ф , Р ( 1 + m) = ^2LC„ -	(4, -	-
П„ Пт„ 4	7
-уп + пг(сс11-гп)’	(9.40)
Продифференцировав (9.40) по т, получим
ЭФ	( сси - Vn) / < П,ь
— = =----- + С„и = о .
2 ^2LCB - т (е*, -	/ л;
В результате преобразования этого выражения будем иметь
т
опт
2^св < <в _ cft-Vg
CcII - Уп 4Сс11 п* <в
(9.41)
Таким образом, при заданных условиях полета (Мп , Н) и фиксированных значениях Т* и л*у (LCB = const) каждому значению л* соответствует оптимальная степень двухконтурности, при которой Суд имеет минимум (рис. 9.16). Наличие топт связано с тем, что при увеличении степени двухконтурности полетный КПД возрастает вследствие снижения скоростей истечения из контуров, а эффективный КПД уменьшается в связи с увеличением гидравлических потерь в наружном контуре (см. рис. 9.9). Значения "?опт при малых л* (рис. 9.17), которые могут быть достигнуты в одноступенчатом вентиляторе (л* < 1,8...2,0), чрезвычайно высоки и практически не могут быть реализованы, поскольку при таких т удельная тяга двигателя будет очень низкой, а внешнее сопротивление (мотогондолы) — весьма высоким. Послед-330
нее обстоятельство приводит к значительному снижению эффективной тяги, и поэтому на практике используют значения т < т0ПТ .
Рис. 9.16. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива от степени двухконтурности при постоянном значении степени
Рис. 9.17. Зависимость оптимальной степени двухконтурности от степени повышения давления в вентиляторе при различных Т*
Абсолютный минимум Суд в ТРДД соответствует случаю, когда при заданных условиях полета (Мп , Н) и фиксированных л*£ и Т* (LCB = const), оптимальными одновременно будут степень двухконтурности топт абс и степень
повышения давления в вентиляторе — лв опт абс.
Если принять <рс1 = фсц = 1, то из (9.29) с учетом (9.33) получим
2	= 2Lcb Пв
1Zi1b Птв + т
(9.42)
331
Из совместного решения уравнений (9.41) и (9.42) найдем абсолютный оптимум по степени двухконтурности — топт.абс • Подставив теперь значение /попгабс в (9-42), получим выражение для сс11опт абс, используя которое, с уче-
Рис. 9.18. Зависимость Суд от т при различных постоянных значениях степени повышения давления в вентиляторе
Рис. 9.19. Зависимость л* п_ ябс и Л1опт д6с от скорости полета
На рис. 9.18 показаны кривые изменения Суд в зависимости от т при различных значениях степени повышения давления вентилятора, где каждому значению л* = const соответствует такое т = /попт , при котором удельный расход топлива будет минимальным (С in). В точке 3 удельный расход топлива имеет минимум по двум параметрам и Суд= =Судт1пабс. В указанной точке при оптимальной степени двухконтурности будет оптимальной и степень повышения давления в вентиляторе (т = /попт абс и яв = <опт.абс)- Изменение т0ПТ абс и л* опт абс от скорости полета показано на рис. 9.19. Из анализа приведенных данных следует, что л* __ растет с увели-чением скорости полета при заданном уровне потерь в наружном контуре (авх , » Фсп) и не зависит от параметров внутреннего контура (Т* и л*Е). Абсолютное значение оптимальной степени
двухконтурности ^оптабс падает при увеличении скорости полета, растет с увеличением Т и в широком диапазоне изменения л*^ практически не меня
332
ется. Уменьшение потерь в наружном контуре ведет к заметному росту пгоптабс и слабому снижению
*
^в.опт.абс'
Отклонение от г«оптабс в ту или иную сторону, как видно из рис. 9.20, приводит к увеличению Суд . Однако при т > тот абс помимо роста СуД происходит снижение Р и для получения заданной тяги будут возрастать поперечные размеры и масса двигателя. При т < л?опт абс удельная тяга двигателя возрастет, что благоприятно сказывается на габаритах, и, кроме того, снижается лобовое сопротивление силовой установки. Поэтому во всех существующих ТРДД реализуются степени двухконтурности, значения которых в 2—2,5 раза ниже теоретических (на рис. 9.19 квадратиками показаны теоретические значения /м а6с , тельная степень повышения давления
Рис. 9.20. Изменение Руд и Суд в зависимости от степени двухконтурности m при я* = л* опт и различных ТТ
а кружочками — реальные). Действи-
вентилятора л* практически не отлича-
ется от л* - и может быть получена в одноступенчатом вентиляторе.
Двухконтурные двигатели со смешением потоков (ТРДДсм)
Рассмотрим влияние смешения потоков на тягу ТРДД и его экономичность. Двухконтурные двигатели с камерой смешения (ТРДДсм) при одинаковых термодинамических параметрах внутреннего контура и степени двухконтурности имеют некоторые преимущества по сравнению с ТРДД с раздельными контурами. При идеальном смешении потоков (т. е. без потерь на соударение) кинетическая энергия истечения смеси будет равна сумме кинетических энергий исходных потоков:
^см сс _ GbI Ccl GbII CcII	,о .
2	' 2	2	(9.43)
Это обстоятельство приводит к увеличению импульса смеси после расширения ее в сопле, т. е. к увеличению тяги сопла, против суммы тяг при раздельном истечении:
4см = °™	> -Pel + PeII >	= G.I ccl + G»ll «ell •	(9.44)
Расход смеси GcM = GbI + GbII . Скорость истечения смеси из сопла может быть найдена из выражения (9.43):
333
2 _ GbI 4 + GbII CcII _ Ccl + Cc" GeIhGbII ~	1 + m
Из совместного решения уравнений (9.44) и (9.45) получим
Р	+ m) fcel +
р '	_	1 с.см____________к ______ У
с.см- Pci + Pcn- ccl + mccII
(9.45)
(9.46)
Если принять, что при рс1 = рс11 = рсм - рп полные давления потоков перед соплами одинаковые (р* = р*н = р*м), то скорости истечения будут определяться только температурой:
Сс1 »
Сс11
И
Тогда уравнение (9.46) примет вид
Рис. 9.21. Зависимость тяги Рс1-ТРДД с раздельными контурами и тяги Рс сы ТРДДсм от степени
* повышения давления в вентиляторе лв
Из анализа выражения (9.47) следует, что при Т* > Т*н выравнивание температура в ТРДДсм приводит к увеличению удельной тяги, и следовательно, к снижению удельного расхода топлива при дозвуковой скорости полета на 1 — 2% по сравнению с ТРДД. На рис. 9.21 при заданных условиях полета (Мн , Н) и значениях параметров Т* , и пг показано изменение тяги
сопла Рс см с учетом только потерь на передачу энергии турбовентилятором из внутреннего контура в наружный контур. Потери на смешение потоков при Pl = рц определяются разностью скоростей смешиваемых потоков:
Дс = 11л1Л-Х11^.	(9.48)
Минимальные потери на смешение можно получить при Де = О, что, согласно (9.48), реализуется при < Хц , так как Т* > Т*н . Из равенства статических
334
давлений (р^л(Хр = рпл(Хп)) следует, что указанное условие будет выполняться при pjj > pi , т. е. при больших значениях лв . Однако увеличение лв приводит, как было показано выше, к возрастанию потерь при передаче энергии из внутреннего контура в наружный. Применение Рд < pj , как следует из (9.48), увеличивает Лс , а значит, и потери на смешение. Поэтому в реальных ТРДДсм отношение полных давлений очень близко к единице, что примерно соответствует равенству (р* = рвн <1ц). Максимальное значение тяги сопла с учетом потерь на смешение Рс см отвечает указанному равенству и реализуется при л* гм < я* опт .
Из баланса давлений в проточной части внутреннего и наружного контуров имеем
*	*	71 в Лк	*	71 кЕ
Рт ~ Рн Скс *	* ~ Рн nV ^кс *
лт.к ^т.в	^тЕ
Рвн Рн '
(9.49)
(9.50)
В результате совместного решения
Рт = апРВн принимает вид
уравнений (9.49) и (9.50) равенство
*	с
л =----------
В.СМ
QII
(9.51)
♦
Единственное значение я* см можно получить, если использовать равенство
мощностей турбин и компрессоров NbIj +	= = NT^ 	, которое приблизи
тельно можно записать в виде
ВТ* \ т
Из совместного решения уравнений (9.51) и (9.52) найдем значение л* , которое соответствует	и
Суд-см min в ТРДДсм. Зависимость л* см от т показана на рис. 9.22, из которого
и л*„„ от степени двухконтурности
В -СМ
335
видно, что при любых т значения л„ меньше, чем л. для ТРДД с раз-дельными контурами.
9.4.	Термогазодинамический расчет двухконтурных двигателей
Современные двухконтурные двигатели выполняются по различным схемам. Для дозвуковых скоростей полета применяются ТРДД с неизменными проходными сечениями проточной части (см. рис. 9.1—9.4).
Последовательность термогазодинамического расчета сводится к определению параметров рабочего тела в характерных сечениях проточной части двигателя, относительно расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания, а также удельной тяги и удельного расхода топлива, расхода воздуха и площади сечения на входе в вентилятор и выходных сечений сопл. На расчетном режиме заданными величинами являются Мп , Н и потребная тяга Р . В расчетах задаются параметрами рабочего процесса Т* , л* , л* и т и значениями коэффициентов, учитывающих потери в элементах двигателя (овх , Г] • , т)* , акс » Лг ’ Лт.к » Лт.в ’ ^отб ’ ап » ФС1 ’ %!!)• Для нахождения площадей поперечных сечений задаются приведенными скоростями X в этих сечениях (за исключением Хс).
Термогазодинамический расчет двигателя с раздельными контурами
1.	Определяем параметры с воздуха на входе в вентилятор. Для заданного Нг. по стандартной атмосфере находим температуру Т„ , давление р„ и II	* Н
скорость звука ан , а затем
*	» т(Хп) ’	вх Рн л(Хп) ’
где т(Хп) и л(Хп) — газодинамические функции, значения которых берутся в зависимости от Хп из соответствующих таблиц для Л=1,4; с — коэффициент восстановления полного давления входного устройства, значения которого находятся по кривой стандартных потерь в зависимости от Мп и для дозвуковых входных устройств овх = 0,97 + 0,98.
2.	Вычисляем параметры воздуха за вентилятором (на входе в компрессор):
Т* = Т* (1 +
1 ВН в I в I ’
* ♦ *
Рвн ~ Pfi Лв
Величина Т]п выбирается по опытным данным (Т|* = 0,82...0,86).
3.	Определяем параметры воздуха за компрессором (во внутреннем контуре):
Т* = Т* 61 + I \ к вн I 1к1 ’
Рк Рвн Як
336
Для современных компрессоров Т|* = 0,83...0,87.
4.	Определяем параметры газа па входе в турбину и относительный расход топлива в камере сгорания:
Т* — задано, рг - р* окс .
Здесь окс — коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания. По имеющимся данным, CL.„ = 0,94...0,96.
Относительный расход топлива определяется по формуле
с Т* — с Т*
п________р г Р к
Чт~	,	»
Пг “ срп + срп ^0
где Ни = 42900 кДж/кг — низшая удельная теплота сгорания керосина; Пг = 0,98...0,99 — коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания. Значения ср Г* , ср Г* , срп Т* — взяты из графиков, приведенных в приложении, в зависимости от Т* и Т* .
5.	Вычисляем параметры газа за турбипой компрессора:
гр9 __ /р’	1	;	\	п ___	1
JT.K“2rl1 ZT.kI * ”т.К " •
ТС_ xz т.к
Для определения Т* и р* к необходимо найти степень понижения давления в турбине компрессора л* к , которая определяется из равенства мощностей турбины компрессора и компрессора:
/ 1 \
‘ -1Н=
"г -1
1
k -1 г
k
ят.к r J
^Т.К Рг
Для современных двигателей КПД турбины компрессора Т]т к - 0,89...0,92.
Количество отбираемого на охлаждение турбины воздуха зависит от тем-
пературы газа перед турбиной:
^в.отб
от«- Св1
. Для уменьшения
8отб можно сни-
жать температуру охлаждающего турбину воздуха за счет установки теплообменника в наружном контуре. Г|т = 0,995...0,99 — механический КПД.
6.	Находим параметры газа за турбиной вентилятора:
Т* = Т* (1 - I \ т ' т.к Iх ТВI ’
Рт.К
337
Величина лт находится из равенства мощностей турбины вентилятора и
вентилятора:
Лг-1
КПД турбины вентилятора и механический КПД соответственно равны П*.в = 0,89...0,92, г|т = 0,99...0,995.
7.	Определяем скорость истечения и статическое давление на срезе сопла внутреннего контура:
ccl “ акр.1 •
Приведенная скорость Хс1 для суживающегося сопла вычисляется по располагаемому перепаду давлений на сопле, которое можно определить из баланса давлений по внутреннему тракту двигателя:
Рт *
Лс1р “ ~D ~ Kv пк.с
^Т.К ^Т.В
Если л*, > л* = 1,85 (для Л = 1,33), то приведенная адиабатическая ско-рость на срезе сопла равна единице (X.cIs = 1), а статическое давление определяется из выражения
Pel = Р* •
Если л*1р < л*р , то приведенная адиабатическая скорость XcIs определяется по газодинамическим таблицам из зависимости
=
1 = Л.
KClp Рт
а статическое давление на срезе сопла рс1 = рн . Затем находим действительную приведенную скорость:
= \:Is Фс1 '
где <рс1 = 0,97...0,98 — коэффициент скорости сопла.
Критическая скорость звука вычисляется по формуле
------г
акр1 kr +1 R' Т'г 
338
8.	Вычисляем скорость истечения и статическое давление на срезе сопла наружного контура:
Ccll = акр.П •
Приведенная скорость для суживающегося сопла вычисляется по располагаемому перепаду давлений на сопле, которое находится из баланса давлений по наружному тракту двигателя:
Рн *	*
ЛсПр - D ~nV аП лв •
П|
Если л*Пр > л*р = 1,89 (для k =1,4), то приведенная адиабатическая скорость XcI|s = 1, а статическое давление на срезе сопла определяется по формуле
РсН^С1) Рп-
Если л*Пр < л’р , то приведенная адиабатическая скорость на срезе сопла Хг11. определяется по газодинамическим таблицам из зависимости
Р».
лс11р Рн
а статическое давление на срезе сопла рсц = рн .
Теперь находим приведенную скорость:
^cll = \lls ^сП »
9сИ = 0,975...0,985 — коэффициент скорости сопла наружного контура.
Критическая скорость вычисляется по формуле
“кр.11 =	
9.	Определяем удельную тягу внутреннего контура:
уд! Рг Сс! +	।	'
Отношение площади выходного сечения сопла F(;I к расходу воздуха через внутренний контур Ов1 можно определить с помощью уравнения расхода
°i>i
где рс| — полное давление на срезе сопла, рс1 =
Рс!
n(Xci) ’
339
----------------
( 2 А /гг Лг’
Vn — скорость полета, Уп = Мп аи , скорость звука равна ан = JkRT .
10.	Определяем удельную тягу наружного контура:
уд11 “ Сс11 п + G тт Vе11 ’ B1I V	/
Отношение площади выходного сечения сопла F(II к расходу воздуха через наружный контур GbII найдем из уравнения расхода:
foll _ VTL
G”n тв <А=|1> Poll
где рсИ — полное давление
на срезе сопла наружного контура находится из
соотношения, р п =
Pell . л<ЛС1р
/ k + 1
\( 2 ]k-l k 'n»”\ft + lJ R
11. Находим удельную
тягу двигателя:
= РудЛ + тРудЛ1 уд 1 + т
12. Определяем удельный расход топлива:
с _ 3600 9т (1 - 8^) уд Руд (1 + т)
13. Вычисляем расход воздуха: Р„

уд
Площадь входа в вентилятор
определяется из уравнения расхода

г;
тв <?(ХВ) р0
Терлюгазодинамический расчет двигателя
со смешением потоков (ТРДДем)
Последовательность термогазодинамического расчета двигателя со смешением потоков (ТРДДсм) до сечения на входе в камеру смешения совпадает с расчетом ТРДД с раздельными контурами.
Параметры воздуха на входе в камеру смешения наружного контура:
340
^BH ’ P1I Аш °II
и параметры газа на входе в камеру смешения внутреннего контура:
*1 = ^; Pi=Pr-
Приведенные скорости потока на входе в камеру смешения принимаются равными Xj = Хп = 0,3...0,5.
Параметры газа на выходе из камеры смешения.
Температура смеси Т’м , приведенная скорость смеси Хсм и давление смеси рсм определяются по уравнениям (9.8), (9.10) и (9.12) соответственно.
Параметры потока на срезе сопла
Приведенная скорость Хс и статическое давление для суживающегося
сопла вычисляется по располагаемому перепаду давлений Л(ХС5) =	.
Рсм
а)	Если л(Х ) < л(1) , то X = <р 1 и рг = р* л(1) . Ч/	Ч.f	Чх	л
б)	Если л(Х^) > л(1) , то Хс = фс • xcs и рс =рн ,
где <рс = 0,97...0,99 — коэффициент скорости сопла.
Скорость истечения из сопла сс и полное давление р( на срезе сопла
«с = \ “кр =	 18.2
Удельная тяга двигателя
1 ~ врТб т (1 + т)
. + _______см____
0,0399 Q(XC) р*
с
уд.см
Удельный расход топлива
3600 q, (1 - 8^6?
УД-“ ^удхм (1 + ">)
Для получения заданной тяги определяется необходимый расход воздуха
G = -^~
А р
УД
9.5. Зависимости удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДД от параметров рабочего процесса и условий полета
Выбор параметров внутреннего контура (Г* , лк5-) для известных условий полета (Мп , Н), как правило, производится при заданных л* и т. Изменение Р и С от температуры газа перед турбиной при различных т и оптималь-У<‘4	ур*
341
Рис. 9.23. Изменение удельной тяги и удельного расхода топлива от температуры газа перед турбиной Т* при
nu =	11 различных т
15	H «О Ill
ном распределении свободной энергии между контурами (лв = л* опт) показано на рис. 9.23. При увеличении Т* растет работа цикла, что и приводит к возрастанию удельной тяги для всех значений т. Удельный расход топлива имеет минимум для каждого т при некоторой температуре газа перед турбиной Т* эк , которая растет по мере увеличения степени двухконтурности. Существование указанного минимума Суд по Т* объясняется, как и в ТРД, характером изменения полетного и эффективного КПД (рис. 9.24). Уменьшение Г)п при увеличении Тг связано с ростом скоростей истечения. Увеличение Г|р по Т происходит в связи со снижением доли потерь энергии в цикле. Однако эффективный КПД в ТРДД меньше, чем в ТРД, так как, кроме потерь в цикле, эффективный КПД учитывает потери энергии в наружном контуре. Несмот ря на то, что Д, в ТРДД при любых температурах газа перед турбиной меньше 1] в ТРД, определяющее влияние на характер изменения общего КПД оказывает полетный КПД, который в ТРДД значительно
выше, чем в ТРД. Вследствие более слабого, чем в ТРД, влияния Т* на ве
личину полетного КПД, минимальное значение Суд достигается при более вы
соких Т'г , причем температура газа перед турбиной Т* эк тем больше, чем больше степень двухконтурности. Из сказанного следует, что увеличение тем пературы газа перед турбиной при одновременном увеличении степени двух-коптурности для ТРДД целесообразно, так как позволяет получить минимальные значения удельного расхода топлива. Линией АВ на рис. 9.23 показано изменение Суд в зависимости от Т* при топт.абс и <опт.абс . Значение <опт.абс для Мп = 0,8 в соответствии с рис. 9.19 для всех Т* приближенно равно 1,5, а лгопт абс меняются согласно рис. 9.19 при изменении температуры газа перед
турбиной. Линия АВ имеет минимум при Т* ~ 1550 К, т. е. при этой температуре С имеет минимум по трем параметрам: Т* , m и л* . Следует заметить, что при указанной температуре (Т* ~ 1550 К) значение monT nfK- будет приблизи-
равно 25. Следовательно, при Мп = 0,8 и л = 20 дальнейшее повыше-
342
Рис. 9.24. Зависимость Р , С
и коэффициентов
полезного действия в ТРД и ТРДД от Т*
нис Тг (Т* > 1550 К) при одновременном увеличении m будет приводить к некоторому снижению экономичности.
На рис. 9.25 показано изменение удельной тяги и удельного расхода топлива при оптимальном распределении энергии между контурами л* = опт в зависимости от при различных Т* и т. Протекание удельной тяги по Кк£ пРоисхоДит в соответствии с изменением свободной энергии при ее оптимальном распределении между контурами и фиксированной степени двухкон-
343
турности. В рассматриваемом диапазоне изменения лк5- снижение удельной тяги по сравнению с максимальным значением, которое наблюдается при я*у =	, невелико и не превышает 10 даН  с/кг. Оптимальное значение
ОПТ
практически не зависит от т и при одинаковых значениях температуры газа
перед турбиной совпадает с одноконтурного ТРД. Удельный расход топ-ОНТ
лива при увеличении от 10 до 50 при указанных Т* и т падает и не
достигает значений , при которых удельный расход топлива минимален, эк
поскольку указанные суммарные степени повышения давления имеют довольно высокие значения.
Существование экономической степени повышения давления
Лу = Луг объясняется различным характером изменения эффективного и эк	эк
полетного КПД двигателя. На рис. 9.26 показано качественное изменение коэффициентов полезного действия, а также удельной тяги и удельного расхода топлива ТРД и ТРДД. Максимальные значения эффективного (Т|с) КПД достигаются при существенно большем, чем л*г , при котором полетный КПД
Рис. 9.25. Изменение удельной тяги и удельного расхода топлива при различных т и ТГ при л* = п* ЛГ1„ в зависимости от л*у
(Т)п) имеет минимум, а удельная тяга максимальна. Эффективный КПД у ТРДД несколько меньше, чем у ТРД, что связано с дополнительными потерями энергии при ее передаче из внутреннего контура в наружный. Полетный КПД двухконтурного двигателя заметно больше, чем одноконтурного, и его изменение по л*у в ТРДД происходит менее интенсивно, нежели в ТРД, вследствие более низких скоростей истечения газа и воздуха из реактивных сопел внутреннего и наружного контуров.
Таким образом, максимальное значение общего КПД и соответствующее ему минимальное значение С 0 в ТРДД достигаются при меньших, чем в ТРД, величинах пк£ . Из анализа рассмотренных за-эк
висимостей следует, что для снижения удельного расхода топлива в ТРДД необходимо одновременно увеличение трех основных параметров рабочего процесса: Т* , и т. Такое развитие параметров современных ТРДД является магистральным направлением их совершенствования.
344
полезного действия в ТРД и ТРДД от
В двухконтурных двигателях со смешением потоков (ТРДДсм) характер изменения удельной тяги и удельного расхода топлива в зависимости от Т* и 7t*z качественно совпадает с изменением Руд и Суд в ТРДД с раздельными контурами.
9.6. Характеристики ТРДД
Основные положения расчета характеристик ТРДД изложены в гл. 8. Как и в случае ТРД, расчет начинается с построения линий рабочих режимов (ЛРР) на характеристике компрессора:
345
Лк	’ Лк.пр ’
и на характеристике вентилятора:
< = /[<7(4) ’ 4.пр]’
< = /
Пв f <?(4) ’ ZiB.npj ‘
(9.53)
(9.54)
BIH ’ Лк.пр
Алгоритм расчета совместной работы газогенератора, вентилятора и турбины вентилятора ТРДД с раздельными контурами
Используя уравнение неразрывности, связывающее расходы воздуха на входе в компрессор и газа на входе в турбину компрессора, получим уравнение

(9.55)
Т
m41 т* ВНО	i
где ТГ п = Тг----- — приведенная температура газа перед турбиной компрес-
Л вн
сора; Cj = const.
Здесь и далее С — константы уравнений совместной работы элементов ТРДД, определяемые по известным параметрам рабочего процесса на расчетном режиме при Мп = 0 и Н = 0 (Cj , С2 , ...).
Условие равенства мощностей турбины компрессора и компрессора с использованием уравнения (9.55) позволяет получить уравнение совместной работы элемента газогенератора для случая п*к = const и Т|*к = const:
9 (	1
<7(41,)	Л
+2 +	=С2,	(9.56)
Пк
где С2 = const.
В результате решения уравнения (9.56) совместно с характеристикой компрессора (9.53) построим ЛРР на характеристике компрессора и получим зависимости параметров рабочего процесса газогенератора от относительной приведенной частоты вращения компрессора пк пр:
’	/ ^Лк.пр) ’
где
як » 9(4н) ’ 4.пр
(9.57)
(9.58)
Уравнение (9.56) справедливо при любом законе регулирования ТРДД с неизменными проходными сечениями проточной части.
346
Совместная работа турбины вентилятора и вентилятора ТРДД с раздельными контурами
Расход воздуха через двигатель связан с расходом воздуха через внутренний контур равенством
Gb = Gb1(1+zZ0*	(9,59)
Уравнение (9.59) через сечения на входе в вентилятор и компрессор можно записать так: * *
^в 7== % 9<Ч„) *.» ^== С1 + m) 	<9-60)
^вн
где
Т*
вн к
= I + zB.
(9.61)
В результате преобразований уравнение (9.60) примет вид
-	VI +1„
1 + пг =-------------11
С3,
(9.62)
где С3 = const.
Равенство мощностей вентилятора и турбины вентилятора
La Агв
с учетом (9.59) запишем в виде
С1 + т)	'» = Kr ZTB ₽г % .
(9.63)
(9.64)
где

Т тк
1 - L.?i = Т„  const, тк J	г
(9.65)
Степень понижения давления турбины вентилятора л*в можно найти из равенства расходов газа в сечениях горла соплового аппарата турбины вентилятора и на выходе из сопла внутреннего контура:
<в ^(1 -	= Л1)	-
(9.66)
где С4 - const.
При закритических перепадах давления на сопле внутреннего контура «I расп - Ккр = приведенная плотность тока ^(XcI) = 1, а степень понижения давления турбины вентилятора при q*B = const будет оставаться постоянной
тс* - const и Z = const. TH	ГВ
347
Разделив левую и правую части уравнения (9.64) на Т*н , с учетом (9.65) и (9.61) будем иметь
f1 + V)
1 + т = <.пр - I С5 ’	<9-67)
в
где С5 = const.
Подставив уравнение (9.67) в (9.62), получим уравнение газодинамической связи между роторами компрессора и вентилятора:
’inp W	св •	(9.68)
", Л * гв
где Cq = const.
Используя равенство
^в11 = mGBi	(9.69)
и записав его через сечения среза сопла наружного контура и на входе в компрессор, с учетом того, что р*п = р*н оп осЫ , уравнение (9.69) представим в виде
m = С7 ,	(9.70)
9<Хвн)
где = const.
При закритических перепадах давления на сопле наружного контура (лс11 расп - <р ~ 1’89) приведенная плотность тока <7(Х.сц) = 1, и тогда уравнение (9.70) примет вид
т = —— Со ,	(9.71)
^вн)
где С8 = const.
Из совместного решения уравнений (9.62), (9.68), (9.71) с уравнением характеристики вентилятора (9.54) для двигателя с неизменяемой геометрией (FcI = const, jFcIj = const) при закритических перепадах давления на соплах обоих контуров найдем линию рабочих режимов вентилятора и турбины вентилятора на характеристике вентилятора (9.54) и получим зависимости
КВ » пв ♦ 7(^в) » Лк.пр ~ f (^в.пр^ •	(9.72)
Относительная приведенная частота вращения вентилятора
ЯВ.ПР = «В	(9.73)
* в
348
Если перепад давления в сопле внутреннего контура меньше критического
Р *
<1раСп = —<якр=1’85 ’ то приведенная плотность тока <?(Хс1) будет опреде-Рн
ляться из выражения
* _ _ *
"сГраеп -	- л(>№) - "V
♦ *
Я-ГК ктв
(9.74)
где XcI = <pcI XcIs , при совместном решении с уравнением (9.66).
В этом случае, как следует из уравнения (9.66), степень понижения давления в турбине вентилятора будет меняться (it* в = var) при изменении условий полета, а уравнения (9.67) и (9.68) соответственно примут вид:
Г1 +
1 + m = К.щ, —С9 ;	(9.75)
^.„р Ч<4н> = «(М , Л- , Сю 	(»• 76)
Я,Л + <В 'т.
где С9 = const, С10 = const.
При докритическом перепаде давления в сопле наружного контура *
лс11расп=—^<ккр = 1»89 приведенную плотность тока <?(\.ц) в уравнении '	" Рн	'
(9.70) можно определить из баланса давлений: ♦
*	Pl! 1	»	♦	ZZB
’'en.paen-7; = ^J-’Iv’tB<’lI-	0-77)
где Хс11 = <рс11 XcIIs .
Таким образом, при докритических перепадах давления на соплах обоих контуров для двигателя с неизменной геометрией (FcI = const, FcII= const) линию рабочих режимов на характеристике вентилятора можно найти в результате совместного решения уравнений (9.62), (9.66), (9.70), (9.74), (9.76), (9.77) с уравнением характеристики вентилятора (9.54).
В результате определения линии рабочих режимов на характеристике вентилятора найдем зависимости:
< ’ Пв - 9(4) » лтв , g(XcI) , 9(ХсП) , пк пр = f (пв а\ .	(9.78)
Алгоритм расчета совместной работы газогенератора, вентилятора и турбины вентилятора ТРДД со смешением потоков внутреннего и наружного контуров
Как и у двигателя с раздельными газовоздушными трактами, линия рабочих режимов компрессора, камеры сгорания и турбины компрессора (газогенератора) на характеристике компрессора находится из совместного решения уравнения (9.56) с уравнением характеристики компрессора (9.53).
349
По результатам расчетов получим зависимости
Кк ’	’ ^г.пр ^Лк.пр) •	(9.79)
Совместная работа вентилятора и турбины
вентилятора в ТРДДсм
В двигателе со смешением потоков даже при закритических перепадах давлений на сопле и неизменной геометрии выходного или критического сечения сопла (Fc = const или FKp = const) степень понижения давления на турбине вентилятора будет меняться (л* = var) при изменении условий полета.
Значение л_ можно найти из условия баланса расходов через сечение горла соплового аппарата турбины вентилятора и входа в камеру смешения внутреннего контура, которое по аналогии с уравнением (9.66) можно записать так:
<BVTT^=<7(X1)C11 ,	(9.80)
где С1Х = const.
Записав уравнение (9.69) через сечение входа в камеру смешения наружного контура и входа в компрессор, получим
<7(^1 j)
т =----“^12»	(9.81)
9(ЧИ)
где C’i2 = const.
Из равенства статических давлений внутреннего и наружного контуров на входе в камеру смешения (рт = р}1) имеем
п(Хп) =	---5 Л(ХГ) .	(9.82)
Ктклтв
Параметры смеси на выходе из камеры смешения определяются на основании следующих уравнений: температура Т*м —из уравнения (9.8); А — из (9.10) и полное давление смеси р*м — из (9.12).
Для ТРДДсм с суживающимся соплом постоянной геометрии (п* расп < л*р) при докритических перепадах давления на нем (Fc = const) из равенства расходов смеси на выходе из камеры смешения и на срезе сопла получим
где Cj3= const;
<7(\) =	С13 ’	(9.83)
= Д : К =	•	(9-84)
350
Таким образом, при докритических перепадах давления на сопле в ТРДДсм с неизменяемой геометрией (Fr = const) определение линии рабочих режимов на характеристике вентилятора можно найги в результате совместного решения уравнений (9.62), (9.68), (9.80), (9.81), (9.82), (9.8), (9.10), (9.12), (9.83) с уравнением характеристики вентилятора (9.54).
В результате определения линии рабочих режимов на характеристике вентилятора получим зависимости
< » Пв , <7(ХВ) ’	’
(9.85)
’ Лк.пр“ f fnB.np) •
Высотно-скоростные характеристики ТРДД
Высотно-скоростные характеристики ТРДД с нерегулируемой геометрией проточной части двигателя как с раздельными контурами, так и со смешением потоков рассматривают при следующих законах регулирования по одному параметру:
1.	n„ = const;
2.	Т* = const;
3.	пв = const;
4-	nBnp = consL
Каждый из возможных законов регулирования имеет свои преимущества, недостатки и ограничения. Поэтому часто применяются комбинированные законы регулирования, т. е. разные законы с последующим переходом от одного к другому для различных участков высотно-скоростных характеристик (ВСХ).
Чтобы выбрать наиболее целесообразную комбинацию законов регулирования, необходимо провести расчет ВСХ для каждого из них в широком диапазоне Fn и Н, а затем, сопоставляя с требованиями ЛА, выбирать диапазон применения и последовательность перехода от одного к другому.
Расчет высотно-скоростных характеристик ТРДД сводится к определению значений удельной тяги, удельного расхода топлива, расхода воздуха и тяги в зависимости от чисел М для различных высот полета при принятом законе регулирования двигателя и известных размерах основных сечений его проточной части, которые были вычислены при термотазодинамическом расчете для стартовых условий Мп = 0, Н = 0 и заданных значений параметров рабочего процесса. В результате выполнения термогазодинамического расчета, определения линий рабочих режимов турбины компрессора и компрессора, а также турбины вентилятора и вентилятора, вычисления параметров двигателя при выбранном законе регулирования становятся известными степени повышения давления и КПД вентилятора и компрессора, относительная приведенная плотность тока перед вентилятором, температура газа перед турбиной, степень двухконтурности и другие параметры.
Рассмотрим расчет высотно-скоростных характеристик двухвалыюго ТРДД с раздельными контурами и неизменяемой геометрией его проточной части.
351
В стартовых условиях полета Мп = О, Н = 0 заданы Ро = 5000 даН, Тг0 = 1500 К, к*0= 10, л*0 = 2,5, т0 = 1. В результате определения линий рабочих режимов при закритических перепадах давления на соплах на характеристике компрессора (рис. 9.27) и на характеристике вентилятора (см. рис. 9.29) по методикам, изложенным выше, были получены зависимости пк , д(Лвн) ,	»
•^Г.пр ’ АЛу.К “ ^Лк.пр) (рис. 9.28) И Лв , Лв ♦ ?(\,) > Лк.пр ’ А^у.В ~ f ^Пв.пр I (рис. 9-30), которые справедливы при всех законах регулирования.
Изменение условий полета приводит к изменению параметров на входе в двигатель Г* и р* и, следовательно, приведенных частот вращения вентилятора пв пр и компрессора пк_пр . Как следствие этого, меняются и основные
Рис. 9.27. Линия рабочих режимов на характеристике компрессора
352
*гпр'К
1500
<260
0,8
0,9
900
1,0
Рис. 9.28. Изменение ТЦ* , Т|к »	’ ^г.пр» д^ук вдоль линии
рабочих режимов компрессора
П к пр
параметры рабочего процесса Т* , л* , л* , пг. При регулировании двигателя по закону nK = const связь между температурой Г* и приведенными частотами вращения вентилятора и компрессора при использовании зависимости
12 Б А Крылов
353
Рис. 9.29. Линия рабочих режимов на характеристике вентилятора
пкпр=^пвпр) (см. Рис- 9.28) определяется из совместного решения уравнений (9.58), (9.61):
внО
в х,'2 пк.пр
1
1 +
354
Рис. 9.30. Изменение л* , tj* , q(kj , т, пк , ДЛу в вдоль линии рабочих режимов вентилятора
Температура газа перед турбиной находится из выражения для Т. с использованием зависимости Т* пр = = f (лк пр) . Далее определение Руд , Суд , GB , Р в зависимости от Мп для различных Н сводится к проведению термогазодинамического расчета для каждого значения Мп и Н. Последовательность такого расчета приведена в разд. 9.4.
Результаты расчета представлены на рис. 9.31.
Дроссельные характеристики ТРДД
Двухконтурные двигатели для пассажирской авиации в процессе эксплуатации на самолете большую часть времени работают на дроссельных режимах, так как в условиях горизонтального полета необходимая потребная тяга, затрачиваемая на перемещение летательного аппарата, существенно меньше взлетной тяги. Расчет дроссельных характеристик осуществлялся в
12*
355
Рис. 9.31. Высотно-скоростные характеристики ТРДД при регулировании по закону nK = const
условиях крейсерского режима полета (Мп кр=0,8, Нкр=11 км). По заданным параметрам рабочего процесса при Мп = 0 и Н = 0, 7^= 1500 К,
356
КК »	» Пк ’ Т'г.пр f ^Пк.пр)
357
и
< . Пв ’ <А) ’ т> пк.пр= (*в.пр) •
По заданным условиям полета на крейсерском режиме Мп кр и Нкр опре-Т
деляются температуру воздуха на входе в двигатель Т —-------. Задаваясь
Т (\кр)
несколькими значениями пв<1, находят соответствующее число значений относительной приведенной частоты вращения ротора вентилятора / 288
пв Пр = пв * 244 ’ огРаничивая максимальное значение «в пртах = 1,05. Используя приведенные выше зависимости для полученных пв пр , находят значения
< ’ П* . 9(4) » "к.пр ’ < ’ < » ^.пр •
Далее проводят термогазодинамический расчет (см. разд. 9.4), строят дроссельную характеристику (рис. 9.32) Р, Суд = / f пп) , а также зависимости некоторых параметров рабочего процесса при дросселировании двигателя / пк (т;, - , т, н
Глава 10. ДВУХКОНТУРНЫЕ ДВИГАТЕЛИ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ (ТРДДФ)
10.1.	Общие сведения и область применения
Для многорежимных самолетов, используемых для полетов как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями, применяются двухконтурные двигатели с форсажными камерами сгорания и общим реактивным соплом (ТРДДФ) (рис. 10.1).
п
Рис. 10.1. Схема двухвального ТРДДФ:
1 — газогенератор; 2 — вентилятор; 3 — наружный контур;
4 — турбина вентилятора; 5 — лепестковый смеситель; 6 — форсажная камера
358
Длительный полет осуществляется с дозвуковыми скоростями на нефорсированных режимах работы двигателя для обеспечения низких значений удельных расходов топлива. При этом, меняя высоту и скорость полета, возможно подобрать режим работы двигателя, соответствующий Cyflmin при крейсерской тяге, меньше максимальной.
ТРДДФ может работать с включенной форсажной камерой при полете на режимах разгона, набора высоты и на сверхзвуковых скоростях полета.
На режиме форсажа турбокомпрессорная часть работает на максимальном режиме.
Использование ТРДДФ на режиме разгона и на нефорсированном режиме в широком диапазоне скоростей полета (1 > Мп > 1) выдвигает проблему обеспечения запасов устойчивости компрессоров. Для ТРДДФ эти проблемы по соавнению с ТРДФ облегчаются, поскольку с увеличением скорости полета возрастает степень двухконтурности, что приводит к повышению запаса устойчивости вентилятора на дроссельных режимах.
Кроме того, применение ТРДДФ на режимах форсажа и нефорсированном режиме приводит к необходимости компромиссного выбора степени двухконтурности. Увеличение т ведет к снижению удельного расхода топлива при дозвуковых скоростях полета, а уменьшение т повышает его экономичность на режимах форсажа.
Удельная тяга и удельный расход топлива ТРДДФ зависят от ряда параметров рабочего процесса (Т* ,	, т, л* ,	), КПД элементов, потерь пол-
ного давления по тракту двигателя, коэффициентов полноты сгорания топлива в основной и форсажной камерах, а также от условий полета (Мп , Н). При анализе удельных параметров каждый режим работы двигателя рассматривается как расчетный.
Двухконтурный двигатель с форсажной камерой (см. рис. 10.1) отличается от рассмотренных ТРДД наличием у ТРДДФ смесителя и форсажной камеры. Воздух из наружного контура и газ из-за турбины проходят через лепестковый смеситель в камеру смешения. (Параметры газа на выходе из внутреннего контура смесителя — I и наружного — II.) Перемешавшись в камере смешения, газовоздушная смесь поступает в форсажную камеру, куда через форсунки подается дополнительное количество топлива. Процесс сгорания распыленного и испарившегося топлива осуществляется за стабилизаторами. В результаты повышения температуры газа возрастает скорость истечения газа из реактивного сопла и, следовательно, увеличивается тяга двигателя. Поскольку двигатели с форсажной камерой предназначены для сверхзвуковых самолетов, они снабжены сверхзвуковым входным устройством. Кроме того, на больших сверхзвуковых скоростях полета перепады давлений в соплах И1х двигателей достигают значений, существенно превышающих критические, что требует применения сопел с расширяющейся после критического сечения частью (типа сопла Лаваля).
10.2.	Параметры, характеризующие эффективность ТРДДФ
Тяга двигателя (сопло полного расширения рс = рн):
Рф = (GbI + GBll) Руд.ф = (GbI + GT + GbII + Ст.ф) Ссф ~
359
+ Ят.ф (1 +	ссф - Чп (! + "0	’
(10.1)
где
Ст.ф т* Gbi + GbII
- с Т* I ф рп CMJ
Ни ^ф — срп -^ф ~ срп ^0
относительный расход топлива в форсажной камере.
Удельная тяга ТРДДФ
р ф р см
gT/(l + m)
(10.2)
1 + т + 9т-Ф
Удельный расход топлива ТРДДФ
уд-Ф
С, - V„ . сф п
(10.3)
3600
т.ф
с =
Суд-Ф
УД-Ф
(Ю.4)
Ф
10.3.	Оптимальные параметры рабочего процесса ТРДДФ
Выбор оптимальных параметров рабочего процесса двухконтурных двигателей с форсажной камерой сгорания представляет собой задачу, значительно более сложную и менее определенную, чем в случае ТРДД для дозвуковых ЛА.
Поскольку ТРДДФ относятся к двигателям со смешением потоков, то минимизация потерь при смешении реализуется, как и в ТРДД см, при равенстве полных давлений за турбиной р* = pj и на входе в форсажную камеру наружного потока Рц (р* = pj и р^ = р*н ). Это равенство при заданных параметрах внутреннего контура (Г* , тс*^ ) и степени двухконтурности т обеспечивается, как и для ТРДДсм, в результате определения тс* см из совместного решения уравнений (9.51) и (9.52).
В ТРДДФ, как и в двухконтурном двигателе со смешением потоков (ТРДДсм), при заданных параметрах термодинамического цикла T^q = const, пкЕ= consl изменение степени двухконтурности т0 приводит к необходимости изменения степени повышения давления вентилятора тс* см (рис. 10.2, точки 1, 4, 5), так как в противном случае при равенстве мощностей турбин и ком-360
прессоров нельзя получить равенство полных давлений на входе в камеру смешения (pj = pjj).
Если зафиксировать л*0 = const и л*0 = const (n*j-0 = const) (двигатели с одинаковыми компрессорами и вентиляторами), то повысить степень двухконтурности hiq можно только за счет увеличения температуры газа перед тур
биной Т*о (точки 1, 2, 3 на рис. 10.2).
Связь между параметрами и zn0 при заданных значениях л*0 = const и тс*О = const (л*^0 = const) определяется из (9.52) при совместном решении его с равенством давлений (Pj = Pjj) на входе в камеру смешения, которое примет вид
* ккЕ °к.с it —------ ---- -----=
ВХМ	л(Хп)
^В.СМ ^К.С
=-------- ---- —т  .	(1U.5)
Л*х °П n(^l)
Если принять потери в камере сгорания и потери в наружном контуре, а также приведенные скорости на входе в камеру смешения одинаковыми (<УК>С = <Уц и Xj = Xjj), то из уравнения (10.5) следует, что л-*^ = л* . Для этих условий на рис. 10.3 при Мп = 0, Н - 0 и л^-q = 20 (лв0 = 3,
л*0 = 6,67) показана зависимость т0 = ДТ^).
			Мп=0; Н=0 л*х=20	
				
\ 5				
			* \ТГ=	1800К
2	\1			^3
			у 1650	
			/1500	
	6 \			Л
			<1350	
0,4	0,8	1,2	1,6	2,0 m
Рис. 10.2. Зависимость л* см от mQ
при различных Т*о
Из равенства л*0 = л^ = л* к0 п*>в0
следует, что с ростом температуры газа
перед турбиной Т*о степень повышения давления в турбине компрессора (Кт.ко) бУДет уменьшаться, а в турбине вентилятора (л^ в0) — возрастать. Снижение температуры смеси Т*м0 с ростом и mQ вызвано увеличением в ней доли воздуха, поступающего из наружного контура и имеющего низкую температуру. Степень понижения давления на сопле при увеличении T*q не меняется, так как давление газа за турбиной вентилятора практически равно давлению воздуха за вентилятором. Поскольку в двигателе со смешением потоков канал наружного контра непосредственно соединяет затурбинное пространство с полостью за вентилятором, то располагаемая степень понижения давления в реактивном сопле соответствует степени повышения давления в вентиляторе.
361
r-Т* к - 1000 -900 -800 - 700 -600
Рис. 10.3. Изменение л* в0, я* к0 и Т*м0 от Т*о для двигателей
с одинаковыми л*0 и л*0 (см. рис. 10.2, точки 1. 2, 3)
Температура газа перед турбиной в ТРДДФ выбирается максимально допустимой с учетом жаропрочности материала лопаток газовой турбины и в соответствии с эффективностью системы охлаждения. Повышение Т* при m.Q = const (точки 6, 1, 7 на рис. 10.2) приводит к снижению л*^ и, следовательно, к росту давления за турбиной р* и перед форсажной камерой р*м . Для сохранения равенства полных давлений рвн = р* необходимо увеличивать давление за вентилятором р* и, следовательно, повышать л* . Отсюда еле-дует, что увеличение 7Г вызывает рост располагаемого перепада давления в сопле л* _оггт и Pv_ А с соответствующим понижением Cv_ . . с. pa.cn	уд.ц)	уд.ц)
Оптимальная суммарная степень повышения давления без учета изменения свойств и массы рабочего тела в проточной части двигателя при = 1 и ок = 1 определяется по формуле, предложенной А.М. Люлькой:
___________________ fe
’'кхопг.ф= ------1- тВ -------J-----•	<10-6>
к
где В = 4с А ж
К n;z
Выражение для удельного расхода топлива (10.4) в ТРДДФ, если принять 6ОТо = 0, можно записать в виде
362
3600 Hr Ч Суд.ф =-----fT---------•	(10-П
УД-Ф
Суммарный относительный расход топлива в двигателе приближенно может быть записан так:
с .у* _ т*} о	г -1 к J	,	\
+сЛгГг4 (10-8>
Равенство мощностей вентилятора и турбины вентилятора, компрессора и турбины компрессора определяется выражением
(1 + тп) + L = Г+ L > и = Ti , '	'В К 1 ТВ ТК 1 ЧП TZ. ’
из которого,принимая	= const и т]м = 1, получаем
(1 + т) (т-вк - т;' + г; - т-ви = т; - т;.	<ю.9)
Уравнение (10.9) можно представить в виде
г; - т; + тТ^ - (1 + т) Т'ъ .	(10.10)
Подставляя температуру смеси из (9.8) в (10.8) с использованием (10.10) и произведя необходимые преобразования, получим
^т.ф ср Ф •
(10.11)
Следовательно, общее количество подведенного тепла в цикле ТРДДФ не зависит от температуры газа перед турбиной 7* и суммарной степени повышения давления в вентиляторе и компрессоре (л*^), а также от степени двухконтурности m и определяется только температурой газа в форсажной камере сгорания и воздуха на входе в вентилятор.
10.4.	Термогазодинамический расчет двигателя с форсажной камерой и общим реактивным соплом ТРДДФ
Для выполнения термогазодинамического расчета ТРДДФ при известных условиях полета Мп р и Нр , заданной тяге на режиме форсажа , кроме перечисленных параметров рабочего процесса (7* , л’Е , л* , тп), а также ве
личин, оценивающих потери в элементах двигателя и их КПД, задают 7ф .
Последовательность термогазодинамического расчета двигателя с форсажной камерой (ТРДДФ) до сечения на выходе из камеры смешения совпадает с расчетом ТРДДсм.
С целью получения приемлемых скоростей на входе в форсажную камеру (А.х = 0,2...0,25) (см. рис. 10.1) между сечениями “см” и “х” устанавливают диффузор при Хсм > Хх , потери в котором растут при увеличении Л.см . Для ори-
363
ентировочных расчетов од ф = 0,99 + 0,97. Параметры потока при заданных условиях полета Мп и Н определяются в такой последовательности.
Вычисляют параметры газа за форсажной камерой (Тф — задано).
Рф ~ Рсм °д.ф ^ф.г ^ф.т •
Здесь Оф г — коэффициент, учитывающий гидравлические потери в форсажной камере; ОфТ — коэффициент, учитывающий потери полного давления при подводе тепла к движущему газу.
Коэффициент Оф г = 0,95 -+ 0,97 принимается постоянным для режимов, в том числе и при работе двигателя на бесфорсажном режиме, т. е. с выключенной подачей топлива в форсажную камеру; Оф т определяется в зависимости от относительного подогрева 0 = Тф/7*м и коэффициента скорости на входе в форсажную камеру (Хх). При работе двигателя на бесфорсажном режиме офл.= 1.
Параметры газа на срезе сопла полного расширения
Сс.ф = Фе °кр ’	« °кр = 17’9 ^ф •
РФ
Удельная тяга определяется из уравнения
сс.ф-%
Удельный расход топлива
3600
+ ^т.ф
Суд.ф
р уд-Ф
Расход воздуха через двигатель
определяется по заданной тяге Рф :

р уд-Ф
10.5.	Зависимости удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДДФ от параметров рабочего процесса
Изменение удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДДФ в зависимости от я* показано на рис. 10.4. Расчеты проводились для Aj0 = 0,45, а изменение я* для каждого из т осуществлялось за счет варьирования Ад в диапазоне 0,15...0,85. 364
уд.ф и СУД-Ф от Кв ДЛЯ различных /п0
Рис. 10.5. Зависимость Руд ф , Суд ф и Руд ’ Суд от т для различных Т*
Максимальное значение Р А и минимальное Cv_ А достигались при л* см , приблизительно соответствовавшем равенству полных давлений на входе в камеру смешения (р* = р*н оп ). Из полученных данных следует, что увеличение степени двухконтурности приводит к уменьшению Руд ф и увеличению Суд ф (рис. 10.5), а для нефорсированного ТРДДсм Руд и Суд уменьшаются по ти, причем Руд уменьшается интенсивнее, чем Руд ф с ростом ш. Уменьшение Руд связано со снижением перепада давления на сопле и температуры смеси, а падение Руд ф по m происходит только за счет снижения перепада при постоянной Тф . Увеличение Суд ф по ш происходит в соответ-
365
ствии с уменьшением Руд ф , так как числитель в выражении для Суд ф не зависит от т. Такое изменение параметров двигателя на форсированных и не-форсированных режимах приводит к необходимости компромиссного выбора степени двухконтурпости. Увеличение температуры газа перед турбиной при
Рис. 10.6. Зависимость Руд ф и СуДф от Т* при различных т
366
перепада давления в сопле. В соответствии с увеличением Руд ф по Т* происходит снижение Суд, так как при заданных , и и 7^ числитель в выражении для Суд ф от Т* не зависит.
Руд.ф., даНс/кг
100
80
Рис. 10.7. Зависимость удельных параметров форсированного . - * и нефорсированного двигателей от при различных m
367
Рис. 10.8. Зависимость ^к£ опт.ф и опт Л
Изменение удельной тяги и удельного расхода топлива для ТРДДФ в зависимости от при различных т и сравнение этих данных с Руд и Суд для ТРДДсм показано на рис. 10.7. В ТРДДФ оптимальное по экономичности значение	практически совпадает с	по удельной тяге. Максимальное
Oll f
значение Рудф и минимальное СуДф имеют место при максимальном перепаде давления на сопле. Кружочками на рис. 10.7 отмечены соответственно максимальные и минимальные
368
значения Р, ф и Судф при л.Тф , найденных в результате термогазодинамического расчета, а крестиками — значения Руц ф и Суд#ф при л* £ опт ф , полученных по формуле А.М. Люльки (10.6) при окс = 1 и ап = 1. Удельная тяга для ТРДДсм максимальна при	не зависящих от т и меньших, чем
опт.ф ‘
Изменение ккхОПТф и л*v опт в зависимости от Т* показано на рис. 10.8. Удельный расход топлива в рассматриваемом ди-апазоне изменения л*х уменьшается при увеличении л*^ и не достигает своего минимального значения. Заметим, что изменение Тф не влияет на ^кИоптф’ Зависимость Руд и СуДф от температуры газа в форсажной камере показана на рис. 10.9. Повышение удельной тяги связано с увеличением скорости истечения га- за из сопла из-за роста Тф , а снижение экономичности (рост Суд ф) происходит в связи с падением полетного КПД за счет увеличения потерянной с выходной струей кинетической энергии.
10.6.	Методы регулирования ТРДДФ
Рассмотрим методы регулирования двухконтурных двигателей с камерой смешения на режиме форсажа (ТРДДФ). Форсирование двигателя осуществляется в результате дожигания дополнительного топлива, подаваемого в форсажную камеру сгорания в целях получения максимальной тяги. При форсировании двигателя динамические и тепловые нагрузки не должны превышать максимально допустимых значений (п < п , л < п , Т* < Т* ), и в d шил	nv IV шил	1	1 шал
то же время не рационально снижать частоты вращения роторов вентилятора и компрессора, а также температуру газа перед турбиной, поскольку это приводит к уменьшению тяги и ухудшению экономичности двигателя.
В целях получения требуемых значений тяги, обеспечения необходимых запасов устойчивой работы вентилятора и компрессора и недопущения динамических и тепловых перегрузок элементов конструкции двигателя из рассмотренных законов регулирования (nK = const, Г* = const, nB = const) может быть сформирован комбинированный закон регулирования ТРДДсм. Другими словами, во всем диапазоне условий полета по скорости и высоте (Мп и Н) должны соблюдаться ограничения на предельно допустимые значения температуры газа перед турбиной Т* = Г* тах, физических частот вращения ротора вентилятора пв = пв П1ах и компрессора nK = пк 1пах , а также приведенных частот вращения ротора вентилятора пв пр = лв пр тах . В условиях ограничения двигатель работает на максимальном и форсированном режимах.
В качестве примера рассмотрим формирование комбинированного закона регулирования ТРДДсм с одним регулирующим фактором — расходом топлива GT (рис. 10.10). При Н = 11 км и Мп < 1,0 ограничения накладываются на
13 Б. А. Крилов
369
приведенные частоты вращения ротора вентилятора (пв = const). В этом случае будут неизменными и приведенные частоты вращения ротора компрессора (лк = const). Такое регулирование двигателя обеспечивает постоянные значения параметров вентилятора и компрессора, а также их коэффициентов запаса устойчивой работы (AX"y в = const, Л7Гу к = const).
Рис. 10-10. Комбинированный закон регулирования ТРДДФ на нефорсированных и форсированных режимах работы двигателя лв.пр max’ % ' лв max ’ &	max ’	Пк шах )
370
С ростом Мп температура газа перед турбиной Тг будет увеличиваться пропорционально Т* , а физические частоты вращения роторов вентилятора и компрессора — пропорционально . При Мп > 1,0 (Н = 11 км), вступает в силу ограничение по физической частоте вращения ротора вентилятора — закон регулирования /?в = const. Поддержание = const требует увеличения температуры газа перед турбиной Т* . Это объясняется тем, что возрастание скорости полета приводит к снижению приведенных частот вращения роторов вентилятора пв и компрессора пк пр и, как следствие, к рассогласованию работы ступеней (ступени вентилятора переходят на повышенные углы атаки, компрессора — на пониженные), а это требует повышения работы вентилятора. Кроме того, снижение пв пр вызывает увеличение степени двухконтурности двигателя ш, что приводит к необходимости дополнительного повышения температуры газа перед турбиной Т* , особенно в случае F = const, когда уменьшается степень понижения давления в турбине вентилятора тс* .
В свою очередь, увеличение Г* и уменьшение потребной работы компрессора при переходе на пониженные частоты вращения ротора вентилятора Лв.пР приводят к повышению частоты вращения ротора компрессора пк (такое увеличение пк называется температурной раскруткой ротора компрессора), что благоприятно сказывается на повышении тяги двигателя при трансзвуковых скоростях полета ЛА. На еще больших скоростях полета достигается ограничение по максимально допустимой температуре газа перед турбиной ^гтах (закон регулирования двигателя Т* = const). При поддержании Т’ max = const в ТРДДсм с низконапорным компрессором л*0<6...7 физическая частота вращения ротора компрессора (пк) будет возрастать, а ротора вентилятора (пв) — падать при снижении пв п .
На скоростях полета, близких к максимальным, наступает ограничение по физической частоте вращения ротора компрессора __v (закон регулиро-вания двигателя = const). Поддержание nv = const вызывает снижение tv	гч ших
• и пв .
Из этого следует, что форсажную камеру надо регулировать таким образом, чтобы частота вращения роторов пв и пк и температура газа перед турбиной Т* были максимальными. Иными словами, при заданных условиях полета параметры двигателя (л* , <у(Хв) , Т|в , л* , Т|* , Т* , л* в , m, GB) на максимальном и форсажном режимах должны быть одинаковыми. Необходимым и достаточным условием этого является равенство полных давлений на выходе из камеры смешения. При этих условиях расход воздуха через двигатель при переходе с максимального режима на форсированный будет оставаться неизменным (G„	= G_ rt,).
111 <1А	НоЦ/
13*
371
Запишем расходы воздуха через критическое сечение сопла на укачанных режимах работы двигателя:
mr	^кр
Рсм ^г.ф
(1+«т>
- тф ?(^кр.ф) ^кр.ф
Рсм °г,ф ^т.ф
'^'Рф (1	^т.ф^
(10.12)
При закритических перепадах давлений в реактивном сопле <Я*кр) = ^р. ф) = 1 уравнение (10.12) можно записать в виде
(10.13)
где коэффициент С практически не зависит от условий полета и может быть принят постоянным.
Из (10.13)следует, что при переходе на форсированный режим работы (включении форсажа) площадь критического сечения сопла F ф необходимо увеличивать пропорционально квадратному корню из отношения температур
—. В уравнении (10.13) температура смеси Т*С1Л при F = const известна из 7*	Р
см
расчета двигателя на максимальном режиме работы. У ТРДДФ на форсированных режимах работы появляется дополнительный регулирующий фактор — дозируемая подача топлива GT ф в форсажную камеру.
При работе двигателя на форсажном режиме форсажная камера должна регулироваться таким образом, чтобы ее работа не влияла на совместную работу турбины вентилятора и вентилятора. Это можно осуществить с помощью регулирования площади критического сечения реактивного сопла FKp ф = var (регулирующий фактор). Заметим, что при работе ТРДДФ на бесфорсажном режиме (форсажная камера выключена) площадь критического сечения реактивного сопла сохраняется постоянной (FKp = const) при изменении условий полета.
Регулирование подачи топлива в форсажную камеру <?т ф можно производить по одному из трех законов, обеспечивающих постоянные значения следующих параметров при изменении условий полета.
1.	Постоянное значение температуры на выходе из форсажной камеры:
= Гф0 ~ const’
Критическое сечение сопла FKp ф = var при этом регулируется таким образом, чтобы сохранялась зависимость л* = f(n„ __) , соответствующая макси-т • в	в»п р
мальному режиму. Постоянное значение Тф поддерживается дозированием подачи топлива в форсажную камеру (GT ф = var).
372
2.	Постоянное значение суммарного коэффициента избытка воздуха: «Е = const.
Значение = const поддерживается дозированием подачи топлива в форсажную камеру G_ Л = var. Зависимость л* - f(nB „J обеспечивается Fvn . = var. Температуру на выходе из форсажной камеры можно определить из совместного решения уравнений:
Uy = F--------7------тт~ = »ул = const;	(10.14)
1 [?т.ф + 9т Al + m>] Lo “
Ср ГФ - ср Т'т + Т* - срп Тем, 9, /<1 + т> «т.ф-------------------------;----------------•	(10.15)
^г.ф срп + срп Т0
3.	Постоянное значение относительного подогрева в форсажной камере
Т* z Т*
л ф ( 1 ф \	.
сгорания: —= const.
Г* I Т* Jo см \ см / и
Этот закон согласно (10.13) соответствует постоянной плошади критического сечения сопла на режиме форсажа (Гкр ф = const). Постоянное отношение Г* 1Ф	.
температур —— = const поддерживается за счет изменения подачи топлива в Т* см
форсажную камеру (GT ф = var).
Чтобы получить максимальную степень форсирования двигателя во всех условиях полета, нужно регулировать подачу форсажного топлива исходя из задания Оу = const, а сохранение неизменности закона управления двигателя осуществлять изменением площади ^крф • На рис. 10.10 показан характер изменения температуры T$ при = const в функции от температуры Г* .
Следует отметить, что реализация требуемого изменения Тф от Г* затруднена сложностью измерения температуры газового потока в форсажной камере сгорания. Условие = const также не может быть непосредственно реализовано вследствие отсутствия измерений расходов воздуха и топлива на двигателе. Поэтому на практике применяются законы регулирования, позволяющие поддерживать ~ const косвенным путем.
У ТРДДФ расход воздуха через двигатель GB , а следовательно, и через форсажную камеру сгорания увеличивается с ростом числа М полета быстрее, чем возрастает давление за компрессором р*к из-за увеличения степени двухконтурности гп, поскольку у них ★
Рк
G = GBj (1 + m) = const -/=(1 + m) .	(10.16)
373
В целях поддержания а£ = const в этом случае нужно вводить коррекцию в изменение расхода форсажного топлива по степени двухконтурности т, т. е. обеспечивать подачу форсажного топлива по закону
, (1 + т)
---— = const -—г=^— .	(10.17)
Рк	УТг
В более общем случае, поскольку Т* и т являются функциями температуры Т’ и режима работы двигателя, задаваемого углом установки РУД, а для более точного поддержания = const некоторое увеличение а в основной камере сгорания с ростом температуры Т* может быть скорректировано изменением GT , наиболее универсальный закон управления подачей форсажного топлива можно представить в виде т'^ = f («руд , Т* J . При каждом заданном положении
Рк
РУД («руд = const) закон управления подачей форсажного топлива, обеспечивающий = const или любое требуемое изменение в функции от Т* , за-
G
дается в виде зависимости =
Рк
тг
Если для качественного анализа изменения ----— на разных участках за-
Рк
кона управления ТРДДФ исходить из приближенной зависимости (10.17), то на участке, где т увеличивается, а Т* ~ const, подача форсажного топлива должна производиться исходя из условия
—~ const (1 + т) .	(10.18)
Рк
На других участках закона управления двигателя нужно, в соответствии с формулой (10.17), учитывать характер изменения температуры Т* .
Па рис. 10.10 показана типовая для ТРДДФ зависимость изменения ве-Q
личины от Т* для варианта закона регулирования, изображенного на Рк
этом же рисунке вверху. Как следует из рисунка, на участках 2 и 3, где сте-
<?т.ф пень двухконтурности т увеличивается, возрастает также и величина —— ,
Рк причем на участке 3, где Т* = const, закон подачи форсажного топлива соответствует условию (10.18). На участке 2, где nB = const, температура Г* увеличивается с ростом Т* , что приводит к замедлению роста расхода воздуха
374
через двигатель с увеличением Т' . Поэтому величина —— на участке 2 Р*к
также должна расти медленнее, чем на участке 3. На участке 1, где реализуется закон управления пв пр = const, при увеличении Т* , как видно из рисунка, температура 71* резко повышается, a m - const. Это приводит, GB
из (10.16), к снижению — . Поэтому для обеспечения = const Рк
Л) уменьшать также и ----L при увеличении Тв .
Рк
Характер изменения температуры при условии = const на ках определяется постоянством величины что температура Тф при увеличении Т* температур Т* и Тф с ростом Мн выгодно нарастания тяги по числу М полета.
На участке 1, где температура Т* резко снижается с уменьшением Тв , менее интенсивное снижение Т^ при условии = const выгодно в том отношении, что этим обеспечивается достаточно высокая тяга на форсированных наблюдается зна-температуры Тв ,
как следует
приходится
всех участ-
Г* - Т* 7 ф 1 в все время возрастает. Повышение
“ СР
. Отсюда следует,
тем, что оно увеличивает крутизну
, тогда как на нефорсированных режимах здесь [й дефицит тяги двигателя при низких значениях у Т* = const Т* .
10.7. Характеристики ТРДДФ
Расчет высотно-скоростных характеристик ТРДДФ, как и в случае ТРДДсм, начинается с определения линий рабочих режимов ЛРР на характеристиках компрессора и вентилятора.
Алгоритм расчета совместной работы газогенератора, вентилятора и турбины вентилятора ТРДДФ
В ТРДДФ, как и в ТРДД с раздельными контурами, линия рабочих режимов компрессора, камеры сгорания и турбины компрессора (газогенератора) на характеристике компрессора находится из совместного решения уравнения (9.56) с уравнением характеристики компрессора (9.53).
По результатам расчетов получаем зависимости
, <? \Н1 * Пк » ^г.пр f лк.пр) ’
ЛРР вентилятора и турбины вентилятора ТРДДФ на характеристике вентилятора при закритических перепадах давления в сопле (FKp = const,
375
<?(А.Кр) = 1) находится из совместного решения уравнений (9.62), (9.68), (9.80), (9.81), (9.82), (9.8), (9.10) с уравнением характеристики вентилятора (9.54).
В результате расчетов получаем следующие зависимости:
лв *	Лт.в » \	» лк.пр f f Лв.пр) *
На рис. 10.11 показана характеристика вентилятора с нанесенными на нее линиями рабочих режимов в ТРДДФ при = 20 с различными степе-
0,6	0,8	1,0 q(ZB)
Рис. 10.11. Характеристика вентилятора с линиями рабочих режимов при различных т
ти тока на входе в камеру
нями двухконтурности (т0 - 0,5; 1,0; 2,1) и соответственно с температурами газа перед турбиной (T^j = 1350; 1500; 1800 К). Как и в двигателе с раздельными контурами, с ростом mQ ЛРР ТРДДФ на пониженных приведенных частотах вращения ротора вентилятора лВЛ1р удаляется от границы помпажа, т. е. возрастает коэффициент запаса устойчивой работы вентилятора. Изменение относительных параметров ?(А.В) , Т)* , /п и пк по ЛРР в зависимости от пв при тн0 = var в ТРДДФ показано на рис. 10.12.
При уменьшении приведенных частот вращения ротора вентилятора пв пр и, следовательно, компрессора пк пр (например, за счет увеличения скорости полета) будет снижаться степень повышения давления в компрессоре тс* , а вместе с ней при тс* к = const на основании (10.5) будет уменьшаться и степень понижения давления в турбине вентилятора тс* в , что в соответствии с (9.80) вызовет уменьшение приведенной плотное -смешения внутреннего контура (?(Xj) и приведенной
скорости Aj (рис. 10.12). При этом типичном для ТРДДФ случае закритичес-кого или критического перепада давлений в нерегулируемом реактивном сопле (\4р = 1) значение Хсм на выходе из камеры смешения должно оставаться постоянным (XfM = const). Тогда в цилиндрической камере смешения уменьшение приведенной скорости \ при Хсм = const вызовет увеличение приведенной скорости воздуха на входе в камеру смешения наружного контура Zjj . При переходе на пониженные приведенные частоты вращения ротора вентилятора пв пр увеличение степени двухконтурности т (см. рис. 10.12) в ТРДДФ происходит, как видно из (9.81), в результате снижения приведенной плотности тока на входе в компрессор <7(ХВН) и повышения приведенной плот
ности тока на входе в камеру смешения наружного контура <71ДП) . В свою очередь, увеличение степени двухконтурности сдвигает ЛРР вправо от линии
376
помпажа и тем самым повышает запас устойчивой работы вентилятора на пониженных приведенных частотах вращения ротора вентилятора п_ . Изме-Во п р
нение тс* , X. и в зависимости от пвто показано на рис. 10.12. I-М L	11	в.пр
Рис. 10.12. Изменение основных параметров вентилятора (л* , <7(ХВ) , П* , т, п* в) и X, , X,!, пк пр в зависимости от пв пр
Высотно-скоростная характеристика двигателя с параметрами рабочего процесса (Т*о = 1500 К, л“0=6,7, л*0 = 3,	= 1,0 и 7ф0= 2000 К) при регу-
лировании двигателя по комбинированному зако ну и = const приведена на рис. 10.13, где показаны зависимости нефорсированного двигателя Руд см , Суд.см » Р и зависимости на форсированном режиме Руд ф , Суд ф , Рф .
377
Рис. 10.13. Высотно-скоростная характеристика двигателя на нефорсированных и форсированных режимах
Влияние параметров рабочего процесса на высотно-скоростные характеристики на максимальных нефорсированных режимах работы ТРДДФ рассматривалось при комбинированном законе регулирования двигателя. Регулирование двигателя на форсированных режимах во всех случаях осуществлялось так, чтобы суммарный коэффициент избытка воздуха в форсажной камере поддерживался постоянным = const), а температура в форсажной камере на старте была Тф0 = 2000К. При расчете указанных характеристик предполагалось, что не на всех режимах полета использовались сопла с полным расширением (р.=рн).
На рис. 10.14 показаны зависимости Р.,„ л. , Р,,_ , С.гл А и С , а также УДДР уд	уд др	уд
Gb/Gb0 , Р/Рф0 и Рф/РфО от Мп при различных Н для двигателей с одинако-
378
выми параметрами термодинамического цикла 7^= 1500 К, n’j-=20 и различных 1?1q и 7Св0 (см. рис. 10.2, точки 1 и 5).
Рис. 10 14. Сравнение скоростных характеристик при комбинированном законе регулирования и az = const на высотах Н-0 и Я = 11 км при одинаковых параметрах термодинамического цикла (7’;0 = 1500 К, <хо = 20, т;о = 2000 К)
У двигателя со степенью двухконтурности т0 = 0,5 и лв0 = 3,7 удельная тяга и удельный расход топлива при всех Мп и Н больше, чем для ТРДДФ с mQ =1,0 и я’0= 3. Уменьшение Руд с увеличением ztz0 связано с понижением скорости истечения газа из сопла за счет присоединения дополнительных масс холодного воздуха из наружного контура, что приводит к снижению температуры смеси. Кроме того, у этого двигателя меньше л*0 и, следовательно, меньше перепад давления на сопле. Уменьшение Суд при увеличении т0 происходит из-за роста полетного КПД. При дозвуковых и трансзвуковых скоростях полета и высотах Н= 11...25 км Р несколько возрастает за счет увеличения Т* (см. рис. 10.10). При дальнейшем росте скорости полета М скорость истечения газа из сопла растет медленнее, чем скорость полета, и
379
удельная тяга по Мп падает, а Суд возрастает. На форсированных режимах работы на высоте 11 км удельная тяга по скорости полета также имеет максимум, наличие которого можно объяснить тем, что при больших дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета скорость истечения газа из сопла за счет увеличения Т* и Т& и давления перед соплом возрастает быстрее, чем скорость полета. При Мп > 1,2 -ь 1,4 несмотря на рост Сс ф скорость полета начинает расти интенсивнее и Руд ф будет снижаться. Поскольку, как
видно из (10.14), при av = const величина относительного суммарного расхода
топлива <7Т ф + <7Т /(1 + т)
остается постоянной, удельный расход топлива
Cvn , по М и Н изменяется обратно пропорционально Р d . По этой же при-чине происходит снижение экономичности форсированного двигателя при увеличении степени двухконтурности, т. е. более низким значениям Руд ф соответствуют более высокие значения Суд ф . Увеличение высоты полета при фиксированном Мп приводит к росту удельных тяг и снижению удельных
расходов топлива.
При увеличении скорости полета расход воздуха через двигатель возрастает главным образом за счет р* , причем интенсивность роста GB по Мп у двигателя с тс*0 = 3,7 несколько замедляется по сравнению с л*0 = 3 за счет более низких значений <7(\) • Для получения заданной взлетной тяги у двигателя с zn0 =1,0 расход воздуха на старте Gb0 будет больше, чем с гп0 = 0,5 из-за меньшей удельной тяги. Расход воздуха с ростом Н снижается в результате падения плотности. Характер изменения тяги по скорости и высоте полета определяется закономерностями изменения удельной тяги и расхода воздуха. Тяга на режиме форсажа, за исключением небольших дозвуковых скоростей при Н = 0, растет по Мп , а с подъемом на высоту падает в результате снижения расхода воздуха. На нефорсированных (максимальных) режимах работы двигателя тяга меняется значительно слабее и составляет 20—60% от взлетной тяги на форсаже.
На рис. 10.15 показаны высотно-скоростные характеристики на максимальном (комбинированный закон регулирования) и форсированном (регулирование а£ = const) режимах работы для двигателей с равными значениями л*0 = 3 и л*0 = 6,67 и различными Т*о и . Связь между температурой газа перед турбиной и степенью двухконтурности проиллюстрирована на рис. 10.3. Одновременное увеличение Т*о и пг0 оказывает противоположное влияние на характер изменения удельной тяги и удельного расхода топлива. Из кривых изменения Руд ф следует, что при увеличении температуры газа перед турбиной от 1350 К до 1800 К и mQ от 0,5 до 2,1 удельные тяги форсированных двигателей с указанными Т*о и /п0 для любых фиксированных скоростей и высот полета практически совпадают. Такое изменение Руд ф можно объяс-
380
нить тем, что рассматриваемые двигатели при Mn = const, Н = const имеют одинаковые 7ф и практически равные перепады давлений на сопле (лв0 = const). Некоторое увеличение Руд ф на больших дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета на высоте полета 11 км связано с возрастанием скорости истечения за счет роста Т* и . Причем при этих скоростях полета нарастание скорости истечения опережает увеличение скорости полета. Увеличение Т’о и при всех Мп = const и Н = const приводит к некоторому росту Суд ф . Это связано с увеличением количества тепла, подводи
мого к 1 кг газа в форсажной камере с \Т$- Т*
за счет увеличения коли-
чества отбора воздуха на охлаждение.
Рис. 10.15. Сравнение скоростных характеристик при комбинированном законе регулирования a= const на высотах Н = 0 и /7 = 11 км
при одинаковых лк0 = 6,67, лв0 = 3 и Тф0 = 2000 К
Для двигателей с заданными Т*о и zn0 при изменении скорости и высоты полета относительный суммарный расход топлива, подведенный к 1 кг воздуха ф + g,r /(1 + zn)^ при СХу = const, остается постоянным и, следовательно,
381
удельный расход топлива на форсажном режиме должен изменяться обратно пропорционально изменению Руд ф . Некоторое снижение удельной тяги (Мп = 0) при увеличении Т*о и связано с уменьшением температуры смеси (см. рис. 10.3). При этом перепад давления на сопле практически остается постоянным, так как у всех двигателей л*0 = 3. Характер изменения Руд и Суд в зависимости от М, и Н имеет обычную для ТРДД закономерность, за исключением области больших дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей при Н = 11 + 25 км, где Р несколько возрастает за счет увеличения У гА
7* (см.рис. 10.10).
Таким образом, одновременное увеличение 7*0 и т0 в ТРДДсм и ТРДДФ практически не сказывается на изменении удельных параметров двигателя. Интенсивность нарастания расхода воздуха по скорости полета в области больших дозвуковых и небольших сверхзвуковых М. несколько увеличивается за счет температурной раскрутки ротора компрессора. Характер изменения тяги на режиме форсажа в основном определяется расходом воздуха и слабо зависит от Руд ф , а на нефорсированных режимах закономерности изменения Р/Рф0 в значительной мере определяются и Руд .
Высотно-скоростные характеристики ТРДДсм и ТРДДФ при различных температурах газа перед турбиной и фиксированных значениях = 20, m0 = 1 при регулировании двигателя на максимальном режиме по комбинированному закону показаны на рис. 10.16. В этом случае при = 1500 К степень повышения давления в вентиляторе лв0 = 3,0, а при 7*0 = 1800 К пв0 = 4,2. Удельная тяга двигателя с Т*о = 1800 К при всех условиях полета выше, чем ТРДДсм с 7*0 = 1500 К. Это объясняется более высокими значениями скоростей истечения газа за счет повышения температур смеси и перепадов давления на сопле. Удельный расход топлива с ростом 7*0 тоже увеличивается, так как при этом уменьшается полетный КПД. Удельная тяга на форсированном режиме при всех условиях полета больше у двигателя с высокой температурой газа перед турбиной, поскольку у него больше степень понижения давления на сопле и одинаковые температуры газа на выходе из форсажной камеры сгорания. Удельный расход топлива Суд ф обратно пропорционален ^уд-Ф ’ и поэтому при 7*0 - 1500 К удельный расход топлива на режиме форсажа выше, чем при 7г0 = 1800 К. Увеличение относительного расхода воздуха Gn /Gbq по скорости полета зависит только от характера изменения q(k) для двигателей с различными : при переходе на пониженные пв пр (увеличение Мп) <?(ХВ) у ТРДДсм с лв0 = 4,2 меньше, чем у двигателя с л*0 = 3, следовательно, у первого двигателя ниже и GB /Gbq . Относительная тяга дви-
382
Рис. 10.16. Сравнение скоростных характеристик при комбинированном законе регулирования и - const на высотах Н = 0 и Н = 11 км при одинаковых л*у0 = 20, т0 = 1,0 и Тф0 = 2000 К
гателя на форсированных и бесфорсажных режимах изменяется в соответствии с изменением Р .. ф и Руд и расхода воздуха.
Глава 11. РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС И ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОВАЛЬНЫХ И ТУРБОВИНТОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
11.1. Зависимости удельных параметров
турбовальных ГТД от параметров рабочего процесса
Основными удельными параметрами ГТД непрямой реакции, как известно, служат удельная мощность и удельный расход топлива. Параметрами их рабочего процесса являются степень повышения давления л и степень подогрева воздуха 6. Они определяют эффективность термодинамического цикла этих двигателей. Взаимосвязь параметра л со степенью повышения давления компрессора л* , как и у ГТД прямой реакции, определяется из условия
гс = лвх лк , а температура Тг связана со степенью подогрева воздуха 6 соотношением Т* = 6 Тн .
383
Рассмотрим, аналогично тому, как это делалось в п. 7.2 для ГТД прямой реакции, влияние выбора расчетных параметров рабочего процесса на удельные параметры ГТД непрямой реакции.
У турбовальных и турбовинтовых двигателей реализуется термодинамический цикл Брайтона, и эффективная работа цикла определяется соотношением (1.14), одинаковым для ГТД всех типов. В общем случае эта работа передается на вал винта и идет на приращение кинетической энергии газового потока проходящего через двигатель. В частности, для одноконтурных ГТД
c2-V2
= Ьвал +	•	(HD
У турбовальных двигателей, применяемых на вертолетах, вследствие малых скоростей полета реактивная тяга не используется в качестве движущей силы. Поэтому скорость истечения газа из сопла сс у них стремятся иметь как можно меньшей; мала у них и скорость полета V . В результате для этих двигателей практически Le = LB&JI.
В этом случае мощность на валу двигателя выражается формулой
^ = ^алСв=^^>	(11-2)
Удельная мощность равна
^уд=ё;=ьВал-ье,	(11.3)
Эффективный КПД, как и для ГТД прямой реакции, определяется из соотношения
„	"^вал
= (114)
Удельный расход топлива при сделанном допущении равен
г	3600Qi	3600 кг
е ”е~ L„HU	кВт я'	(П5)
Отсюда следует, что экономичность турбовальных двигателей полностью определяется их эффективным КПД, характеризующим совершенство двигателя как тепловой машины.
Формулы (11.1)—(11.5) с достаточной точностью применимы также для расчета удельных параметров ТВД и ТВВД, т. к. для этих двигателей доля тяги, создаваемой за счет истечения газа из реактивного сопла, мала.
Удельные параметры рассматриваемых двигателей зависят, главным образом, от параметров рабочего процесса я и 8 и газодинамического совершенства элементов газовоздушного тракта, оцениваемого их КПД.
Зависимости Le и Т]е от я и 6 для рассматриваемых двигателей остаются такими же, как для ТРД и ТРДД (см. рис. 1.16, 1.17 ).
Качественный характер протекания зависимостей и С, от я (и, соот-с УД	С
ветственно, от лк при известном лвх) при 8 = const и заданных условиях полета изображен на рис. 11.1,а сплошными линиями. Как видно, N , как м е уд ’
384
и Le (см. рис. 1.16), с ростом л вначале интенсивно увеличивается, при л = лопт достигает наибольшего значения, а затем снижается и при л^пт становится равной нулю. Удельный расход топлива от л качественно изменяется так же, как у ГТД прямой реакции: сначала с ростом л величина Се снижается, при некотором значении лэк > лопт достигает минимума, а затем повышается. При ЛоПТ величина С€ стремится к бесконечности. Разница состоит в том, что значение лэк у ГТД непрямой реакции соответствует условию максимума Т|с (см. рис. 1.17) и, следовательно, значительно ниже, чем у ТРДД и особенно у ТРД. Для наглядности на рис. 11.1,а штриховыми и шчрихпунктир-ными линиями показаны зависимости Руд и Суд от л для ТРДД и ТРД.
Рис. 11.1. Характер зависимостей N. и С. от
УД ®
л* при Т* - const (а) и от Т* при
л* = const (б) для заданного режима полета
Качественный характер зависимостей величин Ne уд и Се от 0 (и, соответственно, от Тг ) при л = const и заданных условиях полета приведен на рис. 11.1,6 (сплошные линии). Величина Ne уд повторяет зависимость работы цикла от 0 (см. рис. 1.18). Она обращается в нуль при 0min , а при 0 > 0min увеличивается линейно при возрастании 0 . Здесь же штриховой и штрихпунктирной линиями для сравнения показаны зависимости от 0 величин Руд для ТРДД и ТРД. Как видно, Ne уд увеличивается при повышении 0 (а следовательно, и Т* ) более интенсивно, чем Руд у ТРД и ТРДД, что, как указывалось, объясняется снижением у последних с ростом 0 полетного (тягового) КПД.
385
Поскольку эффективный КПД с ростом в при п = const все время растет (см. рис. 7.8), величина С€ , которая изменяется обратно пропорционально Т) , с ростом 0 при 0 > 0ПНП все время уменьшается сначала интенсивно, затем более медленно. Это также является отличительной особенностью ГТД непрямой реакции: у них отсутствует параметр 0ЭК . Наличие параметра 0ЭК , при котором у ТРД и ТРДД удельный расход топлива Cv достигает минимального значения, является результатом того, что у них повышение температуры Г* приводит к росту скорости истечения сс и увеличению потерь с выходной скоростью и, как следствие, к падению тягового КПД. У ТРДД потери с выходной скоростью меньше и поэтому 0ЭК выше, чем у ТРД. У турбовальных (как и турбовинтовых) двигателей потери с выходной скоростью пренебрежимо малы, чем и объясняется отсутствие у них величины 0ЭК . Чем выше 0 и, соответственно, Г* , тем при прочих равных условиях ниже удельный расход топлива. Это справедливо в предположении, что с ростом Т* не происходит значительного увеличения расхода воздуха на охлаждение турбины.
На рис. 11.2 приведены количественные зависимости величин №еул и Се от л* при различных значениях Т* для турбовальных ГТД в условиях взлета,рассчитанные с учетом потерь в элементах и отбора воздуха на охлаждение. Из них видно, что при л* = 10...18 и Г’= 1200... 1500 К величины N. v„ = 200...300 кВт • с/кг, а С =0,24...0,28 кг/(кВт ч).
Рис. 11.2. Зависимости 1^еуд и Се вертолетных ГТД от параметров рабочего процесса при отсутствии ПЗУ и Овх = 1,0 (Мп = 0; Н - 0)
386
Совершенство конструкции двигателей оценивается их удельной массой:
Тцв “	•
У существующих двигателей без винта и редуктора удв имеют значения 0,1...0,3 кг/кВт.
11.2.	Области применения и основные параметры
турбовальных двигателей
Турбоъалъными принято называть такие газотурбинные двигатели, у которых вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применении турбовальных двигателей — силовые установки вертолетов. В авиации турбовальные двигатели применяются также в качестве вспомогательных газотурбинных двигателей (ВГТД), где они являются источником мощности для запуска основных двигателей, привода генераторов электрического тока и других целей. К этому же типу двигателей относятся турбостартеры. Помимо авиации, турбовальные двигатели все более широко применяются в наземном и водном транспорте.
На вертолетах используются преимущественно турбовальные двигатели, состоящие из автономного одно- или двухвального газогенератора и свободной (силовой) турбины (рис. 11.3). Реже на легких вертолетах применяются более простые двигатели одновальной схемы, но они не считаются перспективными.
Рис. 11.3. Схемы турбовальных ГТД со свободной турбиной с одновальным (а) и двухвальным (б) газогенераторами
Преимущество турбовальных двигателей со свободной турбиной состоит в том, что вал свободной турбины механически не связан с газогенератором. Это позволяет поддерживать постоянство частоты вращения вала свободной турбины пс т = const при различных загрузках несущего винта независимо от частот вращения валов газогенератора, а также облегчает запуск двигателя.
Для передачи крутящего момента с вала двигателя к несущему винту вертолета применяется трасмиссия с редуктором. Преимущество схемы со
387
свободной турбиной здесь проявляется в том, что редуктор в этом случае имеет меньшее передаточное отношение, так как частота вращения пс т делается меньшей, чем роторов газогенератора. Это дает экономию в размерах и массе редуктора, но приводит к снижению окружных скоростей ступеней свободной турбины, а следовательно, к увеличению их числа (или их утяжелению).
Основные параметры наиболее распространенных турбовальных двигателей приведены в табл. 11.1. Из числа отечественных двигателей здесь представлены ТВЗ-117, ТВ7-117, Д-136 и РД-600В. Здесь же приведены данные двигателей PW-206 (Канада), RTM-322 (Англия—Франция) и Т-700 (США). Все эти двигатели выполнены по схеме со свободной турбиной. В двигателе Д-136 применен двухвальный ГГ, остальные двигатели имеют одновальные ГГ. Тип применяемых компрессоров и число ступеней компрессоров и турбин даны в таблице в виде условной записи 2кип +•	= г„_п + г_„ + г_ _ .
Применение осевых компрессоров характерно для турбовальных двигателей больших мощностей. На менее мощных турбовальных двигателях применяются одно- или двухступенчатые центробежные компрессоры либо компрессоры комбинированной схемы, состоящие из нескольких осевых и центробежной ступени. Это объясняется как эксплуатационными и технологическими преимуществами центробежных компрессоров (меньшим числом деталей,повышенной стойкостью к эрозионному износу, отсутствием регулируемых элементов), так и лучшими газодинамическими характеристиками в условиях работы при малых расходах воздуха и высоких давлениях, влияющих на радиальные размеры проточной части.
У турбовальных двигателей мощность, получаемая с 1 кг воздуха, достигает, как видно из табл. 11.1, 200...250 кВт. Поэтому у двигателей малой мощности потребный расход воздуха также получается небольшим, и в результате при использовании осевых компрессоров длина лопаток их последних ступеней получается чрезвычайно малой. На осевые ступени с короткими лопатками оказывает сильное влияние перетекание воздуха в радиальных зазорах и наличие относительно более толстого пристеночного пограничного слоя, что снижает КПД этих ступеней. Центробежная ступень в таких условиях может обеспечивать более высокие значения КПД. В двигателях малых размеров широко применяются также противоточные камеры сгорания, поскольку они не лимитируют общих габаритных размеров двигателей этого типа.
Из анализа данных табл. 11.1 видно, что турбовальные двигатели имеют параметры рабочего процесса (7* и л*) более низкие, чем ГТД прямой реакции — ТРД(Ф) и ТРДД(Ф). Это объясняется влиянием на выбор 7* и л* размеров двигателей. У вертолетных двигателей,имеющих малые размеры, значительное увеличение температуры 7* , которому сопутствует повышение л* , не всегда целесообразно с точки зрения улучшения эффективности термодинамического цикла. Повышение 7* , увеличивая N и снижая GB , приводит к чрезмерному уменьшению длины лопаток на последних ступенях компрессора и на первых ступенях турбины, что, в свою очередь, снижает КПД указанных элементов двигателя и не дает ожидаемого выигрыша в увеличении полезной работы цикла и снижении удельного расхода топлива.
388
Таблица 11.1
Двигатель	ТВЗ-117	ТВ7-117	Д-136	РД-600В	к PW-206	RTM-322	Т-700
Ne , кВт (л.с)	1617 (2200)	2060 (2800)	8380 (11400)	956 (1300)	477 (649)	1566 (2130)	1266 (1722)
С , — с кВтч	0,300	0,275	0,269	0,286	0,330	0,277	0,280
(?в , кг/с	9,5	9,2	35,6	4,3	2,75	5,5	4,5
.,	кВтс Д'		 уд ’ кг	170	224	235	222	173	285	281
д к *	10,0	17,0	18,3	13,8	9,0	14,8	17,0
7*, К	1250	1540	1480	1500	1350	1500	1600
кг ’ кВт	0,170	0,197	0,124	0,220*	0,314*	0,156	0,157*
Число ступеней	12=2+2	5+1цб=2+2	6+7=1+1+2	3+1цб=2+2	1цб=1+1	3+1цб=2+2	5+1цб—2+2
Тип камеры сгорания	прямоточная	противоточная	прямоточная	противоточная	противоточная	противоточная	прямоточная
Межремонтный ресурс	1500	6000		2500	3000		5000
Встроенный редуктор.
ПЗУ.
389
В вертолетных ГТД широкое применение находят пылезащитные устройства (ПЗУ) инерционного типа. Схема установки такого ПЗУ на двигателе показана на рис. 11.4. Воздух из окружающей атмосферы засасывается двигателем через искривленный канал Х-образной формы 1. В нем частицы пыли, подхватываемые потоком воздуха, разгоняются и по инерции проскакивают в пылеулавливающий канал 4, в котором для усиления потока воздуха устанавливается эжектор 5, работающий на сжатом воздухе, отбираемом от компрессора в.
Рис. 11.4. Схема установки ПЗУ перед входом в двигатель:
1 — Х-образный канал ПЗУ, 2 — кожух; 3 — компрессор;
4 — пылеулавливатель; 5 — эжектор; 6 — подвод сжатого воздуха к эжектору; 7 — вал двигателя; траектория движения струй воздуха (------------ ) и твердых частиц (- - -)
Необходимо учитывать влияние ПЗУ на данные и характеристики двигателя. Это влияние заключается в снижении овх и отборе воздуха для работы эжектора (только при взлете и посадке). Отбор воздуха может составлять 2...3%, а снижение Овх — 1,5...2,0%. Степень очистки воздуха в ПЗУ от крупной пыли (типа АС — от 40 до 1000 мкм) составляет до 85%, а от мелкой (типа С — от 0 до 200 мкм) — до 95%.
Па характеристики турбовальных двигателей, поскольку они имеют малые размеры, значительное влияние оказывает снижение чисел Рейнольдса с увеличением высоты полета. Это объясняется тем, что вследствие меньших размеров хорды лопаток числа Re у них получаются более низкими и, уменьшаясь с подъемом на высоту, они раньше достигают критических значений. Высокие параметры рабочего процесса, достигнутые в двигателе Д 136, являются в известной степени следствием его больших размеров.
Основные параметры турбовального двигателя N. , N. , Т]_ и С. опреде-ляются по формулам (11.1)—(11.5). К этому нужно добавить, что в схемах турбовальных двигателей со свободной турбиной (рис. 11.3) Le = L т . Отсюда L следует, что у этих двигателей Ne = GBLCT; ^еуд = Хст; Т|е = и л 3600Qj 36оО „	_ _
( с = у-rf = =---— . Как видно, у турбовальных двигателей эффективность
Ьс.т пи	Н и
преобразования тепла Q* в полезную работу Lc т определяется только величиной эффективного КПД.
390
Особенность рабочего процесса турбовальных двигателей, как известно, состоит в том, что, вследствие малых скоростей полета вертолетов скорость истечения из сопла выгодно иметь как можно меньшей. По этой причине у них за свободной турбиной устанавливается не сопло, а диффузорный выход-
ной патрубок (затурбинный диффузор). Его назначение — максимально снизить скорость истечения газовой струи на выходе из двигателя и за счет этого увеличить степень понижения давления на свободной турбине и повысить работу Lr . V- 1	‘
Термодинамический цикл турбовальных ГТД в р - р-координатах представлен на рис. 11.5. Вследствие малых скоростей полета вертолета (или при Vn = О в стационарных ГТУ) у них может быть рв <рк . Линия в-к изображает процесс политропического ежа
Рис. 11.5.
Изображение цикла турбовального ГТД в
р — и-координатах
тия воздуха в компрессор, кг — процесс подвода тепла в камере сгорания, г-тк — процесс политропического расширения газа в турбине ГГ, а тк-т — в свободной турбине. Линия т-с изображает процесс повышения давления в затурбинном диффузоре, сопровождающийся уменьшением скорости газа. Наличие диффvзopa уменьшает
работу цикла на величину площади f-т-с (цикл f-т-с является обратным), но благодаря значительному уменьшению потерь с выходной скоростью работа на валу 1>вал получается большей, чем без диффузора.
11.3.	Совместная работа элементов
турбовальных двигателей
Методики расчета совместной работы элементов ГТД непрямой реакции различных типов имеют много общего и базируются на положениях гл. 8. Рассмотрим такую методику на примере вертолетного турбовального двигателя со свободной турбиной (рис. 11.3). Основными элементами двигателя этой схемы являются: входное устройство (от сечения Н—Н до сечения в в), га зогенератор одновальной или двухвальной схемы (от сечения в-в до сечения тк-тк или тНД-тНД) и свободная турбина с затурбинным диффузором (от выхода из газогенератора до сечения ос).
Характеристика входного устройства, как и у двигателей других типов, задается величиной коэффициента восстановления полного давления авх . В вертолетных ГТД авх зависит от приведенного расхода воздуха на входе в двигатель. С ростом GB пр величина (Увх несколько уменьшается из-за повышения скоростей движения воздуха во входном канале и возрастапия потерь в нем. оВх может изменяться в зависимости от углов атаки и скольжения и снижается при наличии пылезащитного устройства. Влияние этих факторов должно учитываться в каждом конкретном случае по имеющимся характеристикам входного устройства и ПЗУ.
Характеристики газогенератора определяются из условий совместной работы его элементов по методике, изложенной в гл. 8. На характеристику компрессора ГГ при ручном расчете наносится рабочая линия. Если перепад давлений в нервом сопловом аппарате свободной турбины сверхкритический,
391
то для определения рабочей линии на характеристике компрессора ГГ используется условие я*гг = const. Но иногда у турбовальных (и турбовинтовых) двигателей, имеющих малонагруженные ступени свободной турбины, указанный перепад давлений может быть докритическим. Тогда у турбины ГГ л* * const. В этом случае построение рабочей линии на характеристике компрессора может быть произведено с использованием расходной характеристики свободной турбины (которая изображается в виде зависимости Сг пр от л* т).
Характеристики ГГ в этом случае являются однопараметрическими функциями, которые после их расчета удобно представлять в виде критериальных зависимостей величин ЛрГ , ТрГ , 9рГ , GB пр и <?т пр от приведенной частоты вращения ротора ГГ, как было показано на рис. 7.14.
Частоту вращения ротора ГГ обозначим, как принято в литературе, лт (частота вращения турбокомпрессора). Тогда, в соответствии с обозначениями на рис. 11.3,а, характеристиками ГГ будут являться зависимости
Pj.k рв
ТГГ =
Т егг = -7 * в
=	101300 дм!
в-пр Gb * v 288 ’
Рв

fl т.пр
*	Т*
Рв	Тв
от п т.к.пр
Xарактериспгики свободной турбины вертолетных ГТД принято рассматривать вместе с затурбинным диффузором и представлять в виде крите
риальных зависимостей КПД от степени понижения давления лс = рТ /р} и
приведенной частоты вращения свободной турбины п _ п = л /"Vt* . При определении ле т и Т)с.т в данном случае используются статические параметры газового потока в сечении сс на выходе из затурбинного диффузора, поскольку они относятся к свободной турбине вместе с затурбинным диффузором. Такие характеристики представлены на рис. 11.6. Все параметры здесь даны в относительных величинах, они отнесены к параметрам свободной турбины на расчетном режиме ее работы (в точке р).
Характеристики свободной турбины, представленные в таком виде, удобны тем, что они справедливы для геометрически подобных турбин и слабо зависят от их расчетных параметров. В определенном диапазоне изменения расчетных параметров их можно рассматривать как обобщенные зависимости.
Рис. 11.6. Типовая характеристика свободной турбины
392
В отличие от турбин ы ГГ, которая работает при ятГТ = const, свободная турбина изменяет режим работы в широких пределах. Это в основном вызвано тем, что температура У* на выходе из турбины ГГ весьма значительно меняется в зависимости от режима ее работы при неизменном значении n _ . Поэтому сильно изменяется величина п„ _	. Это оказывает влияние на
КПД свободной турбины.
Рассмотрим методику расчета характеристик вертолетного ГТД по имеющимся характеристикам ГГ и свободной турбины.
Высота полета и атмосферные условия задаются давлением рн и температурой Т , причем для вертолетных ГТД вследствие малых скоростей полета температура Т* принимается равной температуре Тп , а р* = овх рн . Режим ГГ определяется заданием какого-либо управляемого параметра, например, пт к , ,гт.к.пр или К (в соответствии с принятым законом управления). Тогда по характеристике ГГ определяют ярг , трг , 6рг , GB пр и GT пр .
Зная величину GB пр , находят коэффициент овх . Параметры на выходе из ГГ рассчитывают по формулам
Р-Г.к - Рв ЛГГ “ авх Рн ЛГГ ’ ^т.к “ Тв ТГГ “ ТГГ •
(11.6)
Параметры свободной турбины определяются по известным параметрам газового потока на выходе из ГГ и давлению р„ из соотношений
л и
Лс.т.пр
(И.7)
поскольку величина пс т задана. По полученным данным с помощью характеристики свободной турбины (рис. 11.6) находится ее КПД Т)с т и определяется работа свободной турбины:
где £С.Т = ЛС.ТГ
а по уже известным GB пр гг и GT>np<rr рассчитываются GB и GT . Далее находятся выходные данные двигателя — его мощность и удельный расход топлива
(11-8)
на каждом рассматриваемом режиме работы двигателя.
11.4.	Особенности регулирования вертолетных
турбовальных двигателей
У современных турбовальных ГТД со свободной турбиной угол установки лопастей несущего винта <рн в и частота его вращения пн практически не
393
влияют на режим работы газогенератора. Это справедливо для двигателей с нерегулируемыми компрессорами или в случаях, когда компрессор ГГ регулируется только в зависимости от приведенной частоты вращения ротора ГГ пт к Пр > а турбина ГГ является “запертой” сопловым аппаратом первой ступе-ни свободной турбины, выполняющим роль дросселя с неизменной площадью проходного сечения. У таких двигателей режим работы ГГ задается только одним управляющим фактором — изменением расхода топлива GT и, следовательно, его САУ является однопараметрической.
В этом случае, например, при увеличении GT возрастают пТ к , Т* , пара
метры газа р* к и Т* к перед свободной турбиной, повышается мощность на валу свободной турбины, которая через трансмиссию передается несущему винту. Частота вращения свободной турбины (а, следовательно, и несущего винта) зависит от угла установки фн . При пилотировании вертолета летчик с целью регулирования тяги несущего винта изменяет угол установки (шаг) его лопастей, в соответствии с этим САУ изменяет подачу топлива (газ) двигателя. Такая система регулирования получила наименование “шаг—газ”.
Исходя из требований обеспечения безопасности полетов и удобства пилотирования, на основных эксплуатационных режимах работы вертолетного двигателя САУ обеспечивает поддержание постоянного значения частоты вращения свободной турбины пСТ , т. е. реализуется закон управления пс т = const. При этом условии режим работы двигателя и тяга несущего винта изменяются в зависимости от его загрузки. Это наглядно иллюстрирует рис. 11.7, представляющий собой зависимость параметров рабочего процесса от загрузки несущего винта, характеризуемой величиной фн .
При увеличении, например, фн нарушается баланс потребной и распола-
гаемой мощностей на выходном валу, что приводит к снижению частоты вращения свободной турбины пс Т . Входящий в состав САУ двигателя регулятор частоты вращения несущего винта реагирует на снижение пст увеличением подачи топлива в камеру сгорания GT . При этом ГГ переходит на повышенный режим работы, характеризуемый более высокими значениями параметров рабочего процесса п_ , т»к
лт.к.пр »	’ и располагаемой мощности Ne
(рис. 11.7). Происходит восстановление баланса мощностей, что приводит к восстановлению заданной частоты вращения свободной турбины.
Рис. 11.7. Нагрузочная характеристика турбовального ГТД со свободной турбиной
Существует режим максимальной торый характеризуется тем, что один
загрузки несущего винта ф„ _	, ко-
из ограничиваемых параметров двига-
теля достигает предельно допустимой величины по условиям надежной рабо-
394
ты двигателя. Тогда дальнейшее увеличение <рн в при соблюдении условия пс т = const становится недопустимым. При дальнейшей загрузке несущего винта в области (р„ „ > <р„ _ вступает в работу ограничитель, блокирующий работу регулятора пс т = const, и начинает осуществляться подача топлива из условия поддержания неизменным значения ограничиваемого параметра. Тогда z?c начинает падать, но, поскольку изменение частоты вращения свободной турбины не влияет на ее пропускную способность, режим ГГ и его параметры в области ограничения при изменении <рн в остаются неизменными, а мощность Ne меняется только в соответствии с изменением КПД свободной турбины Т|с т .
Как и в других типах ГТД, ограничение может назначаться по следующим параметрам:
—	максимально допустимой температуре газа Т* = Т* тах ;
—	максимально допустимой частоте вращения ротора ГГ пт к = пт к Jx ;
—	максимально допустимой приведенной частоте вращения ротора ГГ Лт.к.пр — лт.к.пр-тах '
Первые два ограничения обусловлены условиями прочности, а третье — газодинамической устойчивостью компрессора.
Помимо указанных общепринятых для всех типов ГТД ограничений, у турбовального ГТД имеется еще одно специфическое ограничение — по мак сималъно допустимой величине мощности на валу двигателя Ne = Arcmax.
Поясним смысл этого ограничения.
Для турбовальных ГТД характерно уменьшение располагаемой мощности Ne с увеличением высоты полета. А мощность, потребная для полета вертолета, с высотой полета возрастает. Поэтому для обеспечения полета вертолетов на требуемых высотах приходится устанавливать на них более мощные двигатели, чем это требуется для полета при Н = 0. Тогда на высотах, меньше расчетной, двигатель обладает значительным избытком мощности. Этот избыток мощности является излишним — он не может быть использован для улучшения летных характеристик вертолета. Но выход двигателя при Н < Ну на эти повышенные мощности недопустим, так как представляет опасность для прочности самого двигателя, редуктора и трансмиссии, которые рассчитываются на Ne max = Ne . Поэтому у вертолетных ГТД в качестве максимально допустимой величины принимают мощность на валу Ne max при Н =	, а на высотах полета, меньших расчетной, и в любых других усло-
виях принимают в качестве ограничения по прочности условие Ne < Ne max .
Чтобы выяснить, какой из перечисленных ограничиваемых параметров достигает предельного значения при конкретных значениях температуры Т и давления рк , рассмотрим работу двигателя на режимах ограничения, т. е. на режимах максимальной загрузки несущего винта.
395
11.5. Программы управления вертолетных двигателей на режимах ограничения
Имея характеристики ГГ и установив предельные значения ограничивае-обычно делает-
мых параметров лт.к.прлпах . лт.клпах и Ггтах ’ ся для ТРД и ТРДД, построить линию предельных режимов работы ГГ. Режим работы ГГ с однопараметрической САУ, как известно, полностью определяется заданием какого-либо одного критериального параметра, например величины пп (см- гл- Поэтому в качестве программы регулирования на предельных режимах можно рассматривать зависимость максимально допустимых
можно, как это
(ограничиваемых) значений параметра [Пт-К>пр
Рис. 11.8. К построению линии предельных режимов одновального ГГ: 1 лт K.npjnax ~ const> 2 ~ "т.к.тах = const;
Tr max = C°nst
огр
от температуры 7^ на входе в ГГ.
Для вертолетных ГТД, вследствие малых скоростей полета, вместо 7* принято рассматривать температуру 7Н .
Зависимость (тг „ „ | Т - К «1
линией предельных наклона линий 1 — режимов ограниче-
3
Рис. 11.9. Расположение рабочих точек на характеристике компрессора при работе ГГ вдоль ЛПР
।	= f(Tn) на режимах ог-
югр раничения для одновального ГГ, которую можно назвать режимов (ЛПР),показана на рис. 11.8. Вследствие разного 2, 2 — 3 и 3—4 рис. 11.8 позволяет выделить три области
ния (по к пртах , пт ктах и 7^тах) для ГГ и определить, используя ЛПР, диапазоны температур Т , при которых достигаются предельные значения каждого из указанных ограничиваемых параметров. Как видно из рис. 11.8, при низких значениях Тн (в области 1) наступает ограничение по ДЯГу 1ШП . Этот диапазон температур соответствует тг_ „	= const. В области 2 (в интер-
вале температур от Тн2 до должно выдерживаться ограничение по птктах» а на участке 3 (при Т больших Т ») — по Т* _.nv . Эти три вида ограничений не зависят от высоты полета Н.
На рис. 11.9 представлена характеристика компрессора ГГ с нанесенной на нее рабочей линией и показаны отдельные рабочие точки вдоль ЛПР. Область 1 (рис. 11.8), в которой тг_	= const, со-
~	1  1ч.Ну/  11аЛ
ответствует неизменному расположению рабочей точки на характеристике компрессора (точки Г, 1 и 2 на рис. 11.9 совпадают). В этой области с ростом температуры Тп происходит интенсивная раскрутка ротора ГГ, сопровождающаяся возрастани-
396
ем пт и Т* , причем здесь nT к = const VTH , а Т’ = const  Тп . В области 2 поддерживается условие пт к max = const. При этом faT K.np^ с ростом Тк сни-k ’ ' vorp
жается, и рабочая точка перемещается по рабочей линии на характеристике компрессора вниз. В рассматриваемом примере компрессор принят “затяже-ляющимся”, и поэтому в диапазоне температур Тк , где nT Kjnax = const, температура Т* увеличивается с ростом Тн . При Тп = Тн3 температура Т*
достигает предельно допустимой величины 71* тах и далее в области 3, где
реализуется ограничение по	const, частота вращения п_ „ у “затяже-
1 111 ы А
Линии предельных режимов по Ne max
Рис. 11.10. Совмещение ЛПР для ГГ и свободной турбины
ляющегося” компрессора при Т’ = const уменьшается. Поэтому параметр п v в этой области снижается более интенсивно, чем в области 2.
V	огр
, поскольку мощность свободной турбины N зависит от высоты полета Н, для разных высот получаются различными. На рис. 11.10 показано совмещение ЛПР для ГГ и для свободной турбины. Здесь ЛПР по N max соответствуют трем высотам полета: Н - 0, Н = Нр и Н > Нр . Более слабый наклон этих линий, чем при пт к = const, объясняется тем, что для поддержания постоянства мощности	с
ростом Тв необходимо увеличивать „, что замедляет падение _ ж ит.к.нр Пт.к ’ т1 н
Из рис. 11.10 видно, что диапазон температур Та , в котором наступают ограничения по Ne max , увеличивается с уменьшением высоты полета, а соответствующие им величины /п_ „ ПТЛ при Т = const снижаются с V Т-К-ПР/ огр н
уменьшением Н. Это объясняется тем, что с уменьшением Н возрастает расход воздуха через двигатель (7В . Поэтому для получения одного и того же
значения ограничиваемой мощности N 1Y1O„ =	_ на меньших высотах
С- IHttA Н v,l
нужно снижать Lc т за счет дросселирования двигателя, что сопровождается
уменьшением 7* п и Л пп.
*	А • TV	1 .n.lip
При выбранном значении Н > Нр , как видно из рис. 11.10, линия Np max нигде не пересекается с ЛПР газогенератора, поэтому на этих высотах огра-
397
ничение по	нигде не наступает. Здесь возможны ограничения только
ъ ГПаЛ
по АХу m|n , Пт к П1ах и Тг ,пах .
При Н = Нр ЛПР 1'—1—р—4—4' состоит из четырех участков (см. рис. 11.10). К ограничениям по AX' min , пт „ и 7* nv добавляется участок 1—р, на котором вступает в действие ограничение по N. . Изменение парамет-ров на режимах ограничения для этого случая показано на рис. 11.11,а. На участке Г—1, где „ ПГ1 = const, величина N. с повышением 7„ интенсивно возрастает вследствие увеличения пт и 7* . В точке 1 значение Ne достигает N, • и далее для поддержания N mav - const при увеличении температуры Тн от 7н1 до 7 требуется осуществлять раскрутку ротора ГГ, но менее значительную, чем на участке Г—1. Она необходима для поддержания постоянства мощности двигателя, которая в обычных условиях падает при увеличении температуры 7Н . В точке р (расчетный режим) достигается пт к П1ах , и дальнейшее подержание постоянства мощности Ne становится невозможным.
На участке р—4 реализуется закон управления п. „	= const. На этом
участке при “затяжеляющемся” компрессоре 7* возрастает. В точке 4 температура 7* достигает предельного значения, и вступает в работу ограничитель
Рис. 11.11. Изменение параметров турбовального ГТД на режимах ограничения для Н = Нр (а) и Н = 0 (5)
398
Т . При “затяжеляющемся” компрессоре это вызывает уменьшение пт к и приводит к более интенсивному снижению Ne .
При Н = 0 предельным режимам на рис. 11.10 соответствует линия О'— 0—3—4—4'. Изменение параметров вдоль этой ЛПР показано на рис. 11.11,6, Область ограничения по к прл1ах здесь исчезает, а область ограничений по max значительно расширяется. Точка 0 соответствует максимальному взлетному режиму при стандартных атмосферных условиях (Тк = 288 К).
Возможность получения постоянной величины взлетной мощности в широком диапазоне изменения температуры атмосферного воздуха является важным достоинством высотных турбовальных двигателей. Чем на большую высоту полета Hp рассчитан двигатель, тем шире указанный диапазон температур Тн , в котором N. = N. me = const при II < Нп и, особенно, при Н — 0.
Все данные рис. 11.10 и 11.11 относятся к максимальному режиму работы двигателя и будут использованы для анализа протекания высотных, дроссельных и климатических характеристик турбовальных двигателей на режимах ограничений.
Законы регулирования для номинального и крейсерского режимов определяются аналогичным образом, только задаются другими, более низкими ограничиваемыми величинами Ne и пт к , специально подбираемыми для этих режимов. Например, для крейсерского режима обычно принимают кр = °’7ЛГе шах и лт.к = О’^^т.к max • Ограничения на температуру Г* и частоту вращения пт к пр на этих режимах обычно не налагаются, так как эти параметры не выходят за пределы допустимых значений.
11.6.	Высотные характеристики турбовальных двигателей с учетом эксплуатационных ограничений
Для вертолетных ГТД принято рассматривать характеристики трех видов: высотные, дроссельные и климатические. Вследствие малых максимальных скоростей полета вертолетов скоростные характеристики для них не рассматриваются. Считается, что для всех режимов полета параметры двигателя и его выходные данные Ne и Се от скорости полета не зависят.
На характеристики турбовального двигателя на максимальном режиме сильное влияние оказывают эксплуатационные ограничения. Чтобы лучше понять роль этих ограничений и их влияние на данные двигателя, целесообразно каждый вид характеристик рассматривать сначала при отсутствии ограничений, а затем анализировать влияние ограничений.
Высотными характеристиками турбовального двигателя называются зависимости мощности на валу N* и удельного расхода топлива Се от высоты полета при заданной программе управления двигателя. Их определяют для максимального, номинального и крейсерского режимов работы двигателя. Рассмотрим в качестве примера высотные характеристики для максимального режима.
Предположим вначале, что двигатель является невысотным, т. е. имеет расчетный режим при Н = 0, а его программа управления соответствует усло
399
вию ri „ = const (или Т* = const), и никаких других ограничений двигатель не имеет. В этом случае его высотные характеристики будут такими, как показано на рис. 11.12,а сплошными линиями. Как видно, мощность в таком случае с высотой сильно снижается и несколько уменьшается величина Се .
Основной причиной снижения Nc с увеличением Н является уменьшение расхода воздуха через двигатель. Удельная мощность №счд = Lc т при этом немного возрастает, что объясняется увеличением лст вследствие повышения л* и 0 , вызванного уменьшением температуры Тн . Причина снижения Се та же, что и у ГТД других типов — с увеличением Н возрастают параметры термодинамического цикла л и 0 и повышается эффективный КПД двигателя. Поэтому, в соответствии с (11.5), Се уменьшается, что является следствием улучшения использования тепла в термодинамическом цикле.
Хотя максимальные высоты полета вертолетов не превышают обычно 6...8 км, на высотные характеристики малоразмерных вертолетных ГТД, как известно, оказывает значительное влияние уменьшение с высотой полета чисел Рейнольдса. В области Re < ReKp это приводит к уменьшению КПД элементов двигателя и снижению GD , что вызывает менее интенсивное снижение Се и более интенсивное уменьшение Ne с ростом высоты полета (см. штриховые линии на рис. 11.12,а).
а)	б)
Рис. 11.12. Высотные характеристики турбовального двигателя при Нр = 0 (а) и при Яр > 0 (б)
В реальных условиях на вертолетах используются, как уже отмечалось, высотные турбовальные двигатели. Они проектируются из условия получения заданной мощности на расчетной высоте полета Н - Нр . Тогда на высотах полета, больших расчетной, у них протекание высотных характеристик качественно не отличается от рассмотренного для двигателя, имеющего Нр = 0 (рис. 11.12,а). На высотах, меньших Нр , двигатель работает на режимах ограни
400
чения по Ne = Nc max . Для этого при Н < Нр его нужно дросселировать, т. е. снижать температуру газа перед турбиной Т* и, соответственно, к таким образом, чтобы обеспечивалось во всем диапазоне высот полета от Н = 0 до II = Нп условие N_ = const. Дросселирование двигателя при Н < II приво-дит вследствие снижения я и 0 к дополнительному возрастанию удельного расхода топлива на величину ДСе (рис. 11.12,6).
Если двигатель на высотах полета Н < Нр не будет задросселирован, он будет развивать мощности, значительно превышающие Ne тях , как показано штрихпунктирной линией на рис. 11.12,6. Такие большие мощности опасны для прочности деталей двигателя, редуктора и трансмиссии. Именно поэтому в целях снижения массы силовой установки вводится ограничение на величину максимально допустимого крутящего момента, развиваемого двигателем, что при _ = const равносильно условию N. mav = const. V  Л	С. 11 Ю Лк
Построение высотной характеристики вертолетных ГТД с учетом реаль-
Рис. 11.13. Высотная характеристика турбовального двигателя (а) и программа его управления для режима “максимал” (6)
иых эксплуатационных ограничении может осуществляться с использованием характеристик ГГ и полученных зависимостей ^пт.к.пр) от температуры Тн (см. рис. 11.10). Построенная таким способом высотная характеристика приведена на рис. 11.13,а. От земли до расчетной высоты (на участке 1, рис. 11.13) обеспечивается условие = N. = const. Это достигается за счет раскрутки ротора и увеличения параметров Т* и пт к , что способствует интенсивному возрастанию Lc т . Увеличивается при этом также приведенный расход воздуха через ГГ вследствие повышения пг . За счет значитель-ного увеличения Гст , несмотря на уменьшение Ga (интенсивность снижения кото-рого на этом участке высотной характеристики несколько замедляется увеличением <?в пр), удается поддержать в указанном диапазоне высот постоянство на е
валу двигателя. Удельный расход топлива на участке 1 снижается вследствие увеличения эффективного КПД, обусловленного не только уменьшением температуры Тп , но и раскруткой ротора ГГ (увеличением к и 0).
На расчетной высоте (в точке р) режим работы ГГ в данном примере вы
14 Б А- Крылов
401
ходит на ограничение по «т#к тах (рис. 11.13). При дальнейшем уменьшении температуры 7’и с высотой полета двигатель на максимальном режиме работает вдоль ЛПР р—2-1. Температура газа перед турбиной 7^ на участке 2 (где п = const) в данном случае снижается (компрессор “облегчается” при сниже-т.к
НИИ температуры Ти), и температура Т’тах по высотной характеристике нигде не достигается. Увеличение же лт.к при уменьшении Тн с высотой полета приводит к снижению ДКу компрессора, и в данном примере в точке 2 (при Г = Тн2) наступает ограничение по »т к пр ,пах • Далее с ростом Н (на режимах ограничения по п„ „ „„	) температура Т* уменьшается пропорционально Ти ,
а частота вращения пт к — пропорционально \ТН. Мощность Ne начинает падать еще интенсивнее. Удельный расход топлива на участке 3 перестает снижаться, так как здесь условиям л = const и 0 = const соответствует Т)е = const. Следовательно, на этом участке, с точностью до изменения КПД свободной турбины, можно принимать Се = const.
11.7.	Дроссельные характеристики турбовальных двигателей
В отличие от дроссельных характеристик ГТД прямой реакции, которые при Мп = const и Н = const в ряде случаев могут быть представлены в виде критериальных зависимостей от одного критерия подобия — приведенной частоты вращения /?Нд пр , у турбовальных двигателей такая возможность исключается. Это объясняется тем, что при лткпр= const у них режимы подобия на свободную турбину не распространяются, поскольку она работает при условии лст= const, и, следовательно, у нее nc т пр * const. Поэтому дроссельными характеристиками турбовальных двигателей называют зависимости мощности на валу свободной турбины Ne и удельного расхода топлива Се от физической частоты вращения ротора ГГ пт к при заданных атмосфер ных условиях рИ и Тн или, что то же самое, при заданных значениях температуры Т и высоты полета Н. Они имеют вид, показанный на рис. 11.14.
Физическое объяснение протекания дроссельных характеристик турбовального ГТД имеет много общего с ГТД других типов. При увеличении л_ „ возрастает G„ . Повышается также работа L„ =	, поскольку увеличи-
ваются параметры термодинамического цикла к и в. Это приводит к интенсивному возрастанию N .
Эффективный КПД с увеличением пт к все время возрастает, как и у любого другого ГТД, вследствие повышения л и 6. В отличие от ТРД и ТРДД турбовальный ГТД является чисто тепловым двигателем и эффективность использования тепла в нем оценивается только величиной г|е , как следует из формулы (11.5). Поэтому с ростом лт величина Се все время снижается. У
402
ГТД прямой реакции при определении Сул приходится учитывать еще полетный КПД (КПД движителя), который при повышении режима работы двигателя снижается, что приводит к появлению на дроссельной характеристике этих двигателей характерной “ложки”, аналогичной той, которая наблюдается при анализе зависимости Суд от Т*г при л = const (см. рис. 7.6,6, 7.8,а). У турбовальных ГТД минимум Сс обеспечивается на максимальном режиме.
Рис. 11.14. Дроссельные характеристики турбовального двигателя при Н = и Н - О
На дроссельной характеристике принято отмечать точки, соответствующие крейсерскому, поминальному и максимальному режимам, как показано на рис. 11.14. На максимальном режиме двигатель выходит на линию ограничений (см. рис. 11.10), причем характер достигаемого при этом ограничения зависит от температуры Тн и высоты полета Н. На рис. 11.14 оно соответствует = 7V„ тя„ для Н - 0 и п для Н = Нп. Удельные параметры, ука-занные в табл. 11.1, относятся к взлетному режиму, где действует ограничение по Nemax, и поэтому уступают данным рис. 11.2, определенным без учета ограничении.
11.8.	Климатические характеристики турбовальных двигателей
Климатическими характеристиками турбовальных ГТД называются за висимости Ne и Се от климатических условии — температуры Тн и давления рн . Они рассматриваются для каждого заданного режима работы двигателя либо определяется влияние указанных климатических условий на всю дроссельную характеристику двигателя в целом. Следует отметить, что изме-
14
403
некие только барометрического атмосферного давления рн не приводит к изменению режима работы ГГ. Не изменяется при этом также и Lc т . Величины же GB и Ne изменяются пропорционально рн , что легко учитывается расчетом. Поэтому климатические характеристики турбовальных ГТД рассматривают в зависимости от двух параметров, характеризующих внешние условия — температуры Тн и высоты полета Н.
Климатические характеристики могут быть определены для ГТД любого типа. Но при изучении характеристик ТРД и ТРДД на этом вопросе внимание не заостряют по той причине, что, имея дроссельные характеристики этих двигателей при стандартных атмосферных условиях, их можно пересчитать на другие атмосферные условия путем использования формул подобия. Для турбовальных двигателей такой пересчет произвести нельзя, поскольку при пТ к пр = const подобие режимов не распространяется на свободную турбину и следовательно, на весь двигатель в целом.
При заданном (например, максимальном) режиме работы двигателя и при отсутствии эксплуатационных ограничений повышение температуры окружающего воздуха при условии рн = const (на заданной высоте полета) вызывает при nr к = const (или Т* = const) снижение мощности двигателя и увеличение его удельного расхода топлива (штриховые линии на рис. 11.15). Снижение Ne с ростом Тн физически объясняется уменьшением расхода воздуха через двигатель (вследствие падения его плотности), а также уменьшением работы Lc Т (вследствие снижения л* и, соответственно, лс т при снижении пт к пр с ростом температуры Г,,). Возрастание Се обусловлено падением эффективного КПД вследствие уменьшения л и 0.
Такое влияние температуры Тн на изменение Ne является неблагоприятным с точки зрения согласования потребной мощности вертолета, которая от температуры Тя практически не зависит, и располагаемой мощности двигателя, сильно снижающейся с ростом Тп . Это противоречие может быть преодолено уменьшением полезной нагрузки вертолета в условиях жаркого климата либо установкой более мощного двигателя, подбираемого из условий обеспечения полета при высоких значениях температуры Тн . Этому последнему условию отвечают высотные турбовальные двигатели. У них при работе у земли и в некотором диапазоне высот Н < двигатель работает с ограничением по Nc max ’ т* е* он в то“ или ино” степени задросселирован. В таком случае на рассматриваемой высоте полета величина N с ростом температуры Ти вначале поддерживается постоянной за счет увеличения пт к и температуры Т* до выхода ГГ на режим ограничения.
Климатические характеристики высотного турбовального двигателя на максимальном режиме с учетом эксплуатационных ограничений для случая Н = Ну представлены на рис. 11.15 сплошными линиями. Их протекание легко объяснить с использованием рис. 11.11,а, где для этого же случая показано изменение параметров в зонах соответствующих ограничений. Посто
404
янная максимальная мощность Ne поддерживается в диапазоне повышения температуры от Тн1 до Тя за счет раскрутки ротора ГГ. В точке р двигатель выходит на ограничение по лт.ктах и только с этого момента Ne при дальнейшем возрастании Тн начинает падать. На участке 4—4' падение Ne усили вается вследствие снижения и_ „ в области ограничения по Т* (“затяжеля-ющийся” компрессор). При Тн < Тн1 снижение мощности вызвано необходимостью поддержания пт к пр = const из условия Д/Су min = const, что требует более интенсивного дросселирования двигателя, чем на участке р—1. Некоторое увеличение Се в областях 1, 2 и 4 (по сравнению со штриховой линией) связано со снижением т] . При Тн < 7н1 величина Се сохраняется практически постоянной (вследствие неизменности параметров л и 6).
Рис. 11.15. Климатические характеристики при Н = Нр:
— с учетом и - - - без учета эксплуатационных ограничений
На высотах, меньших расчетной, диапазон температур Тн , соответствующих условию Ne mRX = const, существенно расширяется. В частности, на взлетном режиме (при Н = 0), как видно из рис. 11.11,6, условие Nemnx = const обеспечивается во всем диапазоне температур Тн < Тн3 , в том числе и при Тн > Тн0 = 288 К. Величина температуры Тн , до которой двигатель способен поддерживать постоянство мощности N -	на взлетном режиме, явля-
с салил.
ется важным эксплуатационным показателем вертолетного двигателя. Эти температуры могут составлять ЗО...4О°С.
Объединенные дроссельно-климатические характеристики турбовального двигателя ТВ7-117 изображены на рис. 11.16. Они представляют собой совокупность дроссельных характеристик при различных значениях температуры ’С. На рис. 11.16,а показано изменение мощности двигателя Ne , на рис. 11.16,6 — удельного расхода топлива Се от относительной частоты вращения ротора
405
Рис. 11.16. Объединенные дроссельно-климатические характеристики при пст=100% и /7 = 0
ГГ пт . Выход на тот или иной режим ограничения зависит от величины температуры Тн . В диапазоне / от -60°С до +35°С достигается ограничение по N = const, а при / > 35 С — по rt „ ,„ev. = const. Заштрихованная гра-с ГПНХ	Н	1-К IIlclA	*
ничная линия на рис. 11.16 соответствует максимальному режиму работы двигателя при Н = 0 км и аналогична климатической характеристике О'—0—3—4, изображенной на рис. 11.11,6. На рассматриваемых характеристиках могут быть показаны точки, соответствующие номинальному и крейсерскому режимам работы двигателя.
11.9.	Области применения, схемы и основные параметры турбовинтовых двигателей
Турбовинтовые двигатели (ТВД) стали применяться раньше,чем двухконтурные, и примерно одновременно с ТРД. Они обеспечили лучшую по сравнению с ТРД экономичность силовой установки при небольших дозвуковых скоростях полета (Уп < 600...700 км/ч). На них была использована отработанная и проверенная многолетним опытом эксплуатации поршневых двигателей относительно простая система регулирования винта путем изменения угла установки его лопастей. В 60-70-е годы ТВД широко применялись на отечественных дозвуковых пассажирских (Ил-18, Ту-114, Ан-24Т, Ан-10 и др.) и военных (Ан-8, Ан-12, Ан-22, Ту-95) самолетах, а также на многих зарубежных самолетах аналогичного назначения. ТВД сочетали в себе преимущества создания тяги воздушным винтом на взлете и малых скоростях полета и весовые преимущества газотурбинного двигателя по сравнению с поршневым.
406
Но дальнейшее увеличение скоростей полета самолетов с ТВД оказалось невыгодным. С ростом скорости полета на концах лопастей винта относительная скорость становится сверхзвуковой, что приводит к возрастанию волновых потерь и снижению КПД винта. На скоростях полета, соответствующих 850...950 км/ч, более экономичными оказались двухконтурные двигатели, вентилятор которых, благодаря предварительному торможению воздушного потока в воздухозаборнике, работает при меньших относительных скоростях, чем воздушный винт, а следовательно, с более высоким КПД. Поэтому уже на самолетах третьего поколения (Ил-76, Ил-86, Ту-154, Як-40 и др.) ТРДД практически полностью вытеснили ТВД.
К числу недостатков ТВД, помимо ухудшения их экономичности при увеличении скорости полета, следует отнести: высокий уровень шума, повышенные вибрации от винта, имеющего значительный диаметр и большую массу, наличие редуктора с высокими передаточными отношениями, а поэтому тяжелого, требующего высокой точности изготовления и работающего в очень напряженных условиях.
Только в последние годы, благодаря появлению усовершенствованных газогенераторов и созданию воздушных винтов нового типа, получивших название винтовентиляторов, стали появляться турбовинтовентиляторные двигатели (ТВВД), которые по существу представляют собой дальнейшее развитие ТВД. Принципиальные схемы ТВД и ТВВД даны на рис. 11.17.
Большинство находящихся в эксплуатации серийных ТВД, которые по существу уже являются морально устаревшими, выполнены по одновальной схеме (рис. 11.17,а). Для них характерно соосное расположение двигателя и редуктора, причем редуктор выполняется в единой конструктивной компоновке с двигателем. Примерами двигателей такой схемы являются ТВД НК-12, АИ-20, АИ-24. По двухвальной схеме с одновальным ГГ выполнен двигатель ТВ7-117С, а с двухвальным ГГ — английский ТВД “Тайн”.
Рис. 11.17. Схемы одновального ТВД (а) и трехвального ТВВД (б)
407
Турбовинтовые двигатели по рабочему процессу имеют много общего с турбовальными двигателями. У них также практически вся развиваемая мощность через редуктор передается на воздушный винт. Но применяются ТВД на более скоростных летательных аппаратах, чем турбовальные ГТД, и поэтому приращение кинетической энергии выхлопных газов у них используется для получения сравнительно небольшой по величине реактивной тяги.
Рассмотрим основные параметры, характеризующие эффективность работы ТВД.
Мощность на валу винта ТВД определяется из условия
Ьв = £вал Лред » кВт,	(11-9)
а создаваемая им реактивная тяга
Рр = G, Руд = G, (сс - К„) , Н	(11.10)
где £в = LBfuI — работа на валу винта; Т)ред — КПД редуктора.
Поэтому тяговая мощность, развиваемая двигателем в полете, определяется соотношением
^тяг=^вПв +Рр^п.	(11.11)
Здесь NB Г|в и Рр Гп — тяговые (полезные) мощности винта и реактивной струи.
В соответствии с (11.11) удельная тяговая работа ТВД равна
Жяг
Чяг = "сТ = £в«л Пред Пв + «с " ^п) П •	(11-12)
в
Реактивная мощность у ТВД мала, и, чтобы ее не оценивать самостоятельно, вводят в рассмотрение так называемую эквивалентную мощность
*тяг „ Св (Сс - ^п) Vn
^— = Nb+-------------
(11.13)
Как следует из формулы (11.13), N3KB — это такая мощность, которую надо было бы иметь на валу винта, чтобы лишь за счет винта двигатель развивал такую же тяговую мощность, которая реально получается за счет винта и реакции.
Удельная эквивалентная мощность ТВД
*экв.уд=^экв = ^-	(И-14)
в
Удельный расход топлива у ТВД определяют по отношению часового расхо
да топлива к эквивалентной мощности А^экв , т. е.
, _ GT,4 кг
ЭКВ ’ кВт  4
(11.15)
В условиях полета для сравнения с удельный расход топлива на 1 кг тяги:
ТРДД принято также определять
408
г - G-г.ч Vu кг УЛ ~ ^тяг 103 ’ Н 4
Зависимости	и от л и 0 (или от л* и Т* ) качественно не от-
личаются от аналогичных зависимостей для N. ,.Г1 и С , приведенных на рис. с уд €
11.2. У современных ТВД обычно N3KB в расчетных условиях полета на
8... 10% больше, чем No . Это отличие от определяется условиями ь	эк в	и
распределения работы цикла между винтом и реакцией.
11.10. Оптимальное распределение эффективной
работы цикла между винтом и реакцией у ТВД и ТВВД
У применяемых на вертолетах турбовальных двигателей эффективная работа цикла, определяемая по формуле (11.1), полностью передается на вал винта, и реактивная тяга у них равна нулю. У ТВД и особенно у ТВВД, применяемых на скоростных самолетах, как видно из (11.12), тяговая работа создается как за счет винта, так и за счет реакции проходящего через двигатель газового потока. Возникает задача оптимального распределения работы цикла между винтом и реактивной струей, вытекающей из сопла. Оптимальным является такое распределение работы цикла,при котором тяговая работа при заданных условиях полета получается максимальной. Целевая функция для оптимизации в таком случае определяется соотношением (11.12).
Оптимизация производится отысканием такой скорости истечения из сопла с , при которой L - L	при заданных значениях скорости
полета и располагаемой работы цикла.
Если из (11.1) определить LBaj] и подставить в (11.12), получим
^ред^в + (Сс	’
dL
Для определения с вычислим производную —,-------------при - const и V = const
V.V1 х 1	fljP	€	П
и приравняем ее к нулю, тогда
dcc = ~ Сс ^ред П8 + Vn = 0 •
Отсюда получим формулу для определения скорости истечения из сопла Сс.опт ПРИ оптимальном распределении работы цикла между винтом и реакцией, впервые выведенную Б.С. Стечкиным в 1944 г.:
V
Сс.опт = 3~— 	(И.16)
’1ред 'в
Условие (11.16) показывает, что при больших скоростях полета и низких КПД винта следует увеличивать долю работы цикла, используемую для получения реактивной тяги. При уменьшении скорости полета передача работы цикла для создания реактивной тяги становится менее выгодной. Именно по
409
этой причине у турбовальных двигателей, применяемых при малых скоростях полета (У ~ 0), оптимальное распределение работы цикла соответствует условию Le = Ьпал .
11.11. Совместная работа элементов, законы управления и характеристики ТВД
У ТВД одновальной схемы имеется два независимых регулирующих фактора — расход топлива GT и угол установки лопастей винта <рв . Это позволяет у них осуществлять независимое управление двумя параметрами. Такими параметрами могут быть частота вращения ротора п и температура газа перед турбиной Т* . По указанной причине на максимальных режимах работы одновальных ТВД в высотно-скоростных условиях может быть реализована программа управления
п ~ птях = const; ilia л
г max
= const.
(11.17)
Рабочая линия на характеристике компрессора при этой программе управления определяется как для одновального ГГ при п = const и Т* = const, т. е. с использованием уравнения (8.20). Ее построение на характеристике компрессора (рис. 11.18,а) можно интерпретировать следующим образом. Каждой заданной температуре Т* при условии (11.17) отвечает одна рабочая точка, лежащая на пересечении луча 0* = Т*/Т* = const, проходящего через начало координат характеристики компрессора, с напорной линией п = п - const. Задаваясь различными температурами Т* , легко полу-/77* 1 В
чить всю рабочую линию от Г* .(точка 1) до Т* (точка 2). Условие ба-ланса мощностей для каждой точки (в отличие от одновального ГГ ГТД прямой реакции) здесь выполняется за счет регулирования величины мощности,
Рис. 11.18. Рабочие линии на характеристике компрессора одновального ТВД:
при п = const, Т* = const (а); при дросселировании (б)
410
передаваемой на винт,путем изменения угла его установки <рв . Точка 1 на рис. 11.18,а соответствует Фв тах (при 7* а точка 2 — <рв min (при 7* тах).
Дросселирование одновального ТВД при заданной температуре 7* на входе может производиться с использованием различных рабочих линий в поле характеристики компрессора. Такими линиями, в частности, могут быть: линия а—б, соответствующая дросселированию при п = const, линия а—в, соответствующая одновременному снижению п и 7Г (что возможно, например, при <р = const), линия а—б—в, отвечающая дросселированию по комбинированной программе: вначале по п ~ const, а затем по <рв = const и др. (рис. 11.18,6). Наиболее выгодным, как показали исследования, является дросселирование при п = const, так как это обеспечивает быстрое снижение Т* и практически при таких же значениях „ , что и дает дросселиро-вание, например, по линии а—в. Снижение 7* в случае дросселирования при п = const благоприятно влияет на показатели надежности работы двигателя, так как на пониженных режимах значительно снижается температура 7* . При таком дросселировнии улучшается приемистость двигателя, поскольку отпадает необходимость раскрутки ротора, но затрудняется запуск из-за большего момента инерции вращающихся масс. Кроме того, дросселирование с сохранением постоянства п сопровождается удалением рабочей точки от границы устойчивых режимов при снижении режима работы двигателя, что способствует увеличению &KV компрессора. Это возможно до тех пор, пока лопасти винта не установятся в положение, соответствующее упору минимального шага винта. Дальнейшее снижение 7* до режима “малый газ” происходит вдоль линии б—в, где п = var, <рв = const (рис. 11.18,6), и сопровождается приближением рабочей точки к границе устойчивых режимов.
Наибольшее распространение у одновальных ТВД получили САУ, в которых частота вращения ротора регулируется изменением <рв , а температура 7’ — изменением GT . Дросселирование двигателя уменьшением GT приводит к снижению 7* и NB . Это ведет к падению п. Тогда регулятор п = const уменьшает <р , чем обеспечивается баланс мощности при пониженном режиме работы двигателя. Для обеспечения программы управления (11.17) в полете подбирается закон подачи топлива Gy = f(pH , 7*) , обеспечивающий косвенное поддержание постоянства температуры газа перед турбиной.
После выбора программы регулирования и построения рабочих линий на характеристике компрессора расчет параметров и характеристик одновального ТВД производится в следующем порядке. Для заданных значений М, Н и п определяется ппр и находится рабочая точка на характеристике компрессора. Это дает возможность определить GB и LK . Далее, поскольку температура 7* известна, определяется работа турбины из условия полного расширения
411
газа или получения сс опт, что позволяет найти работу, передаваемую на вал Чал = £т“Ч> а так'же определить WB = GB Чал Пред; Nv = PPV и G
Се =	. Для определения 7VTJjr нужно знать пв • Тогда ЛГТЯГ = N3 r|B + Np
'’в
ДГ	G
N _ 2™Г . с = - '
* ЭКВ „	’ ЭКВ К/
Лв	экв
У ТВД со свободной турбиной параметры на входе в нее р* к и Т* к рассчитываются с использованием характеристик ГГ по известному (при заданных М, Н и ri J значению л_ „ пп, а затем, с помощью характеристик сво-1 а К	TaKallJJ
бодной турбины при заданной скорости сс определяются Lc т = LBa7 и все остальные параметры двигателя.
Для ТВД обычно рассматривают дроссельные и высотно-скоростные характеристики.
Дроссельные характеристики одновального ТВД при п = const показаны на рис. 11.19,а. В этом случае, поскольку п = const, указанные характеристики строят в виде зависимостей N3KB и Се от часового расхода топлива. Кроме того, на них дается изменение по Gr других параметров, таких как GB , л* , Т* . В данном случае расход воздуха через двигатель GB при дросселировании уменьшается мало (даже слегка возрастает) и падение и N3KB является следствием снижения работы цикла Le из-за уменьшения Г* и л* . У ТВД со свободной турбиной принцип регулирования и протекания дроссельных характеристик качественно тот же, что и у турбовальных двигателей. Такие ха-
Рис. 11.19. Дроссельные характеристики одновального ТВД (в) и ТВД со свободной турбиной (б) при М=0; Н = О (Т* - 1400 К)
412
рактеристики в зависимости от GT пр для стендовых условий представлены на рис. 11.19,6.
Высотно скоростные характеристики ТВД для максимального режима работы двигателя при заданном законе управления с ограничением по Neniax даны на рис. 11-20.
Рис. 11.20. Высотные (а) и скоростные (6) характеристики ТВД
Характерным для всех ТВД является ограничение по максимальной мощности, которое у них наступает при малых высотах и больших скоростях полета. Введение этого ограничения обосновывается теми же соображениями, которые были рассмотрены для турбовальных ГТД. Ограничивается не эквивалентная мощность, а мощность на валу винта, поскольку при п = njnax = const она пропорциональна максимальному крутящему моменту, передаваемому через редуктор на вал винта. Поэтому на рис. 11.20,а для удобства анализа показано изменение по высоте полета Н не эквивалентной мощности, а мощности на валу винта NB и отдельно — реактивной тяги Рр , а также удельного расхода топлива . На рис. 11.20,6 даны зависимости величин Л/экв ’ *в » Сэкв и ^*р ст скорости полета при Н = const для случая II > Нр , когда ограничение по NBinax отсутствует.
С увеличением высоты полета Н при неизменной скорости полета V из-за уменьшения Ти до 11 км увеличиваются приведенная частота вращения и степень повышения давления воздуха в компрессоре л* , возрастают также л и 0. Вследствие роста Le и эффективного КПД это приводит к повышению удельной мощности до высоты 11 км и к снижению в этом диапазоне Н удельного расхода топлива (рис. 11.20,а).
Мощность на валу винта и эквивалентная мощность с ростом высоты полета значительно снижаются из-за уменьшения расхода воздуха через двигатель, но до Н = 11 км они снижаются медленнее, чем Св , вследствие увеличения Le . При Н > 11 км температура Тп сохраняется постоянной, поэтому
413
перестают увеличиваться параметры процесса я и 0. На этих высотах работа цикла, удельная мощность и величина Сэкв практически сохраняются неизменными, а величины мощностей AL„_ и Nn с ростом Н снижаются еще ин-тенсивнее (пропорционально GB).
При малых высотах полета вступает в действие ограничение по NB П1ах . Штриховыми линиями на рис. 11.20,а показано протекание высотно-скоростных характеристик для случая, если бы ограничение по Лтв тах отсутствовало. Дросселирование двигателя в области ограничений для соблюдения условия /V = const приводит, как видно, к ухудшению экономичности и сниже-В- JllclЛ.
нию реактивной тяги в области ограничений из-за необходимости дросселирования двигателя.
Увеличение скорости полета Уп при Н = const ведет к повышению NB и .VJKI> (рис. 11 20,6). Главной причиной, определяющей рост мощностей ТВД с увеличением скорости полета, является увеличение давления рв на входе в двигатель. Это ведет к возрастанию расхода воздуха GB . Увеличивается также степень понижения давления на турбине л^ » поскольку выходное сопло двигателя работает при докритических перепадах давления. Рост л* ведет к увеличению работы на валу турбины и величины £ва1 , что совместно с повышением GB и определяет рост мощности, передаваемой на вал винта.
Как отмечалось, скорость истечения газа из сопла и удельная реактивная тяга у рассматриваемых двигателей относительно невелики. Поэтому с ростом скорости полета весьма интенсивно уменьшается удельная реактивная тяга. Несмотря на увеличение GB , реактивная тяга Рр также снижается с ростом скорости Vn. Но тяговая мощность от реакции №тяг = Рр Vn с увеличением Ун возрастает. Одновременный рост NB и Л\.яг р приводит к повышению "экв •
Удельный расход топлива Сэкв с ростом скорости полета на данной высоте уменьшается, что связано с увеличением степени повышения давления л при 9 = const и повышением эффективного КПД.
11.12.	Схемы, основные параметры и области
применения ТВВД. Перспективы их развития
Разрабатываемые в последние годы двигатели нового типа — турбовинто-вентиляторные (ТВВД) — отличаются от ранее применявшихся ТВД двумя характерными чертами: новым типом винта — многолопастным, с широко-хордными лопастями, и газогенератором — одно- или двухвальным, с высокими параметрами рабочего процесса (рис. 11.17,6).
Помимо этого, учитывая большие скорости полета самолета, получаемые при использовании ТВВД, для них выбирают более высокие расчетные значения скорости истечения газа из сопла сс , а поэтому увеличивается доля работы цикла, используемая для создания реактивной тяги.
414
Принципиальная схема ТВВД с двухвальным ГГ показана на рис. 11.17,6. В данном случае ГГ сохраняет такие же свойства и характеристики, какими он обладает в других схемах ГТД (при одинаковых расчетных параметрах), а привод винтовентилятора осуществляется от вала свободной турбины через редуктор.
Основными проблемами, связанными с разработкой ТВВД, являются: создание многолопастного высокоэффективного винтовентилятора изменяемого шага; отработка газогенератора на высокие параметры рабочего процесса; снижение внешнего сопротивления гондолы и обеспечение положительной интерференции винтовентилятора, гондолы и крыла; обеспечение приемлемых уровней шума и эмиссии выхлопных газов; создание надежных малогабаритных редукторов.
Винтовентилятор (ВВ) ТВВД, в отличие от обычных винтов ТВД, должен эффективно работать с высоким КПД (не менее 0,8) до чисел М полета, равных 0,8...0,85. С этой целью необходимо снизить окружную скорость концов лопастей винта и улучшить его аэродинамические характеристики при высоких числах М полета, а следовательно, при больших числах М по относительной скорости набегающего потока воздуха. Снижение окружных скоростей ВВ достигается за счет уменьшения его диаметра, что требует увеличения количества лопастей до 8...15 вместо 3...4 у ТВД. При этом удельную мощность, снимаемую с 1 м площади, ометаемой винтом, удается увеличить 2
до 400...600 кВт/м , что в 2...5 раз выше нагрузки ординарных воздушных винтов ТВД; диаметр винта и его массу удается снизить на 40...50%.
Улучшение аэродинамических характеристик ВВ достигается за счет двух факторов: использования для лопастей винта тонких суперкритических профилей, имеющих относительную толщину с до 0,02, и применения лопастей саблевидной формы, чем обеспечивается угол стреловидности у до 30 и достигается увеличение критических чисел Mw кр при обтекании периферийных сечений лопастей. Помимо этого, дополнительное повышение КПД (на 2—3%) обеспечивается применением двухрядных винтовентиляторов с противоположным вращением лопастей. За счет указанных факторов удается обеспечить высокий КПД ВВ — до 0,8...0,82 при Мп = 0,8.
На рис. 11.21 показано сравнение ТВД, ТРДД и ТВВД как движителей, т. е. по тяговому (полетному) КПД (с учетом КПД винта и сопротивления двигательной гондолы). Как видно, у ТВД высокие тяговые КПД достигаются при малых числах М полета, а при Мп > 0,65 их тяговый КПД Т|тяг резко падает. У ТРДД тяговый КПД возрастает с ростом числа М полета, но его максимальные значения остаются на 12...15% меньшими, чем у ТВД. У ТВВД при Мп = 0,8 удается получить такой же тяговый (полетный) КПД, как у ТВД при Мп = 0,6, и обеспечить при Мо = 0,8 тяговый КПД на 12...15% выше, чем у ТРДД с высокими и сверхвысокими степенями двухконтурности.
Газогенераторы с высокими параметрами рабочего проиесса разрабатываются с использованием опыта создания ТРДД новых поколений. Существовавшие ранее ТВД относились к двигателям второго поколения. Они имели
л* =8...10 и Т* = =1200...1250 К. Развитие ГТД других типов было связано с накоплением опыта создания ГГ с высокими параметрами рабочего процес-415
са. Поэтому у ТВВД, которые следует отнести к двигателям пятого поколения, этот опыт полностью используется.
Рис. 11.21. Сравнение ТВД, ТВВД и ТРДД как движителей: 1 — ТВД; 2 — ТВВД; 3 — ТРДД
У ТВВД по данным, опубликованным в печати, в зависимости от назначения двигателя ожидается иметь л*0 = 20...40 и Тг = 1650...1750 К. Такие параметры рабочего процесса по сравнению с применявшимися у ТВД второго поколения позволяют получить увеличение эффективного КПД двигателя на 5...7%. В частности, ТВВД по проекту фирмы “Дженерал Электрик” имеет л* = 38 и Т* = 1700 К. При мощности 10000 л.с. диаметр его винта менее 4 м,
а удельный расход топлива в характерных условиях полета (Мп = 0,8, Н = 11 км)
составляет 0,047 кг/(Н - ч).
Области применения по числам М полета различных типов двигателей ил-
0,9
-I---4 ТРДД
। (т-6)
I ТРДД t
0,8 j-—т--|---±-Т88Д
I (т-50)
_1---1---|_
X ТВД I	I
Ут-200)
0,7
0,6	0,7 0,8 М
Рис. 11.22. Сравнение дозвуковых ГТД по экономичности при характерных для них числах М полета
люстрирует также рис. 11.22. Здесь оценка экономичности производится по удельному расходу топлива и, следовательно, с учетом как полетного, так и эффективного КПД. Удельный расход топлива ТРДД с hiq = 6 принят за единицу.
Разработка гондолы двигателя с малым внешним сопротивлением относится к числу важнейших задач. Одним из возможных путей получения положительной интерференции силовой установки и планера самолета в полете и на взлетных режимах является обдув винтом внешней поверхности крыла.
Обдув внешней поверхности крыла ВВ при отклоненных закрылках на взлете позволяет существенно повысить Су за счет увеличения циркуляции скорости вокруг профилей крыла.
Показатели по уровню шума и загрязнению ок
ружающей среды нормируются и имеют важное значение для самолетов граж-
данской авиации. Уровень шума у ТВВД ниже, чем у ТВД, но он пока еще
выше уровня шума ТРДД.
Подход к рассмотрению совместной работы элементов ТВВД в принципе не отличается от изложенного ранее для других типов ГТД. Протекание вы
сотно-скоростных характеристик также остается качественно аналогичным рассмотренному для ТВД (см. рис. 11.20).
416
Рис. 11 23. Двигатель Д-27 самолета Ан-70: внешний вид (а), продольный разрез (б)
Примером успешной разработки и реализации ТВВД в последние годы может служить двигатель Д-27 Запорожского авиамоторного комплекса “Прогресс”— "МоторСич”, предназначенный для установки на российско-украинском военно-транспортном самолете Ан-70 (рис. 11.23,а). На взлетном режиме двигатель имеет мощность 10300 кВт (14000 л.с). На крейсерском режиме полета (Мп = 0,8; /7 = 11 км) при мощности 5000 кВт удельный расход топлива при тяге 67,5 кН составляет 0,047 кг/(Н • ч). При этом Т* = 1450 К; л* = 30 и Т)в = 0,84. Схематический разрез проточной части двигателя Д-27 показан на рис. 11.23,6. Двигатель выполнен по трехвальной схеме и имеет 2КНД = 5; и 2квд = 3 (две осевых и одну центробежные ступени); = 1; 2ТНД = 1 и 2с т = Важным достоинством силовой установки самолета Ан-70 является то, что на ней применены дифференциальный редуктор и двухрядный винтовентилятор с противоположным вращением лопастей с диаметром винта DB = 4,5 м и числом лопастей 8+6. Редуктор — одноступенчатый дифференциальный со встроенным измерителем крутящего момента.
417
11.13.	Вспомогательные газотурбинные двигатели и их основные особенности
Вспомогательные газотурбинные двигатели (ВГТД) применяются на ЛА различных типов и предназначаются для запуска основных (маршевых) двигателей, снабжения ЛА электроэнергией и сжатым воздухом при предполетном обслуживании, для кондиционирования салонов и кабин и других целей. ВГТД являются турбовальными двигателями с отбором мощности и сжатого воздуха. Они выполняются по различным конструктивным схемам, которые зависят, в основном, от их размерности, и отличаются параметрами рабочего процесса и величинами отбираемой (эквивалентной) мощности Nwa .
Под N3KB здесь понимают сумму мощности на валу двигателя и мощности отбора воздуха
^экв ~ ^вал + ^отб *
где Л’отб определяется как условная адиабатическая мощность (№отб = Got6 £ад), которая соответствует мощности адиабатического расширения отбираемого воздуха до атмосферного давления.
Для авиации РФ, в соответствии с ОСТом, разработанным ЦИАМ, установлено пять типоразмеров ВГТД: 0 — ^экв = кВт с GOT6 до 9»4 кг/с? 1 — ^экв = 100 кВт с gOt6 до °’55 кг/с; 2 — N3KB = 250 кВт с Got6 до 1,25 кг/с; 3 — ^кв = 450 кВт с Got6 до г’9 кг/с и 4 — LB = 700 кВт с Got6 до 3»5 кг/с-
Малоразмерные ВГТД, обеспечивающие отбор воздуха с давлением до (4...6) • 10'* Па, выполняются преимущественно одновальными с отбором воздуха от основного одно- или двухступенчатого центробежного компрессора (ЦБК). У ВГТД более высокой размерности и с давлением отбираемого возду-f.
ха до (8... 12)  10 Па обычно применяются двигатели двухвальной схемы с ГГ, имеющим двухступенчатый ЦБК или осецентробежный компрессор и свободную турбину, обеспечивающую, помимо прямого отбора мощности, привод дополнительного (служебного) компрессора, служащего специально для сжатия отбираемого воздуха.
Связь целесообразной схемы ВГТД с их размерностью и параметрами рабочего процесса представлена на рис. 11.24. Как видно, схемы с общим компрессором имеют повышенные удельные расходы топлива, но вследствие малых абсолютных расходов топлива (GT , кг.т/ч) у этих двигателей требование низких удельных расходов топлива не является первостепенным. Основное требование здесь — простота конструкции, компактность и, главное, хорошие ресурсные и экологические показатели и высокая надежность при эксплуатации.
Из рис. 11.24 видно, что при Т* = 1200...1400 К переход от л* = 4...6 (уро-
вень для ВГТД с общим компрессором) к л* =8...12 (ВГТД с дополнительным компрессором) приводит к улучшению экономичности на 25...40%. Но различие в часовых расходах топлива является существенным только при Лгэкв > 200...300 кВт. Этим и обусловлено применение на малоразмерных ВГТД 418
более простой и дешевой схемы двигателя — одновальнои с общим, как правило, центробежным, компрессором.
Рис. 11.24. Удельные параметры вспомогательных ГТД
Рабочий процесс и термогазодинамический расчет ВГТД принципиально не отличаются от рассмотренных для турбовальных двигателей. Отличие состоит лишь в том, что помимо прямого отбора мощности потребителю должна предусматриваться мощность для привода переразмеренного (или отдельного — служебного) компрессора, используемого для генерации сжатого воздуха.
Рис. 11.25. Характеристики ВГТД RE220
419
Характеристики ВГТД принято представлять в виде зависимостей отбираемой мощности и расхода воздуха, расхода топлива и параметров отбираемого воздуха ротб и Тогб от температуры ,*С при Н = 0 и овх = 1,0. Указывается также высота полета, до которой эти характеристики могут пересчитываться из условия пропорциональности ЛГЭКВ , GT и G^ давлению воздуха рк .
На рис. 11.25 в качестве примера даются характеристики для ВГТД RE220 фирмы “Эллайд Сигнал” (США).
11.14.	Некоторые особенности ТВД и турбовальных
двигателей с регенерацией тепла
Значительный интерес представляют схемы ТВД и турбовальных ГТД с регенерацией тепла (см. рис. 11.26). В таких двигателях воздух, сжатый в компрессоре, направляется в теплообменник, установленный за турбиной, и нагревается в нем, отбирая часть тепла у потока газа перед реактивным соплом. Далее нагретый воздух идет в камеру сгорания.
Рис. 11.26. Принципиальная схема ТВД с регенерацией тепла
Применение регенерации тепла способствует снижению удельного расхода топлива ценой некоторого уменьшения удельной мощности двигателя, которое происходит вследствие потерь давления газа и воздуха в теплообменнике
и уменьшения скорости истечения из реактивного сопла из-за снижения Г* ,
а также, главным образом, из-за
Рис. 11.27. Изображение цикла ТВД (турбовального ГТД) с регенерацией тепла в i—s-диаграмме
увеличения массы и габаритных размеров двигателя. Поэтому использование ТВД (рис. 11.26) с регенерацией тепла возможно в случае появления достаточно легких и компактных теплообменников с приемлемыми эксплуатационными свойствами (надежность, засоряемссть и др.).
Изменение параметров рабочего процесса газотурбинного двигателя с регенерацией тепла характеризуется i—s-диаграммой, показанной на рис. 11.27. В теплообменнике, установленном за турбиной, тепло, отведенное от газа	)’ сооб
щается воздуху I i* i*
Для ТВД с регенерацией тепла характерной величиной является степень регенерации, представляющая собой отноше
420
ние количества тепла, подведенного к воздуху в теплообменнике, к тому предельному количеству тепла, которое могло бы быть подведено к воздуху в
идеальном случае:
°рег— .♦	.* •
I ~ т к
Регенерация тепла в газотурбинном двигателе сопровождается уменьшением скорости истечения газа и падением полного давления воздуха и газа при прохождении их через теплообменник, а следовательно, уменьшением удельной мощности (тяги) двигателя. Вместе с тем, использование тепла газов для подогрева воздуха приводит к снижению удельного расхода топлива.
Из рассмотрения рис. 11.27 следует, что наибольшее количество тепла может быть передано от отработавших газов воздуху в том случае, когда разность температур
- Тк ] достигает максимального значения.
В ТВД и турбовальном двигателе применение регенерации тепла выгодно в связи с тем, что повышение 7Т* в ТВД приводит к снижению удельного расхода топлива, а регенерация тепла эффективна только при повышении Т^, . С другой стороны, поскольку доля удельной мощности,создаваемой реактивной струей, в ТВД мала, то и отвод тепла от газа в теплообменнике слабо влияет на удельную мощность двигателя. На рис. 11.28 и 11.29 показано изменение N, „„ , и с в зависимости от степени регенерации орег и степени повышения давления воздуха в компрессоре пк при Т* = 1400 К в условиях полета при II = 11 км и Кп = 720 км/ч. Во всех случаях потери полного давления в регенераторе принимались равными 10%. Перепад
Рис. 11.28. Изменение величин удельных мощностей ТВД * в зависимости от величин л и к
Gper (Я = 11 КМ,
Vn = 720 км/ч, Т* = 1400 К): ~ ^э.уд ;	^в.уд
давлений в реактивном сопле был принят равным тс* = 1,1. Из графиков на рис. 11.28 видно, что применение регенерации тепла сопряжено со снижением Ng уд и NB.yA, например, при Орег = 0,7...0,8 на 1...4%, причем уве
личение тс’ уменьшает эти потери. В рассматриваемых условиях, как это видно
из рис. 11.29, при п о = =0,7...0,8 ТВД с регенерацией тепла с тс* = 8...20 эко-
421
комичнее ТВД без регенерации тепла при том же дк на 10...30%. Характерной
Рис. 11.29. Изменение удельного расхода топлива ТВД * в зависимости от величин лк
И орсг (Я = 11 км, Vn = 720 км/ч, Т* = 1400 К):
1 — я* = 8; 2 — л* = 12;
является зависимость величины от степени регенерации: в области о < 0,4...0,5 повышение л* в диапазоне его изменения от 8 до 20 приводит к снижению <?э , а в области больших с_рг , например, при п= 0,7...0,8, су-шествует оптимальное по экономичности значение то* = 8 ктивность использования регенерации в ТВД. Таким образом, регенерация тепла в ТВД требует применения высоких Т* и относительно умеренных величин то* .
Применение регенерации тепла в ТВД может быть оправдано только в том случае, если удается выполнить теплообменник и весь двигатель с приемлемым удельным весом. Можно считать возможным применение в ТВД следующих трех основных типов теплообменников: 1) теплообменников труб-
3 __ л* = 20	чатого или пластинчатого типов, в которых
осуществляется непосредственная передача тепла от газа к воздуху через стационарную поверхность; 2) двух теплообменников — одного за компрессором, другого — за турбиной, связанных между собой трубопроводами с промежуточным теплоносителем (жидким металлом); 3) вращающегося теплообменника. Наиболее простым типом теплообменника следует признать первый. При <7рег= 0,7...0,8 масса ТВД с регинерацией тепла, по-видимому, будет на 40...80% больше, чем масса ТВД без регенерации тепла. Необходимо также иметь в виду, что применение теплообменника приведет к увеличению поперечного габаритного размера двигателя, что, в свою очередь, явится причиной снижения эффективной тяги двигателя (на 2...5%).
Глава 12. ДВИГАТЕЛИ САМОЛЕТОВ
С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ
Самолеты, способные вертикально взлетать и садиться (СВВП), имеют значительные эксплуатационные преимущества. Такие самолеты широко используются в палубной авиации ВМФ. Их применение целесообразно и для ре шения ряда других перспективных задач, в том числе и в наземной авиации. Существуют и разрабатываются самолеты с частичным использованием взлетно-посадочных преимуществ СВВП. Это, например, самолеты: с коротким взлетом при полной нагрузке и вертикальной (после выполнения задания) посадкой (КВВП); с укороченной взлетно-посадочной дистанцией (СКВН) и др. В данной главе рассматриваются в основном силовые установки СВВП, полностью
422
реализующие функции вертикального взлета и вертикальной посадки. К двигателям СВВП предъявляется ряд специфических требований, в результате чего они существенно отличаются от обычных маршевых двигателей по схеме, конструкции, параметрам рабочего цикла и условиям эксплуатации.
12.1.	Требования к силовым установкам СВВП и возможные типы двигателей
12.1.1.	Требования к силовым установкам СВВП
Для обеспечения взлета, необходимого ускорения и маневрирования в вертикальном направлении тяговооруженность вертикально взлетающего самолета (отношение тяги двигателей к взлетному весу самолета) должна р
быть больше единипы. ~ 1,2. Такую тяговооруженность имеют лишь не-1"твзл
которые истребители горизонтального взлета и посадки, но она существенно превышает тяговооруженность большинства горизонтально взлетающих боевых самолетов и в 4...5 раз больше тяговооруженности дозвуковых транспортных самолетов. В связи с этим, а также из-за необходимости применения устройств создания вертикальной тяги силовая установка вертикально взлетающего самолета в целом существенно больше по размерам и массе, чем у самолета обычного типа. Поэтому главными требованиями к двигательной установке СВВП являются следующие:
1.	Минимально возможный удельный вес конструкции на единицу тяги удв (или наибольшая удельная весовая тяга PG = 1/удв).
2.	Максимально возможная объемная тяга Pv = P/V^*.
3.	Малый удельный расход топлива на режиме маршевого продолжительного полета, близкий к удельному расходу топлива у двигателей горизонтально взлетающих самолетов аналогичного назначения.
Если самолет должен осуществлять многократные вертикальные взлеты и посадки за один вылет, то требуется также низкий удельный расход топлива на этих режимах работы двигателей.
Имеется и ряд других специфических требований. Например, двигательная установка должна обеспечивать стабилизацию и управление самолетом на взлете, на режиме висения и при малых скоростях движения, т. е. на тех этапах полета, когда аэродинамические рули самолета неэффективны. Для этих целей применяют системы реактивного управления самолетом: управление с помощью изменения вертикальной тяги самих подъемных двигателей, если они находятся на больших расстояниях от центра тяжести самолета, и управление с помощью сжатого воздуха, отбираемого за компрессором двигателей и выпускаемого через специальные реактивные сопла, расположенные на концах крыльев и фюзеляжа. Силовая установка СВВП должна обеспечивать высокую надежность процессов вертикального взлета и посадки. Большое значение имеет скорость истечения реактивной струи. При большой
Объем двигателя приближенно определяют как произведение площади входа на длину, т. е. - Л, ьдв-
423
скорости истечения газов наблюдается сильная эрозия взлетной полосы (особенно на грунтовых аэродромах), увеличивается шум двигателей, возникает опасность попадания горячих газов и пыли в воздухозаборник двигателей.
12.1.2.	Возможные типы двигателей
Предложено большое число типов силовых установок для СВВП.
Силовые установки для вертикального ъзлета могут быть выполнены по одновекторной, двухвекторной или смешанной системе. При одновекторной системе одни и те же двигатели используются для вертикального взлета и для горизонтального полета путем отклонения вектора тяги на 90° (единая силовая установка). К этому классу относятся, например, самолет с поворотными турбовинтовыми двигателями, которые установлены па концах крыльев. Получила распространение одновекторная силовая установка в виде подъемно маршевого турбореактивного двигателя, у которого реактивная струя отклоняется с помощью поворотных сопел (рис. 12.1). Одновекторпая система используется также в самолетах с укороченным взлетом, у которых реактивная струя двигателей, расположенных под крылом или над крылом, отклоняется системой выдвигающихся из крыла закрылков или с помощью других подобных устройств.
Рис. 12.1. П< дъемно-маршевый ТРДД “Пегас” с поворачивающимися соплами (вид сверху — сопла в положении горизонтальной тяги):
1	— поворачивающиеся сопла наружного контура;
2	— поворачивающиеся сопла внутреннего контура;
3	— плоскости вращения сопел;
4	— схема самолета с одним подъемно-маршевым ТРДД (сопла двигателя в положении вертикальной тяги)
При двухвекторной системе (раздельная силовая установка) вертикальный взлет самолета обеспечивается подъемными турбореактивными двигателями, а поступательное движение — маршевыми ТРД или ТРДД, причем обе группы двигателей работают независимо друг от друга (рис. 12.2,а). Очевидно, подъемные двигатели в маршевом полете становятся “мертвым грузом” и существенно снижают эффективность самолета. Поэтому СВВП такой схемы не получили распространения.
Применяются смешанные (составные) системы, в которых используются как подъемные, так и подъемно маршевые двигатели с устройствами для отклонения реактивной струи. Использование при взлете вертикальной тяги маршевых двигателей позволяет уменьшить число и массу подъемных двигателей. Такая схема прорабатывалась в разнообразных проектах и была реализована в ряде самолетов (рис. 12.2,67 и в).
424
Рис. 12.2. Некоторые типы самолетов вертикального взлета и посадки: а — самолет с восемью подъемными ТРД и одним маршевым ТРДФ (двухвекторная схема); б — проект легкого транспортного самолета с восемью подъемными ТРД или ТРДД и двумя подъемно-маршевыми ТРДД; в — палубный СВВП (ЯК-38) с двумя подъемными ТРД и одним подъемно-маршевым двигателем; г — дозвуковой самолет с маршевыми ТРД и двумя подъемными турбовентиляторами, расположенными в крыльях
К другому типу относятся смешанные системы со специальными агрегатами увеличения вертикальной тяги подъемно-маршевых двигателей, выключаемые в горизонтальном полете. К таким усилителям тяги относятся подъемные турбовентиляторы, приводимые во вращение выхлопными газами основного двигателя или использующие механический привод от него. Вентиляторы могут располагаться в крыльях самолета или выдвигаться из фюзеляжа на время взлета. С помощью турбовентиляторов вертикальная тяга основного двигателя может быть увеличена в 2...3 раза (рис. 12.2,г).
Из приведенного обзора следует, что в качестве основных элементов силовых установок вертикально взлетающих самолетов используются следующие три типа двигателей, рассматриваемых далее более подробно:
1.	Подъемный двигатель, работающий только при взлете и посадке (ПД).
2.	Подъ₽мно-маршевый двигатель с устройствами для поворота реактивной струи (ПМД).
3.	Силовая установка с подъемными турбовентиляторами.
Двигатели винтовых СВВП принципиально не отличаются от турбовинтовых двигателей обычных самолетов, рассмотренных в гл. 11.
12.2. Подъемные турбореактивные двигатели
Подъемные турбореактивные двигатели могут быть выполнены по одноконтурной или двухконтурной схемам. Одноконтурные ТРД применяются в тех случаях, когда требуются минимальные значения массы и объема двигателя, а двухконтурные — если необходимо осуществлять частые взлеты и посадки, а следовательно, иметь меньшие удельные расходы топлива на режиме вертикального полета, а также если требуются меньшие скорости истечения
425
реактивной струи (для уменьшения воздействия на взлетно-посадочную площадку) и пониженный уровень шума.
12.2.1. Выбор параметров подъемных двигателей
В подъемном ТРД решающими являются требования малых значений
массы и объема. Масса турбореактивного двигателя снижается при уменьше
нии jc* , при этом также уменьшается длина двигателя, так как число ступе
Рис. 12.3. К выбору параметров подъемного ТРД (М = О; Я = 0)
ней компрессора меньше. При заданной тяге двигателя наименьшие диаметр его и масса получаются при максимальной удельной тяге. Таким образом, при выборе параметров подъемного ТРД для получения наименьших массы и объема двигателя необходимо стремиться к наибольшим значениям Руд при малых величинах л„ .
На рис. 12.3 показана связь удельных параметров ТРД с параметрами его термодинамического цикла: в координатах Суд , Кв = Я^уд) даны линии Т* = const и тс* = const. Величины удв показаны в относительном виде (за единицу принят удельный вес ТРД с тс* = 8 и Tj= 1400К).
Удельная тяга возрастает, а удельный вес уменьшается с ростом температуры газа перед турбиной. Значение Т* выбирают с учетом жаропрочности и эффективности системы охлаждения лопаток турбины. Температуры газа перед турбиной подъемных ТРД по сравнению с маршевыми ТРД должна быть ниже, чтобы система охлаждения лопаток была более простой, чему способствует
также кратковременность использования этих двигателей. Обычно Т* выбирают не более 1400... 1600 К.
Величинам Р.,л при таких Т* соответствуют довольно высокие значе-у/l ншл	1
ния л* , равные 12... 16. При этом потребовался бы многоступенчатый регулируемый или двухвальный компрессор большой массы. В связи с тем, что кривая изменения Руд в зависимости от л* при Т* = const достаточно пологая, целесообразно параметры двигателя выбирать при значениях Руд , на 3...5% меньших максимальных. При этом можно применить в ТРД сравнительно низконапорный компрессор с л* = 6...8 и уменьшить удельный вес и длину двигателя. Удельный расход топлива в этом случае несколько увеличивается, что не очень существенно ввиду короткого времени работы подъемного двигателя.
426
Термодинамический расчет подъемного двигателя не отличается от расчета маршевого ТРД на взлетном режиме.
Приведем характерный уровень удельных параметров подъемного ТРД: Г* = 1400... 1600 К; л* = 6...8; удельный расход топлив Суд = 1,2... 1,25 кг/даН  ч; удельная тяга (равная скорости истечения газов из реактивного сопла двигателя) Руд = 800...950 Нс/кг (или м/с).
Термодинамические параметры внутреннего контура подъемного двухконтурного двигателя при заданной степени двухконтурности следует выбирать так же, как и в ТРД при условии Руд = (0,95...0,97) Руд тах при том же уровне температуры газа Т* - 1400...1600 К. Система охлаждения турбины ТРДД должна быть рассчитана на большее время работы и большее число запусков двигателя. Потребные значения тс* во внутреннем контуре мало зависят от степени двухконтурности т и приблизительно равны величинам л* в подъемных ТРД.
Степень двухконтурности подъемного ТРДД выбирается из условий получения необходимых величин удельного расхода топлива, скорости истечения реактивной струи и потребного уровня шума. Такой выбор может быть сделан при комплексном анализе эффективности самолета с подъемными ТРДД.
Удельная тяга и удельный расход топлива ТРДД быстро уменьшаются при увеличении степени двухконтурности. Так, при т - 4...6, Т* = 1400...1600 К, л* =8...10 удельная тяга (средняя скорость истечения реактивной струи) равна 250...350 м/с, что в 2,5...3 раза меньше, чем у ТРД, а удельный расход топлива снижается до 0,5...0,6 кг/даН ч, что примерно в два раза меньше значений Суд у подъемного ТРД. При дальнейшем увеличении т до 10... 12 средняя скорость истечения струи уменьшается до 180...230 м/с, а Суд — = 0,4 кг/даН  ч. Вследствие меньшей удельной тяги удельный вес и объем подъемных ТРДД оказываются большими, чем у ТРД (при одинаковых параметрах Т* и л* величина удв на 15...20% больше, а объем двигателя при равной тяге больше в 2,5...3 раза).
12.2.2. Удельный вес и удельный объем
подъемных ТРД
Удельный вес подъемного ТРД так же, как и маршевого, теоретически определяется зависимостью (1.62)
_ ^Дв _ ^дв 'дв р р ’ УД
МДВ г, * х
где рдв =	— = /(т, лк) — удельная масса конструкции.
В
Уменьшение удв подъемных ТРД достигается как увеличением Руд (выбор максимально допустимой Г*), так и уменьшением Цдв , прежде всего путем
427
выбора невысоких значений тск . Дополнительные возможности снижения удельной массы конструкции подъемных двигателей Цдв заключаются в создании компактных, высоконагруженных (в аэродинамическом и прочностном смысле) элементов двигателя. Следует иметь в виду, что невысокие требования к удельному расходу топлива и кратковременность работы подъемных двигателей облегчают эти задачи, так как допускают некоторое снижение КПД элементов и уменьшение запасов прочности в деталях по сравнению с обычными маршевыми двигателями. К особенностям конструктивного выполнения подъемных двигателей можно отнести применение в конструкции двигателя: легких материалов, например, пластмасс для лопаток компрессора и корпусов; титана вместо стали для дисков турбин и т. п.; облегченных элементов с повышенными напряжениями; упрощенных систем топливоподачи и регулирования; простой системы запуска двигателя (например, путем подачи сжатого воздуха непосредственно на лопатки турбины двигателя через косые сопла), и, наконец, новых компактных конструктивных схем двигателей. На рис. 12.4 показаны типичные примеры конструктивных схем одноконтурного и двухконтурного подъемных двигателей, существенно отличающихся от облика обычных двигателей.
Рис. 12.4. Конструктивные схемы одноконтурного и двухконтурного подъемных двигателей (проекты фирмы “Роллс-Ройс):
а — ТРД; б — ТРДД (т = 10)
На удельный вес и удельный объем турбореактивных двигателей, в том числе подъемных, большое влияние оказывает абсолютный размер (тяга) двигателя (см. разд. 1.4 2). Если бы при изменении размеров двигателей сохранялось их геометрическое подобие, то тяга увеличивалась бы пропорционально расходу воздуха, т. е. пропорционально квадрату линейного размера (например, характерного диаметра двигателя), а объем и масса конструкции о двигателя — пропорционально кубу характерного размера: Р ~ D ;	- D ;
ДБ О
V - D' . В этом случае удельный вес двигателя должен увеличиваться, а удельные весовая и объемная тяги — уменьшаться при увеличении абсолютной тяги двигателя согласно следующим зависимостям:
gM
У„ = ~р“ - D -	(12-1)
428
или
PG = P/(gM^~ 1/<Р ;
Рг=Р/Удв~ 1/D - 1/<Р .
(12.2)
В действительности теоретическая зависимость удельного веса от тяги (12.1) не соблюдается, так как не все узлы и элементы двигателя сохраняют геометрическое подобие (например, этой закономерности не подчиняются размеры агрегатов, длина камеры сгорания и др.). В результате удельный вес выполненных двигателей зависит от тяги значительно слабее, чем по выражению (12.1). При малых размерах двигателя (Р < 1000...2000 даН) его удельный вес, вопреки зависимости (12.1), сильно возрастает в связи с тем, что по технологическим соображениям и требованиям жесткости отдельные детали (имеющие стенки малой толщины, тонкие оболочки и др.) приходится делать больших размеров, чем это диктуется условием сохранения геометрического подобия. Поэтому наименьший удельный вес имеют маршевые ТРД с умеренными значениями тяги: Р = 5000...3000 даН (рис. 12.5).
Рис. 12.5. Относительная зависимость удельного веса турбореактивных двигателей от величины их тяги: 1 — маршевые и подъемно-маршевые ТРД (нефорсированные);
За 2 — подъемные ТРД; — • — - — теоретические зависимости Млв~ Р™ ;
--------- статистические зависимости
Подъемные двигатели, как правило, делают с тягой не превышающей 4000...5000 даН, т. е. близкой к оптимальным по массе значениям. Характерные значения удельного веса находящихся в эксплуатации маршевых и подъемно-маршевых двигателей такого класса тяги составляют 0,12...0,17, а удельный вес подъемных ТРД ниже более чем в два раза: удв = 0,06...0,07.
В отличие от удельного веса теоретическая зависимость удельной объемной тяги от абсолютной тяги двигателей (12.2) хорошо отвечает действительности при значении Р > 1000 даН. Удельная объемная тяга уменьшается обратно пропорционально корню из тяги двигателя (рис. 12.6). Поэтому для по лучения наименьшего объема подъемной силовой установки, как и для уменьшения удельного веса, выгодно использовать двигатели небольшого размера.
Сильная зависимость объемной тяги Pv от абсолютного размера двигателя делает невозможным прямое сравнение двигателей разных тяг по этому пока
429
зателю объемного совершенства. При сравнении двигателей по этому показателю можно приводить значения Pv к некоторой общей абсолютной тяге Р& . Формула приведения, согласно (12.2), выразится следующим образом:
Ль =	•
где Р и Pv — фактические значения абсолютной и удельной объемной тяг двигателя; Ру& — удельная объемная тяга, приведенная к тяге Р& .
Рис. 12.6. Зависимость удельной объемной тяги от абсолютной тяги двигателей (примерный уровень): / — существующие маршевые ТРД и ТРДД (zn < 1) без форсажной камеры;
2 — существующие подъемные ТРД
Сравним по удельной объемной тяге подъемные и маршевые ТРД, выбрав для сравнения значение тяги 4000 даН, характерное для подъемных двигателей. У маршевых двигателей разных тяг удельная объемная тяга, приведенная к Ра = 4000 даН, равна 2500...3500 даН/м3, у подъемных ТРД — около 5000 даН м3, т. е. у подъемных двигателей при равной тяге объем в 1,5...2 раза меньше, чем у маршевых ТРД. Это уменьшение объема двигателя достигается в основном меньшей длиной подъемных ТРД.
Приведенные данные показывают, что подъемные двигатели достигли высокого уровня совершенства по массе и компактности конструкции.
12.3. Подъемно-маршевые двигатели
12.3 1. Выбор схемы и параметров подъемно-маршевых двигателей СВВП
Поворот вектора тяги у подъемно-маршевых двигателей на угол до 90*— 105' при взлете может осуществляться вращением всего двигателя вокруг поперечной горизонтальной оси, например, при расположении двигателей на концах крыльев. Существуют экспериментальные самолеты такого типа с ТВД. Чаще, однако, используются двигатели прямой реакции, установленные неподвижно относительно самолета, но оборудованные устройствами для по ворота вектора тяги путем отклонения реактивной струи. Эти устройства можно разделить на два типа:
1) использующие одни и те же реактивные сопла для создания горизонтальной и вертикальной тяг путем поворота реактивного сопла двигателя или путем поворота потока газа, вытекающего из неподвижного сопла (см. рис. 12.1 и 12.7, а, в):
130
2) с разветвлением реактивного сопла двигателя на раздельные реактивные сопла для создания горизонтальной и вертикальной тяги, оборудованные переключающей заслонкой (рис. 12.7,0).
Рис. 12.7. Некоторые схемы устройств для отклонения реактивной струи подъемно-маршевых двигателей (см. также рис. 12.1): а — поворотное сопло с косыми скользящими стыками (1...2 — секции, вращающиеся в противоположном направлении;
3 — секция, не вращающаяся вокруг оси;
4 — поворотные стыки); б — простое разветвляющееся сопло; в — сопло с отклоняющими створками
Использование поворотных устройств не должно вносить больших потерь полного давления при отклонении потока в вертикальном направлении и, в особенности в положении горизонтальной тяги при крейсерском полете. У поворотных сопловых устройств, показанных на рис. 12.1 и 12.7, дополнительные потери полного давления составляют 3...7% в положении вертикальной тяги и 1...3% в положении горизонтальной тяги. Кроме указанных, возникают потери тяги из-за утечек воздуха и газа в местах уплотнения поворотных устройств. Эти потери не должны превышать =1%.
Учет приведенных выше потерь тяги определяет особенности расчета характеристик подъемно-маршевых турбореактивных двигателей.
Выбор параметров подъемно-маршевых двигателей СВВП зависит от ряда факторов. В отличие от подъемных, подъемно-маршевые двигатели работают длительное время в течение всего полета самолета. Поэтому параметры термодинамического цикла подъемно-маршевых двигателей выбирают близкими к параметрам обычных маршевых двигателей горизонтально взлетающих самолетов аналогичного назначения с учетом потребных режимов работы.
431
При рассмотрении особенностей подъемно-маршевых двигателей (ПМД) следует учитывать, в составе какой силовой установки (СУ) он используется: единой СУ (один ПМД) или составной (ПД+ПМД).
При выборе параметров и типа единой подъемно маршевой, силовой установки (см. рис. 12.1) необходимо учитывать, что двигатель должен быть сильно переразмерен, т. е. должен обеспечивать значительно большую тяго-вооруженность самолета по сравнению с горизонтально взлетающими самолетами. В результате, при горизонтальном крейсерском дозвуковом полете подъемно-маршевый двигатель работает на глубоких дроссельных режимах с сильно пониженной тягой, на которых удельный расход топлива значительно возрастает (рис. 12.8, кривая 1). Потребная тяга в крейсерском дозвуковом полете зависит от типа самолета и скорости полета. Например, у вертикально взлетающего истребителя-бомбардировщика “Хариер” при скорости полета, соответствующей М = 0,6...0,9, у земли требуется тяга, равная всего 15...25% от взлетной тяги двигателей (рис. 12.8, позиция 4).
Улучшение экономичности подъемно-маршевого двигателя на дроссельных (крейсерских) режимах работы может быть достигнуто выбором улучшенных параметров термодинамического цикла двигателя, например, одновременным увеличением л* , и m в двухконтурном двигателе (рис. 12.8, кривая 2).
Более радикальное улучшение экономичности ПМД в маршевом полете возможно за счет использования устройства составной силовой установки, в которой часть вертикальной тяги при взлете создается специальными подъемными двигателями (рис. 12.2,6 и в).
Рис. 12.8. Дроссельные характеристики подъемно-маршевых двухконтурных двигателей в крейсерском дозвуковом полете у земли при М = 0,6, Н = 0:
1 - ТРДД, т=1; < = 16, Т*тех= 1350 К; 2 — ТРДД, т = 2; < = 20,
77 max= 1^50 К; 3 и 4 — обозначения см. в тексте
432
На рис. 12.8 (кривая 3) демонстрируется дроссельная характеристика НМД в составе составной силовой установки, в которой условно принято разделение взлетной тяги между подъемными и подъемно-маршевыми двигателями в соотношении: Рпд = 45%, Рчмд = 55%. Такое уменьшение размеров ПМД по тяге приводит к соответствующему уменьшению потребного дросселирования в полете и уменьшению удельного расхода топлива в дозвуковом полете на - 10... 15%.
Следует, однако, иметь в виду, что такая экономия топлива достигается установкой подъемных двигателей, что снижает полезную нагрузку и запас топлива на самолете.
В связи с требованиями длительного времени работы и низкого расхода топлива в крейсерском полете, определяющими выбор высоких термодинамических параметров (л* , Г* тах и др.), и из-за особенностей конструкции подъемно-маршевых двигателей их удельный вес должен быть выше, чем у обычных маршевых двигателей. Это связано с тем, что эти двигатели утяжеляются из-за наличия поворотных сопловых устройств с механизмами привода и силовыми элементами, устройств для отбора воздуха в газодинамическую систему управления самолетом на режимах взлета и посадки и т. п.
12.3.2. Подъемно-маршевые двигатели
для сверхзвуковых самолетов
Современные сверхзвуковые боевые самолеты должны иметь высокую тяго-вооруженность, достаточную для вертикального взлета (т. е. больше единицы). Поскольку использование форсированных двигателей при вертикальном взлете исключено, предложено два решения проблемы вертикального взлета при установке на самолете ТРДДФ:
1) Применение составной установки, в которой используются подъемные двигатели и ПМД (ТРДДФ) без форсирования при вертикальном взлете. ПМД с полным форсажем используются в маршевом сверхзвуковом полете.
По такой схеме выполнен первый сверхзвуковой палубный СВВП Як-141, оборудованный двумя ПД и одним ПМД с поворотным соплом (рис. 12.7,а), в котором размещена форсажная камера. По принципиальной компоновке двигателей Як-141 близок к самолету Як-38 (см. рис. 12.2,в).
Это решение сохраняет недостатки составной установки — избыточные массу ПД и занимаемый ими объем, что ухудшает лепно-технические данные самолета, сохраняя, однако, преимущества вертикального взлета.
2) Применение единого ПМД, работающего при взлете без форсажа, а в сверхзвуковом полете — с форсажем, обеспечивающим необходимую тяговоо-руженность самолету в боевых условиях. Эта концепция связана с отказом от функции вертикального взлета и заменой его на короткий взлет (с дистанции порядка 100 м), но с сохранением вертикальной посадки: концепция — “короткий взлет — вертикальная посадка” (КВВП).
По такому типу разрабатывается ПМД (ТРДДФ) истребителя КВВП фирмы “Боинг”, создаваемого по программе JSF. Двигатель оборудован разветвляющимся сопловым устройством, (принципиальный тип показан на рис. 12.7,6), но с двумя боковыми ответвлениями, имеющими сопла, повернутые на 90", и вращающиеся в вертикальной плоскости на угол <90 для создания вертикальной тяги, наподобие сопел на рис. 12.1. Форсажная камера расположена в центральном сопле, при взлете она перекрыта заслонками и выклю-
I 5 Б. А Крылов
433
чена. Боковые сопла осуществляют короткий взлет полностью загруженного самолета и вертикальную посадку “пустого” самолета. В боевом и маршевом полетах боковые сопла перекрыты, и двигатель работает как обычный ТРДДФ, обеспечивает самолету высокую тяговооруженность. Отказ от вертикального взлета и общее облегчение силовой установки дает самолетам КВВП заметные летно-технические преимущества.
Следует отметить, что все рассмотренные ранее СВВП с единой или составной силовой установкой (см. рис. 12.1, 12.2) могут в перегрузочном варианте осуществлять короткий взлет, а при возврате — вертикальную посадку (поэтому к ним часто применяется обозначение СВ/КВП).
12.4. Силовые установки с подъемными ту рбовентиляторами
12.4.1. Двигатели для дозвуковых СВВП
Двигатели с подъемными турбовентиляторами представляют собой агрегаты для создания вертикальной тяги, приводимые во вращение при взлете и посадке энергией отработавших газов основных маршевых двигателей, которые в этом случае выполняют роль газогенераторов. Конструктивно ротор турбовептилятора выполняется, как правило, в виде одного колеса, объединя ющего вентилятор и турбину, причем лопаточный венец турбины расположен по периферии лопаток вентилятора. К лопаткам турбины по трубопроводам и через специальную “улитку” подводится горячий газ из реактивного сопла маршевого турбореактивного двигателя, служащего в данном случае генератором газа (рис. 12.9). В результате использования одноколесной конструкции турбовентиляторы представляют собой плоские агрегаты, размещаемые внутри крыла или в фюзеляже на выдвижных и откидных платформах (см. рис. 12.2,г).
Турбореактивный двигатель (газогенератор) вместе с турбовентиляторным агрегатом по существу представляет собой двухконтурный двигатель с большой степенью двухконтурности. При его термодинамическом расчете необходимо учесть дополнительные потери полного давления в подводящих трубопроводах перед турбиной вентилятора (достигающие 8... 10%).
На рис. 12.10 показаны параметры газа, отбираемого в турбовентиляторный агрегат за турбиной турбореактивного двигателя. Свободная энергия газа LCB , т. е. работа, которую он может совершить при полном изоэнтропическом (без потерь) расширении до атмосферного давления, увеличивается при увеличении температуры газа перед турбиной и слабо зависит от степени повышения давления в компрессоре в рассмотренном диапазоне изменения .
Увеличение свободной энергии газов выгодно, так как при этом растет мощность турбовентиляторного агрегата. Однако необходимое для этого повышение температуры Т* ограничивается ростом температуры газов за турбиной, в результате которого может потребоваться усиленная теплоизоляция и охлаждение каналов, подводящих газ к турбине вентилятора, а также охлаждение ее лопаток, что сильно усложнит конструкцию и увеличит ее массу.
Эффективность турбовентилятора характеризуется степенью увеличения тяги при его включении по сравнению с исходной тягой двигателя, т. е. отношением вертикальной тяги турбовентиляторного агрегата (ТВА) Ртвл к го-
434
Рис. 12.9. Схема турбореактивного двигателя с подъемным турбовентилятор^м: а — вид сверху; б — турбовентилятор в разрезе;
1 — ТРД (газогенератор); 2 — реактивное сопло для создания горизонтальной тяги; 3 — турбовентилятор; 4 — переключающая заслонка; 5 — лопаточный венец турбины; 6 — лопатки ротора вентилятора;
7 — лопатки направляющего аппарата вентилятора
Рис. 12.10. Параметры газа за турбиной турбореактивного двигателя (газогенератора) при различных значениях степени повышения давления и температуры газа перед турбиной
(М = 0, Н = 0, Пк = 0,85; Г|* = 0,91; овх=1; = 0,95):
— л* = 10;-----------л* — 15;--------л* = 20
15*
435
ризонтальной тяге основного двигателя в стартовых условиях Р: Р ВЛ= ^ТВА Степень увеличения тяги в турбовентиляторе так же, как свободная энергия газов зависит от температуры газа перед турбиной газогенератора и почти не зависит от к* . При заданной температуре Т* , т. е. при
постоянной свободной энергии газа и постоянной работе турбины вентилятора, тяга может быть увеличена за счет повышения расхода воздуха через вентилятор (степени двухконтурности /п) при соответствующем снижении степени повышения давления в нем л* (рис. 12.11).
Рост тяги турбовентилятора при неизменном режиме работы газогенератора приводит к сильному снижению удельного расхода топлива. Удельная тяга и средняя скорость реактивной струи также сильно уменьшаются при росте т. Однако наряду с указанными положительными результатами увеличе
Рис. 12.11. Параметры турбовентиляторного агрегата в зависимости от отношения расходов воздуха в вентиляторе и газогенераторе т. Газогенератор ТРД л* - 15,
Т* = 1400 К:
* Лв opt ’ -------- л* = (0,9.,,0,95)л*ор1; О — параметры некоторых разработанных ТВА
ние расхода воздуха вызывает увеличение диаметра и массы вентилятора, которое при больших степенях двухконтурности становится более быстрым, чем рост тяги, замедляющийся в этой области. В результате удельный вес турбовентиляторного агрегата при увеличении степени двухконтурности вначале уменьшается, а затем начинает возрастать. Обычно степень двухконтурности в турбовентиляторах ограничивают величиной т - 12... 15. При этом степень повышения давления в вентиляторе получается небольшой л* = 1,15...1,3, тяга вентилятора в 2,5...3 раза превышает тягу газогенератора, а удельный расход топлива и скорость истечения реактивной струи на режиме взлета и висения оказываются существенно более низкими, чем у дру гих подъемных двигателей: Суд - 0,3 кг/даН ч, сс = 150...200 м/с. Удельный вес современных
_	/	СТВА \
турбовентиляторов ( уТВА = ъ-- I находится
'	^ТВА7
на уровне 0,08...0,1.
Возможность получения большой степени увеличения тяги в турбовентиляторных агрегатах позволяет применять на самолете маршевые двигатели (газогенераторы) небольшого размера и оптимально согласовывать требования большой взлетной вертикальной тяги и умеренной тяги в горизонтальном крейсерском полете, характерные для дозвуковых самолетов вертикального взлета и посадки.
436
12.4.2. Силовые установки с подъемными вентиляторами для сверхзвуковых КВВП
Концепция сверхзвукового КВВП,представ ленная ранее в варианте единого ПМД самолета фирмы “Боинг”, может быть выполнена в варианте подъемно-маршевой силовой установки на базе ТРДДФ с дополнительным подъемным вентилятором. Рассмотрим этот вариант на примере разрабатываемой (по той же программе JSF) фирмой Локхид Мартин силовой установки для истребителя КВВП.
Основой этой СУ служит подъемно-маршевый ТРДДФ с поворотным соплом типа представленного на рис. 12.7,а, который в боевом сверхзвуковом полете с форсажем обеспечивает самолету высокую тяговооруженность. Ротор низкого давления ТРДДФ приводным валом с муфтой сцепления соединен с двухступенчатым подъемным вентилятором, помещенным за кабиной летчика.
При коротком взлете и вертикальной посадке самолета тяга создается подъемным вентилятором и поворотным соплом двигателя, работающего без форсажа. Избыточная мощность ТНД двигателя, необходимая для привода подъемного вентилятора, обеспечивается его некоторым переразмериванием и регулированием площади критического сечения реактивного сопла.
В полете подъемный вентилятор отключается, и двигатель работает как обычный ТРДДФ.
В отличие от рассмотренного ранее подъемного турбовентилятора для дозвуковых СВВП подъемный вентилятор сверхзвукового КВВП имеет механический привод и создает только часть необходимой вертикальной тяги. Вследствие этого он может быть выполнен компактно и размещен в ограниченном пространстве фюзеляжа сверхзвукового боевого самолета.
* * л
Материал этой главы демонстрирует большое разнообразие подъемных устройств, число схем которых может быть существенно увеличено, так как были рассмотрены только базовые типы двигателей и основные тенденции.
Выбор типа силовой установки для самолетов вертикального или короткого взлета и вертикальной посадки зависит от многих факторов. Отметим из них лишь некоторые, значимые для выбора СУ:
1.	Тип самолета, его концепция (дозвуковой — сверхзвуковой; СВВП, СК/ВВП, КВВП и т.п.).
2.	Назначение (боевой с наземным или палубным базированием; транспортный; потребная величина горизонтальной тяговооруженности и т. п.).
3.	Число вертикальных взлетов и посадок (общее время “висения”) за одну операцию (требование к топливной экономичности подъемных устройств).
4.	Воздействие реактивной струи на взлетно-посадочную площадку (ВПП), возможность использования грунтовых ВПП и ряд других факторов.
Несмотря на то, что успешно эксплуатируются ряд СВВП и испытываются оригинальные экспериментальные образцы самолетов и двигателей, авиация вертикального базирования в целом переживает период становления и определения возможных областей ее применения. Устоявшихся решений в этой области пока еще нет.
437
Глава 13. ПЕУСТАНОВИВШИЕСЯ РЕЖИМЫ РАБОТЫ АВИАЦИОННЫХ ГТД
Авиационные газотурбинные двигатели при эксплуатации на самолетах работают на различных режимах, выбор которых определяется условиями полета. Изменение режима работы ГТД, как правило, производится изменением частоты вращения ротора, причем с ее увеличением возрастает и тяга двигателя. Исключение составляют некоторые ТВД, у которых можно изменять тягу при постоянной частоте вращения путем изменения угла установки лопастей винта.
Очевидно, для обеспечения хорошей маневренности самолета двигатель должен обладать способностью быстро изменять режим работы при резком перемещении летчиком рычага управления двигателем (РУД). Процесс быстрого увеличения тяги двигателя называют приемистостью. Одним из характерных случаев, когда требуется хорошая приемистость двигателя, является уход самолета на второй круг при неудавшейся посадке. Вслед за увеличением летчиком подачи топлива двигатель должен быстро увеличить тягу, чтобы самолет смог вновь разогнаться и набрать необходимую высоту.
Приемистость двигателя обычно характеризуют минимальным временем, потребным для перехода с режима малого газа на режим максимальной тяги tn , т. е. у одновального ТРД — временем раскрутки ротора от лм г до nmQV • Обратный быстрый переход от n,nav до п„ „ называют сбросом газа и характеризуют временем fc6 . Газотурбинные двигатели в силу ряда причин имеют относительно плохую приемистость (£п = 5...1О с). Сброс газа (уменьшение тяги) у этих двигателей обычно происходит достаточно быстро и, как правило, не является лимитирующим процессом.
У двигателей с форсажными камерами общее время приемистости складывается из времени раскрутки ротора и времени от включения форсажной камеры до выхода ее на максимальный режим: = tn + £ф . Эти стадии с целью сокращения общего времени могут быть частично совмещены.
Важной эксплуатационной характеристикой авиационного двигателя является также его способность к быстрому запуску с выходом на режим малого газа за короткое время. Различают запуск в стартовых условиях на земле, когда начальную раскрутку ротора двигателя производят от постороннего источника мощности (аэродромного или бортового пускового устройства), и запуск в полете, когда ротор двигателя до подачи топлива вращается под действием скоростного напора набегающего потока воздуха (режим авторотации). При этом иногда производят дополнительную подкрутку ротора с помощью пускового устройства.
В процессе приемистости, сброса газа, а также при запуске газотурбинный двигатель работает на неустановившихся режимах, при которых все параметры двигателя (частота вращения ротора, расход топлива, температура газов перед турбиной, степень повышения давления в компрессоре и т. д.) изменяются по времени. Правильный расчет двигателя на неустановившихся режимах и его проектирование с учетом требований хорошей приемистости, быстрого и надежного запуска являются важными условиями улучшения его эксплуатационных характеристик.
438
13.1.	Расчет параметров одновального ТРД на неустановившихся режимах
13.1.1.	Уравнение движения ротора ТРД
Уравнение движения ротора турбореактивного двигателя запишем в виде
(13.1)
Здесь J, — момент инерции ротора относительно оси вращения; Мг — крутящий момент, развиваемый турбиной; Мк — момент на валу компрессора; Мт — момент, требуемый для преодоления силы трения в подшипниках и для вращения агрегатов. На установившемся режиме Мт = Мк + Мт и угловая ско-
рость ротора постоянна (-т- = 0). Если же путем изменения подачи топлива в СХ L
двигатель увеличить или уменьшить момент на валу турбины, то скорость вращения ротора начнет увеличиваться или уменьшаться. Переходя к мощностям
- NK - Nm = J, co и заменяя угловую скорость частотой вращения (со = 2лп), получим
к 9 dn
N- —= 4л2	(13.2)
т г dt
dn _ &
di 4л2 Jz п ’
(13.3)
NK где	----— избыточная мощность турбины, Вт; п„ — механичес-
Пт
кий КПД.
Чем выше избыточная мощность турбины и чем меньше момент инерции ротора, тем больше ускорение его вращения. При AjVt > 0 происходит раскрутка ротора, при AjVt < 0 — замедление вращения ротора ТРД.
Время перехода с одной частоты вращения на другую (время приемистости или сброса газа) может быть найдено интегрированием уравнения (13.3):
П2
4-2 = 4^^	(13.4)
Чтобы вычислить интеграл в правой части этого уравнения, нужно знать, как изменяется избыточная мощность турбины в зависимости от частоты вращения. Определение избыточной мощности турбины является основной задачей в теории неустановившихся режимов турбореактивных двигателей. Если известно изменение ANT в зависимости от частоты вращения, то, положив в уравнении (13.4) верхний предел переменным, получим зависимость времени приемистости (сброса) до конечной частоты вращения t = f(n) при данной на
439
чальной частоте вращения . Изменение частоты вращения ротора двигателя по времени п = f(t) может быть найдено численным или графическим интегрированием выражения (13.4).
13.1.2.	Избыточная мощность турбины и изменение параметров
ТРД при приемистости и сбросе газа
Примем допущение о квазистационарности течения газов в двигателе и работы его элементов на неустановившихся режимах. Суть этого допущения заключается в следующем. Уравнения, описывающие неустановившееся (нестационарное) течение газов, отличаются от уравнений стационарного движения. Например, уравнение неразрывности в нестационарном потоке запишется в виде
- C-j + AG ,
где ДС = JJJ
массы воздуха, содержащегося в объеме V между сечениями I и 2 в единицу времени. Следовательно, расходы газа в различных сечениях двигателя при приемистости в один и тот же момент времени неодинаковы и различаются тем сильнее, чем больше объем проточной части между этими сечениями и чем быстрее изменяется по времени плотность газа в каждой точке этого объема. Аналогично изменяются и другие уравнения (энергии, количества движения).
Отмеченные газодинамические особенности нестационарных течений, а также различный прогрев деталей двигателя на установившихся и неустановившихся режимах, вызывающий изменение зазоров и условий теплообмена со стенками, должны приводить к изменению характеристик элементов: компрессора, турбины и др. (например, к снижению л* и КПД компрессора при данных п и С„ на входе, изменению отвода тепла в детали и т. п.).
В первом приближении, однако, можно допустить, что нестационарный прогрев деталей сказывается мало, а газодинамические процессы в двигателе протекают существенно быстрее, чем процессы приемистости или сброса газа. В этом случае характеристики элементов двигателя, полученные на установившихся режимах, принимаются неизменными и на неустановившихся режимах, сохраняются также известные выражения мощности компрессора, турбины, понятия КПД элементов и т. п. Таким образом, можно упрощенно представить процесс работы двигателя и его элементов на неустановившихся режимах, как ряд мгновенных установившихся (квазистационарных) состояний, для описания которых используются обычные соотношения. При более точных расчетах влияние газодинамической и тепловой нестационарности необходимо учитывать.
Избыточная мощность турбины при приемистости определяется уравнением
440
Здесь ДЬТ — избыточная удельная работа турбины (на 1 кг расхода воздуха); LT и LK — удельные работы расширения газа в турбине и сжатия воздуха в компрессоре; 6отб — относительная доля отбираемого за компрессором воздуха (например, для предотвращения помпажа, а также на охлаждение турбины). Избыточная мощность на валу двигателя при неизменной площади реактивного сопла появляется, когда температура газов перед турбиной повышается по сравнению с ее значением на установившемся режиме и при той же частоте вращения, что достигается увеличением подачи топлива в двигатель.
Изменение температуры газов перед турбиной изменяет положение линии совместной работы компрессора и турбины на характеристике компрессора. При увеличении Г* (приемистость) линия совместной работы двигателя сдвигается влево, а при уменьшении Г* (сброс) — вправо от линии установившихся режимов, соответствующей дроссельной характеристике двигателя в диапазоне изменения частоты вращения от пм г до птах (рис. 13.1). Пределами увеличения тем-
Рис. 13.1. Линии совместной работы компрессора и турбины на установившихся и переходных режимах (М = О, Н - 0): 1 — граница устойчивой работы компрессора;
2 — линия установившихся режимов; 3 — режимы работы при приемистости; 4 — режимы работы при сбросе газа
441
Рис. 13.2. Относительное изменение параметров ТРД с осевым компрессором на установившихся и неустановившихся режимах (Н = О, М = 0): ----- установившиеся режимы; -----неустановившиеся режимы;
1 — 2 — увеличение GT и Т? ограничивается срывом в компрессоре; 2—3 — ограничение предельнодопустимой Т*
пературы газов в процессе приемистости могут быть приближение к границе помпажа компрессора или чрезмерное превышение максимальной расчетной температуры газов в двигателе, влияющее на прочность турбины. Учитывая, что время приемистости относительно мало и часть этого времени двигатель работает при пониженных окружных скоростях и пониженных напряжениях от центробежных сил в деталях турбины, можно допустить некоторое превышение Trmav . Обычно при малых и умеренных частотах вращения возможность увеличения Т* лимитируется границей срыва компрессора, а при высоких — максимально допустимой величиной Т* (см. рис. 13.1).
Пределом уменьшения Г* при сбросе газа может быть срыв пламени в камере сгорания при сильном обеднении топливовоздушной смеси (см. гл. 5). В земных условиях опасность срыва пламени менее вероятна, чем при полете с малой скоростью на большой высоте, когда возможен также срыв пламени и при приемистости вследствие сильного обогащения топливовоздушной смеси в камере сгорания.
В результате изменения температуры газов и режима совместной работы компрессора и турбины на неустановившихся режимах расход воздуха и степень повышения давления в компрессоре при каждой частоте вращения ротора отличаются от значений этих параметров на установившихся режимах. При приемистости л* — выше, a G„ —ниже, чем на уста-к	в
новившяхся режимах. При сбросе газа — картина обратная (рис. 13.2).
13.1.3.	Расчет процесса приемистости ТРД в стартовых условиях
Практическими целями расчета процессов приемистости в различных условиях полета могут быть:
а)	определение времени перехода двигателя с режима малого газа на максимальный режим, т. е. оценка приемистости двигателя;
442
б)	нахождение наивыгоднейших законов подачи топлива в двигатель, дающих наименьшее время приемистости в данных условиях полета при выдерживании необходимых ограничений ( устойчивая работа компрессора, отсутствие перегрева турбины и др.);
в)	определение зависимостей частоты вращения и тяги двигателя от времени в процессе приемистости, необходимых для определения динамических свойств самолета.
Рассмотрим более подробно расчет приемистости ТРД в земных условиях при нулевой скорости полета. Будем полагать, что сопло двигателя в процессе приемистости не регулируется (Ркр = const).
Для расчета приемистости необходимо иметь характеристику компрессора с нанесенной на ней линией совместной работы при установившихся режимах от максимального до режима малого газа (см. рис. 13.1), а также характеристику турбины. Удобно предварительно нанести на характеристику компрессора линии постоянной относительной температуры газов Т'/Тц = const или линии Т*/Т* П1ЯХ = const (см. разд. 8.2).
Далее расчет проводится в следующем порядке.
1.	Па характеристику компрессора наносится линия совместных режимов работы компрессора и турбины при максимальной приемистости. Для этого в области высоких частот вращения указанным выше способом проводят линию постоянного отношения температур Г* П/Т* = const, где Г* п = Т? шлх + (100...150 К)
— предельно допустимая температура газов при приемистости.
При пониженных частотах вращения, когда режимы приемистости обыч но ограничиваются но температурой газов, а устойчивостью компрессора, линию совместной работы ведут вдоль границы срыва, выдерживая необходимый запас устойчивости:
___________ЕЕ
п
- 1 100% = 5...7% .
Здесь индекс “гр” обозначает параметры на границе срыва, индекс “п” — параметры на линии режимов приемистости при одинаковых частотах вращения ппр .
2.	Рассчитывается зависимость л* = /(л^) методами, указанными в гл. 8, или используется такая зависимость, полученная ранее для установившихся режимов.
3.	В области, где повышение температуры газов ограничивается возможностью помпажа, необходимо определить допустимые значения Т* при приемистости. Для этого используют расходную характеристику турбины (см. гл. 4). Линия режимов совместной работы при приемистости на характеристике компрессора дает нам необходимые величины л* , GB при каждом значении п. Следовательно, известны значения = Лу л* , Gr = (1 + <?т) (1 -§отб)Св> < =
443
и р* = окс р* . Допустимые температуры газа перед турбиной при приемистое
ти определяются зависимостью
'то г £г Ро rn₽Gr \	7
где Gr пр = /(л*) — определяется по расходной характеристике турбины.
Поскольку Gr пр в общем случае зависит также от параметра п/‘'!т* , а величина Т* заранее неизвестна, требуются последовательные приближения. Решение облегчается слабой зависимостью Gr пр от п/^Т* .
Величины <?т , ^отб » °кс задаются приближенно по аналогии с установившимися режимами.
4.	Теперь, когда известна Т* вдоль всей линии режимов приемистости на
характеристике компрессора, можно для каждой точки этой линии (л* , GB , л) определить удельную работу турбины Lr по характеристике турбины для данных л* = /(л£) и п/^Т* или расчетом, задаваясь КПД турбины или определяя его по характеристике.
5.	Избыточная мощность турбины ANT определяется по уравнению (13.5), а время приемистости — графическим интегрированием уравнения (13.4), как это будет показано ниже.
Если в процессе приемистости двигателя изменяется площадь критического сечения реактивного сопла (например, при раскрытии сопла для убыстрения приемистости, см. разд. 2 этой главы), то рассчитывается новая зависимость л* = /(л^-) , соответствующая новому значению FKp . В остальном расчет проводится по изложенной выше методике.
Примерное изменение избыточной мощности турбины ТРД с осевым компрессором при Н = О, Мп = 0 показано на рис. 13.3,а. Изменение других параметров этого двигателя при приемистости и на установившихся режимах было показано на рис. 13.2. При низких частотах вращения AjVt мало из-за небольших значений расхода воздуха и степени повышения давления в двигателе, а также из-за противопомпажных ограничений повышения температуры газов. При средних частотах вращения ЛЛ;Т заметно увеличивается, так как растут GB , л* и Т* П/Т*уст . При больших частотах вращения избыточная мощность турбины снова уменьшается из-за приближения температуры газов при приемистости к значениям Т’ на установившихся режимах.
Интересно, что максимальная избыточная мощность турбины, используемая для раскрутки двигателя, в данном примере достигает при n/nmax ~ 0,85 наибольшее значения ~ 13% от максимальной мощности турбины двигателя на максимальном установившемся режиме NTV-T„1<>V, а средняя избыточная A	И’ЙЛ
мощность турбины при приемистости равна ~ 5%.
444
ДЛ?Т.%
0,4	0.6	0.8^ , fl 0.4 0,6	0,8 ft n
птлх	rtm»x
a)	6)
Рис. 13.3. Изменение избыточной мощности турбины ТРД с осевым компрессором в зависимости от частоты вращения ротора при приемистости (а); графическое определение времени приемистости (б).
Избыточная мощность турбины отнесена к ее мощности на максимально установившемся режиме NT уст тах
Зная зависимость ANT от п, можно построить график изменения подынтегральной величины в (13.4) от частоты вращения п:
dn ~ AN.
= f(n)
или, используя относительные частоты вращения п = —-— (рис. 13.3,6): лшах
n
df .22
dn ~ 4л п»«ах ~ 2 д N,
п птах
(13.6)
Время приемистости вестном моменте инерции графически
как площадь
двигателя при из-ротора определяется под кривой (13.6):
dl dn
п rtmax
(рис. 13.3,6).
может быть найдено время рас-любой промежуточной частоты
Так же крутки до вращения. В результате определяют кривую изменения частоты вращения ротора по времени при приемистости (рис. 13.4).
По известному изменению параметров двигателя может быть последовательно для всех моментов времени определено изменение его тяги, а также расходов топлива, потребных для осуществления такой приемистости.
Характерная особенность протекания процесса приемистости ТРД заключается в мед-
ленном ускорении вращения в начале и быстром мени приемистости с некоторым замедлением в конце его, что
Рис. 13.4. Относительное изменение частоты вращения и тяги по времени при приемистости ТРД с осевым компрессором в стартовых
условиях
ускорении в
середине вре-связано с от-
445
меченным выше характером изменения избыточной мощности турбины. Малое значение при низких частотах вращения и относительно большие моменты инерции роторов приводят к тому, что ТРД обладают сравнительно большим временем приемистости. Особенно неблагоприятно изменяется при приемистости тяга ТРД (рис. 13.4). Большую часть времени приемистости тяга изменяется незначительно и лишь в конце быстро нарастает до максимальной величины. Такой характер изменения тяги ТРД при приемистости отрицательно сказывается на маневренности самолета. Отмеченные отрица тельные динамические качества ТРД делают задачу улучшения его приемистости весьма острой.
13.1.4.	Особенности расчета приемистости ТРД в полете
В гл. 8 было показано, что линия установившихся режимов работы на характеристике компрессора при увеличении скорости полета изменяется в области низких приведенных частот вращения, где в реактивном сопле двигателя наблюдается докритический перепад давления. Увеличение скорости полета приводит здесь к росту приведенного расхода воздуха через двигатель при л = const и к уменьшению относительной температуры газа Т*/7^ на установившихся режимах его работы до тех пор, пока в реактивном сопле не установится критический перепад давления вследствие роста суммарной степени повышения давления в двигателе = Пу л* (рис. 13.5). При известных в данных условиях полета параметрах двигателя на линии установившихся режимов (которая должна быть заранее определена) процесс приемистости может быть рассчитан так же, как и при Мп = 0. Порядок расчета остается прежним. Линию режимов приемистости на характеристике компрессора при этом можно выбрать так же, как и при Мп = 0 (рис. 13.5).
Рис. 13.5. Линии совместной работы компрессора и турбины на характеристике компрессора ТРД с нерегулируемым соплом в статических условиях и в полете: 1 — линии установившихся режимов при критическом перепаде в реактивном сопле;
2 — линии установившихся режимов при различных числах Мп (докритический перепад в реактивном сопле при пониженных п);
3 — возможное протекание линии режимов приемистости (Мп - var; Н - var)
Однако начальная и конечная точки линии режимов приемистости (по физическим и приведенным частотам вращения) в зависимости от высоты и скорости полета (Г* , р* = var) могут измениться в соответствии с выбранным
446
законом регулирования двигателя на режимах максимальной тяги и малого газа (см. разд. 13.2). Кроме того, следует учитывать, что если режимы приемистости в области высоких частот вращения во всех случаях вести вдоль одной линии Г* jj/T* = const на характеристике компрессора, то фактическая температура Г* п может отличаться от выбранной в статических земных условиях предельной величины Т* п из-за изменения Т* в полете. Поэтому при Т* > 288 К может оказаться необходимым специальное ограничение температуры газов допустимой величиной Т* п . В этом случае линия режимов приемистости на характеристике компрессора понизится (на участке ограничения), так как уменьшится отношение Т*п/Т^.
Вследствие удаления линии рабочих установившихся режимов от границы срыва при сохранении положения линии неустановившихся режимов процесс приемистости в начальной стадии (в области низких приведенных частот вращения) при большей скорости полета проходит более интенсивно, так как увеличивается отношение температур 7** П/Т£ т .
13.1.5.	Расчет процесса сброса газа
Расчет процесса сброса газа принципиально не отличается от расчета приемистости ТРД и может быть произведен с помощью тех же уравнений (13.5), (13.4), в которых ANT — отрицательная величина. Закономерности изменения частоты вращения при сбросе газа и приемистости противоположны: при сбросе вначале частота вращения уменьшается быстро, а затем этот процесс замедляется. Как и при приемистости, это связано с характером изменения абсолютных значений A2VT в области больших и малых частот вращения.
13.2.	Приемистость одновального ТРД и способы ее улучшения
На приемистость ТРД влияют условия, в которых он работает (температура и давление атмосферного воздуха, скорость полета), а также некоторые конструктивные и эксплуатационные его параметры (например, размер двигателя, момент инерции его ротора, относительная частота вращения на режиме малого газа и др.). Влияние этих факторов рассмотрим на простейшем примере одновального турбореактивного двигателя, введя понятие обобщенной характеристики приемистости.
13.2.1.	Обобщенная характеристика приемистости
В гл. 8 было показано, что подобие установившихся режимов работы ТРД характеризуется постоянством двух параметров подобия: Мп и приведенной частоты вращения п ^Т0/Тн . Поскольку при приемистости ТРД условие равенства работ компрессора и турбины снимается, в двигателе появляется дополнительная степень свободы, и для определения подобных режимов работы
447
к указанным параметрам необходимо добавить третий приведенный параметр, например, относительную температуру газов перед турбиной Тг П/Тн или приведенный расход топлива: GTIip = Пг GT ( ~	, которые могут быть при
Рв
приемистости заданы произвольно, независимо от первых двух параметров подобия (М и лцр). Так же, как и уравнение связи параметров ТРД на установившихся режимах уравнение движения ротора (13.3) можно выразить через приведенные к стандартным атмосферным условиям параметры, приведя запись к следующему виду:
г/4 = 4 л2 J,-----Е— dn__ 
пр 2 д га пр
т.пр
(13.7)
Здесь п пр = п
То	Ро IР о
— — приведенная частота вращения, a A.V_ = AN —	— —
К	Рв К
приведенная избыточная мощность турбины, выражение которой может быть получено из (13.5), если учесть формулы приведения расхода воздуха
в.пр
^т.пр
и удельных работ сжатия и расширения = LK
Для получения в правой части уравнения (13.7) приведенных параметров частоты вращения и избыточной мощности турбины нам пришлось в левой части уравнения образовать новый параметр
(13.8)
который по аналогии с другими можно назвать приведенным временем переходного процесса в ТРД. Выражение (13.7) представляет собой обобщенное уравнение движения ротора.
Если вести процессы приемистости ТРД так, чтобы в различных атмосферных условиях (но при Мп = const) выдерживался одинаковый закон изменения относительной температуры газа перед турбиной по приведенной частоте вращения Т* П/Т’ = /(лпр) (т. е. если двигаться вдоль одной и той же линии режимов на характеристике компрессора), то правая часть уравнения (13.7) будет изменяться во всех случаях одинаково и при интегрировании этого уравнения мы получим одну обобщенную характеристику приемистое ти конкретного ТРД, т. е. единую зависимость приведенной частоты вращения от приведенного времени, справедливую при всех атмосферных условиях, в которых может работать данный двигатель. На рис. 13.6 показан пример такой характеристики для ТРД с осевым компрессором, параметры которого даны на рис. 13.1 (начало шкалы времени на рис. 13.6 условно совмещено с
448
Рис. 13.6. Обобщенная характеристика приемистости турбореактивного двигателя с осевым компрессором (Ми = 0)
точкой ппр = 0,4). Пользуясь обобщенной характеристикой и понятием приведенного времени приемистости, можно наглядно проанализировать влияние различных параметров на приемистость ТРД.
13.2.2.	Влияние начальной частоты вращения на время приемистости ТРД
Характер протекания кривых приемистости ТРД (см. рис. 13.4 и 13.6) показывает, что наиболее медленно ротор ТРД раскручивается при низких частотах вращения, когда расход воздуха через двигатель и избыточная работа турбины малы. Поэтому увеличение начальной частоты вращения сильно уменьшает время приемистости ТРД. В приведенном на рис. 13.6 примере увеличение начальной частоты вращения до йпр = 0,5, т. е. исключение участка раскрутки от ппр = 0,4 до 0,5, уменьшает время приемистости до ппр = 1 в стандартных условиях с 7,2 до 4 с. Однако произвольно повышать частоту вращения на режиме малого газа нельзя, так как она выбирается из условий получения минимальной тяги двигателя при работе на земле (З...6% от Ртах). Обычно у одновальных турбореактивных двигателей частота вращения ротора на режиме малого газа в земных условиях лежит в пределах 35... 50% от максимальной частоты вращения. Ниже будут рассмотрены некоторые возможности увеличения частоты вращения на режиме малого газа для улучшения приемистости ТРД.
13.2	3. Влияние высоты и скорости полета на время приемистости ТРД
Зависимость фактического времени приемистости ТРД от приведенного времени согласно (13.8) выразится следующим образом:
t =t	Ll
п 1п.пр	•	О’
Рв	1 о
(13.9)
Влияние высоты полета. Предположим, что топливный регулятор при любых атмосферных условиях регулирует подачу топлива так, чтобы выдерживалась обобщенная характеристика приемистости двигателя. Тогда при приемистости в одинаковом диапазоне изменения приведенной частоты вращения Д«пр = idem (т. е. при *п пр = idem) согласно (13.8) с подъемом на высоту фактическое время приемистости ТРД будет увеличиваться при уменьшении атмосферного давления обратно пропорционально ему и уменьшаться
449
пропорционально корню из Тн . Фактически это может быть объяснено тем, что в первом случае уменьшается избыточный крутящий момент на валу, пропорциональный давлению воздуха, а во втором — тем, что при росте температуры воздуха растет диапазон изменения физической частоты вращения Д п, пропорциональный корню квадратному из 7*н при Д нпр = const.
В действительности влияние высоты полета на приемистость ТРД осложняется еще и тем, что при изменении Т* и частота вращения на режиме малого газа изменяется в зависимости от способа регулирования подачи топлива на этом режиме. Некоторые топливные регуляторы при установке дроссельного крана на упоре малого газа или при включении клапана минимального давления (при очень низких р*) обеспечивают постоянный расход топлива. Поэтому уменьшение р* приводит к увеличению частоты вращения на режиме малого газа (рис. 13.7), за исключением участка 2, на рис. 13.7, на котором центробежный регулятор поддерживает, пм г= const.
Величина пм г на очень больших высотах может приближаться к максимально допустимым для данного двигателя значениям частоты вращения. При изменении высоты полета влияние уменьшающегося давления оказывается преобладающим, и приемистость ТРД с подъемом на высоту (при постоянном Мп) заметно ухудшается, несмотря на то, что частота вращения на режиме малого газа увеличивается и значительно сокращается диапазон изменения частоты вращения при приемистости.
Рис. 13.7. Типичное изменение частоты вращения на режиме малого газа ТРД по высоте полета (Мп = const):
1 — ограничение GT м r = const дроссельным краном, стоящим на упоре малого газа;
2 — расход топлива регулируется центробежным регулятором частоты вращения (лн — частота вращения начала автоматического регулирования);
3 — ограничение GTniin= const клапаном минимального давления подачи топлива
450
Влияние скорости полета на процесс приемистости ТРД оказывается более сложным. Как указывалось в предыдущем разделе, при увеличении Мп линия рабочих установившихся режимов на характеристике компрессора в области пониженных частот вращения располагается дальше от границы помпажа, что позволяет в этой области вести приемистость двигателя более интенсивно (см. рис. 13.5). При более высоких частотах вращения, когда в реактивном сопле ТРД устанавливается критический перепад давлений, взаимное расположение линий режимов приемистости и установившихся режимов на характеристике компрессора не зависит от скорости полета (если нет ограничения Т*п при Т'п > 288 К). Указанная особенность приводит к тому, что обобщенная характеристика приемистости ппр = Л<пр) при Мп > 0 в области пониженных значений ппр проходит более круто (тем круче, чем больше Мп ), а при высоких значениях ппр от числа Мп не зависит. Это приводит к расслоению обобщенных кривых при пониженных частотах вращения в зависимости от числа Мп (рис. 13.8). Таким образом, увеличение скорости полета приводит к тому, что ротор ТРД в области пониженных частот вращения раскручивается быстрее.
Вторым фактором, влияющим на приемистость ТРД, является возможное изменение частоты вращения на режиме малого газа при увеличении скорости полета (рис. 13.8, кривая I).
Рис. 13-8. Обобщенные характеристики приемистости ТРД при различных скоростях полета (Мп3 > Мп2 > Мп1 > 0):
1 — режим малого газа (GTMr= const, Н - 0);
2 — приемистость при критическом перепаде в реактивном сопле;
3 — приведенное время приемистости в статических условиях (Мп = 0);
4 — приведенное время приемистости в полете при Мп = Мп2 (Н = 0)
Кроме того, при увеличении Мп вследствие роста температуры торможе-т*
ния воздуха 1 н снижается максимальная приведенная частота вращения, до
451
которой раскручивается ротор двигателя (при постоянной максимальной физической частоте вращения, ишах = const). В результате диапазон необходимо-
го изменения приведенных частот
Рис. 13.9. Приемистость ТРД на земле и в полете:
1 — Н = О, М„ = 0;
2 — Н = 0, Мп = 0,65;
3 — Н = 11 км, Мп = 0.65
вращения, а следовательно, и приведенное время приемистости сокращаются. Наконец, следует учесть, что действительное время приемистости (13.9) при увеличении Мп уменьшается из-за роста полного давления воздуха перед двигателем р* . Возрастание при этом температуры торможения не компенсирует влияние давления.
Совместное влияние перечисленных факторов приводит к тому, что приемистость ТРД заметно улучшается при увеличении скорости полета на заданной высоте. На рис. 13.9 показан примерный характер протекания приемистости ТРД в земных статических условиях и при поле
те с одинаковым числом Мп у земли и на высоте 11 км.
13.2.4.	Влияние момента инерции и размеров двигателя на время приемистости
Как следует из (13.4), момент инерции ротора ТРД прямо влияет на приемистость двигателя. Момент инерции ротора ТРД относительно оси вращения z может быть выражен суммой интегралов Jz = Jr3 dM, где dM — i
элемент массы i-й детали ротора; г — расстояние от него до оси вращения. Переходя к объемам и используя цилиндрические координаты (<р, г, а), получим
< = Z Pi Pdr=X Pi
i	i V.
£
где p; — плотность материала z-й детали ротора. Относя все линейные размеры к одному характерному размеру (например, диаметру двигателя D), имеем
J, = D5^ р,- fff73dFcfzd<p . ‘ vt
Отсюда следует, что если рассматривать семейство полностью геометрически подобных двигателей, соответствующие детали которых выполнены из одинаковых материалов, то моменты инерции их роторов будут пропорциональны характерному размеру (диаметру) двигателя в пятой степени:
Jz = cD5.	(13.10)
С другой стороны, расход воздуха и избыточная мощность турбины при разгоне у таких двигателей пропорциональны квадрату диаметра, а частоты 452
вращения (при условии равенства окружных скоростей) обратно пропорциональны диаметру:
ДУ, - G = с D2 * U
При таких условиях время приемистости подобных двигателей между двумя сходственными режимами (например, режимами малого газа и максимальным) оказывается, согласно выражению (13.4), прямо пропорциональным диаметру двигателя:
(13.11)
Полученную зависимость следует рассматривать лишь как упрощенное выражение тенденции некоторого ухудшения приемистости двигателей большого размера. В действительности геометрического подобия двигателей не наблюдается. Различающиеся по размерам двигатели имеют, как правило, различные конструктивные схемы и параметры; кроме того, момент инерции даже в однотипных конструкциях слабее зависит от размера, чем по теоретической зависимости (13.10).
Можно приближенно считать, что момент инерции пропорционален квадрату расхода воздуха через двигатель, т. е. Jz/G2q ~ const или J2/D* ~ const. Be-личина Jz/Gkq зависит от числа ступеней турбокомпрессора, т. е. от степени повышения давления в двигателе, а также от конструктивного совершенства его элементов. Для находящихся в эксплуатации турбореактивных двигателей небольших и средних размеров (Gb0 = 20...150 кг/с), имеющих л* =6...12 и
тать характерными следующие величины относительного момента инерции:
Jz/Gb0 = (1»б...З)  10" 3 м2с2/кг .
(13.12)
13.2.5.	Пути улучшения приемистости ТРД
1)	Уменьшение момента инерции. Прямая зависимость времени раскрутки от момента инерции ротора ТРД позволяет значительно улучшить его приемистость. Наблюдается постоянная тенденция существенного облегчения авиационных газотурбинных двигателей за счет использования аэродинамически более совершенных элементов, улучшения их конструкции и применения материалов с повышенной удельной прочностью. Все это приводит и к уменьшению моментов инерции роторов двигателей, несмотря на рост такого параметра, как л* , и улучшает приемистость перспективных двигателей.
2)	Увеличение начальной частоты вращения. Существует несколько способов увеличения частоты вращения на режиме малого газа в земных условиях при сохранении неизменным допустимого минимального уровня тяги двигателя (З...6% от Ртах). Рассмотрим некоторые из них.
453
При раскрытии регулируемого реактивного сопла можно снизить тягу при постоянной частоте вращения ротора ТРД. Восстанавливая минимально допустимый уровень тяги, можно существенно увеличить частоту вращения на режиме малого газа.
В двигателях с поворотными направляющими аппаратами осевого компрессора дроссельные режимы с пониженной тягой можно получать в результате сильного уменьшения расхода воздуха при относительно небольшом изменении частоты вращения. Такое регулирование позволяет устанавливать режим малого газа при относительной частоте вращения лм.,У«П1ах = 60...70% вместо 35.-.50% у обычных ТРД, что м^жет сократить время приемистости двигателя более чем в два раза.
3)	Увеличение избыточной мощности турбины может достигаться в первую очередь повышением температуры газов перед турбиной, точнее ее относительного избытка при раскрутке ротора Д7^ = ДТ*/Т* уст . Однако это требует увеличения используемого при приемистости запаса устойчивости компрессора. Расширение зоны устойчивой работы компрессора в области малых частот вращения достигается обычно специальными средствами регулирования компрессора (поворотными направляющими аппаратами, выпуском воздуха из промежуточных ступеней и др.). Другим радикальным способом увеличения избыточной мощности турбины является использование регулируемого реактивного сопла, максимально раскрытого в процессе приемистости и прикрываемого в конце его для получения максимальной тяги. Как указывалось в гл. 8, раскрытие сопла приводит к снижению температуры газов на установившихся дроссельных режимах и к увеличению запасов устойчивости компрессора одновального ТРД. Следовательно, достигая прежних значений температур газа при приемистости (лимитируемых устойчивостью компрессора или перегревом лопаток), можно существенно увеличить ДТ* и избыточную мощность турбины. Время приемистости при этом сокращается еще и потому, что частота вращения на режиме малого газа при раскрытом сопле, как указывалось, может быть увеличена (рис. 13.10).
#/ Птах
Рис. 13.10. Влияние регулируемого реактивного сопла на время приемистости ТРД:
1 — сопло нерегулируемое, FKp = const;
2 — сопло раскрыто при п < 0,9, ДРкр=15%
4)	Регулирование подачи топлива в двигатель при приемистости вместе с регулированием элементов компрессора, реактивного сопла, если такие возможности предусмотрены в конструкции двигателя, должно обеспечить реализацию рассмотренных выше свойств двигателя на переходных режимах с целью получения оптимальных динамических характеристик ТРД в эксплуатации.
454
Автоматы приемистости должны обеспечивать возможно более быструю раскрутку двигателя без перегрева турбины и попадания компрессора в зону неустойчивой работы в любых условиях полета, независимо от скорости перемещения летчиком рычага управления двигателем. Совершенный автомат должен регулировать в процессе приемистости рост приведенного расхода топлива по приведенной частоте вращения вдоль установленной заранее оптимальной кривой независимо от внешних атмосферных условий, высоты и скорости полета, начального режима работы двигателя, а также осуществлять необходимое регулирование компрессора, реактивного сопла, т. е. во всех случаях должен обеспечивать наилучшую приемистость (рис. 13.11).
ппр
Рис. 13.11. Зависимость приведенного расхода топлива от приведенной частоты вращения ротора ТРД:
1	— рабочие установившиеся режимы при полете с различными Мп ;
2	— предельные расходы, соответствующие границе устойчивой работы компрессора;
3	— линия оптимального процесса приемистости
Помимо указанных выше функций регулирования приемистости двигателя система автоматики ТРД должна обеспечивать замедленное уменьшение расхода топлива при сбросе газа, для того чтобы предотвратить срыв пламени в камере сгорания при резком перемещении сектора газа. Степень замедления выбирается в зависимости от срывных характеристик камеры сгорания в земных и высотных условиях.
13.3.	Особенности переходных режимов
двухвальных ТРД
Динамические процессы в двухвальных ТРД существенно отличаются от процесса приемистости или сброса газа одновального ТРД. В двухвальных двигателях эти процессы протекают значительно сложнее из-за наличия двух механически не связанных роторов, вращающихся с разной скоростью, между которыми существует только газодинамическая связь.
Уравнение (13.3) движения ротора одновального ТРД применимо к каждому из роторов двухвального ТРД в отдельности, а время их раскрутки может быть найдено интегрированием этого уравнения в собственном диапазоне изменения частот вращения при известных моментах инерции роторов (13.4). Однако при определении избыточной мощности турбин роторов, входящей в уравнение движения (13.3), должно быть учтено их газодинамическое взаимодействие, сущность которого объясняется ниже. Для двухвальных ТРД характерна разная частота вращения роторов на максимальном и дроссельных режимах. Это так называемое “скольжение” роторов, которое можно
455
выразить отношением частот вращения роторов высокого и низкого давлений, у ТРД на максимальном режиме работы составляет величину порядка
вд™?х _ 12...1,35. При дросселировании двухьального ТРД скольжение ро-лнд шах
торов увеличивается, что является органическим свойством этого двигателя
(см. гл. 8). Отношение частот вращения роторов возрастает на режиме малого п
газа до —— =2...2,5 и выше. Это приводит к тому, что относительная частота пнд
— ^м.г
вращения на режиме малого газа пм г = ----- и ротора низкого давления намно-
Пшах
го меньше, чем у ротора высокого давления: пндм г = 0,3...0,35; пъдм г = 0,5...0,6.
Как мы видели в разд. 13.2, величина относительной частоты вращения на режиме малого газа очень сильно влияет на время раскрутки ТРД. В этом отношении ротор низкого
пвд/^нд
Рис. 13.12. Скольжение риторов двухвального ТРД: 1 — установившиеся дроссельные режимы;
2 — приемистость;
3 — сброс газа
давления оказывается в неблагоприятном положении. Наблюдаемая на практике более медленная раскрутка ротора низкого давления по сравнению с раскруткой ротора высокого давления объясняется, главным образом, разницей начальных частот вращения этих роторов, а также уменьшением относительной мощности турбины низкого давления при пониженных частотах вращения. Такой характер нарастания частоты вращения роторов двухвального ТРД приводит к тому, что скольжение роторов при приемистости сильно отличается от скольжения на установившихся режимах (рис. 13.12).
Увеличение скольжения, связанное с замедленной раскруткой ротора низкого давления, приводит к повышению запаса устойчивости его компрессора, что позволяет увеличить температуру газов и сократить общее время приемистости двухвального ТРД. Это свойство двухвального ТРД следует из уравнения ба-низкого давления и первый сопловой аппарат
ланса расхода через компрессор турбины (см. гл.8):
нд) const Дк нд 7СК вд
(13.13)
Если второй ротор раскручивается быстрее и скольжение увеличивается пс сравнению с соответствующим установившимся режимом, то л* Вд в (13.13) растет быстрее л* нд и относительная плотность тока (или приведенный расход воздуха) на входе в первый компрессор при данном п*д пр растет, увеличивая запас его устойчивости. Сохраняя тот же запас устойчивости компрес-456
сора низкого давления при приемистости, можно увеличить согласно (13.13) температуру газов.
При быстром сбросе газа двухвального ТРД наблюдаются противоположные явления. Частота вращения ротора низкого давления уменьшается, и скольжение роторов (отношение лвд /пнд) нарастает, однако не в такой степени, как при медленном (равновесном) уменьшении частоты вращения (см. рис. 13.12). Более медленное снижение частоты вращения ротора низкого давления при сбросе газа по сравнению с установившимися дроссельными режимами, особенно заметное при относительно больших моментах инерции его, может при вести, согласно (13.13), к недопустимому уменьшению запасов устойчивости компрессора низкого давления. Эта особенность может оказаться дополнительным фактором, ограничивающим скорость уменьшения подачи топлива при сбросе газа, и должна учитываться при проектировании системы автоматического регулирования двигателя.
Сущность газодинамического взаимодействия роторов двухвального ТРД на неустановившихся режимах заключается в следующем. Степени понижения давления в турбинах высокого и низкого давления, а следовательно, и отношение их мощностей, являются функцией только суммарной степени повышения давления в двигателе, создаваемой обоими каскадами компрессора. В то же время мощности, потребляемые соответствующими каскадами компрессора, изменяются из-за переменного скольжения. В процессе приемистости каскад высокого давления опережает каскад низкого давления и относительная величина мощности, потребляемой им, возрастает, в то время как отношение мощностей турбин сохраняется. В результате отстающий ротор низкого давления замедляет раскрутку ротора высокого давления, отбирая часть общей мощности турбины, и наоборот, быстрее раскручивающийся ротор высокого давления ускоряет вращение отстающего ротора низкого давления посредством увеличения мощности его турбины, увеличивая общее л* всего компрессора. Такое взаимодействие роторов уменьшает рассогласование их частот вращения при приемистости или сбросе газа и сближает их динамические характеристики.
При расчете переходных режимов двухвальных ТРД приходится применять методы совместного интегрирования уравнений движения обоих роторов с учетом их газодинамического взаимодействия.
Общее время приемистости двухвального ТРД оказывается, как правило, несколько меныпим времени приемистости близкого к нему по параметрам рабочего процесса одновального ТРД, без широкого регулируемого компрессора или других устройств для существенного повышения частоты вращения на режиме малого газа. Это объясняется большими запасами устойчивости компрессора двухвального ТРД, более быстрой раскруткой облегченного внутреннего ротора и другими факторами.
13.4.	Запуск газотурбинных двигателей в стартовых условиях
13.4.1.	Последовательность запуска ГТД
Существует минимальная частота вращения ротора пт,п , при которой возможна самостоятельная работа газотурбинного двигателя. В гл. 8 показано, что при дросселировании двигателя от nmax температура газов сначала 457
уменьшается, а затем, вследствие ухудшения КПД компрессора и турбины и снижения л* „„ начинает вновь расти. Минимальная частота вращения может быть определена, например, условием равенства температуры газов перед турбиной максимально допустимой величине Т* тах .
В ТРД с осевым компрессором может составлять 15...20% от nmax , т. е.
она существенно меньше частоты вращения на режиме малого газа, на котором возможна продолжительная работа двигателя при пониженной температуре газа перед турбиной без перегрева. Следовательно, запуск газотурбинного двигателя требует первоначальной его раскрутки от постороннего источника мощности (пускового устройства или стартера).
Процесс запуска газотурбинного двигателя состоит из следующих трех
этапов:
1.	Раскрутка ротора пусковым устройством без подачи топлива в двигатель (до некоторой частоты вращения < nmin).
2.	Совместная работа пускового устройства и турбины двигателя после по
дачи топлива в камеры сгорания и его воспламенения.
3.	Самостоятельная раскрутка двигателя от частоты вращения, при кото
Рис. 13.13. Диаграмма крутящих моментов при запуске ТРД
рой отключается стартер, n2 > nmin до режима малого газа лм г .
Характер кривых крутящих моментов в процессе запуска одновального ТРД показан на рис. 13.13. Крутящий момент и частота вращения стартера на графике приведены к частоте вращения ротора двигателя с учетом передаточного числа редуктора. Величины всех моментов отнесены к моменту турбины на режиме малого газа. На первом этапе пусковое устройство преодолевает момент сопротивления ротора (МП у > Мсопр). При частоте вращения в камеры сгорания двигателя подается топливо, которое воспламеняется специальными пусковыми воспламенителями. Мощность пускового устройства и частоту вращения п^ , при которой подается топливо, выбирают так, чтобы выполнялось условие Л1 < пх (лх — конечная частота вращения при “холодной” прокрутке двигателя от пускового устройства), иначе запуск станет невозможным. Обычно П} = (0,5...0,85) пх . После подачи топлива мощность турбины начинает возрастать, и при некоторой частоте вращения (на рис. 13.13 при п > 0,18) на валу
двигателя появляется положительный избыточный момент турбины ДМТ . Од
нако для ускорения запуска пусковое устройство отключают при значительно
458
большей частоте вращения п2 » когда избыточный момент турбины достигает заметной величины, сравнимой с моментом стартера в начальный момент запуска. Заштрихованная область на рис. 13.13 соответствует моментам, идущим непосредственно на ускорение вращения ротора двигателя на разных этапах его запуска. В двухвальных одноконтурных и двухконтурных двигателях с помощью пускового устройства раскручивают один из роторов — как правило, ротор высокого давления. Характерные частоты вращения при запуске имеют у выполненных ТРД и ТРДД примерно следующие значения (по отношению к максимальной частоте вращения): подача топлива пг = 0,08. ..0,15; отключение пускового устройства п2 = 0,25...0,4. Большие значения здесь относятся к двухвальным двигателям, имеющим повышенные частоты вращения ротора высокого давления на режиме малого газа. Характерные частоты вращения при запуске изменяются в более узких пределах, если их отнести к соответствующим частотам вращения на режиме малого газа:
//Il	? П п
п, =—— = 0,2...0,25 ;	п9 = —— = 0,6...0,8 .
*м.г	™м.г
13.4.2.	Пусковые устройства (стартеры)
Существует несколько видов пусковых устройств, используемых для раскрутки газотурбинных двигателей. Различают автономные пусковые системы (источник энергии для питания пускового устройства находится на борту самолета) и неавтономные системы, требующие подвода энергии от постороннего аэродромного источника.
Для запуска малоразмерных двигателей используются электрические стартеры. Большую мощность при сравнительно низком удельном весе могут иметь турбокомпрессорные стартеры, представляющие собой небольшие ГТД со свободной турбиной, вращающей через редуктор ротор двигателя. Дополнительное преимущество такого стартера заключается в том, что он может быть соединен с электрогенератором и использован в качестве автономного бортового источника энергии, необходимой, например, для подготовки самолета к вылету (стартер-генератор). Наименьший удельный вес при достаточно высоких мощностях имеют воздушные турбостартеры, однако для их работы необходим источник сжатого воздуха (350...450 кПа) на борту самолета или на аэродроме. Для ускоренного автономного запуска могут быть использованы легкие, малогабаритные и мощные топливовоздушные или твердотопливные турбостартеры, которые работают на жидком горючем и сжатом воздухе в качестве окислителя, или от шашки твердого топлива, включающего компоненты горючего и окислителя.
Характерной особенностью всех рассмотренных типов турбостартеров является практически прямолинейная зависимость крутящего момента от частоты вращения ротора двигателя (рис. 13.14). У топливовоздушного и твердотопливного турбостартеров момент слабо изменяется по частоте вращения, а у пусковых устройств других типов — заметно уменьшается. В общем случае крутящий момент пускового устройства может быть выражен простой зависимостью
Mn.y=Mn.yO-°n.	(13.14)
459
где Мп у0 — крутящий момент стартера при п = 0; п — частота вращения ротора двигателя; а — коэффициент, зависящий от типа применяемого пускового устройства.
Рис. 13.14. Характерное протекание крутящего момента пусковых устройств по частоте вращения: -------------- турбостартер топливовоздушный или твердотопливный;
— — — турбокомпрессорный стартер со свободной силовой турбиной; — - —  — воздушный турбостартер;
------- электрический стартер
13.4.3.	Расчет времени запуска ТРД и возможности его сокращения
Требования к времени запуска. Обычное время запуска двигателей гражданских самолетов не должно превышать 1 мин. Время запуска двигателей военных самолетов (например, истребителей) должно быть в 2,5—3 раза короче. Оценим возможности реализации этих требований.
Рассмотрим расчет процесса запуска на наиболее простом примере одновального одноконтурного ТРД.
Предварительно в соответствии с изложенными выше рекомендациями должны быть выбраны частоты вращения ротора на режиме малого газа пм , в начале подачи топлива п* и при отключении пускового устройства п2 .
Уравнение движения ротора ТРД при запуске по аналогии с (13.1) может быть записано в виде
Мц.у +	di '
(13.15)
Мк гдеМт-Мк-Мт = Мт-—-
11/П
— момент сопротивления при холодной прокрут-
ке двигателя (Afconp) или избыточный момент турбины при работающем двигателе (ДМТ), для определения которых существуют различные приближенные методы. Отсюда время раскрутки до частоты вращения пм г , т. е. время за
пуска, равно
п м.г
_ 9 Т f __________dn_________
J м м _м /
О п.у т к 1т
(13.16)
460
Это выражение интегрируется последовательно для всех трех этапов запуска.
При выбранных частотах вращения в начале подачи топлива (пх) и при отключении пускового устройства (п2) время запуска может быть сокращено при увеличении крутящего момента (мощности) пускового устройства (первый и второй этапы) и увеличении избыточного момента турбины (третий и отчасти второй этапы). Увеличение ДМТ достигается повышением относительной температуры газа перед турбиной в процессе запуска по сравнению с установившимися режимами при тех же частотах вращения ротора Т = Т* /Г* г г.зап г уст
На рис. 13.15 показаны результаты “расчета” раскрутки ротора одновального ТРД в процессе запуска при разных удельных мощностях пускового устройства, определяемых как отношение мощности стартера к максимальной
.	..	^п.у
нефорсированнои тяге двигателя ——.
^Отах
Рис. 13.15. Изменение частоты вращения ротора одновального ТРД в процессе запуска при различных удельных мощностях пускового устройства
(—s-= 3,9 х 10" 3 м2 с2/кг; Тгсп=1,2, М = const) вО
1 -	=22,5 Вт/даН; 2 -	= 7,5 Вт/даН
^Oniax	*0тах
Основную часть времени запуска составляют первый и второй этапы, в которых ускорение двигателя зависит, главным образом, от крутящего момента пускового устройства. Поэтому главным резервом ускорения запуска является уменьшение времени этих двух этапов.
Для времени запуска ~ 1 мин двигатели средних размеров обычно имеют пусковое устройство с удельной мощностью 5...10кВт на каждый 1000 даН максимальной тяги (ТРД и ТРДД) или 15 кВт на каждые 1000 кВт взлетной мощности (ТВД). В ряде случаев для боевых машин необходим ускоренный запуск, время которого должно быть меньше 20...30 с.
Повышение температуры газа перед турбиной при запуске сравнительно мало сокращает его время, так как этот фактор сказывается на коротком тре-
461
тьем этапе и лишь частично — на втором. Повышение температуры ограничивается возможным перегревом турбины и опасностью появления срывных,
Рис. 13.16. Влияние удельной мощности пускового устройства и средней степени увеличения температуры газа перед турбиной на время запуска одновального ТРД (-^- = 3,9 х 10" 3 м2  с2/кг ; Сво
Мп у = const)
неустойчивых режимов работы компрессора.
Наиболее радикальным средством сокращения времени запуска может стать повышение мощности пусковых устройств, применение мощных, легких и малогабаритных пусковых устройств. На рис. 13.16 показано влияние удельной мощности пускового устройства на время запуска ТРД при различной сродней степени увеличения температуры газов перед турбиной. Ускоренный запуск со временем, меньшим 20...25 с, может быть получен при удельной мощности Nn v
стартера ——— ~ (20...25) Вт/даН.
^Отах
13.5.	Запуск газотурбинных двигателей в полете
В ряде случаев двигатель может оказаться выключенным в полете. Возникает задача его повторного запуска за короткое время, чтобы самолет (в особенности одномоторный) смог продолжать устойчивый безопасный полет без существенной потери высоты.
В отличие от стартовых условий, в полете роторы выключенных газотурбинных двигателей (ТРД и ТРДД) под действием скоростного напора набегающего потока воздуха вращаются. Это так называемые режимы авторотации двигателя. Авторотация — одна из разновидностей установившихся режимов двигателя — характеризуется отсутствием подогрева газа в камере сгорания, т. е. условием Т* - 7* . В отличие от режима работающего турбореактивного двигателя, который в полете определяется двумя параметрами — числом 462
Мп и приведенным расходом топлива (или величиной ппр), режим авторотации ТРД (или ТРДД) при GT пр = 0 определяется только числом Мп . Это означает, что все характерные параметры ТРД (приведенная частота вращения па пр , степень повышения давления в компрессоре, приведенная скорость на входе в камеру сгорания и т. д.) будут зависеть только от Мп . Сказанное справедливо в области умеренных высот полета, где число Рейнольдса не влияет заметно на характеристики элементов двигателя, а затрачиваемая на привод агрегатов и трение мощность относительно невелика и не влияет на зави
симость пр = ДМП) .
Пример изменения параметров одновального ТРД на режимах авторотации показан на рис. 13.17. При увеличении Мп частота вращения при авторотации растет, увеличивается также приведенный расход воздуха через двигатель (почти прямо пропорционально числу Мп). Рост п& является следствием увеличения перепада давления, срабатываемого на турбине, главным образом, из-за увеличения скоростного сжатия воздуха Лу . При достижении критического перепада в реактивном сопле (его запирании) приведенная частота вращения при авторотации перестает расти и при дальнейшем увеличении скорости полета остается постоянной.
Также не меняются и все остальные приведенные и относительные параметры двигателя. Физическая частота вращения продолжает расти в связи с ростом температуры торможения воздуха Т* при па пр = const. Этим режимам соответствует одна единственная точка совместной работы турбины и компрессора на его характеристике. Обычно критический режим запирания реактивного сопла достигается при Мкр = 1,2...1,7, т. е. при сверхзвуковых скоростях полета.
Максимальная приведенная частота вращения при авторотации в этом случае составляет
Рис. 13.17. Зависимость параметров одновального ТРД от числа Мп при авторотации (частоты вращения отнесены к пП1ах)
50...70% от максимальной
расчетной частоты вращения ротора двигателя.
Таким образом, частоты вращения при авторотации ТРД достаточно вели
ки, и предварительно раскручивать ротср для запуска двигателя в полете требуется лишь при низких скоростях полета.
При запуске в стартовых условиях у земли обычно нетрудно произвести воспламенение топлива в камере сгорания. В полете условия воспламенения топлива в камере существенно усложняются. Из теории камер сгорания ТРД (см. гл. 5) известно, что пределы устойчивого горения по возможным отношениям
463
расходов воздуха и топлива
Q2 Ц* Ц6 Мп
Рис. 13.18. Пределы воспламенения топливовоздушной смеси при запуске ТРД в зависимости от скорости и высоты полета
(а) сужаются при увеличении объемного расхода воздуха, при снижении его температуры и, особенно, давления. Все эти отрицательные факторы проявляются при запуске газотурбинных двигателей в полете на больших высотах.
Пределы воспламенения по составу топливовоздушной смеси сильно сужаются с увеличением высоты полета (рис. 13.18), что предъявляет жесткие требования к точности дозировки топлива при запуске. При очень больших скоростях и высотах полета запуск двигателя становится невозможным. Поэтому в ряде случаев для повторного запуска двигателя необходимо снижать скорость и высоту полета самолета. Максимальная высота запуска может быть существенно увеличена применением специальных высокоэффективных воспламенителей в камерах сгорания.
Рассматривая процесс самостоятельной раскрутки двигателя после воспламенения топлива до полетного малого газа, надо учитывать, что в высотных условиях повышение температуры в ряде случаев приходится ограничивать из-за опасности срыва пламени в камере сгорания в результате переобогащения топливовоздушной смеси. Конечная частота вращения при высотном запуске зависит от скорости и высоты полета. На рис. 13.19 показан пример такой зависимости для простейшего случая С? г= const (ср. с рис. 13.7). С подъемом на большую высоту частота вращения на режиме малого газа сильно возрастает, а частота вращения на режиме авторотации при Мп = const от высоты зависит мало, в результате чего диапазон изменения частоты вращения при запуске растет. Время запуска на больших высотах увеличивается еще и потому, что уменьшается плотность атмосферного воздуха, а вследствие этого — избыточный крутящий момент турбины.
Рис. 13.19. Характер изменения частоты вращения при авторотации и на режиме малого газа ТРД по Мп на разных высотах (Я3 > Н2 > #j): частота вращения на режиме малого газа при Н = const (GT м г = const);
— — — ограничение пм г центробежным регулятором «н.а.Р =const;
— • —  — частота вращения при авторотации GT = 0)
464
Из сказанного выше следует, что повторный запуск ТРД на низких и средних высотах не связан с особыми затруднениями, запуск же ТРД на больших высотах представляет сложную проблему.
Глава 14. ХАРАКТЕРИСТИКИ МАССЫ
АВИАЦИОННЫХ ГТД
Характеристики массы ГТД относятся к числу основных показателей качества авиационного двигателя. Масса двигателя зависит от параметров рабочего процесса, размера, конструкции конкретного двигателя и применяемых материалов.
Методы оценки массы и габаритов проектируемого ГТД можно разделить на две группы: интегральные статистические методы, основанные на анализе и обобщениях фактических данных по массе и размерам созданных или разрабатываемых двигателей; поузловые статистические методы — в них оценка производится по выполненным конструктивным компоновкам.
Интегральные статистические методы отличаются большой простотой и удобством, но не очень высокой точностью (примерно ±10%).
Поузловые статистические методы характеризуются более высокой точностью, но и большей трудоемкостью.
Здесь рассмотрим интегральные статистические методы определения массы ТРД и ТРДД, разработанные в ЦИАМ, которые развиваются в направлении обобщения статистических данных по массе ГТД различных схем с целью выработки единого подхода к определению массы ТРД, ТРДД, ТРДФ, ТРДДФ, ТВД, ТВлД, ТВВД.
Аналитическое выражение математической модели первого уровня должно связать массу ГТД с расходом воздуха через двигатель, степенью повышения давления компрессора и другими параметрами, определяющими рабочий процесс ГТД, а также позволит учитывать конструктивно-технологическое совершенство двигателя.
14.1. Определение массы ТРД, ТРДД, ТРДФ, ТРДДФ
на стадии проектирования
За основу принимаем относительную массу конструкции двигателя
НДВ = Л1ДВ/СВ	(14.1)
(где Л/Дв — масса двигателя, кг; GB — расход воздуха через двигатель, кг/с и удельную массу, выраженную через относительную массу (14.1):
Ynn = prB/PVH-	(14.2)
•дв “дв уд	'	1
Здесь Руд — удельная тяга (Н.с/кг), берется для взлетных условий (Мп = 0, Н = 0).
Относительная масса двигателя Цдв зависит от его схемы и основных параметров рабочего процесса. Для ТРДФ ТРДДФ массу двигателей можно представить в вице
^яв.Ф = "а. + мФ.к>	<14.3)
465
16 Б. А. Крилов
где Л/ — масса ТРД или ТРДД с сужающимися нерегулируемыми реактивными соплами; к — масса форсажной камеры с регулируемым сверхзвуковым реактивным соплом.
Приведем относительную массу ТРДД на взлетном режиме (Мп = 0, Н = 0) к относительной массе условного ТРД:
Ндв1— Ндв ~ ^дв (т0 +	’	(14-4)
где GbI — расход воздуха через внутренний контур ТРДД, кг/с; nig — степень двухконтурности ТРДД на взлетном режиме. Индекс “I” означает, что у ТРДД масса двигателя относится к расходу воздуха через внутренний контур на взлетном режиме .
Таким образом, для ТРД
Рдв = идв1;	(14.5)
для ТРДД
Мдв = НдП1	(14.6)
С достаточной для приближенных оценок точностью (± 10) можно считать, что относительная масса турбокомпрессора форсированного двигателя равна относительной массе нефорсированного двигателя с теми же самыми турбокомпрессорами и сужающимися нерегулируемыми реактивными соплами. Чтобы получить относительную массу форсированного двигателя, нужно к относительной массе нефорсированного двигателя прибавить относительную массу форсажной камеры со сверхзвуковым регулируемым реактивным соплом.
Относительная масса двигателей зависит от очень многих факторов: от схемы и основных параметров рабочего процесса, наличия дополнительных устройств по отношению к ТРД и ТРДД форсажной камеры со сверхзвуковым регулируемым реактивным соплом, реверса тяги, изменения вектора тяги и т. п., требований к ресурсу, максимальному числу М полета, времени создания авиационного двигателя, определяющего уровень конструктивного совершенства, технологический уровень производства двигателя, от качества применяемых материалов и т. п.
Исходя из вышесказанного в общем случае относительную массу двигателя можно представить в виде
Мдв1 = йдв1	(14.7)
где ^дв! — относительная масса обобщенного двигателя (турбокомпрессора обобщенного двигателя); К — поправочный коэффициент, учитывающий влияние различных факторов на массу конструкции двигателя в целом, который определяется на основе экспертной оценки статистических данных.
Для ТРД, ТРДД, ТРДФ и ТРДДФ предлагается учитывать следующие факторы:
К ~ Кф Крев •Крее •Кс Кол »	(14.8)
466
где /Сф — коэффициент,учитывающий наличие форсажной камеры и регулируемого сверхзвукового реактивного сопла; Крев — коэффициент, учитывающий наличие реверсивного устройства или системы управления вектором тяги; Кс — коэффициент, учитывающий совершенствование конструкции двигателей по годам — поколение двигателей может определяться от года начала летных испытаний двигателя; Коп — коэффициент, определяющий относительную массу двигателя при оптимистичном прогноза (при нормальном прогнозе 7ГОП=1).
Согласно концепции, предлагаемой ЦИАМ, относительная масса турбокомпрессора обобщенного двигателя цдв1 зависит от эквивалентной изоэнтро-пическои работы L3S , которая, в свою очередь, является функцией эквивалентной степени повышения давления .
Применительно к ТРДД эквивалентную изоэнтропическую работу можно выразить через изоэнтропическую работу компрессоров внутреннего контура L*z s с лк£ = пв пк и вентилятора L*^ с л* :
+	(14.9)
где т0 — степень двухконтурности ТРДД на взлетном режиме.
Запишем данное уравнение в развернутом виде:
* - 1| = —— R Тп[п k -11 +
0 /? - 1 <к'э J к-1 °lE1 )
, * —
+ znn —— R	7t_ k - 1
0 k- 1 °l B
и определим отсюда эквивалентную степень повышения давления у двигателя
на взлетном режиме:
Ккэ
ft- i ft
ft , + m0 лв -1
k
ft - 1
(14.10)
У ТРД при = 0 эквивалентная степень повышения давления лк — это степень повышения давления компрессора ТРД: tl, , = л* .
К»ч7 К
Отсюда можно сделать вывод, что эквивалентная степень повышения давления двигателя на взлетном режиме л _ соответствует степени повышения давления ТРД с расходом воздуха, равным расходу воздуха во внутреннем контуре рассматриваемого ТРДД — GbI.
На рис. 14.1 показана закономерность изменения относительной массы турбокомпрессоров авиационных двигателей от эквивалентной степени повышения давления. (Здесь представлены результаты суммарной обработки статистических данных по относительным массам турбокомпрессоров ТРД, ТРДД, ТРДФ и ТРДДФ по материалам, опубликованным до 1997 г.).
16*	467
Рис. 14.1. Зависимость относительной массы турбокомпрессоров ГТД от эквивалентной степени повышения давления
Одноконтурным и двухконтурным двигателям с низкой степенью двухконтурности на рис. 14.1 соответствует область А, а двухконтурным двигателям с высокой степенью двухконтурности, у которых значения 7t*s = 30...35, — область В. При этом л. =80...100.
На рис. 14.1 сплошной линией дается база нормального прогноза, обозначенная “Н”. База нормального прогноза выбрана таким образом, что статистические данные по двигателям делятся базой нормального прогноза “Н” на рис. 14.1 в соотношении примерно 2:1. На этом же рисунке дается пунктирной линией база оптимистичного прогноза (обозначена “О”)» которая приблизительно делит все двигатели в соотношении 9:1.
На основании данных рис. 14.1 предлагается экспертную статистическую зависимость Цдв1 от лк э для всех типов двигателей ТРД, ТРДД, ТРДФ, ТРДДФ, соответствующую базе нормального прогноза (линия “Н” на рис. 12.1), аппроксимировать следующей зависимостью:
ЙДВ1 = 6,49+ 0,386 лкэ.	(14.11)
На рис. 14.2 выделены зависимости относительной массы турбокомпрессоров двигателей с форсажными камерами сгорания от як э, т. е. из общей выборки по всем двигателям взяты только данные по относительной массе турбокомпрессоров ТРДФ и ТРДДФ. На рис. 14.2 нанесена экспертная база нормального прогноза (сплошная линия “Н”), взятая с рис. 14.1.
Все закономерности изменения относительной массы турбокомпрессоров ЦДВ1 , рассмотренные выше, имеют качественно одинаковую зависимость и для двигателей с форсажными камерами ТРДФ и ТРДДФ.
В большинстве своем форсированные двигатели имеют более низкие значения Ддв1 по сравнению с ТРДД, что, очевидно, связано с более низким ресурсом работы ТРДФ и ТРДДФ.
На рис. 14.2 нанесена так называемая база оптимистичного прогноза ТРДФ и ТРДДФ (пунктирная линия “О”)» которая лежит ниже базы нормального прогноза (сплошная линия “Н”).
468
Рис. 14.2. Зависимость относительной массы турбокомпрессоров двигателей с форсажными камерами сгорания от эквивалентной степени повышения давления
При расчетном определении массы ТРДФ и ТРДДФ в соответствии с данными, приведенными на рис. 14.2, вводится экспертный поправочный коэффициент
/Срес = 0,75...0,8,	(14.12)
Рис. 14.3. Зависимость относительной массы турбокомпрессора ГТД от года производства двигателя
учитывающий пониженный ресурс работы ТРДФ и ТРДДФ.
Для ТРДД с высоким ресурсом работы 7Срес=1.
Исследования характеристик массы двигателей разных поколений, проведенные ЦИАМ, показывают, что относительная масса турбокомпрессора определяется не только его схемой и параметрами рабочего процесса, но в значительной степени зависит от года его создания (рис. 14.3).
При определении характеристик массы авиационных двигателей вводится поправочный коэффициент Кс , который учитывает совершенствование массы двигателей по времени. Экспертная зависимость нормального прогноза изменения относительной массы турбокомпрессоров может быть аппроксимирована зависимостью
Кс = 1 /(-20,64+ °,108 Г) ,	(14.13)
где Г — год начала летных испытаний двигателя. Кс = 1 было принято для 1994 г.
Экспертная оценка оптимистичного прогноза из
менения относительной массы турбокомпрессоров авиационных двигателей, представленная на рис. 14.1 (пунктирная линия “О”), в отличие от линии нормального прогноза “Н”, учитывается введением коэффициента оптимистичного прогноза:
*оп = 0,85.
(14.14)
469
Для нормального прогноза Кф=1.
Наличие форсажной камеры со сверхзвуковым регулируемым реактивным соплом учитывается коэффициентом Кф . По имеющимся статистическим данным,
Кф= 1,414.	(14.15)
У авиационных двигателей без форсажной камеры Кф=1.
Наличие у двигателя реверсивного устройства или устройства поворота вектора тяги учитывается коэффициентом Крев , который, согласно экспертной оценке,может быть взят в диапазоне
Крев=1,1...1,15.	(14.16)
Если реверс тяги отсутствует, то А'рев=1.
Используя уравнение (14.7) и обобщенный коэффициент (14.8), который является произведением коэффициентов (14.12)—(14.16), можем определить относительную массу:
^дв!_ ^дв! ’ & ’
Значение рдв1 — относительной массы обобщенного турбокомпрессора авиационного двигателя находят по уравнению (14.11) в зависимости от пк э — эквивалентной степени повышения давления, которая, в свою очередь, может быть определена по уравнению (14.10).
Относительная масса конструкции двигателя для ТРДФ и ТРД (14.5)
^дв — Ндв1 ’
а для ТРДДФ и ТРДД (14.6)
_ ^дв!
МдВ ~ т I 1 *
В итоге, определив удельную тягу рассматриваемого двигателя на взлетном режиме: (Мп = 0; Н = 0 (см. гл. 7, 9, 10)), можно с некоторым приближением найти удельную массу проектируемого двигателя (14.2):
=	•«•/ДаН.
Приведенный алгоритм расчета позволяет провести анализ зависимости удельной массы проектируемого двигателя от основных параметров рабочего процесса. Например, у ТРДДФ от л* — степени повышения давления вентилятора, Т* и Тф — температур газа перед турбиной и в форсажной камере сгорания, пг — степени двухконтурности и от л* — степени повышения давления компрессора.
470
14.2. Определение массы ТВД, ТВВД и ТВлД на стадии проектирования
Удельная масса рассматриваемых двигателей может быть представлена в виде
Удв^/М,,	(14.17)
где N3 — эквивалентная мощность двигателя на взлетном режиме (Гп=0, Н = 0); Af в — масса двигателя без учета массы воздушного винта (винтовентилятора) и главного редуктора.
Эквивалентная мощность
N =N +N ,	(14.18)
&	D	V
где N — мощность, передаваемая винту (винтовентилятору), кВт; NCT — мощность свободной турбины, 2VCT = .7VB, кВт; Nc — мощность реактивного сопла, приведенная к валу винта, кВт.
На взлетном режиме (Vn = 0, Н = 0) для ТВД NC = 68,2PC , кВт; для ТВВД Nc = 83,5Pr, кВт; для ТВлД Nc = 0, где Рс — тяга реактивного сопла.
Предлагается единый подход к определению характеристики массы всех типов ГТД на стадии начального проектирования, поэтому удельную массу удв ТВД ТВВД, ТВлД также выражают через относительную массу конструкции (14.1):
Ндв = ^Чдв /<?В 
Далее при определении характеристики массы ТВД, ТВВД, ТВлД будем рассматривать массу на базе ТВД с необходимой конкретизацией в тексте.
Относительная масса конструкции ТВД зависит от очень многих факторов: схемы двигателя, параметров рабочего процесса, мощности двигателя, наличия встроенного внутреннего редуктора, конструктивного совершенства двигателя и т. п.
Поэтому в общем случае относительную массу конструкции двигателя запишем в виде, аналогичном (14.7):
НДв = Йдв	(14.19)
где рдв — относительная масса конструкции турбокомпрессора обобщенного двигателя; К — поправочный коэффициент, учитывающий влияние различных факторов на массу конструкции в целом.
При определении относительной массы двигателя будем учитывать следующие факторы:
К = ^ТВД &N Крзд *	(14.20)
где Кс — коэффициент, учитывающий совершенствование ГТД по годам (см. 14.13); -КТВд — коэффициент, учитывающий конструктивное различие турбокомпрессоров ТВД и ТРДД; — коэффициент, учитывающий уровень мощ-
471
кости двигателя; — коэффициент, учитывающий наличие встроенного быстроходного редуктора.
По аналогии с ТРДД можно сделать предположение, что масса ТВД без редуктора и винта, отнесенная к расходу воздуха через газогенератор Gn , должна быть функцией изоэнтропической работы компрессора и удельной мощности свободной турбины. На основании такого подхода можно сравнивать между собой различные ТВД, ТВВД и ТВлД, вводя понятие эквивалентной степени повышения давления на взлетном режиме, аналогичное уравнению (14.10), полученному для ТРДД.
Эквивалентную степень повышения давления обобщенного ТВД на взлетном режиме можно представить в следующем виде:
k
k- 1
,	(14.21)
где Лкт — мощность свободной турбины, кВт.
Проведенный анализ относительной массы турбокомпрессора ТВД показал, что все ТВД могут быть разделены на две группы: малоразмерные ТВД с мощностью свободной турбины NCT<800 кВт и ТВД большой мощности ЛЛ>800 кВт.
V 1
На рис. 14.4 представлена закономерность изменения относительной массы турбокомпрессоров ТВД от эквивалентной степени повышения давления для двигателей с NCT>800 кВт (N0>8OO кВт), а на рис. 14.5 — для двигателей с NCT < 800 кВт (Л’э < 800 кВт). На этих рисунках нанесена экспертная
NCT -^289
k
лкэ
Рис. 14.4. Зависимость относительной массы турбокомпрессоров ТВД с N3 > 800 кВт от эквивалентной степени повышения давления
Рис. 14.5. Зависимость относительной массы турбокомпрессоров ТВД с N3 < 800 кВт от эквивалентной степени повышения давления
472
база нормального прогноза |1ДВ от як э для ТРДД (сплошная линия), взятая с рис. 14.1. С учетом непрерывного совершенствования конструктивно-массовых показателей всех авиационных двигателей по времени их создания на рис. 14.4 и 14.5 пунктирными линиями показаны экспертные значения нормального прогноза ТВД.
По значениям цдв все рассмотренные ТВД попадают в совместную область, которая расположена существенно выше базы нормального прогноза ТРДД (рис. 14.4 и 14.5). Поэтому, если как основную использовать базу нормального прогноза ТРДД, то для определения относительной массы цдв ТВД можно на базе анализа статистических данных, приведенных на рис. 14.4, ввести коэффициент, учитывающий конструктивно-массовое различие турбокомпрессоров ТВД и ТРДД:
#твд=1,53.	(14.22)
Большой разброс точек на рис. 14.4 и рис. 14.5, вероятно, можно объяснить как большим числом факторов, влияющих на рдв , так и компромиссным характером выбора параметров ТВД, а также различным конструктивномассовым совершенством изготовленных двигателей.
Из сравнения данных на рис. 14.4 и 14.5 видно, что расположение базы нормального прогноза ТВД по отношению к базе нормального прогноза ТРДД существенно зависит от мощности ТВД. Можно говорить и об общей тенденции увеличения цпи при уменьшении мощности ТВД.
На основании анализа статистических данных можно принять значение коэффициента, учитывающего заданный уровень мощности ТВД:
У ТВД с N,,T > 800 кВт А^=1;	(14.23)
У ТВД с NCT<800 кВт ^=1,66.	(14.24)
Для ТВД считаем правомерным принять общую тенденцию снижения во времени относительной массы турбокомпрессоров авиационных двигателей всех типов, представленную на рис. 14.3. В этом случае для ТВД коэффициент Кг может быть определен по уравнению (14.13).
Некоторые ТВД проектируются вместе с так называемым быстроходным встроенным редуктором. Наличие встроенного редуктора у ТВД учитывается коэффициентом Кред, определенным на основании статистических данных:
*ред= 1,154.	(14.25)
Используя уравнение (14.19) и обобщенный коэффициент (14.20), который является произведением коэффициентов (14.22), (14.24), (14.25) и (14.13), можем определить относительную массу ТВД:
^дв “ Ндв К •
Относительную массу конструкции ТВД определим по уравнению (14.11):
рдв = 6,49+0,386
473
в зависимости от эквивалентной степени повышения давления, рассчитываемой по уравнению (14.21).
Удельную эквивалентную мощность ТВД определяем как
^э.уд = ’ кВт ’ с/кг’	(14.26)
или как удельную мощность, передаваемую на винт (потребителю) ТВВД и ТВлД
N
^ = 7^’ кВт • с/кг,	(14.27)
° в
или как удельную мощность свободной турбины
NCT
NcT.yn=~c~ ’ кВт  с/кг-	(14.28)
^в
Удельная мощность свободной турбины равна удельной мощности передаваемой на винт (потребителю)
N =N ХУст.уд в.уд
На режиме Vn = О, Н = 0 удельные мощности рассматриваемых двигателей можно определить по уравнениям, приведенным в гл. II.
Далее, с некоторым приближением определяем
_ ^дв ¥дв“ у э.уд
L = Ндв
•ДВ j\'
\	ст.уд/
кВт/кг.
Предлагаемый алгоритм расчета позволяет провести приближенный анализ зависимости удельной массы проектируемого двигателя от параметров рабочего процесса: степени повышения давления компрессора п* , температуры газа перед турбинами Тг и КПД элементов двигателя.
474
Часть IV.
УМЕНЬШЕНИЕ ВРЕДНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
НА ОКРУЖАЮЩУЮ СРЕДУ
Основное отрицательное воздействие авиадвигателей на окружающую среду — это шум и вредные выделения (эмиссия).
Обе эти проблемы не могут быть решены частными техническими мерами, но должны рассматриваться в рамках общего комплексного анализа при выборе основных параметров и проектировании двигателя. Шум и вредные выделения становятся, таким образом, действующими факторами в прикладной теории авиационных двигателей.
Некоторые физические аспекты эмиссии вредных веществ были освещены в гл. 5. Здесь проблема рассматривается с более широких позиций взаимодействия с внешней средой, нормативных ограничений, а также в связи с перспективами развития и особенностями проектирования авиационных двигателей и их модификаций наземного применения.
Глава 15. ШУМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Проблема снижения шума двигателей касается, главным образом, гражданской авиации. Интенсивность воздушного движения и частота рейсов непрерывно увеличиваются. Поэтому снижение шума авиационных двигателей, который оказывает вредное физиологическое и психологическое воздействие на пассажиров, аэродромный обслуживающий персонал и население близкорасположенных к аэродромам районов, стоит в центре задач, решаемых в авиадвигателестроении.
15.1. Основные понятия и нормы на допустимый уровень шума
Шум, издаваемый двигателем, представляет собой беспорядочные колебания воздуха, состоящие из ряда простых звуковых колебаний различной интенсивности и частоты. Рассмотрим основные определения акустики, относящиеся к так называемым монозвукам, т. е. простым звукам одной частоты.
Акустическая мощность источников звука W характеризуется полной звуковой энергией, излучаемой в окружающее пространство в единицу времени. Уровень звуковой мощности Lw измеряется в децибелах (дБ) и определяется выражением
475
где iv _ измеряемая акустическая мощность, Вт; VV0 =10 Вт — величина звуковой мощности, принимаемая за наименьшее пороговое значение.
Интенсивность (сила) звука J определяется количеством энергии, пере-и	1	2
носимой звуковой волной за 1 с через площадку в 1 м , перпендикулярную направлению движения волны.
Звуковым давлением рзв называется избыточное по отношению к атмосферному среднеквадратичное давление, порождаемое звуковыми волнами. Интенсивность звука и звуковое давление связаны соотношением J -	/(рн ан) ,
где р , а — плотность атмосферного воздуха и скорость звука в нем. ® н н
Уровень силы звука L измеряется в дБ:
L = 10 1g (J /Jo) = 20 1g (рзв /рзв0) ,	(15.1)
где р3в0 = 2 10' 5 Н/м2 и Jo = 1 10 12 Вт/м2 — условные пороговые значения давления и силы звука (“порог слышимости”). Верхний болевой порог восприятия звука человеческим ухом соответствует J ~ 100 Вт/м . Таким образом, диапазон силы звука, нормально воспринимаемый человеком, весьма широк и определяется величинами L = О... 140 дБ, что соответствует изменению интенсивности звука 1014 раз.
На достаточном удалении от источника звука (в так называемом дальнем звуковом поле) сила звука J уменьшается обратно пропорционально квадрату расстояния до источника (без учета поглощения звуковой энергии в атмосфере). Уменьшение силы звука J в два раза соответствует, согласно (15.1), снижению уровня звукового давления L на 3 дБ. При удвоении расстояния до источника звука звуковое давление снижается на 6 дБ.
Методы оценки шума двигателей
При экспериментальных исследованиях и анализе шума авиадвигателей определяют частотный спектр шума Для этого весь интересующий нас диапазон частот разбивают на отдельные полосы, соответствующие октаве или ее долям — 1/3, 1/10 и т. д. (октавой называется диапазон частот, у которого верхняя и нижняя граничные частоты различаются в два раза). Затем с помощью полосовых фильтров измеряют средние уровни звукового давления в каждой полосе. На рис. 15.1 показан полученный таким образом типичный спектр шума двухконтурного двигателя. Область частот, воспринимаемых человеческим ухом, распространяется от = 20 до ~ 20 000 Гц, что соответствует примерно десяти октавам. Обычно при практических анализах ограничиваются более узким диапазоном частот, например, ~ 45...11 200 Гц (восемь октав или 24 1/3-октавных полосы).
Общий уровень звукового давления при известном спектре шума определяют сложением относительных величин силы звука на каждой из п рассматриваемых частотных полос. С учетом (15.1) получаем
476
L,A6
50 WO 250 500 WOO 2500 5000 f, Г Ц
Рис. 15.1. Типичный 1/3-октавный спектр шума ТРДД:
1 — шум реактивной струи, 2 — шум вентилятора;
3 — широкополосный (белый) шум;
4 — дискретные составляющие
i = £l + £2	+^ = у ю'-ИО
'о Л)	Jo
откуда
г	п
£z=101g-p-101gX 101?1°.
Jo ,
(15.2)
Для интерпретации полученного выражения рассмотрим простейший пример определения общего уровня звукового давления в заданной точке звукового поля от п источников звука разной частоты, но одинаковой интенсивности (L. = idem). В этом случае зависимость (15.2) превращается в простую формулу = L-t + 10 ig п , дающую следующие результаты (при = 100 дБ):
Число составляющих общего , .	_ о . о	ол
(и)	1	2	4	8	16	32
шума
Общий уровень звукового (£ дВ) давления	i
Итак, удвоение числа составляющих общего шума при их одинаковой интенсивности добавляет 3 дБ к общему уровню звукового давления.
Уровень воспринимаемого человеком шума — субъективная характеристика шума. Это связано с тем, что ухо человека обладает разной чувствительностью к звукам разной частоты. На рис. 15.2 показана типичная кривая равной шумности. Наиболее чувствительно ухо ловека к частотам 3000...5000 Гц. Одинаково приятен для человека звук с f = 100 Гц и L = 108 и звук с f - 4000 Гц, L = 89 дБ, несмотря на
что их интенсивности разнятся ~ в 80 раз. Потребовалась разработка специальных методов оценки уровня воспринимаемого шума для правильного сравнения различных авиадвигателей по этому показателю. Для оценки уровня воспринимаемого
шума используется единица PN дБ (от англ, perceived noise level, PNL —
че-не-ДБ то,
Рис. 15.2. Линия равной шумности (PNL = 100PN дБ)
477
Рис. 15.3. Спектры, имеющие одинаковый суммарный уровень воспринимаемого шума
уровень воспринимаемого шума). Общий уровень шума в эти единицы пересчитывают по специальным таблицам для отдельных участков частотного спектра шума. В основу этих таблиц положены кривые равной шумности (типа кривой, показанной на рис. 15.2), полученные в результате многочисленных испытаний, в процессе которых сравнивалось раздражающее действие шумов при различных частотах с воздействием “шума сравнения” в 1/3 октавной полосе при / = 1000 Гц (здесь уровень шума L в дБ численно совпадает с уровнем PNL в PN дБ). Пример спектров шума, имеющих различную форму, но одинаковый суммарный уровень воспринимаемого шума в PN дБ, показан на рис. 15.3. Характерно, что спектр, содержащий сильные компоненты шума на высоких частотах, дает такое же значение PNL в PN дБ, как и спектр с усиленными компонентами низкой частоты, несмотря на то, что общий уровень звукового давления в децибелах у первого спектра существенно ниже. Следует иметь в виду, что спектры шума авиационных реактивных двигателей (особенно ТРДД) содержат сильные компоненты на высоких частотах (см. рис. 15.1), в связи с чем уровень воспринимае
мого шума у них существенно выше уровня, непосредственно измеряемого физическими приборами (шумомерами). Эта разница достигает величин 9... 15 PN дБ и зависит от типа двигателя и режима его работы.
Дальнейшие исследования показали, что наличие дискретных тонов в спектре шума (см. рис. 15.1) оказывает дополнительное раздражающее действие по сравнению с широкополосным шумом при одинаковом уровне воспринимаемого шума в PN дБ. Аналогичное дополнительное воздействие оказывает шум большой продолжительности по сравнению с кратковременным. Для оценки этих факторов введено понятие эффективного уровня воспринимаемого шума и предложена новая единица оценки шума — эффективные PN дБ (EPN дБ), в основу которой положена единица PN дБ с поправками на продолжительность воздействия шума и наличие дискретных тонов в спектре.
Нормы на допустимый уровень
шума самолетов на местности
Несмотря на то, что в настоящее время двигатели являются основным источником шума от самолетов на местности, нормируется не шум двигателей, а шум самолетов. Это связано с тем, что шум, прослушиваемый на местности, зависит от условий конкретного применения двигателя на самолетах при взлете и посадке, от таких факторов, как взлетная тяговооруженность или число двигателей, режимы использования двигателя, траектория набора высоты, расположение двигателей на самолете и др.
Воздействию шума от самолетов при взлете и посадке подвергаются значительные районы в окрестности взлетно-посадочной полосы (ВПП) аэродрома. На рис. 15.4 показаны области, захватываемые шумом более 90 PN дБ при взлете и посадке пассажирских самолетов ближних магистральных •178
линий взлетной массой 45...50 т и дальних — взлетной массой 141,5 т. Двигатели этих самолетов не имеют специальных шумоглушащих устройств (см. ниже). Зоны действия шума зависят от типа и взлетной массы самолетов, степени двухконтурности применяемых двигателей и других факторов. Зона действия шума особенно велика у тяжелого самолета с устаревшими ТРДД с о низкой степенью двухконтурности. Она занимает площадь примерно 73 км и распространяется вдоль оси ВПП на длину до 55 км.
Рис. 15.4. Звуковой след от дозвуковых пассажирских самолетов при взлете и посадке с PNL > 90PN дБ:
1 — взлетно-посадочная полоса (ВПП);
2 — самолет взлетной массой 50т с тремя ТРДД, т = 6;
3 — самолет взлетной массой 45 т с двумя ТРДД, т = 0,7;
4 — самолет взлетной массой 141.5 т с четырьмя ТРДД, т = 0,6
Для контроля уровня шума выделяют три контрольные точки (рис. 15.5):
I.	При разбеге — на расстоянии 0,45 км в стороны от оси ВПП.
II.	При наборе высоты — в 6,5 км от начала разбега.
III.	При снижении на посадку — в 2 км до посадочного торца ВПП.
Рис. 15.5. Траектория взлета-посадки самолета и контрольные точки для определения уровня шума (ГОСТ 17228-78 и 17229-78)
Существуют нормы допустимого уровня шума пассажирских и транспортных самолетов в этих контрольных точках, установленные в СССР ГОСТом. Эти нормы соответствуют нормам ICAO (Международной Организации по гражданской авиации). Допустимый уровень шума зависит от взлетной массы самолета и снижается при ее уменьшении, что связано с меньшими размерами двигателей и более частыми полетами самолетов небольшого размера (рис. 15.6).
Нормы учитывают, что трех- и двухдвигательные самолеты по условиям безопасности полетов имеют большую тяговооруженность, чем четырехдзига-
479
тельные, т. е. могут набирать высоту по более крутой траектории. Вследствие этого допустимый уровень шума во второй контрольной точке при наборе высоты у них несколько снижен. Все новые и строящиеся самолеты и двигатели по уровню шума должны отвечать установленным нормам.
Рис. 15.6. Допустимые уровни шума в зависимости от взлетной массы самолетов с реактивными двигателями (ГОСТ 17228-78, гл. 3 стандарта ICAO)
Приведем для сравнения обычные уровни городского шума:
Промышленные районы с интенсивным движением, PN дБ 75... 85.
Жилые районы днем, PN дБ 55...65.
15.2.	Источники шума в ВРД
Шум в авиадвигателях порождается четырьмя главными источниками:
1	) вентилятором (в ТРДД);
2	) компрессором;
3	) турбиной;
4	) реактивной струей.
Составляющие общего шума двигателя от каждого из этих источников сильно различаются у двигателей разных типов и зависят от положения наблюдателя относительно двигателя, так как излучение шума характеризуется ярко выраженной направленностью. На рис. 15.7 показаны типичные диа-480
граммы интенсивности и направленности излучения шума элементами двигателей двух типов: ТРДД с большой степенью двухконтурности и ТРД.
Рис. 15.7. Интенсивность и направленность излучения шума от элементов двигателя: а — ТРДД с большой степенью двухконтурности;
б — ТРД.
1	— вентилятор;
2	— компрессор;
3	— турбина;
4	— реактивная струя
На рис. 15.8 показаны общие уровни и их составляющие от отдельных элементов у одноконтурных ТРД и двухконтурных двигателей с разной степенью двухконтурности (по данным фирмы “Роллс-Ройс")- Как следует из рис. 15.7 и 15.8, главным источником шума в одноконтурном ТРД является реактивная струя, а на режимах пониженной тяги—турбина. Шум от компрессора не играет существенной роли. У ТРДД с малой степенью двухконтурности (т = 1...2) основным источником шума становится компрессор низкого давления (вентилятор). Шум от реактивной струи и турбины у них ниже. У ТРДД с большой степенью двухконтурности главные источники шума — вентилятор (на максимальном режиме) и турбина (на дроссельных режимах). Шум реактивной струи становится незначительным. Общий уровень шума заметно снижается в ТРДД по мере увеличения степени двухконтурности, особенно на режимах максимальной тяги при взлете.
Рис. 15.8. Уровни шума от элементов турбореактивных двигателей одинаковой максимальной тяги (пролет на высоте 300 м со скоростью 100 м/с):
а — ТРД; б — ТРДД, т = 1...2; в — ТРДД, т = 4...6
с одноступенчатым вентилятором без входного направляющего аппарата: -------- общий уровень шума; ------ ----- шум от реактивной струи; — — — шум от турбины; — • — • — шум от вентилятора
481
У форсированных ТРД и ТРДД при включенной форсажной камере основной источник шума — реактивная струя.
Ниже рассматриваются физические причины образования шума в двух главных источниках, определяющих максимальный уровень шума ТРД и ТРДД: в реактивной струе и в вентиляторе или компрессоре (физические причины образования шума в этих элементах типичны и для других лопаточных машин, например, турбины).
Шум реактивной струи
Шум при истечении струи газа из реактивного сопла возникает в процессе ее смешения с окружающим воздухом. Наличие большого градиента скорости на границе струи и сил вязкости приводит к эжекции воздуха из окружающего пространства, завихрению и образованию струйного турбулентного пограничного слоя. Возникновение вихрей в зоне смешения и порождает шум (рис. J5.9). По мере удаления от сопла и расширения зоны смешения масштаб турбулентности растет, что приводит к уменьшению общей частоты излучаемого шума по длине струи. Однако интенсивность шума, образующегося на единице длины струи на ее начальном участке, оказывается примерно одинаковой, что объясняется неизменностью на этом участке максимальной разности скоростей в потенциальном ядре струи (здесь с = сс = const) и в окружающем воздухе, определяющей суммарную максимальную величину пульсаций скорости в зоне смешения. На основном участке, где зоны смешения соприкасаются и скорость на оси струи начинает падать, излучение шума очень быстро снижается с увеличением расстояния от сопла. На расстоянии, большем 10... 15 диаметров сопла, реактивная струя почти не шумит. Таким образом, наибольший вклад в общий шум струи дает ее начальный участок (рис. 15.9). Длина начального участка реактивных струй ВРД при истечении в неподвижный воздух может изменяться в пределах 3...8 диаметров среза сопла в зависимости от температуры выхлопных газов и режима истечения.
Рис. 15.9. К образованию шума реактивной струи:
1 — реактивное сопло; 2 — потенциальное ядро;
3 — зоны смешения; 4 — начальный участок; 5 — основной участок
На основании теории, разработанной Лайтхиллом, получена формула для определения акустической мощности струй, вытекающих в неподвижный воздух из расчетных сопел (Мс = 0,5... 1,5):

(15.3)
k — экспериментальный коэффициент.
482
Для перехода к уровню силы звука в дальнем звуковом поле, т. е. на расстоянии R, существенно превышающем диаметр сопла, воспользуемся выражением (15.1) и связью J = W<b/F’.
L = 10 1g
( w \
+10 1gO,
Где p — поверхность, в которую происходит излучение шума (при излучении в сферу F = 4л/?2); 10 1g Ф — фактор направленности излучения шума, представляющий собой разность (в децибелах) между измеренным уровнем шума в данной точке и расчетным уровнем от фиктивного ненаправленного источника шума той же мощности, излучающего шум в сферу равномерно во всех
направлениях.
Из рассмотрения (15.3) следует, что на акустическую мощность струи влияют размеры двигателя, плотность выхлопных газов и скорость их истечения. У двигателей одного типа с одинаковым уровнем параметров цикла (лг. , Т*) тяга пропорциональна расходу воздуха, т.е. площади среза сопла. В этом случае акустическая мощность реактивной струи двигателя прямо пропорциональна его тяге. Уменьшение плотности выхлопных газов (увеличение температуры) при прочих равных условиях уменьшает шум. Наибольшее влияние на шум оказывает 8 скорость истечения газов ~	. В частности, лере-
Рис. 15.10. Снижение уровня шума реактивной струи ТРДД в зависимости от степени двухконтурности (Р = idem)
ход в дозвуковой авиации к использованию ТРДД вместо ТРД и повышение степени двухконтурности в них привело к уменьшению удельной тяги (ско
рости истечения газов) и существенному снижению общего шума при эксплуатации самолетов (см. рис. 15.10, 15.8, а также кривые 2 и 3 на рис. 15.4).
Шум вентилятора, компрессора и турбины
Шум вентилятора и компрессора складывается из широкополосного (так называемого “белого”) шума и пиков шума на дискретных частотах (см. правую часть спектра шума на рис. 15.1). Вентилятор и компрессор производят шум в области средних и высоких частот, что является весьма неблагоприятным фактором. Наиболее негативно воспринимаются дискретные составляющие шума.
Источником белого шума служит турбулентность потока, проходящего через лопаточные венцы компрессора. Турбулентные пульсации вызывают местные пики давления на стенках лопаток, которые порождают акустические волны. Другим источником широкополосного шума являются вихри, срывающиеся с задних кромок лопаток.
Причин возникновения дискретного шума несколько. Во-первых, это взаимодействие неравномерных полей давления, скорости и следов от лопаток предшествующего венца с лопатками последующего венца. Частота шума взаимодействия равна частоте следования лопаток относительно соседнего венца и кратным ей частотам 2Д, _ , ЗЛП и т. д. В частности, от каждой лопатки *	*	UJl
483
направляющего аппарата звук излучается с частотой /сл — к , где п — частота вращения, 1/с; 2лрк — число лопаток предшествующего рабочего колеса. Другая причина появления дискретного шума на тех же частотах — взаимодействие вращающегося рабочего колеса с крупномасштабной турбулентностью или со стационарной неравномерностью и пульсациями потока во входном канале. Шум взаимодействия распространяется от вентилятора и вверх и вниз по потоку.
При сверхзвуковых окружных скоростях, характерных для современных вентиляторов, проявляется шум вращения, вызываемый ударными волнами и сильно неравномерными полями давления у лопаток вращающегося рабочего колеса. Частота шума вращения также равна или кратна fc ( .
Дискретный шум на частоте следования f является доминирующим в общем шуме вентилятора ТРДД.
Технологические различия в геометрических размерах и установке лопаток рабочего колеса вентилятора приводят при сверхзвуковой скорости вращения на периферии к тому, что эпюры давления, интенсивность и положение скачков уплотнения у отдельных лопаток сильно различаются и дополнительно появляется интенсивный дискретный шум в области пониженных частот f < f , равных и кратных частоте вращения ротора.
При работе компрессора (или вентилятора) наблюдается снос акустической энергии шума, возникающего в компрессоре, вниз по потоку воздуха. В результате, например, шум со стороны выхода из одноступенчатого вентилятора ТРДД с раздельными контурами оказывается большим, чем со стороны всасывания. Эта разница зависит от числа М потока в межлопаточных каналах рабочих колес и направляющих аппаратов. Теоретически при М = 1 звук вообще не должен распространяться вверх по потоку.
В многоступенчатом компрессоре шум от ступени заметно уменьшается при прохождении вперед через предшествующую ступень. Первая ступень дает примерно половину общей мощности шума компрессора, столько же, сколько все остальные.
Широкополосный и дискретный шум турбины вызывается аналогичными причинами.
15.3.	Способы снижения шума ВРД
Снижение шума реактивной струи
Как следует из сказанного выше, задача снижения шума реактивной струи может относиться к двигателям следующих типов: ТРДФ, ТРДДФ, ТРД и ТРДД с малой или умеренной степенью двухконтурности. ТРДД с т = 5...6 не нуждаются в специальных средствах шумоглушения реактивной струи. Форсированные двигатели (ТРДФ, ТРДДФ) не применяются в гражданской авиации, и проблема их шума не рассматривается
В предыдущем разделе было показано, что основным источником шума является начальный участок реактивной струи. Поэтому главный принцип шумоглушения реактивной струи заключается в максимальном сокращении длины этого начального участка, в организации быстрого перемешивания вы-
Рис. 15.11. Шумоглушащее сопло турбореактивного двигателя
хлопных газов с воздухом. Для этой цели предложены многочисленные устройства. В первую очередь следует остановиться на специальных шумоглушащих соплах с выходным сечением сложной формы: гофрированных, лепестковых, многотрубчатых и др. (рис. 15.11). Общий принцип построения таких сопел заключается в преобразовании исходной круглого сечения струи в струю с поперечным сечением сложной формы, с развитой поверхностью смешения или в систему струй меньшего диаметра. Снижение шума определяется сложным механизмом взаимодействия струй друг с другом и с воздухом, эжектируемым в зону между струями. В частности, средняя скорость течения газа относительно эжектируемого воздуха, движущегося между струями, снижается, что, согласно (15.3), уменьшает акустическую мощность струй. Наряду со снижением общего уровня шума его спектр смещается в сторону высоких частот в связи с уменьшением размеров зон смешения в отдельных струях (рис. 15.12), что приводит к большему поглощению акустической энергии при распространении шума в атмосфере.
L,Ob
120
110
W0
90
80
Рис. 15.12. Снижение уровня шума в многотрубчатом сопле (по данным фирмы “Боинг”):
Дгс — число патрубков (2VC = 1 — исходное круглое сопло); л* = 2,2; Тс = 883 К; измерение под углом 45’ к оси сопла
0,125 0,25 0,5 1	2	4	8 f кГц
485
Если шумоглушащее сопло и начальный участок смешения окружить кольцевым эжекторным насадком, то степень шумоглушения в том числе из-за экранирующего действия стенок эжектора и подмешивания воздуха к реактивной струе еще больше возрастает. В частности, целесообразно применение многолепестковых насадков для сопел внутреннего контура в ТРДД со смешением потоков, что снижает общий уровень шума реактивной струи двигателя. Однако масса и габаритные размеры сопла с подобными эжекторными устройствами заметно возрастают.
Применение шумоглушащих сопел сложной формы помимо увеличения массы и габаритов приводит и к другим отрицательным последствиям, в том числе к дополнительному гидравлическому сопротивлению сопла и потере взлетной тяги двигателя в 1...3%. В полете влияние <рс на тягу возрастает, и потери тяги значительно увеличиваются (см. гл. 7).
Снижение шума вентилятора, компрессора и турбины
Эта проблема относится только к двухконтурным нефорсированным двигателям с большой двухконтурностью (т > 5...6), у которых шум реактивной струи снижен или малосуществен, и проблема дальнейшего снижения шума связана с вентилятором и компрессором.
Уменьшить шум, исходящий от лопаточных машин, можно двумя путями: снижением шума в месте его зарождения (в источнике) и снижением шума при его распространении путем применения внешних шумоглушащих устройств.
Снижение шума в источнике. Это направление касается главным образом уменьшения дискретных составляющих шума и решается несколькими путями:
1)	Применением ТРДД с большой степенью двухконтурности (т > 5), в которых становится возможным устройство одноступенчатого вентилятора, исключающего следовое взаимодействие многих лопаточных венцов, характерное для многоступенчатых вентиляторов ТРДД с умеренной степенью двухконтурности (т = 1...2).
2)	Проектированием первой, ступени вентилятора ТРДД без входного направляющего аппарата (ВНА), что позволяет устранить сильный шум взаимодействия в месте, наиболее близко расположенном к входу в двигатель. По оценке, это дает снижение уровня шума на 4...6 дБ и, кроме того, уменьшает массу вентилятора. Однако КПД вентилятора без ВНА несколько снижается. В настоящее время одноступенчатые вентиляторы всех ТРДД с большой степенью двухконтурности выполняются без ВНА.
3)	Увеличением осевого зазора между лопаточными венцами рабочего колеса и направляющего аппарата, что также уменьшает шум взаимодействия и снижает общий уровень шума двигателя (рис. 15.13). В современных ТРДД направляющие аппараты вентилятора и первых ступеней компрессора отодвигают от соответствующих рабочих колес на 1...2 хорды лопатки рабочего колеса.
4)	Снижением интенсивности дискретного шума на частоте следования за счет подбора разного числа лопаток рабочего колеса и направляющего аппарата, установкой лопаток направляющего аппарата под углом к радиусу и другими подобными средствами. Например, выгодно, чтобы число лопаток направляющего аппарата было в два раза больше числа лопаток рабочего колеса вентилятора.
Аналогичные мероприятия выполняют и в турбинах.
486
Рис. 15.13. Зависимость максимального уровня воспринимаемого шума ТРДД при пролете самолета на высоте 150 м от величины относительного осевого зазора между рабочими колесами и направляющим аппаратом одноступенчатого вентилятора (по данным фирмы “Пратт-Уитни”)
5)	Выбором окружной скорости можно эффективно воздействовать на снижение общего шума. Рассмотрим влияние окружной скорости на примере одноступенчатого вентилятора ТРДД, степень повышения давления в котором сохраняется при изменении расчетного значения окружной скорости ив (мощность вентилятора неизменна). Уменьшение ив приводит к уменьшению относительной скорости воздуха между лопатками, но увеличивает нагрузку (подъемную силу) лопаток, т. е. приводит к усилению неравномерности полей давления вокруг лопаток. Противоположное действие этих двух факторов приводит к тому, что уровень дискретного шума взаимодействия у дозвуковых вентиляторов ТРДД при л* = idem практически не зависит от окружной скорости. В сверхзвуковых вентиляторах с увеличением расчетной окружной скорости при л* = idem очень сильно возрастают дискретные шумы взаимодействия и вращения. С другой стороны, при меньших ив растет уровень широкополосного “белого” шума. В целом уменьшение окружной скорости вентилятора снижает шум. Однако уменьшение расчетной окружной скорости одноступенчатого вентилятора приводит к увеличению массы двигателя из-за утяжеления вентилятора и его турбины, которая при той же мощности, но при меньшей частоте вращения должна иметь больше ступеней. Следует иметь в виду, что дискретный шум, преобладающий в области высоких ив может быть эффективно заглушен с помощью звукопоглощающих устройств, настроенных на определенные частоты (см. ниже). Поэтому выбор окружной скорости вентилятора является вопросом компромиссным, так как при этом, кроме акустических характеристик следует учитывать изменение КПД вентилятора, массы, габаритных размеров, конструкции двигателя и силовой установки в целом (с учетом устройства звукопоглощения) и ряд других факторов. Величину ив выбирают в пределах 400...500 м/с и ниже.
Конструкция современных малошумных ТРДД должна включать указанные выше меры по снижению шума во всех его источниках внутри двигателя. Однако, как показывает опыт и расчеты, шум двигателя на самолетах при этом все же заметно превышает установленные нормы. Поэтому даже в ТРДД с большой степенью двухконтурности необходимо применять эффективное шумоглушение.
Внешнее глушение шума лопаточных машин. Для глушения шума вентилятора, компрессора (а также турбины) внутренние поверхности воздухозаборника и выходных каналов гондолы всех новых гражданских ТРДД снабжаются звукопоглощающей (акустической) облицовкой. Условия работы облицовки в каналах ТРДД достаточно тяжелы (большие скорости воздуха и
487
газа, высокий уровень звукового давления). Поэтому обычные звукопоглощающие материалы волокнистого типа (стекловата и т. п.) оказываются непригодными из-за низкой прочности. Разработаны многочисленные образцы специальных прочных звукопоглощающих облицовок для авиадвигателей, которые в основном используют резонансный принцип поглощения звука и состоят из сотового заполнителя и перфорированной или пористой облицовки со стороны потока воздуха или газа (рис. 15.14). В холодной части применяют облицовку из алюминия, пластиков и титана, в горячей — из стали. Изменяя объем и конструкцию сот, можно настроить облицовку на максимальное поглощение звука одной главной частоты с меньшей или большей эффективностью поглощения звука в смежном диапазоне частот, получая узкополосные и широкополосные облицовки (см. рис. 15.14, соответственно а и б).
JXnsi существенного снижения шума при использовании звукопоглощающих облицовок необходимо выдержать определенное соотношение между высотой канала и длиной облицовки. В целом потребная площадь звукопоглощающей облицовки оказывается достаточно большой, например, в ТРДД при т = 4...8 она может достигать 15...5-кратной величины от площади входа в двигатель F ВХ

7
Рис. 15.14. Основные типы звукопоглощающих облицовок и спектры поглощения ими звуков:
а — узкополосная облицовка резонансного типа; б — комбинированная широкополосная с активным звукопоглощающим пористым покрытием: 1 — перфорированная пластина; 2 — сотовый слой;
3 — пористое покрытие; 4 — внешняя стенка канала
f 2
Устройство звукопоглощающей облицовки в гондоле ТРДД приводит к увеличению ее массы и потерь в каналах, т. е. к росту удельного расхода топлива, что должно учитываться при анализе эффективности силовой установки.
На рис. 15.15 показана схема типичной гондолы современного ТРДД с большой степенью двухконтурности (т = 6), форма которой и акустическая
488
обработка стенок воплощают рассмотренные принципы шумоглушения. Для увеличения возможной площади акустической облицовки и большего снижения шума внутренних источников и реактивных струй применена схема с общим реактивным соплом (которая дает также некоторое уменьшение удельного расхода топлива — см. гл. 9.) Относительная площадь звукопоглощающей облицовки (ЗПО) £! /Fnv равна ~ 12,5, из которой 60% размещено в выходном канале ЛЮ
внешнего контура, около 26% — в воздухозаборнике и примерно по 7% — в корпусе вентилятора и в затурбинном канале внутреннего контура.
Рис. 15.15. Устройство гондолы ТРДД со звукопоглощающей облицовкой (акустическое покрытие выделено жирными линиями):
1 — воздухозаборник; 2 — вентилятор без ВНА; 3 — направляющий аппарат; 4 — внутренний контур; 5 — выходной канал внутреннего контура;
6 — общее реактивное сопло
Применение ТРДД с большой степенью двухконтурности (ш > 5...6), рациональных методов их конструирования и использование звукопоглощающей облицовки в гондолах позволяет современным пассажирским самолетам выполнять нормативные требования к уровню шума на местности.
Глава 16. ВРЕДНЫЕ ВЫДЕЛЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ И СТАЦИОНАРНЫХ ГТУ
Несмотря на то, что доля авиации в общем загрязнении атмосферы вредными выбросами промышленности и транспорта мала (~ 1%), уровень загрязнения воздуха в районе аэропортов оказывается сравнимым с уровнем загрязнения воздуха в больших городах. Кроме того, вредные выделения некоторых самолетов (например, СПС или будущих высотных гиперзвуковых аппаратов) могут оказывать специфическое неблагоприятное воздействие на физико-химическое состояние верхней атмосферы. Поэтому ограничение вредных выделений в гражданской авиации является важным звеном в общей проблеме охраны окружающей среды. В отличие от проблемы шума в проблеме вредных выделений двигатель является практически единственным действующим вредным фактором.
Более неблагоприятная ситуация складывается с вредными выделениями стационарных газотурбинных установок, в том числе созданных на базе авиационных двигателей, поскольку они имеют непрерывный цикл работы. Поэтому к ограничению вредных выделений в атмосферу стационарных ГТУ выдвигаются существенно более строгие требования, чем к авиационным двигателям.
489
16.1.	Вредные выделения авиационных двигателей
16.1.1.	Виды вредных выделений и причины
их образования
Вредные выделения авиадвигателей часто определяют одним словом — эмиссия. В табл. 16.1 показаны виды выделений авиадвигателей и их возможное вредное воздействие на окружающую среду.
Таблица 16.1
Компоненты продуктов сгорания	Вид топлива		Вредное воздействие	
	Керосин	Водород	Аэропорт	Стратосфера
со2		—	—	ИКИ
п2о	+	+	—	ИКИ; УФИ
sox	+	—	ТД	ИКИ
со	+	—	* ТД	—
Углеводороды	+	—	4. тд	ИКИ
ЫОХ	+	+	* тд	УФИ*
С (дым)	+	—	пд"	ИКИ
Здесь: ТД — токсическое действие; ПД — психологическое действие; ИКИ — поглощение инфракрасного (теплового) излучения Земли, влияние на климат; УФИ — увеличение уровня ультрафиолетового излучения от Солнца на Земле. * — воздействия, требующие ограничения и контроля
Углекислый газ (С02) и пары воды (Н2О) являются естественными продуктами полного сгорания углеводородных топлив. При сгорании водорода образуется только Н2О.
Окислы серы (SOX) присутствуют, если топливо загрязнено сернистыми соединениями. Поскольку авиационные керосины подвергаются хорошей очистке, содержание серы в них мало: например, топливо РТ по ГОСТу должно содержать не более 0,1% серы. Это соответствует выделению менее 2 г SO2 в продуктах сгорания 1 кг топлива и не представляет сколь-нибудь серьезной опасности.
Продуктами неполного сгорания топлива в камере сгорания оказываются: окись углерода (СО), различные углеводородные соединения (в дальнейшем условно обозначаемые НС), а также мельчайшие частички углерода в виде дыма.
При высоких температурах в камере сгорания кислород и азот воздуха образуют стойкие окислы, которые практически полностью сохраняются в выхлопных газах. Под окислами азота (NOX) понимают суммарное количест-490
во окиси NO и двуокиси N02 азота, которое определяется по массе в предположении, что NO находится в форме N02 .
Эмиссия СО, НС, N0x может оказывать токсическое действие в зоне аэропорта на пассажиров, обслуживающий персонал и на окрестное население. Некоторые компоненты продуктов сгорания, загрязняя стратосферу при полете самолетов на крейсерских высотах Н = 10...20 км, могут увеличить поглощение инфракрасного излучения Земли в атмосфере и повлиять на климат. Однако такое влияние в настоящее время не считается значительным. Более опасным признается воздействие продуктов сгорания на слой озона (О3) в атмосфере, который защищает поверхность Земли от ультрафиолетового излучения Солнца, вызывающего кожные раковые заболевания у людей и оказывающего вредное воздействие на биосферу Земли. Особенно сильным может быть действие окислов азота, которые в результате реакций типа
NO + О. NO9 + 09 ; NO9 + О NO + О9 вызывают каталитическую рекомбинацию озона и атомарного кислорода (О3 + О = 2О2). Поскольку зона наибольшего содержания озона в атмосфере расположена на высоте 20—30 км, наиболее опасными могут оказаться будущие полеты СПС и гиперзвуковых аппаратов по фиксированным трассам на высотах Н > 15...20 км, создающие устойчивые зоны с пониженным содержанием озона.
Ввиду наличия большого числа других действующих факторов, проблема возможного влияния эмиссии авиации на физико-химическое состояние верхней атмосферы Земли еще не вполне ясна. Поэтому в настоящее время оценивают эмиссию вредных веществ авиадвигателями в районе аэропортов, а именно вредных газообразных веществ: СО, НС, NOX , а также дыма. Поскольку рассматриваются гражданские самолеты массового применения, эмиссия вредных веществ из форсажных камер (военных самолетов) здесь не оценивается.
Количественная оценка вредных выделений. Количественно эмиссия вредных газообразных веществ (кроме дыма) оценивается индексом эмиссии EI, который представляет собой отношение массы вредного вещества в граммах к 1 кг израсходованного топлива. Соответственно различают Е1СО , Е1^с , Е1^о .
X
Рассмотрим закономерности образования вредных веществ в основных камерах сгорания.
Эмиссия окиси углерода и углеводородов. СО и НС являются продуктами неполного сгорания топлива, поэтому их образование зависит, в основном, от тех же обстоятельств, что и полнота сгорания топлива. В частности, с уменьшением параметра форсирования основной камеры сгорания Kv (см. гл. 5) происходит увеличение коэффициента полноты сгорания топлива и, следовательно, уменьшение выделений СО и НС. Этому же способствуют: обеспечение хорошего распыления топлива и предварительного перемешивания его с воздухом; предотвращение попадания топлива на стенки камеры сгорания; рациональный подвод воздуха в пределах первичной зоны, обеспечивающий сгорание топлива при локальных значениях а ~ 1,2...1,6. Наибольшее выделение СО и НС наблюдается па режиме малого газа, так как при этом значения »* и 7*
К	К
491
минимальны, а величина а. максимальна. На основных же режимах выход СО и НС незначителен, так как коэффициент полноты сгорания здесь близок к единице.
Эмиссия окислов азота. В заметных количествах окислы азота образуются при температуре >2000 К, т. е. в зоне горения камеры сгорания, где местная температура может быть близкой к стехиометрической. Образовавшиеся окислы азота при дальнейшем снижении температуры в зоне смешения камеры сгорания и далее по тракту двигателя не разлагаются и сохраняются в выхлопных газах двигателя (рис. 16.1,а). Относительное количество образую щихся окислов азота экспоненциально зависит от максимального уровня температуры в зоне горения (рис. 16.1,6). Увеличение 7'П1ах на 100 К в три раза увеличивает количество образующегося N0v . Уровень , достигаемый в зоне горения у всех камер сгорания обычной конструкции, практически не
Рис. 16.1. Закономерности образования окислов азота в камерах сгорания ГТД: а — характер изменения температуры газа и индекса эмиссии NOX по длине КС; б — зависимость индекса эмиссии NOX от уровня максимальной температуры газов в КС, в — зависимость температуры стехиометрической смеси без учета диссоциации от температуры воздуха за компрессором Т*
(Т* = 288 К, топливо — керосин, Ни = 42900 кДж/кг, Lo - 14,9, Г|т = 0,98, Т]к ~ 0,95), г — типичная зависимость индекса эмиссии NO„ от 71* и среднего времени пребывания газов в КС
492
зависит от заданной температуры газов перед турбиной 7* , которая определяется количеством подмешиваемого вторичного воздуха. В то же время максимальная температура в зоне горения (близкая к стехиометрической) сильно зависит от температуры воздуха за компрессором, т. е. от степени повышения давления в компрессорах ТРДД (рис. 16.1,в). Таким образом, индекс эмиссии окислов азота в первую очередь определяется температурой воздуха за компрессором или величиной (рис. 16.1,г). Повышение Т* на 100 К примерно удваивает количество образующихся окислов азота. Эмиссия окислов азота зависит также от времени пребывания газов в зоне горения, которое в первом приближении может быть принято пропорциональным общему времени пребывания газов в камере - fnp . У современных двигателей величина £пр на максимальном режиме находится в пределах 6... 12 мс и увеличивается на малом газе до 8... 16 мс.
Отмеченные особенности образования газообразных вредных выделений объясняют изменение индексов эмиссии в зависимости от режима работы двигателя (рис. 16.2). Наибольший индекс эмиссии СО и НС наблюдается на пониженных режимах, особенно на малом газе, вследствие снижения полноты сгорания топлива. Наоборот, эмиссия окислов азота — наибольшая на повышенных режимах при высоких значениях 7t*s и Т* .
Рис. 16.2. Типичная зависимость индексов эмиссии СО, НС и NOX от режима для (ТРДД CF6-6;	= 26):
1 — взлетный режим; 2 — режим набора высоты;
3 — режим захода на посадку; 4 — малый газ
Образование дыма. Дымный выхлоп авиадвигателей определяется наличием в продуктах сгорания частичек несгоревшего углерода, которые образуются в зоне горения камеры сгорания при местном переобогащении топливовоздушной смеси, недостаточно совершенном распылении топлива и т. д. Увеличение давления в камере сгорания приводит к коагуляции частиц углерода и делает дым визуально более заметным. Поэтому в двигателях с большим лкЕ пР°блема эмиссии дыма обостряется. Дым от больших двигателей также более заметен в связи с большими поперечными размерами реактивной струи,
493
поглощающей больше света при одной и той же концентрации частиц углерода. Дымный выхлоп наиболее заметен на максимальных режимах работы двигателей.
Для количественного измерения эмиссии дыма используют метод фильтрации, при котором через белый бумажный фильтр пропускают определенное количество отобранных выхлопных газов. Так называемое “число дымности” SN (Smoke Number) определяют по формуле
SN = 100
(16.1)

где Rs , Rw — абсолютные отражательные способности соответственно загряз
ненного и чистого фильтров (SN = 100 соответствует абсолютно черному телу; SN = 0 — белой бумаге). Граница видимости дыма на выхлопе авиационных двигателей соответствует SW=2O...3O при тяге больше 50 кН и SN = 30...40 — при Рвз < 50 кН.
16.2.	Нормы, ограничивающие вредные выделения
Международные нормы, ограничивающие эмиссию авиационных двигателей, разрабатываются Международной организацией гражданской авиации (ICAO). Введение этих норм должно снизить загрязнение воздушной среды в аэропортах и предотвратить чрезмерный рост это~о загрязнения, а в будущем снизить Эхмиссию до безопасных пределов.
Установленные нормы периодически пересматриваются (ужесточаются) в соответствии с прогрессом в авиадвигателях, что выдвигает более жесткие требования к рабочему процессу в новых двигателях. Нормы на допустимый уровень эмиссии газообразных веществ различаются в отношении существующих и перспективных двигателей.
Эмиссия газообразных веществ. Для определения массы вредных веществ, выделяющихся в районе аэропорта па высотах < 1000 м, устанавливается стандартный цикл режимов работы двигателя при взлете и посадке длительностью 28,9 мин (рис. 16.3).
По экспериментальным значениям индексов эмиссии СО, НС, NOX определяется общая масса эмиссии каждого вещества j в граммах за цикл:
=	GTftf ,	(16.2)
где — расход топлива в кг/с; t. — время работы на каждом из I режимов стандартного цикла, с.
В качестве контрольных параметров эмиссии установлены отношения массы эмиссии Dj (16.2) к взлетной тяге Рвз , т. е. -Oco/PQ3 ; -Djiq/Pb3 ; -°NO /Риз 
Нормирование эмиссии окиси углерода (СО). Нормы ICAO установлены с 1986 г. и для всех двигателей с тягой больше 26,7 кН ограничивают эмиссию СО одинаковой величиной 494
Рис. 16.3. Стандартный цикл режимов работы двигателя при взлете и посадке:
1,5 — руление (15 и 7 мин, Р = 7%); 2 — взлет (0,7 мин, Р = 100%);
3 — набор высоты (2,2 мин, Р = 85%); 4 — заход на посадку (4 мин, Р = 30%)
Всо/Рпз <118, г/кН.	(16.3)
Нормирование эмиссии несгоревших углеводородов (НС). Нормы установлены с 1986 г. и для всех двигателей с тягой больше 26,7 кН ограничивают эмиссию НС одинаковой величиной
Лю/Рвз 5 19-6’ г/кН-	(16.4)
Нормирование эмиссии оксидов азота. Эта проблема оказывается наиболее сложной. Как мы видели раньше (см. Введение, гл. 1), прогресс авиадвигателей связан, в частности, с непрерывным увеличением , что должно приводить к сильному увеличению эмиссии окислов азота. Это ставит новые и перспективные двигатели в неблагоприятное положение, препятствующее прогрессу двигателей. ICAO учло это обстоятельство и установило нормативные ограничения на эмиссию NOX , возрастающими по величине лк^ двигателей (рис. 16.4).
Таким образом, нормы ICAO ставят перед разными двигателями задачи снижения эмиссий NOX примерно одинаковой технической сложности независимо от уровня их термодинамического совершенства.
Сейчас действуют нормы 1996 года, но уже предлагаются нормативы 2004 года, требующие снижения параметра эмиссии NOX па 20...5 г/кН (рис. 16.4). Перспективные разработки и нормативы требуют дальнейшего снижения параметра эмиссии NOX еще на 50...70%. Проблема снижения эмиссии NOX является одной из самых сложных в современном авиадвигателестрое-нии, хотя в этой области уже имеются значительные достижения.
Нормирование эмиссии дыма. Нормы ICAO устанавливают также максимально допустимый уровень дымления (рис. 16.5). Сравнение этого уровня с данными разд. 16.1 показывает, что он ниже границы видимости дыма.
495
Рис. 16.4. Допустимые уровни эмиссии NOX ТРД и ТРДД дозвуковых самолетов (нормы ICAO 1996 г. и предложения на 2004 г.). О — эмиссия отечественных ТРДД гражданских самолетов
Таким образом, главная цель нормирования эмиссии дыма заключается в том, чтобы сделать дым невидимым. Эту задачу решают камеры сгорания модифицированных и новых ТРДД.
16.3.	Пути снижения вредных выделений
Рис. 16.5. Максимально допустимое число дымности в зависимости от взлетной тяги двигателя (нормы ICAO 1983 г.): • фактические уровни дымления некоторых ТРДД с модифицированными КС
Задача снижения эмиссий будущих двигателей должна решаться, в основном, не выбором параметров двигателя в целом (хотя этот фактор и может оказывать влияние), а совершенствованием камер сгорания. Ниже кратко рассмотрены возможные пути модифицирования камер сгорания ТРДД для снижения эмиссий. Поскольку при такой модификации изменяются и выход-
496
ные характеристики КС (например Лг), это может оказать влияние и на характеристики двигателя в целом (стационарные, динамические, пусковые и др.), что пока еще недостаточно изучено.
Уменьшение эмиссии СО и НС. Как известно, эмиссия СО и НС связана с недостаточно полным сгоранием топлива.
Рассмотрим вклад каждого j из режимов стандартного цикла ‘’взлет—посадка” (см. рис. 16.3) в общую эмиссию СО и НС. На этапах руления до взлета и после посадки (22 мин) тратится около 42% от общего расхода топлива в стандартном цикле, а доля несгоревшего топлива при рулении составляет примерно 94,5%. Из приведенного примера следует, что основные возможности снижения эмиссии СО и ПС заключены в улучшении полноты сгорания топлива на режимах, близких к малому газу (Р = 7%).
Современные двигатели оборудованы совершенными камерами сгорания, у которых коэффициент полноты сгорания на повышенных режимах близок к единице, а на режимах руления (7% тяги) = 96...98,8%.
Дальнейшее улучшение полноты сгорания топлива на пониженных режимах может быть достигнуто рядом мероприятий, главные из которых следующие:
—	улучшение распыла топлива, введение устройств для предварительного испарения топлива (карбюрирование, гомогенизация топливовоздушной смеси);
—	обогащение смеси в зоне горения, которая в обычных КС сильно обедняется на режиме малого газа.
Другим способом поддержания эффективного горения топлива на малом газе является устройство камер сложной конструкции с большим числом зон горения (двухъярусных, модульных, с двухстадийным горением, рис. 16.6), у которых на пониженных режимах часть форсунок отключается.
Уменьшение эмиссии NOX . Есть две принципиальные возможности снижения эмиссии NOX — уменьшение максимальной температуры в зоне горения и снижение времени пребывания газов в ней.
Снижение температуры газов в зоне горения может быть достигнуто впрыскиванием в нее воды. Этот способ оказывается довольно эффективным при условии равномерного распределения воды в зоне горения (1 — 2% воды от GbI снижает £/Nq в несколько раз), однако требуются специальная система подачи и дозировки воды и ее запас на борту, что ухудшает характеристики самолета.
Снижение максимальной температуры может быть получено обеднением топливовоздушной смеси в зоне горения до а > 1,25 вместо а<1 у обычных КС, что может существенно снизить количество NOX . Этот способ благоприятен также в отношении эмиссии дыма. Однако такой прием в камере обычного типа приведет к сужению диапазона режимов ее работы и будет противоречить требованию повышения полноты сгорания топлива па малом газе с целью снижения эмиссии СО и НС. Согласовать эти требования и реализовать повышенные значения а в зоне горения на максимальном режиме работы двигателя можно в рассмотренных выше камерах сгорания с большим числом зон горения (рис. 16.6) и в камерах с регулируемой геометрией фронтовых устройств.
“Модульные” (многозонные) камеры, сокращая размеры зон горения, способствуют также уменьшению времени пребывания газов в них, что дополни-
17 Б А. Крылов
497
Рис. 16.6. Схемы экспериментальных КС с низким уровнем эмиссии фирмы “Дженерал Электрик”: а — двухъярусная камера, 6 — модульная камера; в — камера с двухстадийным горением;
1 — первичное топливо; 2 — вторичное топливо (отключение на малом газе);
3 — модули (карбюратор, завихритель, стабилизатор);
4 — карбюратор вторичной зоны
тельно снижает количество окислов азота. Уменьшению времени пребывания газов в зоне горения способствуют различные средства, улучшающие равномерность перемешивания топлива с воздухом для обеспечения его быстрого последующего сгорания (улучшенный распыл, смесители, карбюрирование смеси и др.). В целом проблема снижения эмиссии N0x представляется одной
из наиболее сложных.
Снижение эмиссии дыма. Эта проблема в настоящее время технически разрешена за счет увеличения расхода первичного воздуха через фронтовое устройство и размещения вокруг форсунок завихрителей, способствующих быстрому перемешиванию топлива с воздухом и исчезновению местных переобо-гащенных зон. Для ликвидации видимого дыма достаточно увеличить значения а за фронтовым устройством камеры от ==0,5 (что характерно для КС прежних конструкций) до ~ 0,75, что характерно для “бездымных” камер.
Применение водорода. Использование в будущем водорода как топлива позволит существенно снизить эмиссию вредных веществ, поскольку при его сгорании не образуются дым, СО и НС. Но, так как температура сгорания стехиометрической смеси водорода с воздухом выше, чем у керосина, существует опасность некоторого увеличения эмиссии NOX . Однако высокая реакционная способность водорода позволит, по-видимому, реализовать такие новые схемы организации рабочего процесса в камере, при которых ликвидируются зоны с высокой температурой (например, введением предваритель
498
ной частичной гомогенизации смеси и др-), что может, по предварительным оценкам, существенно снизить эмиссию N0x .
16.4.	Вредные выделения стационарных ГТУ.
Нормирование вредных выделений
Как уже отмечалось, одним из важнейших показателей для стационарных ГТУ является показатель выброса вредных веществ в уходящих газах.
Большинство стационарных ГТУ в качестве топлива использует экологически чистое топлива — природный газ, позволяющий при современных технологиях сжигания топлива радикально сократить загрязнение атмосферы вредными веществами. Однако и в этом случае основными компонентами продуктов сгорания, загрязняющими атмосферу, являются оксиды азота NOx и углерода СО. Содержание несгоревших углеводородов (в частности, метана) из-за высокого уровня полноты сгорания топлива в современных ГТУ (|]г = 98,5...99,5%), как правило, находится в пределах точности измерения. Кроме того, природный газ, используемый в качестве топлива, практически не содержит соединений серы, и концентрации ангидрида серы (S02) в уходящих газах ГТУ близки к нулю.
Для стационарных ГТУ объектами контроля специальных экологических служб, руководствующихся Законами “Об охране окружающей природной среды”, “О недрах”, “Об охране атмосферного воздуха”, являются вредные выделения оксидов азота и углерода.
Для ГТУ, созданных на базе авиационных двигателей ГОСТ 28775-90, установлены следующие максимальные значения концентраций оксидов азота в нормальных сухих куб. м продуктов сгорания (приведенных к условному содержанию кислорода 15% ):
—	для ГТУ без регенерации тепла 150 мг/нм3 (75 ррш);
—	для ГТУ с регенерацией тепла 200 мг/нм3 (100 ppm), т. е. при удельных показателях на единицу расхода топливного газа соответственно равных 4,17 и 5,56 г/м3.
Максимальное значение концентрации оксида углерода для этих случаев не должно превышать 300 мг/нм3 (240 ppm).
При использовании ГТУ в энергоустановках для выработки электрической энергии требования по максимальным значениям концентрации оксида азота из-за расположения энергоустановок вблизи населенных пунктов еще более ужесточаются. Так, концентрация оксидов азота не должна превышать 50 мг/нм3 (25 ppm) на газообразном топливе и 100 мг/нм3 (50 ppm) — на жидком топливе. Такие же требования предъявляются и для вновь создаваемых высокотемпературных повышенной экономичности ГТУ.Обеспечение низких концентраций вредных веществ в уходящих газах таких ГТУ требует специальных технических решений по сжиганию топлива и систем регулирования ГТУ.
В различных странах предельные уровни концентраций вредных веществ указываются либо в ppm (ппм, т. е. объемных частей на 1 млн.), либо в мг/нм3 (1 м3 сухих и продуктов сгорания при 0°С и 0,1013 МПа — при условной концентрации кислорода 15%).
Пересчет концентраций в разных единицах измерения производится по следующим зависимостям:
17*
499
—	для оксида азота: 1 ppm - 1 х 10 4 % = 2,054 мг/нм3;
—	для оксида углерода: 1 ppm = 1 х 10“ 4 % = 1,25 мг/нм3.
Пути снижения вредных выделений
Окись углерода образуется при любых значениях коэффициента избытка в первичной зоне аПз . Если топливовоздушная смесь в первичной зоне камеры сгорания богатая (о.Пз < 1), то СО образуется в большом количестве вследствие нехватки кислорода для завершения реакции окисления углерода до СО9 . Если же смесь в первичной зоне стехиометрическая или умеренно бедная (аПз > 1), то значительные количества СО будут образовываться вследствие диссоциации СО2 . На практике выброс СО оказывается значительно выше термодинамически равновесного и максимален на режимах малой мощности. Указанный факт свидетельствует о том, что большие количества СО образуются в результате неполного сгорания топлива. Это может быть вызвано следующими причинами:
—	низкой скоростью горения в первичной зоне вследствие недостатка топлива;
—	малым временем пребывания в первичной зоне;
—	недостаточным перемешиванием топлива и воздуха, в результате чего образуются зоны, в которых смесь слишком бедна, чтобы в них поддерживалось горение, а также зоны с излишне богатой смесью, горение в которых приводит к высоким местным концентрациям СО;
—	“замораживанием” продуктов горения, вовлекаемых в слои воздуха, охлаждающие стенки жаровой трубы.
Методы снижения выбросов СО должны быть увязаны с рассматриваемыми факторами. Различные меры, обеспечивающие снижение выхода СО, хорошо и подробно изложены в литературе. В основном эти меры сводятся к следующим:
—	улучшение процессов подготовки топливовоздушной смеси и создание гомогенной горючей смеси;
—	перераспределение воздуха для обеспечения оптимального значения
«Пз •’
—	увеличение объема первичной зоны и времени пребывания в ней;
—	уменьшение расхода воздуха на охлаждение жаровой трубы за счет организации более эффективного охлаждения стенок в первичной зоне (или даже путем применения жаровых труб из керамики);
—	перепуск воздуха из-за компрессора на режимах малой мощности, при этом выход СО снижается благодаря уменьшению аПз и увеличению температуры в первичной зоне.
Все рассматриваемые способы снижения выхода СО основаны на общих принципах, предусматривающих повышение уровня полноты сгорания топлива, поскольку неполное сгорание на режимах малого газа сопровождается значительными выбросами СО.
Наиболее серьезной проблемой является снижение уровня выброса окис лов азота. Как уже отмечалось, главным фактором, определяющим образование 500
NOX , является температура в зоне реакции. Выброс NOX экспоненциально возрастает с повышением температуры пламени. Второй важный фактор — время пребывания топливовоздушной смеси в области с высокими температурами.
Для большинства практических целей остальные параметры камеры сгорания можно учитывать лишь в той мере, в какой они влияют на температуру пламени и время пребывания в первичной зоне. Вследствие этого для уменьшения выхода NOX в первую очередь необходимо снизить температуру в зоне реакции. Затем важно исключить локальные горячие области в зоне реакции, так как недостаточно достигнуть приемлемого снижения средней температуры, если останутся локальные области высокой температуры, в которых скорость образования NOX будет велика. И, наконец, время, в течение которого может происходить образование N0x , должно быть сведено к минимуму.
Снижение и температуры пламени, и времени пребывания легко достигается увеличением расхода воздуха через первичную зону, но это приводит к увеличению выхода СО. Вообще, многие методы снижения вредных выбросов по существу являются компромиссом между выбросом СО с одной стороны, и выбросом N0x — с другой. Это положение наглядно иллюстрирует график на рис. 16.7, где сопоставлены выбросы СО и NOX для камеры сгорания ГТД. Такое представление данных по выбросам позволяет отличать действительно перспективные способы снижения выбросов от простого размена выброса одних компонентов на выброс других. Для конкретной КС характеристика выброса CO~NOX существенно постоянна, ее верхняя область соответствует режиму малого газа, а нижняя — режиму максимальной мощности.
Рис. 16.7. Характеристики выбросов традиционной и перспективных камер сгорания:
1 — область данных для традиционных камер;
2 — область данных для перспективных камер
501
Для уменьшения эмиссии NOX в стационарных ГТУ в основном используются те же методы, что были изложены в разд. 16.3. Однако существует возможность использования и дополнительных методов. Так, например, впрыск воды в первичную зону камеры сгорания, который практически не применяется в авиационных двигателях из-за эксплуатационных проблем, успешно используется на ряде газовых турбин тепловых электростанций, имеюших систему водоснабжения. На стаципарных ГТУ используется также подача пара в камеру сгорания. Еще одним инертным разбавителем, имеющимся в избытке, являются продукты сгорания. Однако, для того чтобы эффективно снижать выброс NOX , они должны возвращаться в первичную зону охлажденными. Это приводит к увеличению веса, размера и сложности камеры сгорания и установки в целом. Этот метод позволяет существенно уменьшить образование NOX , но в ряде случаев ценой увеличения выброса СО.
Для удовлетворения современным и перспективным требованиям по уровню выбросов вредных веществ необходимо создавать камеры сгорания нового типа, позволяющие снизить выбросы всех вредных компонентов одновременно. Представления о возникающих при этом проблемах можно получить из анализа графика рис. 16.8, на котором приведена зависимость уровней выброса NOX и СО от температуры пламени в первичной зоне. Предельные значения выбросов указаны в соответствии с нормами для стационарных ГТД газоперекачивающих агрегатов. Из графика следует, что только в очень узком
Тп.з., К
Рис. 16.8. Влияние температуры газа в первичной зоне камеры сгорания на выбросы СО и NOX
502
интервале температур, между 1570 и 1750 К, уровни выброса NOX и СО ниже установленных норм.
Все известные методы обеспечения низких уровней выброса основываются на том, чтобы удерживать температуру в зоне горения в узком диапазоне на всех эксплуатационных режимах двигателя.
В настоящее время наиболее широкое распространение в стационарных ГТУ получила технология стадийного двухзонного горения гомогенных бедных топливовоздушных смесей.
Суть этой технологии заключается в практически полном перемешивании топлива с воздухом до начала горения для создания в камере сгорания гомогенной бедной (а = 2,2) смеси, что обеспечивает низкую температуру зоны горения. Для поддержания горения такой бедной смеси организуется слабофорсированная первичная зона (а ~ 0,5), которая обеспечивает необходимый подвод тепла на режимах малой мощности (малого газа) и создает дежурное пламя для вто-О рой зоны. Эта технология позволяет получать уровень эмиссии NOX < 50 мг/мм (25 ppm) без увеличения уровня выброса СО.
503
Часть V
ПРЯМОТОЧНЫЕ И КОМБИНИРОВАННЫЕ
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ БОЛЬШИХ
СВЕРХЗВУКОВЫХ И ГИПЕРЗВУКОВЫХ
СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Глава 17. СВЕРХЗВУКОВЫЕ ПРЯМОТОЧНЫЕ
И РАКЕТНО ПРЯМОТОЧНЫЕ ВОЗДУШНО
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
17.1.	Сверхзвуковые прямоточные двигатели
17.1.1.	Общая характеристика СПВРД
Принципиальная схема СПВРД была приведена в гл. 1 на рис. 1.5. Этот простейший тип ВРД состоит всего из трех элементов: воздухозаборника, камеры сгорания и реактивного сопла.
У газотурбинных двигателей турбокомпрессорная группа со значительным увеличением скорости полета становится все менее эффективной, и тяга, достигнув максимума, начинает снижаться, а удельный расход растет. Эта область зависит от температуры газа перед турбиной, с увеличением которой достижимая скорость полета с ГТД увеличивается, однако Мп = 3...3.5 можно счи-
П II1HX тать реальным пределом для ГТД.
С другой стороны, рост давления и температуры вследствие динамического напора (рис. 17.1) позволяет осуществить эффективный термодинамический цикл только за счет скоростного напора. Например, уже при Мп = 3,5
*
степень повышения давления торможения достигает = 100.
Классическая качественная картина смены по скорости полета областей эффективности газотурбинной техники на СПВРД, а затем на гиперзвуковые аппараты показана на рис. 17.2. Область СПВРД определяется пределами Мп = 2,5...6 и М « 2,5...7 в зависимости от топлива (керосин — водород).
Сферы применения прямоточных силовых установок
Несмотря на элементарность схемы, СПВРД находят широкие и гибкие сферы использования как в простых, так и в сложных вариантах СУ. На схеме (рис. 17.3) показаны типы двигателей с применением прямоточных или ракетно-прямоточных двигателей или их компонентов, типы применяемых топлив, а также возможные объекты применения. В целом область непосредственного или комбинированного применения прямоточных двигателей оказы-
504
Рис. 17.1. Параметры торможения свободного потока, рассчитанные различными методами (Т =216,5 К)
вается весьма обширной. Предметом рассмотрения в данной главе являются два базовых двигателя — СПВРД и РПД, использующих жидкие углеводородные, твердые и криогенные топлива. Другие варианты применения ПВРД рассмотрены в последующих главах.
Поколения прямоточных двигателей
В своем развитии СПВРД и РПД классического (некомбищированного) типа прошли три поколения. Поскольку СПВРД не обладают самостоятельным стартом, наличие и размещение ракетных стартовых сбрасываемых ус-
505
Рис. 17.3. Сферы применения прямоточных двигателей (Сокращения: ГЗКР — гиперзвуковая крылатая ракета; ГЗСР — гиперзвуковой стратегический разведчик;
ГЛА — гиперзвуковой летательный аппарат;
ВКС — воздушно-космический самолет;
АРС — артиллерийский реактивный снаряд)
корителей, разгоняющих ракетную систему до скорости Мп = 1,5...2,5, по существу определяет схему ракеты с СПВРД. Развитие внутренних систем, их функциональное совершенствование, эффективность применения, конечно, также являются характеристикой поколения. Но первым в определении поколения принято считать компоновочный признак.
Первое поколение ракет имело в целом “самолетный” облик, а мотогондолы с СПВРД располагались снаружи (ЗУР “BOMARC” и др-).
Во втором поколении СПВРД располагался в корпусе ракеты и имел, как правило, лобовой воздухозаборник. Стартовые ускорители устанавливались снаружи корпуса или в хвостовой части фюзеляжа. Применялись ракеты, такие, как ЗУР, В-3 (ЗМ8 “Круг”, “TALOS”) и т. п.
Рис. 17.4. Интегральный (“малообъемный”) СПВРД

Наибольшие изменения претерпели ракеты третьего поколения, имеющие полностью интегральную “малообъемную” компоновку. “Малообъемность” компоновки достигается следующими средствами (рис. 17.4):
506
1)	полная интеграция двигателя и фюзеляжа, в частности, боковое расположение нескольких воздухозаборников с обтекателями;
2)	совмещение камеры сгорания СПВРД со стартовым РДТТ;
3)	использование тяжелых жидких или твердых (РПД) топлив;
4)	применение схемы РПД для увеличения тяги вследствие эжекционного эффекта.
На рис. 17.5 показан общий вид отечественной интегральной высококомпактной ракеты “воздух-земля” Х-31П с четырьмя воздухозаборниками. Первой в мире малообъемной ракетой стала выполненная в СССР ЗУР ЗМ9 “Куб” с РПД на твердом топливе.
Рис. 17.5. Общий вид интегральной ракеты ВЗ “Х31П”
Ракеты третьего поколения находят широкое применение для решения тактических задач на системах В-3, 3-3, 3-В, В-В, а также на артиллерийских реактивных снарядах.
СПВРД как газодинамическая система
Режим работы СПВРД как термогазодинамического устройства, реализующего цикл Брайтона на движущемся летательном аппарате, определяется комплексом параметров, которые разделяются на определяющие и зависимые.
Методы теории подобия и размерности позволяют разделить эти параметры и определить их взаимодействие, на основе которого осуществляются анализ и принципы управления механической системой, в данном случае — СПВРД.
Определяющие и зависимые параметры. Объектом анализа служит регулируемый СПВРД (рис. 17.6) с миделевым сечением F, у которого управляется расход топлива <?т , регулируются площади входа (горла) (Гвх), критическое сечение и срез реактивного сопла (FKp и Fc); производится отбор воздуха на самолетные нужды (ДСотб). Состояние окружающей среды и работа воздухозаборника оцениваются параметрами: МЕ , рн , рвх , Т* . Свойства ра-
Рис. 17.6. Схема СПВРД
507
бочего тела, воздуха, как обычно, задаются двумя параметрами — Л и Я в
сечении на входе в двигатель.
Определяющими называются перечисленные выше параметры, в комплексе однозначно характеризующие режим работы двигателя. К зависимым относится любой параметр, характеризующий результат работы двигателя (тяга, расход воздуха).
На основе методов теории подобия и размерность может быть получена функциональная связь между безразмерными зависимыми и определяющими
параметрами:
р gJk'K P«F' Л?
Fc п, GT
F

(17.1)
В рамках полученной функциональной зависимости, очевидно, могут быть сделаны упрощения, перестановки из левой части в правую, комбинации параметров, но при условии, что общее число параметров не изменяется.
Например, разделив параметр расхода топлива на параметр расхода воз-
духа -------, образуем новый параметр расхода топлива:
Рп?
С р*н F GB	RfH Gb RT*H ’
a — коэффициент избытка воздуха, принятый в практике
СПВРД для оценки относительного расхода топлива.
Параметр расхода топлива KG является главным, управляющим парамет
ром и однозначно определяет тягу “нерегулируемого” двигателя, укоторого относительные проходные сечения тракта остаются неизменными: FBX , FKp ,
’ Д<7отб = const-
Система “двигатель — регулятор”. Из (17.1 и 17.2) следует, что в СПВРД можно регулировать пять определяющих параметров: Kr , F,,v , F„,. , Fc , ДСотб . В этой системе число независимых определяющих параметров может быть уменьшено в зависимости от того, сколько функциональных связей между определяющими параметрами осуществляет система автоматического регулирования (САР). Эти связи могут реализоваться в САР на основе заранее рассчитанных зависимостей между параметрами в рамках (17.1) для различных траекторий полета ракеты. Например:
*С = ЛМ„) , Fкр = ККС , М„) , FBX = f(Kc . FKp) и др.
Вместо таких зависимостей могут вводиться ограничения на рост критических значений параметров. На основе приведенных зависимостей (законов 508
регулирования) строится оптимальная система регулирования, с помощью ко-торой достигается наибольшая тяга, наименьший расход топлива и др. Функции связей, заложенных в САР, сводят управление двигателем к одному параметру, задатчику режима и программы полета (рис. 17.7).
Рис. 17.7. Структурная схема автоматического управления полетом
Наиболее простые, с нерегулируемым трактом, ракеты ограничиваются реализацией одного простейшего закона управления подачи топлива.
Более совершенные ракеты имеют более совершенный регулятор топливо-подачи и регулируемое критическое сечение сопла, связанное часто кинематически с регулируемыми створками сверхзвуковой части сопла.
Ракеты большой дальности и стратегические, двигатели которых должны иметь высокую эффективность и высокосовершенное автоматическое управление, содержат все указанные выше звенья регулируемых элементов СВПРД, связанных в САР комплексными программами воздействия.
17.1.2.	Удельные параметры и характеристики СПВРД
СПВРД работает по бескомпрессорному циклу Брайтона. Определяющими цикл параметрами служат Луид и степень подогрева 0 = 7^ /Тп . Все термодинамические зависимости для идеального цикла СПВРД такие же, как для рассмотренного ранее ГТД, поэтому мы не будем делать термодинамический анализ цикла СПВРД, а перейдем к рассмотрению удельных параметров и характеристик.
Удельная тяга СПВРД и другие удельные параметры выражаются следующим образом (при полном расширении в сопле):
или, после преобразований
509
(17.4)
гтт^	*
о лх* г	* Рк
•Здесь 0 = —----степень подогрева газа; Луид =------степень торможения на-
н	Рн
бегающего потока; свх — коэффициент востановления полного давления в воздухозаборнике; окс — коэффициент востановления полного давления в КС; — коэффициент востановления полного давления в реактивном сопле.
Удельный импульс
^уд ^уд •
Коэффициент тяги (после преобразований)
Р________ 2(Рн
^id ₽„	/2 “ М" '
(J7.5)
На рис. 17.8 показаны зависимости Руд и Jyfl по числу Мп при разных а . Кривые для идеального СПВРД имеют ярко выраженный максимум при Мп = 2...4 независимо от коэффициента а, т. е. степени форсирования СПВРД по тяге. Оптимальная область использования СПВРД в маршевом полете (Мп = const) для реального СПВРД находится в тех же пределах с некоторой тенденцией в сторону увеличения Мп .
Обращает на себя внимание значительное ухудшение характеристик реальных СПВРД на более бедных смесях (ср. кривые Руд при а = 2 и а = 1), что объясняется большим влиянием потерь в циклах с меньшим подогревом газа и меньшей работой цикла.
Любопытно сравнить уровень топливной экономичности СПВРД с ЖРД: на рис. 17.8 даже на самом форсированном неэкономичном режиме (а = 1) величина Луд СПВРД при Мп = 3...4 достигает - 14000 м/с, в то время как у ЖРД </уд = 3000...4000 м/с, т. е. в несколько раз меньше. Однако нужно, конечно, учитывать исключительные весогабаритные преимущества ЖРД.
Определение размеров проточной части тракта СПВРД при различных расчетных числах М т полета
Для определение размеров и формы тракта СПВРД нужно знать скорость Мп , высоту полета, коэффициенты потерь, расчетный режим работы — сте-
Т* пень подогрева 0’ = -=^-
1 и
510
Руд, М/с
иуд, М/С
Рис. 17.8. Зависимость удельных параметров СПВРД от числа Мп полета при разных ос (топливо—керосин):
-------- — идеальный СПВРД: - - - - — реальный СПВРД
Определяются следующие отнесенные к площади входной струи FH характерные сечения: камеры сгорания, критического сечения реактивного сопла, среза реактивного сопла, “горла” воздухозаборника.
Геометрические параметры СПВРД для полета на заданной высоте и скорости полета должны быть выбраны заранее при проектировании двигателя. Потребные относительные геометрические размеры площадей поперечного сечения двигателя на расчетном режиме могут быть определены из уравнений расхода, связывающих различные сечения проточной части.
1.	Относительная площадь камеры сгорания определяется из уравнения расхода, связывающего сечение невозмущенного потока воздуха и площадь камеры сгорания:
Рн	~ Рн ^ВХ ^кс *
511
откуда
КС FH °вх Ж) *
(17.6)
Здесь <j_v = o_v(Mn) определяется по характеристике воздухозаборника; Л._ за-дается из условия Хв S лв п1ах ~ 0,2 в рабочем диапазоне чисел Мп .
Видно, что потребное значение относительной площади камеры сгорания FKC определяется числом Мп и заданной величиной Хв . Соответствующие значения FKC при двух значениях Хв (0,1 и 0,15) приведены на рис. 17.9. С увеличением чисел Мп потребная площадь КС при фиксированной уменьшается из-за увеличения плотности тока воздуха на входе в камеру сгорания при типичной закономерности изменения потерь полного давления при сжатии воздуха на входе.
Рис. 17.9. Зависимость потребных значений относительных площади КС FKC и площади критического сечения реактивного сопла Ркр от расчетного числа Мп ; <5КС = 0,95, k = 1,4, Лг = 1,3;
топливо — керосин -------— Хв = 0,1; ---------- — \, = 0,15
2.	Относительная площадь критического сечения реактивного сопла, приведенная на рис. 17.9 в виде зависимости Гкр =/(Мп) , выражается уравнением (17.7). Видно, что при постоянных значениях Лв и окс потребное значение относительной площади критического сечения реактивного сопла
;	= ?(Ц ткр.В ylTh
КР FH °ксткр.г
(17.7)
512
с ростом числа Мп уменьшается еще в большей степени, чем относительная площадь камеры сгорания FKC из-за уменьшения степени подогрева 0* как при а = const, так и, в особенности, при 0* (Г*) = const.
3.	Относительная площадь реактивного сопла
с " 4 " ас д(Хс) ‘
(17.8)
=	=-----, где — коэффициент восстановления
°вх
сжатии от М„ до М = 1,0.
Так как с увеличением чисел Мп приведенный расход воздуха через выходное сечение сопла <?(ХС) уменьшается из-за роста пс , то потребная площадь среза реактивного сопла при этом растет.
4.	Потребная относительная площадь горла воздухозаборника Fr, как уже отмечалось (гл. 3), с ростом чисел Мп уменьшается из-за увеличения ком-^вх	-=
плекса —-— , т. к. F_ <z(4)
полного давления при
Таким образом, расчетные площади поперечных сечений элементов СПВРД в основном уменьшаются с увеличением расчетных чисел Мп . Фактические же площади этих сечений тракта в полете зависят от возможностей регулирования отдельных элементов двигателя и принятой закономерности изменения степени теплоподвода.
На рис. 17.10 показаны контуры проточных частой двух СПВРД для маршевого полета при Мп = 2 и 4, расчитанные по приведенным выше зависимостям. Видно резкое уменьшение диаметра проточной части при росте расчетного числа Мп . Вариант на Мп = 2 (А) рассчитан при двух температурах
 с
Н	Г	В КС КР
Рис. 17.10. Контуры проточных частей СПВРД для полета
с Мп - 2 и Мп = 4 (11 км)
А — М = 2, а = 0,9, Х= 0,2;	--------- 7* = 1500 К; ------------7* = 2000 К;
11	DA	В	1	Г	г
Б — М = 4, О = 0,5; 1 = 0,2; Т* = 2000 К 11	U А	В	1
513
газа: Тг — 2000 К и 1500 К, которые приводят к изменению геометрии сопловой части двигателя. Таким образом, изменение режима работы в полете СПВРД (Г* = var) требует изменяемой конструкции реактивного сопла или перестройки режима работы воздухозаборника (включая дозвуковую часть канала до сечения “в”) или его геометрического регулирования.
Теоретически можно регулировать конструкцию большинства элементов тракта в полете для получения максимальных возможностей двигателя и реализации необходимых закономерностей степени тепловодвода.
Высотно-скоростные характеристики СПВРД
Характеристики прямоточного ВРД представляют собой зависимости основных данных двигателя (в первую очередь, тяги и удельного импульса) от режима полета (Мп и Н) и параметров топливовоздушной смеси (типа топлива, коэффициента избытка воздуха и др.). В качестве регулирующих факторов, определяющих режим работы СПВРД при изменении внешних условий (Мп и Н), могут быть использованы либо коэффициент избытка воздуха а, либо величина 0*(Т*) , определяющие закон изменения расхода топлива GT при неизменных значениях площадей сечения проточной части.
Скоростные характеристики. Представляют собой зависимости тяги и удельного импульса двигателя от скорости (или числа Мп) при заданных параметрах тракта, высоте полета и законе регулирования двигателя.
На примере идеального СПВРД можно наиболее отчетливо проследить основные тенденции изменения тяга и удельного импульса от скорости полета. При полете на постоянной высоте в условиях, когда площадь сечения струи набегающего воздушного потока Fn остается неизменной (при <рн = 1,0), расход воздуха пропорционален числу Мп , а поскольку удельная тяга, как было показано выше, при дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета пропорциональна Мп , то абсолютная тяга двигателя Р - GB Руд ~	. При боль-
ших сверхзвуковых скоростях полета на постоянной высоте Руд-1/Мп, а Р = GB Руд - const. Это означает, что в первом приближении тяга идеального СПВРД на дозвуковых режимах возрастает примерно пропорционально Мв , а в сверхзвуковых СПВРД тяга двигателя, начиная с Мп = 2,5...3,0, мало меняется с изменением скорости полета.
Для реальных СПВРД скоростные характеристики будут существенно отличаться от приведенных, так как характеристики воздухозаборника (уменьшение Овх и <рн) ухудшаются вследствие изменения пропускной способности элементов по сравнению с потребными значениями и использования действительных КПД элементов, снижение характеристик реактивного сопла. В соответствии с этим реальные характеристики будут отличаться от характеристик идеального СПВРД во всем диапазоне чисел Мп для всех законов ре гулирования.
514
На рис. 17.11 показаны скоростные характеристики СПВРД: идеального, нерегулируемого и регулируемого при двух различных законах регулирования при а = const. Нерегулируемый СПВРД и двигатели с регулируемыми воздухозаборником и регулируемым соплом имеют близкие характеристики. Характерный излом и снижение реальных характеристик наблюдается при Мп = 4, ниже которого коэффициент расхода <ри сильно снижается. Показательно, что в этой области, при Мп < 4, реальные характеристики СПВРД сильно снижаются по сравнению с идеальными, а характеристики нерегулируемого двигателя остаются близкими к вариантам регулируемого СПВРД.
Высотные характеристики. На рис. 17.12 приведены высотные характеристики СПВРД, рассчитанные в диапазоне изменения Н от О до 25 км при числе Мп = 4 (при Т* = const). Удельный импульс и коэффициент тяги СПВРД непрерывно растут, а относительная тяга уменьшается с увеличением высоты полета вплоть до Н = 11 км в результате увеличения относительной работоспособности газа, обусловленной повышением относительной степени подогрева 0* из-за уменьшения статической температуры воздуха на входе. В области Н от 11 до 20 км величины Jya , Ср и Р остаются неизменными из-за сохранения постоянной величины Тн = 216,5 К.
В то же время расход воздуха при F - const уменьшается с увеличением высоты полета до Н = 11 км несколько медленнее, чем
Рис. 17.11. Характеристики изменения лобовой тяги PF , коэффициента тяги Ср и удельного импульса СПВРД по числу Мп при различных законах регулирования: --------- идеальный СПВРД; — • — • — регулирование сечений воздухозаборника и сопла;
- - - регулирование сечений сопла.
Жирная линия — нерегулируемый СПВРД
в области Н= 11...20 км, где
расход воздуха изменяется прямо пропорционально статическому давлению. В области высот полета Н > 20 км удельный импульс, коэффициент тяги и относительная тяга уменьшаются с увеличением высоты вследствие уменьшения плотности и возрастания статической температуры атмосферного воздуха, приводящих к снижению расхода и относительной степени подогрева воздуха в СПВРД.
Дроссельные характеристики СПВРД. Представляют собой зависимости основных данных двигателя (тяги и удельного импульса) при заданных режимах полета (скорости или числа Мп и высоты Н) и способе регулирования двигателя от степени подогрева воздуха в двигателе. При работе СПВРД с нерегулируемыми сечениями проточной части и при регулировании входного
515
Рис. 17.12. Зависимость
и относительной тяги Р =
удельного импульса тяги Jy„ коэффициента тяги Ср р
—---- от высоты полета. Топливо—керосин; Мп = 4,0
= о
Рис. 17.13. Зависимость лобовой тяги Рр и удельного импульса тяги Jya коэффициента избытка воздуха а. Топливо—керосин, Н = 11 км;
------- Мп = 4,0;------Мп = 6,0
устройства и сопла простейшим способом воздействия на характеристики является подача горючего, определяющая коэффициент избытка воздуха а . Из
516
уравнений для определения удельных параметров СПВРД видно, что относительная тяга непрерывно уменьшается с уменьшением расхода топлива (увеличение а), а удельный импульс тяги имеет экстремум, зависящий от уровня потерь и режима полета. Сила тяги СПВРД зависит от закономерностей изменения Gu и Руд по а , которые, в свою очередь, определяются законом регулирования площади проходных сечений двигателя. Типичные закономерности изменения лобовой тяги и удельного импульса СПВРД, использующего в качестве топлива керосин, в зависимости от а приведены на рис. 17.13, для Мп = 4,0 и Мп = 6,0 при Н = 11 км. Видно, что максимальная величина удельного импульса СПВРД с ростом Мп сдвигается в сторону меньших значений а . Этот результат является закономерным следствием увеличения потребной степени подогрева с увеличением степени повышения давления в цикле, определяемой ростом скорости полета.
17.1.3.	Устройство камеры сгорания
интегрального СПВРД
Корпус стартового РДТТ размещен в камере сгорания СПВРД. Если длина РДТТ больше длины камеры сгорания СПВРД, необходимой для эффективного горения, то устройства стабилизации горения не могут быть обычным образом размещены. В этом случае используются отклоняемые стабилизатора, принципиальное устройство которых показано на рис. 17.14. Здесь же представлена одна из возможных схем отклоняющегося стабилизатора карбюраторного типа.
Рис. 17.14. Камера сгорания интегрального СПВРД:
1 — отклоняемые стабилизаторы; 2 — стартовый РДТТ. Справа — отклоняемый стабилизатор карбюраторного типа
Общий вид такой камеры сгорания СПВРД показан на рис. 17.15. Видны фланцы для присоединения четырех полукруглых боковых воздухозаборников.
517
Рис. 17.15. Общий вид совмещенной камеры сгорания интегрального СПВРД
17.2.	Ракетно-прямоточные двигатели
17.2.1.	Общая характеристика РГТД
Комбинирование ракетных двигателей (РкД) и ВРД производится с целью увеличения удельного импульса РкД. Различают несколько схем РПД: с совмещенной камерой смешения и горения и с раздельными камерами смешения и горения (рис. 17.16).
Рис. 17.16. Ракетно-прямоточные двигатели: а — РД с дожиганием; б — РПД жидкого топлива; в — РПД с раздельными камерами смешения и горения: 1 — воздухозаборник; 2 — газогенератор; 3 — сопло газогенератора;
4 — камера смешения (4') и сгорания (4");
5 — прямоточный контур; 6 — реактивное сопло
Термодинамические процессы в РПД удобно представлять состоящими из ракетного и воздушного циклов. Эффективность РПД, как любого комбинированного реактивного двигателя, будет определяться, с одной стороны, степенью завершенности процесса тепловыделения на выходе из камеры сгорания, а с другой — совершенством составляющих ракетный цикл процессов сжатия, расширения и энергообмена между рабочим телом газогенератора и воздуха. В качестве топлива РПД могут применяться как жидкие ракетные топлива с избытком горючего (РПДЖ), как и твердые топлива с отрицатель-
518
Рис. 17.17. Скоростные характеристики РПД с регулируемыми сечениями тракта. Воздухозаборник двухскачковый с оптимальной системой торможения ------- РПД с дожиганием; - - - РПД без дожигания
ным балансом кислорода и, следовательно, с содержанием горючих компонентов в продуктах сгорания газогенераторного топлива (РПДТ).
В соответствии с этим в качестве жидких топлив могут использоваться окись этилена, гидразин, нитропарафиновые соединения и другие (однокомпонентные топлива), а также кислород+керосин, азотная кислота+керосин и прочие двухкомпонентные топлива.
Твердыми топливами РПДТ могут служить модифицированные баллистит-ные пороха и смеси топлив, представляющие собой механическую смесь окислителя, содержащего высокий процент свободного кислорода (перхлорат аммония, селитра), с высокомолекулярным органическим соединением на основе углерода, высокотеплопроизводительными металлами Mg, Al, металлоидом бором.
Основные данные и характеристики. Удельный импульс <7уд коэффициент тяги Ср и др. параметры, как и у других комбинированных двигателей, определяются типом топлива, основными параметрами рабочего процесса и режимом полета.
К основным параметрам рабочего процесса РПД следует отнести коэффициент эжекции
1	— &гг
т = -тг— = — , а также р = — — отношение дав-
С’>“г	₽;
ления в камерах газогенератора к полному давлению воздуха на входе в камеру РПД; агг — коэффициент избытка окислителя в камере газогенератора.
Удельные параметры РПД в полете могут быть определены как из условий выбора оптимальных по удельному импульсу значений «гг , т и р, что соответствует идеальному регулированию основных элементов РПД, так и из условия выбора фиксированных геометрических размеров двигателя.
На рис. 17.17 приведена скоростная характеристика РПД, в котором в качестве топлива используют азотную кислоту и керосин при arr = 0,8, av=l,25, коэффициенте полноты сгорания Лкс = ®»^ и отношении давлений р = 50 при т = const, регулировании проходных сечений проточной части на расчетный режим и потерях полного давления в воздухозаборнике, равных потерям в оптимальной системе сжатия при двух косых и одном прямом скачке.
Скоростные характеристики идеально регулируемого РПДТ при использовании твердого топлива с теплопроизводительностью Qniax=1700 кДж/кг и р*г=1961 кПа на высоте Н = 12 км и регулировании по закону m = const приведены на рис. 17.18. Удельные параметры РПД в обоих случаях имеют
519
экстремальные значения при определенных значениях чисел Мп , зависящих от коэффициента эжекции и высоты полета Н.
Рис. 17.18. Скоростные характеристики идеального регулируемого РПДТ (твердое топливо Qmax= 17000 кДж/кг; Н = 12 км; р*т = 1961 кПа
^уд ’	СР
Сопоставление характеристик ракетно-прямоточных и ракетных двигателей показывает, что РПД имеют существенно более высокие удельные импульсы, чем РкД, что, однако, достигается ценой увеличения массы РПД и РПДТ.
Из сравнения характеристик ракетно-прямоточных двигателей и СПВРД следует, что РПД превосходят СПВРД по величине лобовой тяги за счет увеличения давления в камере РПД по сравнению с СПВРД из-за дополнительного сжатия воздуха продуктами сгорания газогенератора.
Ракетно прямоточные двигатели жидкого топлива не нашли пока применения, в отличие от РПД твердого топлива. Поэтому рассмотрим более детально схему РПДТ.
17.2.2.	Ракетно-прямоточные двигатели
твердого топлива
РПДТ, в отличие от РПДЖ, обладают существенными эксплуатационными преимуществами в боевых условиях. По этим свойствам они близки к наиболее боеживучим РДТТ.
Интегральная ракета с РПДТ (рис. 17.19) по общей схеме близка к интегральной ракете с СПВРД (см. рис. 17.4) и отличается наличием газогенератора с зарядом маршевого твердого топлива.
Встроенные стартовые ракетные заряды являются важным звеном интегрального РПДТ. Стартовые ракетные заряды, совмещенные с камерой сгорания ВРД, выполняются в нескольких вариантах (рис. 17.20): с вкладным зарядом, с залитым зарядом и в бессопловом варианте РДТТ. Первые два варианта РДТТ имеют сопловые блоки, сбрасываемые после выгорания ракетного топлива. Во всех случаях (кроме первого) стартовый заряд представляет собой единую с корпусом конструкцию.
520
3
1
Рис. 17 19. Интегральный ракетно-прямоточный двигатель твердого топлива: 1 — стартовый РДТТ; 2 — газогенератор; 3 — воздухозаборники;
4 — заглушки воздухозаборников
Рис. 17.20. Стартовые ракетные ускорители интегральных РПД: 1 — вкладной заряд; 2 — калитой заряд;
3 — бессопловой РДТТ; 4 — сопловой блок
Газогенератор РПДТ. Газогенератор с маршевым топливом вступает в работу после освобождения камеры и сброса соплового блока. Маршевое топливо содержит недостаток окислителя, поэтому газифицированные продукты его первичного горения в газогенераторе содержат горючие вещества, имеют достаточно высокую теплоту сгорания и обеспечивают эффективную работу прямоточной камеры. Вытекая под давлением из газогенератора, продукты сгорания имеют импульс, создающий эжекционный эффект в прямоточной камере, т. е. реализуют ракетно-прямоточный принцип работы.
Важное значение имеют состав и свойства маршевого топлива. Экспериментально опробовано большое число композиций топлив. Рассмотрим наиболее характерные из них. Топлива содержат горючие вещества, главным об
521
разом, высокотеплопроизвсдительные металлы (Mg, Al, в перспективе — металлоид В), окислители (селитра, перхлорат аммония), связующие вещества (углеводороды).
Сравним металлизированное топливо СН-1 (60% Mg) и более совершенное топливо Л-24 (Mg, Al — по 15 и 25%+углеводороды и связка):
Общая теплота сгорания	Ни , кДж/кг	18690	22144
Тепловыделение в газогенераторе	Qrr , кДж/кг	4081	5525
Стехиометрический коэффициент продуктов	L0	2,8	5,14
Импульс продуктов газогенератора	«7ГГ. м/с	981	1275
Сопоставляя РПДТ с СПВРД по величине Ни (в сравнении с керосином), можно очень условно судить о топливной экономичности, а по величине удельного импульса Ja в сравнении с РДТТ — о масштабе эжекционного эффекта в РПДТ. Топливо Л-24 по результатам экспериментов близко к оптимальному.
Эффективность дожигания топлива. Значительной проблемой в РПДТ оказалось достижение эффективного дожигания газогенераторных продуктов в камере сгорания. Горение продуктов в камере происходит квазидиффузионно, с образованием отдельных газовых диффузионных пламен. Поведение таких пламен хорошо изучено — в частности, известна потребная длина дожигания продуктов в односопловом РПДТ. Назовем ее длину, эквивалентную длине горения продуктов, эквивалентной длиной камеры сгорания Le(J , или, в калибрах диаметра камеры De(J , Le({ (рис. 17.21). Такой подход позволяет проектировать камеры сгорания с многосопловым газогенератором РПДТ с единых позиций, выбирая общую длину КС в калибрах в связи с эквивалентной длиной односопловой камеры, по формуле
^кс. _ ^ед
^кс
(17.9)
где Nrr — число сопл газогенератора, и получая одинаковый результат по эффективности дожигания продуктов в воздушной камере многосоплового РПДТ. На рис. 17.21 дается сравнение односоплового РПДТ (базовый эквивалентный двигатель) с шестисопловым РПДТ той же длины с той же длиной пламени горения и той же экспериментальной (см. график) полнотой сгорания топлива.
Многосопловые РПДТ — магистральный путь создания двигателей с короткой высокоэффективной камерой сгорания, причем число сопел может доходить до нескольких десятков.
Ориентировочно (по эксперименту) можно считать, что длина “эквивалентного” односоплового двигателя , необходимая для сгорания газогене-
522
Рис. 17.21. Односополовой и “эквивалентный” многосопловой РПДТ: О — односопловой; • — многосопловой
раторного газа с полной 90—95%, равна ~ 20 калибрам Leq . Поэтому, чтобы /£кс \
длина КС натурного РПДТ имела приемлемые размеры ( уг— ) в 3—4 калиб-ра, число сопел газогенератора должно быть NTT - 30—60. Некоторые конструкции сопловых головок газогенераторов РПДТ имеют несколько десятков сопел и весьма экзотическую конструкцию (рис. 17.22).
Рис. 17.22. Многосопловые головки газогенераторов РПДТ с короткой камерой сгорания (вид с заднего торца)
Регулирование расхода топлива. Недостатком РПДТ является ограниченная возможность регулирования расхода топлива, что необходимо для управления и маневренности ракеты. Простой заряд твердого топлива в газогенераторе дает один тот же закон расхода топлива по времени. Этот закон подбирается наивыгоднейшим способом один раз и не меняется в эксплуатации. Возможное изменение закона расхода топлива связано с устройством сложных многокамерных конструкций газогенераторов.
Рассмотрим относительно простое устройство управления расходом топлива (рис. 17.23). Регулятор представляет собой переметаемую грушу, которая, двигаясь от специального регулятора, перекрывает проходное сечение, изменяя давление в газогенераторе и расход топлива. Чтобы изменение давления в газогенераторе эффективнее воздействовало на расход топлива, нужно подобрать специальное топливо, горение (и расход) которого интенсивно изменя-
523
управляющее давление
центральное твло
регулятор давления
Рис. 17.23. Регулятор расхода топлива из генератора

ется при изменении давления в генераторе. Этот процесс описывается зависимостью
!	— Anv
т гг ~
(17.10)
Обычные топлива имеют в этой формуле степень и = 0,2- 0,3 (мягкое воздействие давления на скорость горения топлива и расход его). Необходимо подобрать топливо со степенью v = 0,5...0,8 (жесткая зависимость).
Рис. 17.24. Типичные зависимости дальности полета ракеты “воздух-воздух” от коэффициента избытка воздуха а на траекториях постоянной высоты (Hj < Н2 ... < Н3 = const): - - - оптимальный режим а РПДТ
Для примера на рис. 17.24 показаны траектории ракеты “воздух-воздух” на фиксированных высотах (Hj , Н2 , ... , в виде кривых “дальность-коэффициент избытка воздуха а”. С помощью регулятора расхода топлива можно подобрать оптимальный режим работы РПДТ aopt, дающий наибольшую дальность полета Ятах на каждой высоте полета.
524
Глава 18. ГИПЕРЗВУК “»ВЫЕ ПРЯМОТОЧНЫЕ ВРД
При числах М полета, больших 6... 7, удельный импульс СПВРД, даже при их работе на водороде, начинает резко снижаться. Причиной этого, помимо уменьшения теплоподвода в камере сгорания, свойственного всем ВРД, является повышение уровня потерь как при торможении воздуха в сверхзвуковом входном устройстве (ВУ), так и при расширении газа в реактивном сопле.
Во входных устройствах СПВРД повышение давления осуществляется в системе скачков уплотнения, интенсивность которых с ростом числа М полета увеличивается и значительно снижается коэффициент <jbx , если происходит торможение потока до скоростей, меньших скорости звука. Увеличиваются вместе с этим протяженность и площадь поверхностей сжатия и потери на трение и слив пограничного слоя.
В выходных устройствах СПВРД с ростом Мп существенно возрастают величины л и отношение площадей =— , что приводит к значительному Р	г
кр
увеличению протяженности и площади поверхностей расширения, скоростей омывающего их потока и потерь на трение. Значительное повышение температуры газа в критическом сечении сопла и на начальном участке поверхности расширения требует применения более развитого охлаждения, что тоже сопровождается потерями.
Другим существенным препятствием, затрудняющим создание СПВРД для очень высоких Мп является значительное повышение статических давлений и температур воздуха во входном устройстве и по всему тракту двигателя при движении ЛА по траектории разгона, даже в случае относительно малых величин допустимых скоростных напоров. В табл. 18.1 приведены данные по изменению параметров воздуха на входе в камеру сгорания СПВРД, причем давления Ркс = овхДн определены по траектории полета, соответствующей q — 50 кПа и для типовых зависимостей орх от Мп ВУ внешнего и смешанного сжатия. Видно, что при Мп = 7 температура воздуха Т е достигает 2253 К, а давление р“кс > 1300 кПа. Столь высокие давления неприемлемы с точки зрения прочности. Высокие значения температур создают непреодолимые проблемы, связанные с охлаждением элементов двигателя. Проточная часть двигателя требует интенсивного охлаждения, а его возможности ограничены располагаемым хладоресурсом компонентов криогенных топлив. Наконец, очень высокий уровень температур в проточной части СПВРД усиливает потери на диссоциацию воздуха и продуктов сгорания, а быстрое и очень значительное снижение теплоперепада в сопле повышает потери, связанные с химической неравновесностью процесса расширения. Параметры СПВРД при q = 50 кПа приведены в табл. 18.1.
Чтобы показать значение влияния диссоциации на температуру Т* для керосина и водорода, в табл. 18.1 приводятся расчетные величины этих температур с учетом и без учета диссоциации при а= 1,0. Видно, что величины температур Т* с учетом диссоциации получаются более низкими. При Мп = 3
525
526
Таблица 18.1
мп	р* , кПа	Т* , К	°вх		Р*с , кПа	
			смеш. сжат.	внешн. сжат.	смеш. сжат	внешн. сжат.
3	299	606	0,770	0,670	211	200
5	1820	1276	0,360	0,250	636	447
7	9115	2253	0,181	0,110	1611	1345
10	1,2 105	4273	0,080	0,050	9600	5400
15	2,0 10Ь	9582	0,040	0,020	8,6 • 104	38000
20	2,3 107	14845	0,035	0,018	8,1  105	41400
Мп			Т* , К (водород)		Т* , К (керосин)	
	смеш. сжат.	внешн. сжат.	с дисс.	без дисс.	с дисс.	без дисс.
3	0,299	0,330	2475	2638	2420	2583
5	0,102	0,145	2762	3060	2712	3024
7	0,048	0,077	3125	3726	3094	3714
10	0,019	0,035	3859	5037	3915	5053
15	0,005	0,013		9145		9185
20	0,002	0,003		15154		15170
это различие для водорода составляет 160е, а при Мп = 10 оно уже увеличивается до 1140°. Это способствует более раннему вырождению СПВРД. Как видно, СПВРД имеют предел применения по Мп , который считается соответствующим Мп = 6...7.
Если производить только частичное торможение сверхзвукового потока во ВУ (не до дозвуковых скоростей, а до скоростей, больших скорости звука), то за счет уменьшения числа и интенсивности скачков уплотнения потери в них снизятся, а коэффициент пвх возрастет. Существенно снизятся давление и температура на входе в камеру сгорания. Если теперь подвести тепло к сверхзвуковому потоку без значительных потерь полного давления в камере сгорания и далее произвести расширение уже сверхзвукового потока на выходе из КС до атмосферного давления в сопле, уменьшится степень понижения давления лс = рг/ рн и снизятся потери в процессе расширения. Помимо этого, снизится уровень давлений и температур во всем газовоздушном тракте двигателя и, следовательно, уменьшатся тепловые потоки к стенкам. Такой двигатель со сгоранием топлива в сверхзвуковом потоке и получил название ГПВРД.
В ГПВРД из-за снижения потерь во входном и выходном устройствах, обусловленных уменьшением степени повышения давления набегающего воздушного потока и степени понижения давления продуктов сгорания, в условиях очень больших (гиперзвуковых) скоростей полета можно повысить эффективность цикла (увеличить работу цикла) и существенно расширить диапазон по М„ „ режимов работы по сравнению с СПВРД с дозвуковыми ско-11 III cl Л-ростями в камере сгорания.
Схема ГПВРД и его основные сечения показаны на рис. 18.1. Основными элементами ГПВРД являются: входное устройство, обеспечивающее частичное торможение и сжатие сверхзвукового потока от скоростного напора, камера сгорания — с горением топлива в сверхзвуковом потоке и реактивное сопло, имеющее сверхзвуковую скорость на входе. Однако, рассматривая рабочий процесс и характеристики ГПВРД, нужно иметь в виду, что они не могут самостоятельно обеспечивать все этапы полета гиперзвукового ЛА от взлета до крейсерского гиперзвукового режима. Их включают в состав комбинированных СУ, входные и выходные устройства которых должны обеспечивать работу СУ во всем диапазоне режимов полета, адаптируясь на различных участках полета к потребностям работающих на этих участках двигателей.
Рис. 18.1. Схема ГПВРД:
1 — ъътхх>р, из ВУ; 2 — передний пояс подачи топлива;
3 — пилоны; 4 — задний пояс подачи топлива;
5 — расширяющийся участок камеры сгорания
527
Поэтому входные и выходные устройства ГПВРД необходимо рассматривать с учетом не только расчетной гиперзвуковой скорости полета, но и их работы во всем потребном диапазоне чисел М полета, меньших расчетного, где они должны проходить последовательно режимы внешнего сжатия, смешанного сжатия и частичного торможения сверхзвукового потока для обеспечения при выходе на режим ГПВРД сверхзвуковой скорости на входе в камеру сгорания.
Рассмотрим особенности организации рабочего процесса в элементах ГПВРД и заметим, что излагаемая в этой главе теория входных и выходных устройств относится не только к СПВРД и ГПВРД, но и к комбинированным СУ для больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полета (гл. 19).
18.1. Входные устройства ВРД для больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полета
При очень высоких скоростях полета существенно повышается роль входных и выходных устройств у ВРД всех типов, в связи с чем усложняется их проектирование. Это объясняется рядом причин. Происходит рост абсолютной величины степени повышения давления воздуха во входном устройстве и ее доля в общем процессе сжатия. Увеличивается степень понижения давления в реактивном сопле. Существенно усиливается степень влияния коэффициентов потерь овх и Рс на выходные параметры двигателя. Особые сложности возникают при выборе рациональной компоновки СУ на летательном аппарате, что связано со значительным увеличением относительных размеров входных и выходных устройств. С ростом М ( увеличиваются площадь входного сечения ВУ FBX и выходного сечения реактивного сопла F (рис. 18.2). Размещение СУ при этих условиях в отдельных мотогондолах становится нерациональным. Более предпочтительными оказываются не осесимметричные, а двухмерные схемы входных и выходных устройств. И главной особенностью интегрированных компоновок является размещение СУ под фюзеляжем с частичным использованием подфюзеляжной поверхности ЛА в качестве поверхностей сжатия и расширения (рис. 18.2).
Рис. 18.2. Увеличение площадей FBX и Fc с ростом Мп
Для сверхзвуковых ЛА с максимальными числами М полета до 3,0...3,5 применяются ВУ внешнего сжатия. При более высоких скоростях полета ха-
>28
рактеристики В У этого типа начинают существенно ухудшаться — растет их внешнее сопротивление и интенсивно снижается коэффициент овх . Это объясняется тем, что чем на большее Мп рассчитывается ВУ, тем больше нужно иметь косых скачков уплотнения и тем значительнее должна быть их интенсивность, чтобы обеспечивались малые потери в замыкающем прямом скачке уплотнения (головной волне).
Но увеличение углов приводит к повышению градиента давления на поверхности торможения в местах взаимодействия скачков с пограничным слоем. Воздействие пограничного слоя на характер течения у излома поверхности торможения поясняет рис. 18.3. Скачок уплотнения, возникающий при повороте сверхзвукового потока, не достигает поверхности торможения, поскольку вблизи нее скорость потока дозвуковая. Но появляется утолщение
пограничного слоя перед скачком и происходит его вздутие, приводящее к
образованию k-образных разветвлений. Увеличение интенсивности косого
скачка АВ ведет к набуханию пограничного слоя и его отрыву. Образуется зона обратных токов, в результате обтекания которой в точке О возникает дополнительный скачок ОА. В зонах отрыва происходит (из-за резкого торможения сверхзвукового потока) значительное повышение температуры. Это необходимо учитывать при расчете тепловых потоков к поверхности торможения, особенно у ВУ гиперзвуковых ЛА.
Во избежание отрыва потока с поверхности
Рис. 18.3. Взаимодействие
i-ro косого скачка
с пограничным слоем
торможения возникает необходимость ограниче
ния предельно допустимых углов (Зу , что неиз
бежно приводит к увеличению интенсивности замыкающего прямого скачка. Это и является причиной резкого снижения значений овх у ВУ внешнего сжатия с ростом Мп . Помимо этого, у ВУ внешнего сжатия вследствие значи
тельного одностороннего отклонения потока в косых скачках уплотнения от осевого направления по мере повышения Мп приходится увеличивать угол обечайки 0об вн и, соответственно, длину ее наклонного участка, что вызывает значительное возрастание внешнего сопротивления. Поэтому для самолетов, имеющих Мп более 3,0...3,5, и особенно для гиперзвуковых ЛА с Мп m 1Х = 5...7 и более, оказывается необходимым переход к ВУ смешанного сжатия.
Входные устройства смешанного сжатия. У ВУ смешанного сжатия в системе внешних косых скачков уплотнения осуществляется только частичное торможение сверхзвукового потока, что требует меньшего его отклонения от осевого направления. При этом условии удается обеспечить сверхзвуковое втекание воздуха во внутренний канал при меньших углах В <-	. Дальней-
шее торможение сверхзвукового потока осуществляется в серии косых скачков, располагающихся во внутреннем канале. За счет увеличения общего числа косых скачков уплотнения и малого отклонения потока от осевого на-
18 Б А. Крылов
529
правления удается уменьшить число М перед замыкающим скачком, снизить потери полного давления на этом скачке и увеличить коэффициент восстановления полного давления системы скачков ат практически до величин, близ
ких к от0ПТ (см. рис. 3.10).
Для организации эффективного торможения сверхзвукового потока во внутреннем канале требуется его специальное профилирование. Он должен иметь достаточно большую длину, сужающуюся форму, в соответствии со степенью торможения сверхзвукового потока от входа до горла, и систему управления (слива или отсоса) пограничным слоем.
Расчетная схема течения во ВУ смешанного сжатия для самолета с М тах = 3 (без учета влияния вязкости) представлена на рис. 18.4. Здесь до
плоскости входа отклонение потока в двух внешних косых скачках составляет всего 12’, что позволяет иметь малый угол 0об . Максимальное отклонение потока от оси за третьим косым скачком составляет 16’, а в последующих косых скачках происходит уже обратный поворот потока в сторону оси ВУ. Перед замыкающим прямым скачком поток затормаживается до М=1,25 и имеет практически осевое направление.
Рис. 18.4. Расчетная схема течения в ВУ смешанного сжатия
Угол обечайки (3 эб у ВУ смешанного сжатия выбирается таким образом, чтобы обтекание его передней кромки осуществлялось без появления головной волны на входе. Для этого, как и при обтекании клина (конуса), угол между направлением потока за последним внешним косым скачком уплотнения и направлением передней кромки обечайки не должен превышать предельного. Предельные углы, при превышении которых образуется выбитая головная волна, зависят от числа М потока (в данном случае — числа Мт за последним внешним косым скачком) и получаются для клина меньшими, чем для конуса. Малые значения углов 0об вн , а также наличие перед обечайкой не головной волны, а сравнительно слабого косого скачка являются причиной снижения внешнего сопротивления ВУ смешанного сжатия.
У стенок внутреннего канала за счет турбулентного течения и взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем проявляются сильные вязкостные эффекты. Образуется течение со сложной системой дополнительных Л,- и х-образных скачков уплотнения и зон отрыва. При этом вместо одного замыкающего прямого скачка в области горла возникает серия скачков, получившая название псевдоскачка. Псевдоскачком называют область течения вязкого газа во внутреннем канале ВУ, где под действием противодавления
530
на выходе происходит переход сверхзвукового течения в дозвуковое. Отличие псевдоскачка от прямого скачка связано с влиянием пограничного слоя. Вариант структуры потока в области псевдоскачка показан на рис. 18.5. Повы
шенное противодавление передается по дозвуковому пристеночному пограничному слою вверх по потоку и вызывает его отрыв (зона А, рис. 18.5). В результате обтекания этой зоны сверхзвуковым потоком появляется в данном
случае мостообразный скачок (прямой скачок а-а с Л-образными разветвлениями ао и ас, (рис. 18.5). При переходе через него образуется смешанное течение: дозвуковое — в ядре потока и сверхзвуковое — в периферийной
части. Затем оба потока разгоняются: внутренний дозвуковой до М = 1 в сечении Г-Г с последующим переходом в сверхзвуковой (как в сопле Лаваля), а внешний — в волнах разрежения, исходящих из точек с. Далее образуется вторая зона отрыва (В, рис. 18.5), при обтекании которой сверхзвуковым потоком вновь возникает мостообразный скачок, но уже пониженной интенсивности и т. д.
Наличие зон отрыва и сложной структуры скачков приводит к значительным потерям и неравномерности
Рис. 18.5. Схема течения в области псевдоскачка (без отсоса пограничного слоя)
потока в горле. Зоны отрыва могут распространяться против потока по дозву
ковой части пограничного слоя и вызывать дополнительные X- и х-образные скачки по всей длине внутреннего канала, нарушая расчетную структуру течения. Помимо этого, псевдоскачок является основным генератором турбулентных пульсаций, что может приводить к потере устойчивости течения. Для сокращения протяженности псевдоскачка, снижения потерь в канале и фиксации зоны отрыва в области горла требуется осуществлять отсос погра
ничного слоя, а геометрическая площадь горла должна превышать гидравлическую с учетом необходимости размещения остающегося пограничного слоя и замкнутой (неустранимой) зоны отрыва.
Запуск входных устройств смешанного сжатия. Помимо указанных трудностей, связанных с управлением пограничным слоем, важной особенностью ВУ смешанного сжатия является необходимость регулирования площади горла для его запуска. Внутренний канал этих ВУ, имеющий сужающе-рас-ширяющуюся форму, является обращенным соплом Лаваля. Сужение канала определяется степенью торможения сверхзвукового потока. Чем она выше, тем большим должно быть сужение канала и меньшей площадь горла по сравнению с площадью входа в канал при расчетном режиме течения (при Мп = Мп р). Но в процессе увеличения скорости полета ЛА проходит режимы, при которых М. < Мп р и степень повышения давления во ВУ оказывается меньшей расчетной. Из-за пониженной плотности воздуха в горле оно не может пропустить весь воздух, проходящий через систему внешних скачков уплотнения. Поэтому на входе во внутренний канал появляется головная волна, близкая по интенсивности к прямому скачку, обеспечивающая перепуск избыточного для горла расхода воздуха. В результате при достижении
18*
531
расчетной скорости полета плотность воздуха в горле не достигает расчетного значения (рг < рг р) и головная волна не исчезает.
Чтобы установить расчетный режим течения (обеспечить сверхзвуковое втекание воздуха во внутренний канал) или, как говорят, запустить ВУ, нужно вначале увеличить площадь горла, чтобы головная волна подошла вплотную к входному отверстию внутреннего канала и коснулась его передних кромок. В этот момент, именуемый “запуском”, головная волна “проглатывается”. Соответствующая величина относительной площади горла и является площадью горла запуска Fr зап = Fr зап /FBX . При этом во внутреннем канале устанавливается сверхзвуковое течение, а в горле Хг>1, поскольку степень сужения канала стала меньше расчетной. Пройдя горло, сверхзвуковой поток попадает в расширяющийся канал, где дополнительно разгоняется и переходит в дозвуковой в интенсивном скачке уплотнения (псевдоскачке), образующемся за горлом. Чтобы установить расчетный режим течения, нужно уменьшить площадь горла до расчетного значения и этим перевести псевдоскачок в плоскость горла, снизив в нем потери.
Схема течения перед запуском представлена на рис. 18.6. В этом случае внешнее торможение потока происходит в системе косых скачков, генерируемых передней частью ступенчатого клина, а выбитая головная волна касается передних кромок внутреннего канала.
Рис. 18.6. Схема течения перед запуском
Запишем уравнение расхода для сечений Н-Н и Г-Г:
Fu — </(A.r) Fr <JKCK ^пр.ск 
*	*
Pl	Pv
Здесь = — и . =----------------коэффициенты восстановления полного давле-
рп	Pl
ния в косых и прямом скачках.
Поскольку в момент запуска q(kr) = 1, получаем
= <м(Ц г-зап лгз о а к.ск пр.ск
где Кг 3 — коэффициент перерасширения горла при запуске, обусловленный наличием пограничного слоя.
После запуска ВУ головная волна на входе исчезает и в сужающейся части канала устанавливается сверхзвуковое течение потока. При этом в горле ВУ Х.г > 1. Постепенно уменьшая площадь Fr , можно достичь критического ре
532
жима, при котором Хг ~ 1. Величина Fr на критическом режиме определяется
из выражения


(18.1)
где с>т — коэффициент, характеризующий суммарные потери в системе скачков уплотнения от сечения Н-Н до сечения Г-Г.
Экспериментально установлено, что даже в расчетных условиях работы ВУ смешанного сжатия в области горла всегда имеется устойчивая замкнутая зона отрыва. Это учитывается коэффициентом Кг в формуле (18.1). Задача регулирования площади горла и управления пограничным слоем состоит в стабилизации положения этой зоны и, соответственно, псевдоскачка за горлом.
Необходимость регулирования площади горла ВУ смешанного сжатия для осуществления его запуска требует разработки быстродействующих систем раскрытия и прикрытия горла, чтобы в случае срыва течения и появления выбитой головной волны предотвратить длительное резкое падение тяги СУ. При срыве течения скачкообразно и очень резко снижается коэффициент авх , т. к. из-за малого внешнего торможения потока головная волна имеет очень высокую интенсивность, а из-за малой площади горла она отходит далеко вперед от плоскости входа и в значительной степени разрушает систему косых скачков внешнего сжатия
Срыв сверхзвукового течения во внутреннем канале и переход на режим работы с выбитой головной волной в условиях эксплуатации возможен при порывах ветра или при повышении противодавления со стороны двигателя. В значительной мере срыв может быть предотвращен выбором соответствующего запаса устойчивости ВУ. Снижение же числа М полета ЛА парируется увеличением Fr за счет его регулирования.
Рассматриваются и изучаются различные схемы автоматически запускаемых ВУ смешанного сжатия, когда предусматриваете: налов, отводящих при запуске избыточный воздух во пускающих его в канал за горлом. Автоматическое открытие каналов перепуска и перекрытие их после запуска представляет собой сложную газодинамическую и конструктивную задачу, но необходимость в системе повторного запуска отпадает.
Характеристики входных устройств смешанного сжатия. Дроссельные характеристики ВУ смешанного сжатия в координатах овх = /(<р) при Мп - const не имеют пологих участков. В запущенном состоянии эти ВУ работают только на сверхкритических режимах. Замыкающий скачок (псевдоскачок) на расчетном режиме находится на определенном расстоянии за горлом в соответствии с потребным запасом устойчивости по срыву. При дросселировании такого ВУ от точки р (рис. 18.7) замыкающий скачок перемещается к
наличие специальных ка-внешний поток или пере-
Рис. 18.7. Дроссельная характеристика ВУ смешанного сжатия: 1 — при запущенном ВУ; 2 — при незапущенном ВУ; 3 — режим срыва
533
горлу, его интенсивность и потери в нем уменьшаются, а сгпх увеличивается при <р = const. На критическом режиме (точка к) происходит срыв течения во внутреннем канале с выбиванием головной волны. При срыве овх и ф скачкообразно уменьшаются, и ВУ переходит на докритический режим течения с головной волной на входе (точка с, рис. 18.7). В окрестности точки с образуется пологая ветвь, свойственная ВУ внешнего сжатия, а его параметры приобретают неприемлемо низкие значения из-за больших потерь полного давления в головной волне, снижения расхода воздуха и роста внешнего сопротивления, что и вызывает резкое снижение эффективной тяги СУ. При открытии дросселя возможно лишь незначительное увеличение ф до момента достижения Хг = 1 (точка к'). Пусковое раскрытие горла восстанавливает расчетное значение ф, но переводит ВУ на глубокий сверхкритический режим (точка d), а последующее прикрытие горла полностью восстанавливает расчетный режим течения (точка р).
Потребные запасы устойчивости у ВУ внешнего сжатия обеспечиваются пологой ветвью дроссельной характеристики и позволяют получать на режимах согласования , близкое к „„„ . Тогда, в соответствии с (3.20), *у nx« ^Ра° . у ру смешанного сжатия пологая ветвь отсутствует и требуе-^гр
мый запас устойчивости обеспечивается за счет снижения с*вхр по сравнению с „ov на вертикальной ветви дроссельной характеристики, причем 11Л IlluA
вх max
здесь =------------. Это вызывает ухудшение характеристик как ВУ, так и
у.их	о
вх р
всей СУ.
В процессе изменения числа М полета должно осуществляться такое ре-
 гулирование панелей поверхности
Рис. 18.8. Характеристики ВУ внешнего (- - -) и смешанного (---)
сжатия при Мпр = 6,8
торможения, степени сужения внутреннего канала и площади горла, чтобы обеспечивался сверхзвуковой режим течения в канале с заданным запасом устойчивости. При этом условии могут быть, как и для ВУ внешнего сжатия, рассчитаны характеристики в виде зависимостей располагаемых значений ст , фи с
15 А	Л.иЛ
от Мп .
На рис. 18.8 дано сравнение характеристик плоских регулируемых ВУ внешнего и смешанного сжатия, рассчитанных для Мпр = 6,8. Их
схемы представлены на рис. 18.9. Здесь ВУ внешнего сжатия имеет: т = 3, pz=25" и Роб=1Г. При этом число М за последним косым скачком равно
3,45. ВУ смешанного сжатия тоже имеет три скачка внешнего сжатия, но
534
при угле р£=19\ чему соответствует роб = 7°. Число М за третьим косым скачком равно 3,92, но во внутреннем канале воздух дополнительно сжимается еще в двух косых скачках и Мпр ск снижается до 2,9. Увеличение числа косых скачков и снижение интенсивности прямого скачка приводит к увеличению сгвх . Из-за более высоких значений овх лобовые размеры ВУ смешанного сжатия получаются меньшими, а также снижается сх вх . Эти преимущества по сг и cv _v сохраняются в широком диапазоне (рис. 18.8).
ВХ	ЛоВЛ	11	'
Рис. 18.9. Схемы и параметры сравниваемых ВУ: а — внешнего сжатия; б — смешанного сжатия
На стадии проектирования при подборе СУ к ЛА пока еще конкретного ВУ нет, оценку овх производят по так называемой стандартной зависимости сгвх ~ АМП) ’ кот°Рая отражает достигнутую степень совершенства ВУ данного типа. Такие зависимости устанавливаются для однообразия подходов к сравнительной оценке альтернативных вариантов СУ в концептуальных исследованиях. Они время от времени корректируются с учетом новейших данных.
На рис. 18.10 приведены типовые стандартные зависимости овх = ДМП) для ВУ внешнего и смешанного сжатия, а также значения требуемых коэффициентов расхода отсасываемого пограничного слоя Дфотс для получения указанных значений с?вх . Из рисунка видно, что преимущества ВУ смешанного сжатия по сгвх повышаются с увеличением Мп и, например, при Мп = 6,8 выигрыш в овх достигает - 25%.
В качестве примера конструктивной схемы гиперзвукового плоского ВУ, предназначенного для работы в диапазоне Мп от взлета до Мптах = 6,8, на
Рис. 18.10. Стандартные зависимости oov и от М„ : ОА	• <JTC	II
1 — ВУ внешнего; 2 — ВУ смешанного сжатия
535
М„<1.0, режим ТРДФ
Рис. 18.11. Схема регулируемого ВУ ГЛ А
рис. 18.11 представлен проект ВУ разгонной ступени СУ АКС “Зенгер” (Германия) с турбопрямоточным двигателем, работающим до Мп = 3,5 на режиме ТРДФ, а от Мп = 3,5
до Мп = 6,8 — на режиме ПВРД. ВУ имеет пять регулируемых панелей, управляемых независимо друг от друга с помощью гидроцилиндров. За счет регулирования углов наклона панелей может обеспечиваться изменение направления косых скачков уплотнения, формы внутреннего канала и величины площади горла. Показано взаимное расположение панелей для характерных режимов полета. Передняя панель на режиме работы ТРДФ полностью убирается, и за счет этого открывается дополнительный канал для перепуска воздуха через прямоточный контур в сопло. Этим достигается слив пограничного слоя, накапливающегося на нижней поверхности фюзеляжа перед
ВУ, а также обеспечивается
улучшение согласования режимов работы ВУ и
двигателя по расходу воздуха в области трансзвуковых скоростей полета.
По мере увеличения Мп углы наклона второй и третьей панелей увеличи
ваются, а площадь горла уменьшается, чем обеспечиваются оптимальные условия работы ВУ на режимах внешнего сжатия. При Мп = 3,5 осуществляется переход двигателя на режим работы ПВРД, а ВУ переходит на режим смешанного сжатия. С этой целью первая панель выдвигается, закрывая перепускной канал и увеличивая число косых скачков внешнего сжатия. Четвертая и пятая панели, помимо регулирования площади горла, обеспечивают формирование скачков уплотнения и требуемой степени сужения внутренне
го канала.
Входные устройства ГПВРД. В качестве входных устройств ГПВРД предполагается использование ВУ смешанного сжатия. Их основное отличие в том, что торможение сверхзвукового потока должно быть неполным для обеспечения требуемой сверхзвуковой скорости на входе в камеру сгорания ГПВРД.
На рис. 18.12 показаны примерные значения чисел М потока в горле Мг и на входе в камеру сгорания ГПВРД Мк с — в зависимости от числа М полета. Как видно, с ростом Мп требуемые значения Мк с увеличиваются. Ис
ходя из этого, систему скачков уплотнения для внешнего и внутреннего сжатия нужно подбирать с меньшими степенями торможения сверхзвукового потока, а следовательно, с меньшим числом скачков уплотнения, чем у ВУ СПВРД — для обеспечения требуемой сверхзвуковой скорости на входе в камеру сгорания. Поскольку оптимальное число М в горле является достаточно высоким (например, при Мп = 10 в соответствии с рис. 18.12 — около 3,5), то потребное частичное торможение сверхзвукового потока может быть обес-
536
Рис. 18.12. Зависимости Мг и Мх с ГПВРД от Мп
печено в двух косых скачках внешнего сжатия и в одном-двух внутренних скачках уплотнения (рис. 18.13). При этом вследствие малых углов 0£внеш угол обечайки 0об = 0, чем устраняется внешнее сопротивление обечайки у ВУ ГПВРД.
В связи с частичным торможением сверхзвукового потока в диапазоне режимов работы ГПВРД их ВУ могут быть выполнены нерегулируемыми или регулироваться простыми средствами, например, продольным перемещением обечайки (рис. 18.13). Выполняются они в интегральной компоновке, располагаясь под крылом или фюзеляжем ЛА в поле предварительно заторможенного элементами ЛА сверхзвукового потока. С увеличением числа М полета обечайка смещается против потока так, чтобы первый скачок, отраженный от внутренней поверхности обечайки, приходился на излом контура поверхности торможения клина.
Рис. 18.13. Регулирование ВУ ГПВРД перемещением обечайки
Вследствие неполного торможения сверхзвукового потока в ВУ ГПВРД у них получаются более низкими статическое давление, температура и тепловые потоки к стенкам канала по сравнению с полным торможением воздуха до М < 1 у СПВРД. Существенно увеличиваются значения Fr (ср. табл. 18.1 и 18.2). Исследования, проведенные за последние годы в ЦАГИ, позволили наметить основные принципы проектирования ВУ ГПВРД на диапазон Мп 5... 15 с учетом пограничного слоя, высокоэнтропийных слоев от затупленных входных кромок, реальных свойств воздуха и потребного охлаждения поверхностей торможения.
Показано, что у широкорежимного ВУ ГПВРД целесообразно иметь Мп р < Мп тах (порядка 5...6) и <рр ~ 0,7...0,8. Углы установки клиньев Ре внеш ые Должны превышать 10...13 градусов, а допустимый относительный радиус скруглений входных кромок гскр /Лг не должен быть более 0,005. При
537
Рис. 18.14. Влияние реальных свойств воздуха на параметры потока в “горле” ВУ ГПВРД
ния
Рис. 18.15. Схема пространственного ВУ Трекслера для ГПВРД
Мп > Мп нужно обеспечить “разнесение” косых скачков одного направления для того, чтобы избежать их пересечения и образования интенсивных результирующих скачков. Этим достигается снижение “пиков” суммарных тепловых потоков в стенки ВУ на режимах полета, когда Мп > Мп . Снижение тепловых потоков в гиперзвуковых ВУ является одной из важнейших проблем при их проектировании. Необходимо также учитывать изменение термодинамических свойств воздуха от нагрева при торможении при Мп > 6 и достаточно малых, меньших 0,1, значениях йг.
В качестве примера на рис. 18.14 представлено отношение давлений и температур в горле ВУ ГПВРД (при Мг > 1) для гиперзвуковых ВУ двух схем, определенных для реального (k = var) и совер
шенного (Л =1,4) газов в зависимости от Мп . Расчет произведен В.Г. Гуры-левым для q = 75 кПа. Как видно, с увеличением Мп и угла 0v влияние свойств реального газа на результаты расчета параметров усиливается и, например, при Мп = 14 достигает 10... 25%.
Для ГЛА, использующих ГПВРД, рассматриваются возможности примене-х ВУ, в которых сверхзвуковой поток тормозится в пространственной системе скачков. Одна из простейших схем конвергентного ВУ (схема Трекслера) представлена на рис. 18.15. ВУ имеет прямоугольное сечение, а кли нья для торможения потока располагаются в двух плоскостях — горизонтальной и вертикальной. Скачки уплотнения от горизонтальных клиньев сжимают поток в вертикальном направлении, а клиновидные боковые стенки — в горизонтальной плоскости. Из-за решетчатой структуры течения и использования в процессе торможения потока боковых поверхностей уменьшается протяженность поверхностей торможения и степень нарастания на них пограничного слоя. Это делает ВУ менее чувствитель-режимов полета и позволяет выполнять его с фиксирован
ной геометрией, особенно при малой степени сжатия внутреннего потока, т. е. когда сверхзвуковая скорость на входе в камеру сгорания ГПВРД сохраняется достаточно высокой. Малые продольная протяженность поверхностей торможения и низкая степень торможения сверхзвукового потока облегчают управление пограничным слоем и снижают тепловые потоки к стенкам каналов ВУ.
Суммарный тепловой поток в канале ВУ возрастает с увеличением углов установки тормозящих клиньев и длины канала. Наибольшие тепловые потоки образуются в области “горла”. Снижение максимальных удельных тепловых потоков у всех типов гиперзвуковых ВУ при Мп > 5...6 достигается уве
ным к изменению
538
личением допустимых температур стенок Tw (до 1000... 1500 К), а также уменьшением предельного скоростного напора по траектории полета и снижением углов .
18.2. Особенности рабочего процесса ГПВРД
Если при заданном числе М полета сравнивать идеальные циклы ГПВРД и СПВРД, то цикл ГПВРД по термодинамической эффективности всегда будет хуже из-за уменьшения степени повышения давления воздуха: работа цикла и эффективный КПД у него будут ниже. Но в реальных условиях значительные потери в процессах сжатия и расширения у СПВРД при очень больших
скоростях полета ухудшают его термодинамическую
ределенном уровне снижения этих потерь, за счет выбора Мкс > 1,0, эффективность циклов сравнивается. Поэтому при каждом числе М полета и заданных условиях (состав смеси а, уровень потерь в элементах и др.) имеется величина Мкс = Мкс опт , при которой обеспечивается наибольший удельный импульс ГПВРД. При снижении Мп это значение Мкс становится равным или меньшим единицы, применение ГПВРД делается уже термодинамически невыгодным. Более выгодным становится СПВРД.
Сравнительный анализ реальных циклов СПВРД и ГРВРД. Из-за большего различия статических параметров и параметров торможения потока анализ термодинамического цикла ГПВРД
эффективность и при оп-
Рис. 18.16. Сравнение термодинамических циклов СПВРД и ГПВРД
будем производить не в заторможенных, а в термодинамических параметрах. На рис. 18.16 произведено сравнение действительного никла СПВРД (штриховые линии) с дозвуковой скоростью на входе в камеру сгорания (КС) Н-в -г -сд и циклов ГПВРД с различными по форме КС при одинаковом теплоподво-де Q = Ни Т|г и Мп = const. Видно, что от входа в КС до выхода из сопла тем-
пературы и давления в ГПВРД получаются более и о температурах на выходе из КС.
Изменение параметров потока в КС ГПВРД зависит от условий подвода тепла. Цикл Н-в-г-с относится к изобарической КС, в которой для сохранения постоянства статического давления при равномерном подводе тепла площадь поперечного сечения должна увеличиваться (рис. 18.17,а). Число М по длине такой камеры сгорания снижается. Если площадь КС по длине сохраняется неизменной (цилиндрическая КС), то в ней (рис. 18.17,6) при равномерном подводе тепла к сверхзвуковому потоку должно происходить уменьшение числа М и увеличение давления (в отличие от дозвуковых цилиндри-
низкими, то же можно сказать
Рис. 18.17. Изменение р и М при различных формах камер сгорания ГПВРД
539
ческих КС, в которых при подводе тепла падает давление и возрастает скорость). Цикл Н-в-г'-с' (рис. 18.16) относится к ГПВРД с цилиндрической КС. В такой камере происходит интенсивное торможение сверхзвукового потока при подводе тепла. При этом число М и скорость потока уменьшаются, а давление возрастает. Температура в конце этой КС Тг > Тг , а скорость сг < сг . Если камера сгорания имеет сужающуюся форму (рис. 18.17,в), то процесс торможения потока в ней усиливается, давление повышается еще более интенсивно, а скорость сг на выходе становится еще меньшей. В рассматриваемых усло-2	'2	"2
С	, с	„с
виях сравнения (см. рис. 18.16) срг Тг +	= срг Тт + -у- = срг Тг + и поэтому
повышение статической температуры в конце КС обусловлено уменьшением кинетической энергии газового потока.
Оценка параметров и потерь в камерах сгорания ГПВРД. Первостепенное значение в расчете КС ГПВРД имеет определение потерь полного давления,
* Рг
характеризуемых коэффициентом акс = —. Из-за подвода тепла к сверхзву-Ркс
новому потоку величины окс ГПВРД существенно ниже, чем у СПВРД. Уровень потерь при равномерном подводе тепла по длине камеры сгорания зависит от скорости потока и, соответственно, от формы КС и является наибольшим в изобарической камере, у которой скорость потока при теплоподводе практически не снижается, а наименьшим — в сужающейся камере, скорость потока в которой снижается из-за теплоподвода и уменьшения площади поперечного сечения. Приближенную оценку изменения параметров и потерь от подвода тепла в КС, имеющих Мкс > 1, можно произвести в одномерной постановке и при отсутствии потерь на трение о стенки с использованием газодинамических функций. Для этого воспользуемся уравнениями расхода, энергии и импульсов.
Согласно уравнению расхода для сечений “кс-кс” на входе и “г-г” на выходе из КС
* *
(! + 9т) тв ТЕГ F*c = mr 4= 9(\) Fr ’
’ J КС	'lT
(18.2)
Уравнение импульсов имеет вид
F
Г
^КС Скс + Ркс ^КС + f pdF — GT ст + рг Fr .
С учетом того, что полный импульс потока I равен
2
k + 1
k -1
I = G + pF =
р* Fqfr) Z(k) = р* Fftk)
уравнение импульсов можно представить в виде PKC^KC)^KC = Pr^r)^r-
(18.3)
540
Уравнение энергии для подвода тепла дает
*кс + Ут (^т + ни Пг) + ip •
Пренебрегая энтальпией топлива (гт ~ 0) и учитывая, что qr = —у— , для оценки теплоподвода в КС получаем
1 + _Л^
и Т*	пГ Г 7* Z X
=------0_Е=_™ = f , гИ .	(18.4)
с Ткс 1 +	'
рв кс	aL0
Отношение статических давлений определяется с использованием газодинамической функции г(Х) :
Рг
Ркс F Г
Для КС постоянного сечения j pdF = 0, и FKC = Рг поэтому уравнение рас-хода (18.2) дает
(18.5)
Из уравнения импульсов (18.3) имеем
°кс р- f<K) 
^КС	1
При заданных параметрах на входе в
(18.6) устанавливают взаимосвязь окс и Т*
X от ---- и Хкс . На рис. 18.18 представ-
Т* КС
лены графики зависимостей Огс от Хкс для цилиндрической и изобарической КС при различных значениях степени теплоподво-/~ё Т*
да Р = 11 + q ) Д/ —, которая являет-V / ’ с Г’
рв КС
ся функцией Т^с и a . Из рис. 18.18 видно, что окс уменьшается при увеличении Хкс и степени теплоподвода р. Уравнение (18.4) определяет взаимосвязь между теплопо-
(18.6)
Рис. 18.18. Потери полного давления в камерах сгорания ГПВРД:  цилиндрическая;
- - - изобарическая
541
дводом и величинами а и
Рис. 18.19. Зависимости предельного теплоподвода и повышения давления от \с  1 — изобарическая;
2 — цилиндрическая;
3 — сужающаяся камера сгорания
. Наибольший теплоподвод соответствует а = 1. Из уравнения (18.4) следует также, что с ростом Мп и, соответственно, Т*с степень теплоподвода в КС любых ПВРД снижается, что приводит к “вырождению” даже идеального ПВРД, у которого нет гидравлических потерь.
При каждом значении Хкс существует такой предельный теплоподвод рп_оп , при котором
= 1. Он тем больше, чем выше Хкс (рис. 18.19).
У КС, имеющих форму, отличную от ци-F Г
линдрической, j pdF 0. Для определения ве-F к.с
личины этого интеграла нужно знать распределение статического давления по длине камеры. В частности, для изобарической КС он будет положительным, а для сужающейся — отрицательным.
На рис. 18.17 был показан характер изменения р и М для КС расширя-
ющейся, цилиндрической и сужающейся форм, а на рис. 18.19 приводятся
зависимости предельной степени теплоподвода
пред
Т
ЕЕ___L_
Т* рв к.с
и
Л = 1
Рг отношения статических давлений - от ХК1 для тех же трех камер
Рк.с
причем
F
в случае сужающейся камеры принято, что J pdF = - 0,1  JBX .
F К.С
Как видно, в сужающейся КС происходит более интенсивное торможение потока при теплоподводе и предельный теплоподвод (при котором Хг=1) получается наименьшим. В цилиндрической камере степень торможения сверхзвукового потока меньше и предельный теплоподвод выше, но он еще достаточно мал и не всегда позволяет получать а=1. В изобарической камере можно обеспечить Мг = Мк с . Для расширения диапазона работы ГПВРД по а , особенно при умеренных гиперзвуковых скоростях полета, когда Мк небольшие, считается целесообразным использовать КС переменного сечения: на начальном участке цилиндрическую, до достижения М=1,0, а затем расширяющуюся с M=const для минимизации потерь полного давления при теплоподводе. Теплоподвод по зонам должен изменяться с изменением а.
Определение оптимального значения Мк с на входе в камеру сгорания. Оптимальная величина степени торможения воздуха в ВУ перед КС ГПВРД
542
- Мкс
Мт, „ - определяется из условия к-с Мп
достижения максимального удельного
Рис. 18.20^
К определению Мк с опт : Мп = 10 и Н = 20 км (топливо — водород)
импульса или максимального коэффициента тяги. Для определения Мк сопт нужно иметь достаточно достоверные характеристики элементов ГПВРД: ВУ, камеры сгорания и сопла и, в частности, уметь оценивать при каждом заданном Мп коэффициенты потерь с»вх , GKC и ДРс от Мк с .
Для примера на рис. 18.20 приведены качественные зависимости удельного импульса и коэффициента тяги ГПВРД от степени торможения воздуш-
- Цсс
ного потока во ВУ М„ = ^ - для М= 10 и
Н = 20 км при различных уровнях потерь в процессах сжатия и расширения, оцениваемых величинами КПД 'Пс = Пр- При Мкс=1,0 все кривые при различных значениях Т)с = Г)р сходятся к точке J = Ср = 0, потому что без торможения воздуха в ВУ и изобарическом тенлоподводе не может создаваться тяга. При отсутствии гидравлических потерь (Г|с = Др = 1) наибольший импульс реализуется при максимальном торможении потока до Мк с = 0 (Мк с = 0). С увеличением потерь оптимальная степень торможения воздушного потока в ВУ уменьшается и, следовательно, Мк с опт увеличивается. Как видно, переход от дозвукового к сверхзвуковому сгоранию становится целесообразным только при высоком уровне потерь в процессах сжатия и расширения.
В работе американского ученого Ф. Биллига приводятся результаты исследований по выбору оптимальных значений Мк с при различных Мп и
даны закономерности изменения относительных площадей горла ВУ
F„ = Fr /Fov и статических параметров на входе в КС р„„ и Т„_ в зависимости л	1	©X	*	*	* КС	КС
от Мп в диапазоне от Мп = 3 до Мп = 20 (табл. 18.2). Данные в таблице Биллига соответствуют значениям скоростного напора q = 50 кПа. Указанные значения pv„ и Tv- являются несоизмеримо меньшими при М1Г > 7, чем у СПВРД, и приемлемы для практической реализации.
Данные табл. 18.2 интересно сопоставить с данными табл. 18.1, в которой указаны значения р* , р* с = овх р* и Т* = Т* при полном торможении потока во ВУ. В табл. 18.2 приведены также значения температур газа перед соплом ТГ при а=1 для ГПВРД, работающего на водороде (q = 50 кПа). Указаны также значения показателя адиабаты k, изменение которого необходимо учитывать при больших Мп .
Из анализа табл. 18.1 и 18.2 можно сделать ряд важных выводов.
543
544
Таблица 18.2
Мп	77, км	xv. С	Fr	рк с> кПа	Г , К	Тг , К при а = 1	* Гкс’ К	
3	17,6	1,52	0,35	60	418	2372	606	1,390
5	24,3	2,20	0,146	76,9	680	2482	1276	1,362
7	28,7	2,84	0,095	76,4	947	2583	2253	1,347
10	33,7	3,72	0,064	70,4	1338	2711	4273	1,302
15	39,5	4,98	0,045	60,3	2009	2880	9582	" '! 1,289
20	43,8	6,00	0,037	52,17	2678	ЗОЮ	14845	1,274
Во-первых, нельзя производить газодинамические расчеты ГПВРД при постоянных значениях показателя адиабаты k даже для воздуха, поскольку он изменяется от k = 1,4 при Мп = 3 до k = 1,26 при Мп = 20. То же относится и к использованию таблиц ГДФ. При определении параметров газового потока у ГПВРД необходимо учитывать диссоциацию воздуха и продуктов сгорания. Из табл. 18.1 видно также, что при полном торможении воздушного потока во ВУ давления и температуры на входе в КС оказывается непомерно высокими. Например, при Мп =10 и q = 50 кПа давление р* с = 9600 кПа, т. е. в 140 раз выше, чем у ГПВРД по данным табл. 18.2. Это и предопределяет невозможность создания таких двигателей. Очень малы в этом случае относительные площади горла воздухозаборника. При Мп - 10 у СПВРД величина Fr < 0,02 против 0,064 у ГПВРД. При таких малых Гг очень трудно организовать эффективный процесс сжатия воздуха в ВУ СПВРД. Переход к Мкс>1,0 при Мп > 6...7 (см. табл. 18.2) не только способствует увеличению <Гуд , но и упрощает решение ряда конструктивных проблем (прочность, охлаждение, газодинамическая эффективность работы элементов).
Соотношение площадей проходных сечений для ГПВРД может быть установлено по тем же зависимостям, которые были даны для СПВРД, но при использовании газодинамических функций необходимо учитывать свойства реальных газов и, в первую очередь, зависимость показателя адиабаты от температуры.
Организация процесса горения в КС ГПВРД. Очень большие скорости потока в КС ГПВРД предъявляют повышенные требования к организации процесса подвода тепла. При использовании водорода задача облегчается очень высокими скоростями его сгорания и малым временем индукции. Для турбулизации воздушного потока с целью стабилизации пламени во входном или промежуточном сечении камеры могут использоваться уступы (скачки сечения) или струйные стабилизаторы. В ГПВРД со сверхзвуковой скоростью в КС установка обычных стабилизаторов может вызвать сильные местные скачки уплотнения и значительное снижение G,.P от гидравлических потерь. Есть опытные данные, свидетельствующие о том, что применение уступов на выходе из ВУ с подачей в зону за уступом водорода не приводит к существенному увеличению потерь, обеспечивая хорошую подготовку смеси и стабилизацию фронта горения.
Рассматриваются методы газодинамической стабилизации фронта горения за счет использования местных скачков уплотнения с отрывом пограничного слоя перед фронтом горения. На скачках вследствие повышения статической температуры может происходить самовоспламенение топливовоздушной смеси. Подача водорода может осуществляться струями с боковых стенок КС или с пилонов, устанавливаемых в сверхзвуковом потоке.
При струйной подаче со стенок перед отверстиями подачи образуются зоны отрывных течений, куда попадает часть топлива от основной струи, которое, после смешения с воздухом зоны отрыва, воспламеняется и горит, являясь источником воспламенения для всей струи. Как показывают эксперименты, для воспламенения одиночных струй водорода, подаваемых со
545
стенок, необходима достаточно высокая температура воздушного потока на уровне 1700...1800 К при давлении 3...5 кПа, что соответствует числам Мп > 6. Снижение температуры самовоспламенения на 300...400 К возможно при использовании щелевой подачи, что связано с увеличением размеров области отрыва.
Радикальное улучшение воспламенения водорода при его подаче со стенки возможно при использовании искусственно создаваемых зон обратных токов с помощью специальных нишевых стабилизаторов. Нишевой стабилизатор представляет собой прямоугольное углубление в стенке камеры сгорания, перед которым через ряд отверстий или щелей подается водород. С помощью таких стабилизаторов обеспечивается воспламенение и горение водорода уже начиная с Мп ~ 5, а при использовании искрового поджигания водорода внутри ниши Мп снижается до 3...4.
При подаче струй водорода с пилонов, установленных в сверхзвуковом потоке воздуха, обычно не образуется интенсивных скачков уплотнения и отрывных зон, и для воспламенения водорода требуются более высокие температуры воздуха, чем при пристеночной подаче. Условия самовоспламенения при пилонной подаче улучшаются при использовании зоны обратных токов за торцом пилона (например, клинообразной формы).
Рис. 18.21. Схема камеры сгорания ГПВРД с подачей водорода через пилоны
На рис. 18.21 и 18.22 представлены схемы КС ГПВРД с подачей водорода через пилоны. Камера на рис. 18.21, предназначенная для работы в диапазоне мп = 6...15, имеет у каждой боковой стенки плоской КС по шесть пилонов.
Рис. 18.22. Схема ГПВРД со стреловидным размещением пилонов
546
В КС на рис. 18.22 применена стреловидная схема размещения пилонов для уменьшения загромождения поперечного сечения.
Известен ряд исследований комбинированных (двухрежимных) ПВРД, которые при Мп < 6...7 работают в режиме СПВРД, а при более высоких Мп переходят на режим ГПВРД. Такие двухрежимные двигатели получили обозначение ДГПВРД. Возможность создания ДГПВРД обусловлена тем, что одна и та же площадь входа в КС соответствует для СПВРД меньшему числу М полета, а для ГПВРД — большему Мп . Такая же закономерность просматривается и для площади горла ВУ. Это можно видеть из сравнения значений Fr , приведенных в табл. 18.1 и 18.2 для СПВРД и ГПВРД. Камера сгорания ДГПВРД может иметь изменяемую по длине площадь и несколько поясов подачи топлива для перехода с одного режима на другой и расширения диапазона устойчивой и эффективной работы.
Теоретические исследования ГПВРД начались еще в середине 50-х годов, проводились и отдельные экспериментальные исследования на моделях в аэродинамических трубах. Однако к настоящему времени не создано ни одного серийного ГПВРД, а накопленный экспериментальный опыт невелик. Это объясняется большой сложностью и высокой стоимостью работ, ведущихся в этом направлении, и недостаточностью экспериментальной базы.
Модельные испытания ГПВРД. Наибольшую известность получили работы по ГПВРД, выполненные NASA совместно с ВВС, ВМФ и рядом фирм США. В 1965 г. в NASA совместно с фирмой “Гэрритт” начались разработки модели экспериментального ГПВРД HRE. Двигатель осесимметричный, нерегулируемый, рассчитывался на Мп = 5...7. Впервые были получены экспериментальные данные по удельному импульсу, которые хорошо согласовывались с расчетными. Однако осесимметричная схема не обеспечивала интеграции двигателя с ЛА и была отвергнута.
Дальнейшие усилия были перенесены на разработку и испытания ГПВРД фирмы “Марквардт” с плоским воздухозаборником, который прошел стендовые экспериментальные исследования в диапазоне чисел Мп от 3 до 8. При Мп = 5 переход от дозвукового к сверхзвуковому горению осуществлялся путем изменения места подачи горючего и происходил без потери устойчивости.
Позднее был разработан и испытан модульный двухрежимный ГПВРД НИЦ им. Ленгли, который при Мп = 5...6 работал в режиме СПВРД, а при больших скоростях (до Мп = 10) — в режиме ГПВРД. Двигатель имел нерегулируемое ВУ пространственного сжатия. Впрыск топлива осуществлялся через пилоны и боковые стенки канала за пилонами. Охлаждение элементов конструкции вплоть до Мп = 10 обеспечивались жидким водородом при стехиометрическом составе смеси. Полученный в стендовых условиях экспериментальный материал лишь частично подтвердил работоспособность ГПВРД до Мп порядка 10. Данные о возможности эффективной работы ГПВРД при Мп > 10 пока отсутствуют.
В Японии исследования ГПВРД ведутся Национальной аэрокосмической лабораторией (NAL), а также всеми двигателестроительными фирмами совместно со специалистами японских университетов. После изучения амери
547
канского опыта взято направление на разработку собственных концептуальных схем ГПВРД, математическое моделирование процессов и создание современных достаточно крупных экспериментальных стендов. В настоящее время NAL совместно с фирмой “Мицубиси” изготавливает экспериментальный ГПВРД для испытаний в диапазоне чисел Мп от 4,0 до 8,0. Этот двигатель с водяным охлаждением будет сравним с модельным ГПВРД, исследуемым в НИЦ им. Ленгли NASA. Он имеет сменные элементы, что позволит испытывать различные конфигурации (рис. 18.23). Этот двигатель предполагается использовать для исследования камеры сгорания и ВУ, оценки конструктивных элементов и проверки ряда концептуальных подходов.
Рис. 18.23. Экспериментальный модуль ГПВРД:
1 — сменная кромка ВУ; 2 — ВУ; 3 — зона подачи топлива;
4 — плазменное зажигание; 5 — камера сгорания; 6 — сопло;
7,8 — устройство впрыска топлива; 9 — пилон;
10 — верхняя стенка; 11 — обечайка
В Японии осуществляются концептуальные исследования различных проектов ВКС с ГПВРД (концепция NAL). Удельные импульсы, принимаемые в концептуальных исследованиях ГПВРД при q = 100 кПа, приведены в табл. 18.3. Верхняя строка этой таблицы относится к “ГПВРД с регенерацией тепла”, осуществляемой за счет подогрева водорода до Т ~ 1500 К в системе охлаждения двигателя.
Таблица 18.3
Мн	8,0	10,0	12,0	14,0	16,0	18,0	20,0
V , м/с	33200	28600	24350	20550	17300	14650	12150
^уд , м/с	31200	20000	14500	11100	9350	8300	7900
По летным испытаниям моделей ГПВРД лидирующую роль играет Россия. Под руководством ЦИАМ в конце 1980-х начале 1990-х годов была создана гиперзвуковая летающая лаборатория “Холод” на базе ЗУР с наземным заправочным и телеметрическим комплексами для проведения летных полигонных испытаний, а также создан экспериментальный двухрежимный
548
ГПВРД, работающий на жидком водороде. Мировой сенсацией стали успешные запуски этого двигателя в 1991—1992 гг. и в последующие годы. Достигнуто максимальное число М полета, равное 6,5, и значительная длительность работы модельного ГПВРД (78 с). Проведенные испытания в реальных условиях полета до сих пор не имеют аналогов в мире. Их успех во многом обусловлен высоким уровнем предшествующего испытаниям математического моделирования всех процессов по траектории полета, которые недоступны для физического моделирования на наземных стендах.
18.3. Реактивные сопла для больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полета
При больших скоростях полета повышаются требования к качеству профилирования и точности расчетов реактивных сопел, поскольку значительно возрастает коэффициент усиления потерь тяги Кус , характеризующий переход от потерь тяги сопла к потере тяги двигателя, определяемый по формуле (6.9). В связи с этим незначительная ошибка в оценке ДРС приводит к значительным неточностям в определении ДРдв •
Кроме того, с увеличением Мп возрастают располагаемая степень понижения давления сопла лср = р^р ^Рн и температура на входе в сопло, что связано с увеличением сжатия и подогрева воздуха от скоростного напора. Повышение лср вызывает рост потребных значений отношения площадей Fc = Fc /FKp , и следовательно, увеличение диаметральных и продольных размеров сопла, что приводит к возрастанию поверхностей охлаждения, увеличению доли потерь на трение, усложнению конструкции и регулирования, ухудшению массовых характеристик и других показателей таких сопел. Увеличение температур на входе в сопло до 2500...3000 К и более приводит к тому, что продукты сгорания перед соплом оказываются диссоциированными. В процессе истечения это вызывает потери особого рода, связанные с химической неравновесностью.
Рассмотрим влияние на облик реактивного сопла и особенности его работы характера изменения по Мп величины лс . На рис. 18.24 представлены типичные зависимости тгс от Мп для турбопрямоточного двигателя, работающего до чисел Мп = 3,5 на газотурбинном, а от Мп = 3,5 до Мп = 6 — на прямоточном режиме. У современных сверхзвуковых самолетов, имеющих Мп = 2,2...2,4, величины лс получаются порядка 20...30, а потребное отношение площадей Fc , соответствующее этим пс , не превышает 6... 7. У ГЛА, имеющих ML m = 6, величины тг _ достигают 250...300 и более. При таких значениях пс нужно уже иметь Гс== 30...40. Сопло получается очень больших размеров.
Сопла с внутренним расширением. У регулируемых сопел с внутренним расширением типа сопла Лаваля при Мп < Мп необходимо уменьшать отношение площадей Fc , чтобы не допустить перерасширения газового потока и 549
связанных с ним очень больших потерь. Это осуществляется прикрытием регулируемых створок сопла. Но в таком случае на внешней поверхности кормовой части створок сопла возникает разрежение (р < ра), создающее кормовое (донное) сопротивление, причем оно тем выше, чем больше степень прикрытия створок сопла. Размеры и массу сопла внутреннего расширения можно несколько уменьшить, если рассчитать (“завязать”) сопло не на Мп самолета, а на меньшее число М полета — на расчетное число Мп для сопла . Тогда, вследствие снижения я„ пяр„, будет уменьшаться как
площадь Fc на срезе сопла, так и отношение площадей Fc = Fc /FK? . Но на расчетном режиме полета в сопле возникнут потери от недорасширения газовой струи, хотя вместе с этим уменьшится кормовое сопротивление сопла в
(ТРДДФ+ПВРД) при q = 50кПа: /
1 — ВУ смешанного сжатия; 2 — ВУ внешнего сжатия; 3 — я„_ ГПВРД
“Завязывая” сопло на Мср<Мптах, мы, тем самым, ограничиваем размеры его выходной площади некоторой величиной £	, а значит, умень-
V- 111ЙА
шаем лобовые габариты, длину, массу, площадь поверхностей охлаждения, и, в том числе, и степень прикрытия створок сопла Fc в области трансзвуковых скоростей полета, а следовательно, и внешнее сопротивление сопла на этих режимах полета. Но поскольку это достигается ценой потерь от недорасширения на расчетном числе М полета, величина М_ _ и соответствующее ей зна-с.р
чение Fc max должны определяться на основе оптимизации.
Как видно, сопла Лаваля, если их применять на ГЛА, должны обладать значительно большей степенью прикрытия створок при трансзвуковых скоростях, соответствующих режимам разгона, а также в дозвуковом крейсерском полете, чем сопла современных сверхзвуковых ЛА. Но тогда на этих режимах полета значительно увеличится внешнее сопротивление, создаваемое соплом.
На рис. 18.25 представлены качественные зависимости коэффициента потерь эффективной тяги реактивных сопел ДРС эф от Мп для случая, когда при
550
заданной зависимости лс = ДМП) “завязка” сопла производится на различные Мс р (2,5, 3,0, 4,0, 5,0) при Мптях=6. Видно, что при снижении размеров сопла за счет ограничения Fc max , а именно, уменьшения этой величины от 40 при Мср = 6 до 25, 15, 9 и 6 (что соответствует Мгр = 5, 4, 3 и 2,5), при больших М„ возникают значительные потери от недорасширения. При F = 6 (Мср = 2,5) они доходят до -10%. И хотя при этом снижаются потери от внешнего обтекания на трансзвуковых скоростях полета, такие сопла в целом получаются малоэффективными.
Рис. 18.25. Влияние числа М “завязки” сопла на АРС Эф
Неприемлемые габаритно-массовые характеристики всережимных осесимметричных регулируемых сопел и трудности их интеграции с планером ЛА явились причиной пристального изучения возможностей применения на ГЛА реактивных сопел с частичным или полностью внешним односторонним расширением. В качестве поверхности расширения, имеющей очень большие потребные величины, при подфюзеляжной компоновке силовой установки может использоваться теплоизолированная нижняя поверхность хвостовой части фюзеляжа, которая имеет достаточные размеры для расширения газа при его истечении из сопла в расчетных условиях.
Реактивные сопла с односторонним расширением. Сопла с односторонним расширением могут иметь разные схемы — главным образом за счет формы профиля поверхности расширения и обечайки и угла наклона плоскости критического сечения по отношению к оси сопла. Три наиболее типичные схемы таких сопел с картиной течения на расчетном режиме представлены на рис. 18.26.
У этих сопел происходит полное или почти полное внешнее расширение сверхзвукового потока. Поэтому длина и площадь поверхности створок, ограничивающих поток в сверхзвуковой части, получаются существенно меньшими. Это объясняется тем, что у осесимметричного сопла Лаваля разгон потока завершается быстрее на его оси, чем вблизи стенок, что и обусловливает их значительную длину. У рассматриваемых сопел быстрее разгоняется поток у
551
обечайки, поэтому правее точек В (см. рис. 18.26), где уже достигается расчетная скорость истечения, отпадает необходимость иметь жесткую стенку. Ее роль выполняет линия тока В-С, которая при уменьшении степени расширения в сопле может деформироваться, что исключает значительное пере-расширение газа при уменьшении перепада давлений.
Рис. 18.26. Схемы плоских сопел с внешним и смешанным односторонним расширением
Сопло с плоской обечайкой (рис. 18.26,а) является соплом смешанного расширения. Расширение газового потока в этом сопле происходит на характеристиках двух семейств: на нисходящих характеристиках (первое семейство) и отраженных восходящих характеристиках (второе семейство). Поток при расширении на характеристиках первого семейства разворачивается к оси сопла, а при расширении на характеристиках второго семейства разворачивается от оси сопла. После прохождения последней характеристики В-D поток имеет направление, параллельное оси сопла, и число Мс , соответствующее полному расширению газа в сопле до атмосферного давления. Сопла этой схемы имеют наибольшую среди сравниваемых длину и наименьший мидель.
Сопло с прикрытой обечайкой (рис. 18.26,6) является соплом внешнего расширения. Расширение газового потока в нем происходит на характеристиках только одного семейства, которые исходят из точки В. При этом поток
552
при прохождении через характеристики отклоняется только в одну сторону — от оси сопла. Чтобы получить осевой выход потока в сечении с—с, критическое сечение сопла должно быть наклонено к оси сопла на угол разворота потока у, величина которого определяется заданным значением . Преимущество этой схемы сопла в том, что поверхность расширения А-D у нет о получается более короткой, но поскольку обечайка наклонена на угол у, при ее внешнем обтекании уже на расчетном режиме возникает течение разрежения, а после разгона внешнего потока при его повороте к оси сопла — скачки уплотнения. Это приводит к появлению внешнего сопротивления уже при _ . Являясь с.р наиболее коротким, это сопло имеет наибольший мидель.
Сопло с полуприкрытой обечайкой (рис. 18.26,в), как и сопло с плоской обечайкой, является соплом смешанного расширения. Поток газа в этом сопле вначале расширяется на характеристиках первого семейства, исходящих из угловой точки А, а затем на характеристиках второго семейства, исходящих из угловой точки В. Здесь угол наклона плоскости критического сечения и, соответственно, угол наклона обечайки могут быть различными, что оказывает влияние на длину сопла и наклон обечайки.
Сопла с односторонним расширением по сравнению с соплом Лаваля имеют меньшую длину и значительно меньшие площади боковых поверхностей. Кроме того, в отличие от сопел Лаваля, в статических условиях (при Мп = 0) в них практически не возникает потерь от перерасширения газового потока, что объясняется отсутствием нижней ограничивающей поток стенки. Степень перерасширения у них зависит от величины участка внутреннего расширения. Вследствие этого при Мп = 0 лучшие характеристики имеет сопло с прикрытой обечайкой, в котором зона внутреннего расширения отсутствует.
Наличие внешнего сверхзвукового потока даже у сопла с цилиндрической обечайкой вызывает при Мп < Мс перерасширение газовой струи, приводящее к сложной картине течения. Возникают зоны перерасширения с пониженным давлением (р < рн), чередующиеся с зонами сжатия и скачками уплотнения. Это вызывает понижение среднего давления на поверхности расширения. Величина потерь от перерасширения зависит от фактической степени понижения давления в сопле и числа М внешнего потока.
Физическая картина течения при перепадах давлений, меньших расчетных, и сверхзвуковом внешнем обтекании сопла с цилиндрической обечайкой схематично показана на рис. 18.27. При уменьшении перепада давлений в сопле струя за соплом сужается, и ее площадь становится меньше площади среза обечайки. Сверхзвуковой внешний поток, обтекая такую сужающуюся струю, вначале поворачивается к оси сопла и разгоняется вдоль свободной поверхности струи, а на ее границе давление становится меньше атмосферного. Это оказывает влияние на распределение давлений на поверхности расширения А-D (рис. 18.27) — на ней появляется область пониженного давления (р < рп). Затем, при обратном повороте потока (от оси струи), возникают волны сжагия и скачки уплотнения (B-K-L-N, рис. 18.27). Давление на поверхности струи и на поверхности расширения начинает повышаться.
Наличие на значительной части поверхности расширения, наклоненной к оси сопла, обширной области течения, где р < рн , приводит вследствие несим
553
метричности течения к повороту вектора тяги. Его осевая составляющая снижается, и появляется поперечная составляющая. Потери по отдельным составляющим тяги оцениваются коэффициентами Рс х и Рс . Уровень суммарных потерь эффективной тяги в этом случае определяется коэффициентом модуля д/Р
эффективной тяги Рс эф =---С-Х-^Ф-С-У-Э^) , а бс<эф = arctg С-У-Э$ .
^С.ИД	^с.х.эф
Рис. 18.27. Структура потока в сопле с плоской обечайкой
при Мп < Мс р
к
ж
У сопел с полуприкрытой и прикрытой обечайками степень перерасширения газового потока на границе свободной струи получается еще более значительной. Однако имеющиеся опытные данные и расчетные оценки показывают, что потери, оцениваемые коэффициентом t±Pc эф = 1 - Рс эф в области трансзвуковых скоростей, полета, у сопел с внешним расширением всех схем получаются более низкими, чем у сопел Лаваля на режимах их работы с прикрытыми створками.
В реальных реактивных соплах с внешним односторонним расширением физическая картина течения более сложная. Особенно у сопел силовых установок ГЛА, использующих турбопрямоточные двигатели с параллельным расположением контуров (рис. 18.28). Здесь сопла ТРД и ПВРД расположены одно над другим и должны быть сопряжены с общей поверхностью расширения. Сложность в том, что в различных диапазонах чисел М полета должна обеспечиваться как последовательная, так и параллельная работа сопел. При больших Мп , поскольку ТРД не работает, для сопла ПВРД (это могут быть СПВРД или ГПВРД) в этих условиях обеспечивается возможность значительного расширения реактивной струи в процессе истечения с относительно малыми потерями от недорасширения и от трения вследствие отсутствия ниж-
Рис. 18.28. Схема течения в сопле при неработающем ПВРД
554
ней и частично боковых ограничивающих поток стенок. Однако на режимах до- и трансзвуковых скоростей полета, когда разгон (или крейсерский полет) летательного аппарата осуществляется при неработающем ПВРД, его сопло приобретает форму донного уступа, при обтекании которого внешним потоком образуется обширная область отрыва (рис. 18.28). Возникающее при этом разрежение в донной области приводит к значительному росту сопротивления кормовой части мотогондолы и, как следствие, к снижению эффективной тяги силовой установки.
Исследуются разные пути снижения или устранения этих потерь. В застойную область может подаваться воздух из ВУ (подпитка донной полости). Может быть организован процесс подачи и сжигания в донной полости водорода. При небольшом его расходе таким путем удается поднять давление в вихревой области за срезом мотогондолы. Но наиболее эффективным средством снижения потерь эффективной тяги в области трансзвуковых скоростей полета является использование канала неработающего ПВРД для перепуска некоторого количества избыточного воздуха из воздухозаборника в сопло. Этим не только уменьшаются потери в выходном устройстве, но и повышается коэффициент расхода и, следовательно, снижается дополнительное сопротивление ВУ.
Среди других очень острых проблем сопел с односторонним расширением — появление на нерасчетных режимах работы дополнительной поперечной силы, направленной на режимах перерасширения вниз. Как отмечалось, причина ее появления обусловлена несимметричностью внешнего обтекания, перерасширением газовой струи и образованием зон отрыва на значительной части поверхности расширения, приводящих к возникновению областей течения с пониженным давлением.
По этой причине эффективный угол отклонения вектора тяги относительно продольной оси сопла принимает большие отрицательные значения. Угол
отклонения вектора тяги Р, меняется с изменением скорости полета, что значительно усложняет проблему компоновки силовой установки и планера и балансировки ГЛА на переходных режимах полета, особенно в области трансзвуковых скоростей, когда ПВРД не работает.
Характеристики сопел с односторонним расширением. Аэродинамические характеристики сопел с внешним односторонним расширением зависят от многих факторов. Должны учитываться формы сопел, размеры боковых щек, угол установки и отклонения обечайки (если она регулируется), расположение сопла относительно поверхности расширения, угол наклона критического сечения сопла и ряд других факторов. Надежные результаты по эффективности таких сопел и оценке потерь в настоящее время могут быть получены только на основе продувок соответствующих компоновок в аэродинамических трубах.
Характеристики несимметричных сопел оценивают посредством коэффициентов потерь для продольной Рх<Эф и поперечной Ру-Эф составляющих тяги и по углу отклонения вектора тяги от продольной оси сопла 6сэф . На рис. 18.29 в качестве примера представлены характеристики плоского сопла с внешним односторонним расширением, рассчитанные численным методом на основе решения уравнений Эйлера при типовой зависимости лс = /(Мп) . Они определены 555
Рис. 18.29. Эффективные характеристики сопла с плоской обечайкой
Следует отметить, что
в условиях внешнего обтекания выходящей из сопла реактивной струи сверхзвуковым потоком в диапазоне Мп от 1,5 до 6,0. Здесь сопло “завязано” на М_=3,5, поэтому в с.р
сторону увеличения Мп от Мс р = 3,5 имеются потери продольной составляющей тяги от недорас-ширения потока и за счет отклонения вектора тяги на небольшой положительный угол вверх от оси сопла, поскольку на этом участке ^СуЭф>0-При М„ = 3,5 значение	Следователь-
с • р	С.у.Эф
но, здесь направление вектора тяги сопла совпадает с осью сопла. При М<3,5, как видно, Рс у Эф < 0 и вектор тяги отклоняется вниз от оси сопла, причем при Мп = 2,0 поперечная составляющая вектора тяги достигает 50% от идеальной, а продольная равна 83% от идеальной, поэтому 5С Эф составляет примерно -30 .
коэффициент потерь модуля эффективной тяги
ДРС Эф рассматриваемых сопел качественно имеет такой же характер протекания, как и у сопел Лаваля (см. рис. 18.25), с той лишь разницей, что сами эти потери получаются более низкими.
Главной особенностью реактивных сопел ГПВРД по сравнению с соплами СПВРД является более низкое давление на входе рг (по сравнению с р* СПВРД). Кроме этого, следует иметь в виду еще и то, что у реактивных сопел ГПВРД число М на входе обычно больше единицы и критическое сечение, как таковое, отсутствует. Поэтому их расчет производится по статическим параметрам на входе в сопло: рг , Тг и сг , которые находятся из расчета камеры сгорания ГПВРД.
В соответствии с этим степень понижения давления дс определяется из
соотношения яс = рг /рн , а коэффициент тяги сопла, характеризующий эффективные потери в сопле, вычисляется, как обычно, по формуле
р _	С .эф
С.эф — р с.ид
где величина эффективной тяги сопла РСЭф определяется экс
периментально либо рассчитывается по найденному численными методами распределению давлений на стенках, а идеальная тяга определяется из соот
ношения Рс ид = Gr сс ид , где
Сс.ид
сг + 2ср.г
Поскольку при очень больших Мп величины гсс у них получаются меньшими, чем у сверхзвуковых сопел СПВРД (см. рис. 18.24), это приводит к снижению коэффициента потерь эффективной тяги ДРС . Из-за более низ
556
ких температур газа Тг снижаются потери от химической неравновесности процесса истечения. Предпочтение отдается соплам с внешним расширением, причем возникновение и методы оценки внешних потерь не отличаются от рассмотренных ранее. Требуется только учет реальных свойств газа.
Химическая неравновесность процесса истечения. Вследствие диссоциации газа в соплах ГПВРД происходит частичный распад его молекул на более простые элементы, включая атомы и радикалы, на что затрачивается некоторое количество сообщаемого тепла. Состав диссоциированных продуктов сгорания определяется в процессе расчета КС. При расширении диссоциированных продуктов сгорания в реактивном сопле из-за снижения температуры газа скорость и время протекания химических реакций резко замедляются и становятся сравнимыми и даже меньшими времени пребывания газа в сопле. Поэтому процессы рекомбинации в соплах не успевают завершиться и часть энергии, затраченной на диссоциацию газа до входа в сопло, не переходит в кинетическую энергию реактивной струи в процессе расширения. Обусловленные этим потери тяги сопла называют потерями на химическую неравновесность.
Химическая неравновесность создает особый вид потерь, которые добавляются к ранее рассматриваемым потерям в реактивных соплах, состоящим из контурных потерь (от неравномерности и несоосности скоростей на срезе сопла), потерь на трение и потерь на нерасчетность истечения из сопла. Эти дополнительные потери зависят от рода применяемого топлива, давления и температуры на входе в сопло, коэффициента избытка окислителя, абсолютных размерив сопла и т. д. Процессы химической неравновесности имеют сложную природу и определяются по методам газовой динамики реагирующих сред с учетом химической кинетики.
Расчет химической неравновесности в соплах весьма сложен, поэтому для приближенных оценок характеристик сопел, рабочим телом которых является высокотемпературный реагирующий газ, рассматриваются два предельных случая' когда скорости протекания физико-химических процессов принимаются либо бесконечно большими (такое истечение называют равновесным), либо нулевыми (это истечение называют замороженным).
При равновесном течении в каждом сечении сопла устанавливаются параметры и степень диссоциации, соответствующие термодинамически равновесному составу газа. В таком случае химические реакции рекомбинации протекают в полном объеме и состав газа изменяется по длине сопла. Равновесному процессу расширения соответствуют максимально возможные значения скорости истечения и тяги реактивного сопла и двигателя в целом.
При замороженном течении состав продуктов сгорания и степень диссоциации принимаются неизменными, соответствующими их значениям, заданным на входе в сопло. Поскольку энергия, затраченная на диссоциацию, в процессе истечения не переходит в энергию направленного движения молекул газа, то величины скорости истечения и тяги реактивного сопла здесь получаются минимальными, а потери — более высокими. Действительный процесс истечения высокотемпературного реагирующего газа из реактивного сопла, сопровождающийся протеканием неравновесных химических реакций, занимает промежуточное положение между двумя указанными предельными случаями.
557
Па) результаты расчетов с
Рис. 18.30. Потери импульса сопел в зависимости от Мп этих условиях = 3, потери могут достигать - 20%. Это
Проведенные различными авторами расчеты течений в соплах с учетом кинетики химических реакций показывают, что основное влияние на процесс химической неравновесности оказывают давление и температура на входе в сопло. При относительно небольших давлениях на входе в сопло (=0,1 • 105 Па) результаты точных расчетов с учетом химической кинетики близки к к расчетным для замороженного течения. При высоких давлениях (= 100 • 10 учетом химической кинетики располагаются примерно посередине между равновесным и заторможенным течениями. При этом в случае равновесного течения характеристики получаются завышенными, а в случае заторможенного течения — заниженными.
На рис. 18.30 показано соотношение различных составляющих потерь импульса сопел ГПВРД в функции Мп по типовой траектории полета ГЛА, полученное Г.Н. Лаврухиным на основе обобщения ряда работ. Как видно, до Мп = 3 потери от химической неравновесности составляют <1%, а при Мп ~ 16...20 они достигают 6...7% и по величине сравниваются с другими видами потерь. С учетом Кг, , равным в ус
тяги, вызванные химической неравновесностью, обстоятельство должно учитываться при расчете
характеристик СУ для гиперзвуковых скоростей полета.
Глава 19. КОМБИНИРОВАННЫЕ РЕАКТИВНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ГИПЕРЗВУКОВЫХ И ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Летательные аппараты для больших сверхзвуковых и, тем более, гиперзвуковых скоростей полета нуждаются в специальных силовых установках (СУ), которые должны обеспечивать авто-номный взлет, разгон—набор высоты, при необходимости выполнять крейсерский дозвуковой полет и, главное, осуществлять продолжительный крейсерский полет с гиперзвуковыми скоростями при числах М полета 4...6 и более на высотах до 25...35 км.
Двигатели существующих типов (каждый в отдельности) не могут обеспечить приемлемые тягово-экономические и габаритно-массовые характеристики в таком широком диапазоне изменения режимов полета. Здесь необходимы новые типы силовых установок, обладающие определенной адаптивностью к режимам полета. Это могут быть составные силовые установки, представляющие собой механическую комбинацию разных двигателей, каждый из которых обладает удовлетворительными характеристиками в ограниченной области режимов полета. Но такие СУ имеют существенный органический недостаток: при одновременной работе двигателей, образующих составную СУ, невозможно обеспечить работу каждого из них в оптимальных условиях. При
558
последовательной же работе этих двигателей ухудшаются габаритно-массовые
показатели силовой установки, так как на некоторых участках полета вместе с полезным грузом приходится транспортировать неработающий двигатель.
Указанных недостатков в известной степени лишены комбинированные двигатели (КД) и силовые установки с этими двигателями (КСУ), представ
ляющие собой органическое соединение как термодинамических циклов, так
и отдельных конструктивных элементов двигателей, входящих в их состав.
Комбинированные двигатели, входящие в состав КСУ, можно подразделить на две основные группы:
—	двигатели комбинированных циклов, органически сочетающие циклы различных исходных двигателей с обменом энергией между составляющими цикл процессами;
—	комбинированные двигатели, имеющие общие
элементы для реализации сходственных процессов в
различных условиях полета.
Исходными базовыми двигателями для КСУ обеих групп могут служить газотурбинные двигатели (ТРДФ или ТРДДФ), прямоточные воздушно-реактивные двигатели (СПВРД, ГПВРД) и ракетные двигатели (ЖРД,
Рис. 19.1. Базовая
классификация комбинированных двигателей
РДТТ), см. рис. 19.1.
Возможны различные комбинации циклов и процессов этих двигателей. В существующих разработках наиболее широкое отражение нашли четыре из них. Это турбопрямоточные двигатели (ТПД), ракетно-турбинные двигатели (РТД), ракетно-прямоточные двигатели (РПД) и жидкостно-воздушные ракетные двигатели (ЖВРД). Рассмотрим их схемы, особенности рабочего процесса и возмож
ные характеристики.
19.1.	Турбопрямоточные двигатели
Турбопрямоточный двигатель сочетает в себе преимущества ГТД (ТРДФ или ТРДДФ) в диапазоне чисел М полета до 3,0...3,5 с преимуществами ПВРД при Мп > 3,0...3,5. В соответствии с этим он имеет два контура — турбореактивный и прямоточный. При значительном разнообразии схем ТПД они могут быть сведены к двум основным типам: с параллельным расположением контуров и с тандемным (коаксиальным) расположением контуров.
Схема ТПД с параллельным расположением контуров показана на рис. 19.2. Воздухозаборник 1 здесь для обоих контуров является общим, а сопла с односторонним внешним расширением имеют независимое регулирование площадей критических сечений створками 5 и 6. В этом случае силовая установка имеет по участкам полета три характерных режима работы. На начальном участке от взлета до трансзвука работает только ГТД 2. Подвижные панели воздухозаборника убраны в крайнее верхнее положение, а специальный разделитель потока 3 перекрывает канал ПВРД 4 либо полностью, либо частично — для перепуска из воздухозаборника в сопло через неработающий прямоточный контур избыточного воздуха.
В конце первого участка полета панели воздухозаборника несколько вы двигаются — он переходит в режим автоматического регулирования. На втором участке (при Мп , примерно от 0,8 до 3,0) разделитель потоков приот
559
крывает канал ПВРД, осуществляется запуск ПВРД 4 и силовая установка начинает работать в комбинированном режиме. На этом участке ГТД и ПВРД работают совместно при соответствующем регулировании разделителя потоков для обеспечения требуемого баланса расходов. ГТД (в данном случае ТРДДФ) на этом участке имеет значение aL , близкое к единице, а ПВРД вначале работает на бедной смеси с постепенным ее обогащением с ростом числа М полета. Критическое сечение сопла 5 регулируется из условия обеспечения требуемой скорости воздуха на входе в камеру сгорания ПВРД при каждом значении а.
Рис. 19.2. Схема ТПД с параллельным расположением контуров:
1 — воздухозаборник; 2 — ГТД; 3 — разделительная створка;
4 — ПВРД; 5 — регулирование FKp ПВРд ; 6 — регулирование Гкр pj-д ;
7 — створка прикрытия сопла ГТД; 8 — канал перепуска
По мере разгона самолета панели воздухозаборника постепенно выдвигаются, а разделитель потоков уменьшает pac-ход воздуха через ГТД. На третьем участке полета (при Мп > 3,0...3,5) ГТД выключается, разделитель потоков полностью перекрывает газотурбинный контур, сопло ГТД закрывается створкой 7 и силовая установка начинает работать только в режиме ПВРД уже с a , близким к единице. После достижения гиперзвукового крейсерского режима полета, когда разгон самолета прекращается, подвижные панели воздухозаборника 1 и критического сечения сопла ПВРД 5 устанавливаются в положения, соответствующие крейсерскому режиму полета с пониженной тягой (за счет обеднения топливовоздушной смеси до значений a = аопт). При снижении и посадке режимы работы силовой установки изменяются в обратном порядке, и приземление осуществляется с работающими ГТД.
Схема ТПД с тандемным (коаксиальным) расположением контуров приведена на рис. 19.3. Воздухозаборник 1 для обоих контуров также является общим. Прямоточный контур 3 в этой схеме перед камерой сгорания 4 имеет кольцевую форму. Двигатель здесь является двухрежимным. На взлете и до чисел М полета 3,5...4 прямоточный контур перекрывается створками 5 и работает только ГТД, причем камера сгорания 4 играет роль форсажной камеры. При определенном числе М полета, которое находится в результате оптимизации, происходит переключение контуров. ГТД выключается, вход в него перекрывается в данной схеме обтекателем 6, а створки 5 раскрываются, обеспечивая поступление воздуха в камеру сгорания 4 через прямоточный контур, причем форсажная камера конвертируется в камеру сгорания ПВРД. Воздухосборник 1, сопло с внешним односторонним расширением 7 и камера
560
сгорания 4 для обоих контуров являются общими. Существенно упрощается регулирование критического сечения сопла.
Рис. 19.3. Схема ТПД с тандемным расположением контуров:
1 — воздухозаборник; 2 — ГТД; 3 — прямоточный контур;
4 — общая форсажная камера; 5 — створки перекрытия контура НВРД; 6’ — устройство перекрытия; 7 — реактивное сопло;
8 — створка регулирования FKp
Преимущество коаксиальной схемы ТПД — в меньших лобовых размерах двигателя и наличии общих элементов, упрощающих конструкцию силовой установки. Недостатки схемы: невозможность одновременной работы обоих контуров в достаточном широком диапазоне чисел М полета, что ограничивает возможности форсирования двигателя по тяге на режимах разгона, а также более низкие гидравлические характеристики прямоточного контура и трудности его автономной отработки.
Важное значение имеет постановка и решение вопроса об оптимальных числах М полета переключения контуров ТПД с газотурбинного режима на прямоточный. С ростом числа М полета ухудшаются удельные параметры ГТД и улучшаются удельные параметры ПВРД. При определенных числах М они сравниваются. В некотором диапазоне чисел М полета может быть выгодной совместная работа контуров. Важное значение имеет также темп нарастания тяги по числу М полета, который у ПВРД выше, чем у ГТД. Оптимизация числа Мп переключения контуров осуществляется по экстремальному значению того или иного показателя эффективности летательного аппарата. Это могут быть: минимальное время разгона, минимальные затраты топлива на разгон, максимальная общая дальность полета и др.
В принципе у ТПД коаксиальной схемы имеется возможность энергообмена между контурами путем передачи энергии от газотурбинного контура к прямоточному за счет эжекции. Схема ТПД эжекторного типа представлена на рис. 19.4. Теоретически в двигателе такой схемы за счет сжатия воздуха в эжекторе можно повысить давление в камере сгорания и, тем самым, улучшить характеристики прямоточного контура ТПД при малых скоростях полета. Но выполненные исследования показали, что такая схема ТПД является неэффективной в основном из-за низкого КПД эжектора.
Внутренние удельные характеристики ТПД, работающих в области умеренных скоростей колета на турбокомпрессором, а в области больших скоростей полета — на прямоточном режиме, несколько хуже характеристик ГТД (ТРДФ или ТРДДФ) и ПВРД в соответствующих условиях полета.
Эффективные характеристики силовой установки с ТПД в значительной мере зависят от согласования элементов, конструктивной и аэродинамической
19 Б. А. Крылов	561
интеграции СУ и ЛА, рода используемого топлива и могут существенно различаться в пределах двигателя одной схемы.
Рис. 19.4. Схема ТПД эжекторного типа:
I — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина;
4 — сужающийся эжектор; 4' — камера смешения;
5 — диффузор; 6 — форсунки; 7 — стабилизаторы:
8 — камера сгорания; 9 — сопло
Значительное влияние на облик гиперзвукового самолета и, в первую очередь, на его объемную компоновку и аэродинамические характеристики оказывает используемое топливо. При больших М полета требуется активное охлаждение элементов конструкции планера и силовой установки и здесь предпочтение отдается жидкому водороду, обладающему очень высоким хладоре-сурсом. Другое важнейшее преимущество водорода — его более высокая теплота сгорания, за счет которой обеспечивается выигрыш в удельном импульсе еГуд , т. е. в экономичности. У водорода <1уд в - 2,5 раза выше, чем у керосина. Однако жидкий водород имеет очень малую плотность и, как следствие, низкую объемную теплотвердость (в 4,2 раза меньше, чем у керосина). Это приводит к необходимости увеличения объема и массы топливных баков и, как следствие, влечет за собой увеличение длины и миделя фюзеляжа, снижение весовой отдачи самолета по топливу и ухудшение аэродинамических характеристик планера.
Недостатки водорода и возможные преимущества керосина породили идею разработки двухтопливных турбопрямоточных двигателей, в которых при взлете, разгоне—наборе высоты и дозвуковом крейсерском полете используется более тяжелое углеводородное топливо — авиационный керосин, а при больших числах М полета и на гиперзвуковом крейсерском режиме — жидкий водород. При этом учитываются меньшая стоимость керосина, а также отсутствие в настоящее время развитой инфраструктуры средств заправки самолетов жидким водородом, поскольку наличие керосина обеспечивает возможность посадки и перелетов с ограниченными скоростями между аэродромами, где отсутствует криогенное топливо.
Исследования показали, что двухтопливные ТПД обеспечивают гиперзвуковым самолетам значительные преимущества по критерию практической дальности полета L по сравнению с однотопливными.
Турбореактивные двигатели (ТРДФ и ТРДДФсм), рекомендуемые для использования в ТПД, по сравнению с их аналогами, применяемыми на сверхзвуковых самолета 4 и 5 поколений, имеют более низкий уровень расчетных значений степеней повышения давления компрессоров лК£ и степеней двух-562
контурности т и в более высокие величины температур газа перед турбиной Т* и Т* „ . Важнейшим требованием для таких двигателей является просто-Г Р гл ах
та и легкость конструкции. Эти двигатели должны работать либо на криогенном топливе (водород, метан), либо должны иметь двухтопливную систему, когда, например, в основной камере сгорания используется керосин, а в форсажной — водород.
Другой важнейшей особенностью ГТД, работающих в составе ТПД при больших числах М полета, является использование высокотемпературных сильно нагруженных одноступенчатых турбин. При весьма высоких окружных скоростях расчетная температура газа перед турбиной должна назначаться на уровне 1700...1900 К и выше, а также должна предусматриваться “температурная раскрутка” ротора газогенератора по скорости полета в пределах б... 10% по частоте вращения ротора высокого давления и до ТГП1ах«2200 К — по температуре газа перед турбиной. Температура форсажа должна выбираться предельновозможной, соответствующей = 1,0...1,12.
Определенное предпочтение отдается одновальным двигателям исходя из стремления иметь низкие величины расчетной степени повышения давления в компрессоре и высокие температуры Тг . Пример конструктивной схемы водородного одповального двухконтурного ГТД, рассматриваемого в перспективных исследованиях, приведен на рис. 19.5. Характерным в этой схеме явля-♦
ется применение компрессоров с низкими як и, соответственно, с малым чис-лом ступеней в них. Так, ТРДДФсм на рис. 19.5 имеет одноступенчатые компрессоры низкого и высокого давления с л* = 6 при m = 0,4, причем КНД регулируется поворотом лопаток входного и выходного направляющих аппаратов. Температуры газа перед турбиной приняты равными Тг = 1900 К и Г* = 2200 К. Температурная раскрутка составляет 300 К. С выбранными таким образом параметрами этот ТРДДФсм при работе на водороде имеет Р 0 =1312 Н • с/кг и <7уд0 = 45000 И  с/кг.
Другим примером может служить водородный одновальный одноконтурный ТРДФ, спроектированный в АООТ “А. Люлька-Сатурн”, рассчитанный на применение в диапазоне чисел М полета от 0 до 5 (рис. 19.6). Двигатель
19
Рис. 19.5. Схема одновального ТРДДФ для больших чисел М полета
563
имеет четырехступенчатый компрессор и одноступенчатую турбину при п\ = 7,	= 1650 К и Т* = 2200 К. Здесь температурная раскрутка дости-
.KU	ГЧл	Г П1Ял
гает 550 К, чем и обеспечивается возможность эффективной работы на водороде до Мп = 5, несмотря на ограниченное использование в этом двигателе хладоресурса водорода (только для охлаждения турбины, опор двигателя и корпусных элементов). Предполагается широкое использование композиционных материалов типа “углерод-углерод” с антиокислительным покрытием.
Рис. 19.6. Схема ТРДФ Д-103 для ВКС Ту-2000
Если заданием на полет предусматривается дозвуковой крейсерский режим большой продолжительности, то возникает необходимость выбора более высоких значений тс’эд . При расчетно-теоретических исследованиях по выбору двигателя для ТПД было отдано предпочтение двухвальному ТРДДФсм с Лк1 ~ 2®- Спроектированный под эти условия АООТ “А.Люлька-Сатурн” двух-вальный ТРДДФсм (рис. 19.7) является двухтопливным с применением в основ ной камере сгорания керосина, а в форсажной — водорода. Он имеет т0 = 0,3; 7’’п = 1800 К; Т* tnov = 2100 К и должен работать в составе ТПД в диапазоне ж V/	1 elltlА
чисел М полета от 0 до 3,5.
В целях обеспечения лучшей работоспособности конструкции и повышения эффективности рабочего процесса за счет использования хладоресурса
Рис. 19.7. Конструктивная схема ТРДДФ Д-102 для “МиГ-АКС”
564
криогенных топлив для высокоскоростных летательных аппаратов рассматривается применение ГТД с теплообменником на входе. В зависимости от располагаемого хладоресурса может охлаждаться весь воздух, поступающий в двигатель, или только та его часть, которая подается во внутренний контур.
При числах М полета более 3,0...3,5 КСУ с ТПД переходит на режим работы СПВРД. Расчетный режим СПВРД соответствует обычно минимальному числу Мп его включения. При числах М полета, больших 6...7, удельный импульс СПВРД, даже при работе на водороде, начинает резко снижаться. При чиной этого, как указывалось, помимо уменьшения теплоподвода в камере сгорания, является повышение уровня потерь в воздухозаборнике и реактивном сопле. Кроме того, при очень высоких Мп значительно повышаются статическое давление и температура воздуха на входе в двигатель при движении ЛА по траектории разгона даже в случае относительно малых величин допустимого скоростного напора. Возникают непреодолимые проблемы, связанные с прочностью конструкции двигателя и охлаждением его элементов. Поэтому появляется необходимость использования на этих числах М полета ГПВРД со сверхзвуковым сгоранием топлива в камере сгорания.
На рис. 19.8 показаны закономерности протекания удельного импульса по Мп для ГТД, СПВРД, ГПВРД и ЖРД, работающих на водороде и керосине. Как видно, ГТД, работающий на водороде, сохраняет преимущество по Jvn до М„ = 3.5...4,0. СПВРД лидирует до М^-6.,.7, а при более высоких Ми преимущество уже переходит к ГПВРД. Область существования ГПВРД с использованием хладоресурса водорода может быть продлена до Мп = 20 при получении полного КПД цикла на уровне 0,4...0,6.
70000
> 60000 ъ 5 50000
§ 40000
$? 30000
-*ъ
30000
1ОО00
о
0	2	4	6 О 10	52 14» Мп
Рис. 19.8. Зависимости <7уд от Мп для ГТД (ТРДФ, ТРДДФ), СПВРД? ГПВРД и ЖРД
Известен ряд исследований комбинированных (двухрежимных) ПВРД, которые при Ми < 6...7 работают на режиме СПВРД, а при более высоких Мн переходят на режим ГПВРД.
565
19.2.	Ракетно-турбинные двигатели
Рис. 19.9. Циклы: РД (а), ГТД (6) и РТД (в)
свойством никла Ренкина является
В ракетно-турбинном двигателе в принципе сочетаются циклы и элементы двух двигателей: ГТД и ЖРД. Здесь генераторным циклом является цикл Репкина, а основным — цикл Брайтона. В цикле Ренкина “1-2-гг-с”, по которому работают ракетные двигатели (рис. 19.9,а), посредством насосов компоненты жидкого топлива сжимаются по линии “1-2" без изменения удельного объема (вследствие их практической несжимаемости) и поэтому с малой затратой работы на повышение давления. Этим обеспечиваются очень высокие давления в камере сгорания, в которой подвод тепла от сгорания топлива осуществляется по линии ”2-гг" при почти постоянном давлении. Вследствие высоких величин давления и температуры в камерах сгорания ЖРД, работающих по циклу Ренкина, в процессе расширения “гг-с” достигаются очень большие скорости при истечении продуктов сгорания из сопла. Важным возможность поддержания высокого дав
ления в камере сгорания ракетного типа во всем диапазоне скоростей и высот полета вплоть до космических.
Цикл Брайтона применительно к ГТД “н-в-к-г-т-с” (рис. 19.9,6) характерен значительной затратой работы на сжатие рабочего тела в воздухозаборнике и компрессоре,а работа цикла существенно зависит от условий полета. Основное его преимущество состоит в том, что в качестве рабочего тела используется воздух из окружающей атмосферы, тогда как реализация цикла Ренкина предполагает наличие рабочего тела на борту летательного аппарата.
Схема газогенераторного ракетно-турбинного двигателя (РТДгг) со смешением потоков контуров представлена на рис. 19-10,а. Термодинамический цикл такого комбинированного двигателя показан на рис. 19.9,в. В нем процессы: “1-2" — повышение давления жидких компонентов в насосах, ”2-гг" — подвод тепла от частичного сгорания топлива, “гг-т” — расширение продуктов сгорания в турбине — относятся к циклу Ренкина, а процессы: “н-в-к” — сжатие воздуха в воздухозаборнике и компрессоре, “см-г” — подвод тепла в основной камере сгорания и “г-с” — расширение газа при истечении из сопла — относятся к циклу Брайтона.Линиями “т-к” и “к-см” условно показано смешение потоков. Двигатель работает следующим образом.
Камера сгорания ракетного типа 2 с подачей в нее компонентов ракетного топлива (горючего и окислителя) используется в качестве генератора газа для работы турбины 3, приводящей во вращение компрессор 1 (рис. 19.10,а). Турбина работает на продуктах неполного сгорания топлива. За счет этого осуществляется экономия бортового окислителя и обеспечивается приемлемая (более низкая, чем на выходе из камеры сгорания ЖРД) температура газа на входе в турбину и, главное, имеется возможность дожигания оставшейся части несгоревшего топлива в основной камере сгорания 5 с использованием в качестве окислителя атмосферного воздуха. Этот воздух после сжатия его компрессором 7, минуя в турбину 3, поступает в основную камеру сгорания 5, куда через коллектор газовых форсунок 4 подаются и дожигаются продук
566
ты неполного сгорания топлива, отработавшие в турбине. Процесс сгорания и подвода тепла реально совмещается с процессом смешения потоков контуров. На рис. 19.9,в эти процессы условно разделены с целью показать, что за счет эжекции, если давление после турбины значительно превышает давление за компрессором, возможно повышение давления смеси.
Рис. 19.10. Схемы ракетно-турбинных двигателей: РТДгг (а), РТДпгг (б), РТДп (в)
Преимущество РТД по сравнению с ГТД, если производить их сравнение при одинаковых параметрах рабочего процесса (л* и Т* р), состоит в возможности получения более высоких (в раз больших) степеней понижения дав-
* *
Рт Рг
ления в реактивном сопле, поскольку у ГТД л_ =— =---------— , а у РТД
с,р Рн Рн
Рг
лр =— (см. рис. 19.9,в). Это объясняется отсутствием турбины в воздушном V-Р П
контуре между компрессором и реактивным соплом, за счет чего у РТД обеспечиваются более высокие удельные тяги. Отсутствие в воздушном контуре двигателя турбины обеспечивает для РТД более широкий диапазон чисел М полета, в котором турбокомпрессор повышает давление перед соплом. По этой причине они могут эффективно работать от взлета до Мп порядка 6...7 и более.
Выбор типа топлива является весьма сложной самостоятельной задачей. Для РТД ГЛА и ВКС в качестве основных компонентов ракетного топлива рассматривают жидкий водород и жидкий кислород (или сжиженный воздух). Турбина у РТДгг работает на переобогащенной топливом (водородом)
567
кислородно-водородной горючей смеси (а < 1) с той целью, чтобы обеспечить максимальный массовый расход рабочего тела через турбину. Из условия равенства мощностей компрессора и турбины следует, что
G,LK = GTLT>	‘191)
где GT — массовый расход рабочего тела через турбину.
Но и при переобогащенной топливом газовой смеси (когда весь водород и продукты его неполного сгорания с кислородом проходят через турбину) расход Gr получается более низким, чем расход GB через компрессор, что предопределяет высокие значения работы турбины LT . Если у ГТД выгодно иметь высокие температуры газа перед турбиной, то у РТДгг имеются оптимальные значения температур Т* , и они не очень высоки. Дело в том, что повышение Т* у РТДгг напрямую связано с увеличением отношения расходов окислителя и горючего (G’n /GH ), подаваемых в камеру сгорания газогенератора. А это 2	2
увеличение, обеспечивая сравнительно небольшой рост Руд , приводит к весьма значительному снижению удельного импульса, в особенности при больших числах М полета, и связано с повышением расхода Gn .
' 2
Оптимальные значения у РТДгг находятся на уровне 800... 1200 К, что со-
ответствует G’n/Gn =0,8...1,2 (а = 0,10...0,15). По этой причине (и с учетом U2 2
низких значений п*) турбины РТД отличаются высокими потребными величинами л’ и, соответственно, большим числом ступеней.
Ракетно-турбинные двигатели газогенераторной схемы, несмотря на высокие удельные и лобовые тяги,имеют большие удельные расходы топлива, что связано с весьма значительным потребным расходом бортового окислителя (в данном случае — жидкого кислорода). Поэтому имеется множество предложений и патентов, направленных на улучшение характеристик РТД за счет использования уникальных физико-химических и энергетических свойств криогенных топлив и, в первую очередь, их высокой работоспособности и большого хладоресурса. Хладоресурс может быть использован в целях регенерации тепла на линии расширения (перед соплом) либо охлаждения рабочего тела на линии сжатия (перед компрессором). Известно множество различных комбинированных схем РТД.
На рис. 19.10,6 представлен РТД парогазогенераторной схемы (РТДпгг), отличающийся наличием теплообменника-регенератора 7, установленного в камере сгорания 5 перед соплом 6. В этом теплообменнике происходит газификация и нагрев газообразного водорода, который при повышенной температуре поступает в камеру сгорания газогенератора, за счет чего, помимо возрастания внутреннего КПД двигателя от регенерации тепла, сокращается потребный расход окислителя для обеспечения заданной температуры газа перед турбиной. В итоге РТДпгг имеют более высокий удельный импульс, чем РТДгг, но уступают последним по массово-габаритным показателям.
Еще более эффективным способом улучшения экономичности РТД за счет использования хладоресурса и высокой работоспособности жидкого водорода 568
является полный отказ от бортового окислителя и перевод турбины на использование водорода, газифицированного и нагретого в теплообменнике до высокой температуры. Такие РТД получили название пароводородных (РТДп). Простейшая схема РТДп приведена на рис. 19.10,в. Здесь на входе в турбину 3 подается только газообразный водород (перегретый водородный пар), образующийся в теплообменнике-регенераторе 7. После расширения в турбине 3 водород через газовые форсунки топливного коллектора 4 подается в камеру сгорания 5, смешивается с воздухом, поступающим из-за компрессора 1, и сжигается, образуя продукты сгорания, истекающие из сопла 6. Демонстрационный вариант двигателя такой схемы был поел роен и испытан фирмой “Пратт-Уитни”.
Как видно, в РТДп за счет использования очень высокой работоспособности водорода обеспечивается функционирование автономной пароводородной турбины без организации процесса горения, а только за счет нагрева водорода в теплообменнике. В них также осуществляется регенерация части тепла на выходе из камеры сгорания за счет использования хладоресурса водорода.
Оба эти фактора способствуют повышению экономичности РТДп в сравнении с другими РТД. В табл. 19.1 и на рис. 19.11 приводятся результаты сравнительного анализа РТД трех рассмотренных схем при л* = 3,0, Т* = 1000 К и Оу - 1,0. Они заимствованы из работы А.И. Ланшина и Н.П. Дулепова.
В таблице указаны относительные величины стартовой тяги, удельной массы и длины двигателя (по отношению к РТДгг, у которого Ро принято равным 400 кН). Как видно, РТДгг имеет наименьшие размеры. Увеличение массы РТДпгг и РТДп связано с большей длиной турбины (из-за увеличения числа ступеней zT) и наличием теплообменника в камере сгорания. Увеличение удельной массы, помимо этого, обусловлено снижением удельной тяги. При одинаковой стартовой температуре газа перед турбиной (1000 К) максимальная ее величина в полете (1500 К) достигается у РТДп. Главным достоинством РТДп является высокий удельный импульс. Как видно из табл. 19.1, РТДпгг занимает промежуточное положение между РТДгг и РТДп.
Таблица 19.1
Тип РТД	₽0		L	кН • с ''дв ‘ кг	т*	к г max •	гт
РТДгг	1.0	1.0	1.0	22,1	1140	7
РТДпгг	0,95	1,16	1,1	27,0	1180	9
РТДп	0,9	1,38	1.2	41,9	1500	15
На рис. 19.11,а представлены для РТДгг и РТДп зависимости удельного импульса JyR от удельной тяги Руд при Г* = 1300 К для двух значений пк.р (3 и 6) и при различных ос^- , рассчитанные в стартовых условиях (Мп = 0, Н - 0). Переход от РТДгг к РТДп связан с небольшим уменьшением удельной
569
тяги при весьма значительном повышении удельного импульса. Удельный импульс также весьма значительно повышается при увеличении расчетного значения . Возрастание тг* D вызывает в стартовых условиях одновременное
к.р
и
(Xv на jya и Руд;
по траектории полета
а — влияние „ к.р
п Р
б — изменение Р = ~п~ и F0
На рис. 19.11,6 дано сравнение относительных тяг и удельных импульсов рассматриваемых РТД по траектории полета в диапазоне Мп от 0 до 6. Как видно, тяговые характеристики различаются у них незначительно, а преимущество по удельному импульсу у РТДп сохраняется во всем диапазоне чисел М полета. Именно по этим соображениям среди различных схем РТД предпочтение отдается РТДп безредукторной схемы.
На рис. 19.12 представлена схема РТДп, у которого теплообменник (ТО) размещен в отдельной камере сгорания (КС ТО). Всю схему РТД можно условно разделить на газовоздушный и водородный контуры. Газовоздушный контур состоит из компрессора, теплообменника и его камеры сгорания (КС ТО), основной камеры сгорания (ОКС) и реактивного сопла (РС). Водородный контур включает топливонагнетающий агрегат (ТНА), теплообменник, автономную пароводородную турбину (ПТ) и коллектор водородных форсунок (ВФ). Согласование контуров осуществляется посредством баланса мощностей компрессора и турбины и теплового баланса теплообменника.
Условия работы пароводородных турбин в РТДп безредукторной схемы существенно отличаются от условий работы турбин ГТД. В качестве рабочего тела они используют водород (еще перед его сгоранием), подогретый в теплообменнике. Его массовый расход весьма мал, что приводит, с одной стороны,
570
к увеличению потребного числа ступеней турбины, а с другой — обуславливает малые размеры длин лопаток, особенно на входе в турбину, и ограничивает максимально возможные значения окружных скоростей ее ступеней (в безредукторной схеме).
Рис. 19.12. Схема РТДп с отдельной камерой сгорания для теплообменника
Расход водорода через пароводородную турбину (ПТ) по отношению к расходу воздуха через компрессор двигателя определяется исходя из общего потребного для двигателя расхода водородного топлива при его полном сгорании:
£пт =
аЬ0 34,4а. '
(19.2)
Потребная суммарная работа всех ступеней турбины находится из условия баланса мощностей компрессора и турбины
^В LK — £*ПТ ^пт »
что с учетом (19.2) дает
LnT=34,4aLK.
(19.3)
Отсюда видно, что при заданном LK , даже если a = 1, потребная работа пароводородной турбины РТДп в 34,4 раза больше, чем работа компрессора, что и требует наличия большого числа ступеней турбины (рис. 19.13). Само значение работы £к зависит от выбора расчетной величины степени повышения давления компрессора л* . Возрастание л* также приводит к увеличению потребного числа ступеней турбины. Это ограничивает макси-
Рис. 19.13. Расчетна схема пароводородной турбины
571
мально возможные значения л. _ компрессора РТДп величинами порядка н.р
5...6.
Зависимости числа ступеней турбин у РТДп и РТДгг от л* и а представ-
лены на рис. 19.14. Как
и а на число ступеней пароводородной турбины РТДп и РТДгг
видно, число ступеней турбины гт увеличивается как с возрастанием л* , так и с повышением а . Переход от РТДгг к РТДп приводит к увеличению zT более чем в два раза вследствие того, что рабочим телом для турбины РТДп служит только водород, а у РТДгг — водород и кислород.
Абсолютная высота лопаток пароводородной турбины по ее первой ступени (Ап вх , см. рис. 19.13) зависит, кроме массового расхода рабочего тела, от его давления и температуры, диаметра рабочего колеса на среднем радиусе, размерности двигателя и ряда других факторов. Давление на входе напрямую связано с выбранным значением л* , а средний диаметр турбины — от принятого отношения D /D . На рис. 19.15 показана зависимость h nv от расхода воздуха для РТДп, рассчитанная при
л', р = 3, а=1 и £>т/Пк = 0,6. Видно, что для получения приемлемых значений h„ , больших, чем 10...15 мм, нужно иметь более 330...470 кг/с, что соответствует стартовым тягам двигателя 400...600 кН. Увеличение
£>т /I) свыше 0,6...0,7, как правило, невозможно, т. к. приводит к еще большему снижению й вх . При этих ограничениях окружные скорости на лопатках турбины получаются меньшими, чем на лопатках компрессора. Из-за этого при предельно высоких окружных скоростях ступеней компрессора окружные скорости ступеней турбины оказываются слишком малыми. Это является дополнительным фактором, влияющим на увеличение числа ступеней турбины РТДп.
Применение редуктора позволяет за счет повышения окружных скоростей турбины снизить число ее ступеней, а за счет уменьшения DT /DK увеличить
Рис. 19.15. Влияние размерности РТДп на высоту лопаток турбины
длину лопаток, но это связано с усложнением конструкции и увеличением массы двигателя.
Малая длина лопаток пароводородной турбины является одной из причин значительного снижения КПД ступеней и турбины в целом. Расчеты показывают, что в зависимости от абсолютной высоты лопаток, а также давления и температуры на входе в турбину (чисел Re) величины Т|* у турбин РТД находятся в пределах 0,7...0,8.
Анализ результатов расчета эффективных ха-
рактеристик РТДп показал, что влияние Т|* на интегральные характеристики
572
РТДп (Р, <Ууд , Руд ) незначительно. Это объясняется тем, что снижение г)т не влияет на процесс и параметры элементов газовоздушного контура, а лишь несколько ухудшает габаритно-масовые характеристики элементов водородного контура за счет увеличения потребного числа ступеней турбины гт . Но это
происходит при традиционном подходе к выбору коэффициентов нагрузки ступеней Нт (в пределах 1,9...2,1) из условия получения максимальных значений КПД ступеней. Для турбин РТДп выгоднее брать более высокие значения Нт, так как при этом, несмотря на снижение КПД ступеней турбины , значительно повышается работа и уменьшается число ступеней турбины. На основании проведенных нами расчетов был сделан вывод, что увеличение Нт ступеней, несмотря на снижение КПД турбины, приводит к улучшению габаритно-массовых показателей РТДп. Это наглядно показывает рис. 19.16, из которого видно, что увеличение Нт от 2 до 5 снижает гт приблизительно в 2,5
Рис. 19.16.
Зависимости Tj* , zT , у kJ от Гдв “уд v
коэффициента Нг
раза при уменьшении
Г]* на - 20%, чем достигается уменьшение удельной массы двигателя удв на - 15% при практически неизменных значениях JyR и Р.
Эффективность РТДп может быть улучшена за счет установки дополнительного теплообменника перед компрессором (рис. 19.17). В этой схеме жидкий водород из насоса 1 вначале поступает в теплообменник-охладитель 2, снижающий температуру воздуха перед компрессором. При этом сам жидкий водород испаряется и подогревается до некоторой температуры, которая определяется потребным снижением температуры воздуха на входе в двигатель. Охлаждение воздуха обеспечивает увеличение степени повышения давления компрессора,чем достигается дополнительное улучшение эффективности термодинамического цикла, а также защищает компрессор от воздействия высоких температур, что особенно важно в крейсерском гиперзвуковом полете.
Рис. 19.17. Схема РТДп с охлаждением воздуха перед компрессором:
1 — насос водорода; 2 — теплообменник; 3 — компрессор; 4 — редуктор; 5 — турбина; 6 — коллектор форсунок;
7 — камера сгорания теплообменника; 8 — теплообменник; 9 — основная камера сгорания; 10 — сопло
573
Далее водород из теплообменника-охладителя 2 подается в теплообменник-регенератор Л, имеющий свою камеру сгорания 7, и здесь уже нагревается до температуры, допустимой и целесообразной по условиям работы пароводородной турбины. Полное сжигание водорода осуществляется в камере сгорания 9, причем, как и в любой схеме РТД, двигатель может работать при > 1 и otj- < 1 за счет регулирования подачи водорода. В указанной схеме достигается выигрыш в удельном импульсе, а главное — регламентируется температурное состояние компрессора.
Еще более глубокое использование хладоресурса жидкого водорода как криогенного топлива достигается в двигателях с ожижением воздуха. Одна из возможных схем РТД с ожижением воздуха представлена на рис. 19.18. В этом случае в ракетную камеру сгорания РТД газогенераторной схемы подается в качестве окислителя не жидкий кислород из бортового бака, а сжи-женный воздух, который забирается из-за компрессора 1 и конденсируется в водородпо-воздушном теплообменнике-конденсаторе 4 за счет того, что температура кипения водорода,равная - 20 К, намного ниже температур кипения компонентов воздуха. В остальном рабочий процесс этого двигателя не отличается от РТДгг.
Рис. 19.18. Схема РТДп с ожижением воздуха;
1 — компрессор; 2 — редуктор; 3 — насос сжиженного воздуха;
4 — теплообменник-конденсатор; 5 — насос жидкого водорода;
6 — газогенератор; 7 — стабилизаторы; 8 — турбина;
9 — камера сгорания; 10 — сопло
Преимущество этой схемы двигателя по сравнению с РТДгг в том, что она не требует бортового окислителя (жидкого кислорода), который здесь заменяется сжиженным воздухом. Такие двигатели являются конкурентоспособными с РТДп, и у них могут быть реализованы более высокие параметры рабочего процесса и, соответственно, получен больший удельный импульс. Возможны и другие схемы РТД с ожижением воздуха.
Следует отметить, что РТД обеспечивают потребные для ГЛЛ тяги во всем диапазоне скоростей и высот по траектории полета и являются конкурентоспособными с ТПД. Поэтому на взлете их следует сравнивать с ТРДФ или ТРДДФ, а в крейсерском гиперзвуковом полете — с ПВРД.
Сравнительные данные по удельным импульсам РТДп, ТПД, а также ПВРД и ТРДДФ при полете по типовой траектории разгона представлены на рис. 19.19. Характеристики РТДп рассчитаны при л*0=3,3; Т*о = 1000 К
574
для значений «£=1,0. При том же значении «у определены характеристики ПВРД. В обоих случаях принята стандартная зависимость «вх от числа М полета для воздухозаборников внешнего сжатия. Сравнение показывает, что РТДп при сверхзвуковом разгоне-наборе высоты и в гиперзвуковом полете несколько превосходит ПВРД по величинам с/уд . На взлете, а также при до- и трансзвуковых скоростях полета РТДп по уступает ТРДДФ, предназначенным к использованию в составе ТПД. Отсюда можно заключить, что при определенных условиях применения на ГЛА РТДп могут оказаться выгоднее турбопрямо точных двигателей.
По дроссельным характеристикам РТДп
Рис. 19.19. Сравнение удельных импульсов РТДп, ТПД, ПВРД и ТРДДФ по типовой траектории полета (<7тах = 50 кПа)
существенно уступают ТПД, в особенности при дозвуковых скоростях полета. Сравнение относительного протекания дроссельных характеристик РТДп и
ТРДДФ при Мп = 0,8; Н = 11 км показано на рис. 19.20. Как видно, в про
цессе дросселирования (снижения тяги) удельный импульс ТРДДФ от режима “ПФ” до режима “М” существенно повышается, тогда как у РТДп он остается
почти неизменным. Это объясняется тем, что дросселирование РТДп достигается снижением подачи топлива (водмрода) в камеру сгорания. Но предварительно весь этот водород проходит через теплообменник и пароводородную турбину. Уменьшение Спт приводит к снижению мощности турбины и, следовательно, частоты вращения компрессора. Это вызывает снижение л* и уменьшение внутреннего КПД двигателя. Дроссельная характеристика у ТРДп качественно имеет такой же характер, как у ТРД на нефорсированных режимах, но с более низкими Jyfl .
Рис. 19.20. Сравнение дроссельных характеристик РТДп и ТПД на режиме ТРДДФ
и со значительным по-
В отличие от этого у ТПД с ТРДФ или ТРДДФ снижение тяги, требуемое в крейсерском дозвуковом полете, обеспечивается только за счет уменьшения подачи топлива в форсажную камеру сгорания или полного выключения форсажа при неизменном режиме работы турбокомпрессора вышением Jyfl (снижением Суд ).
Основным преимуществом РТДп по сравнению с ТПД является простота конструкции. За счет этого ожидается уменьшение удельной массы этих дви
гателей. По предварительным оценкам ЦИАМ, у РТДп удв может оказаться в
стартовых условиях в 1,2... 1,5 раза меньше, чем у ТРДДФ.
575
19.3.	Жидкостно-воздушные ракетные двигатели (ЖВРД)
В ЖВРД бортовой окислитель полностью или частично заменяется атмосферным воздухом, предварительно сжиженным и сжатым с помощью насоса до очень высокого давления перед подачей его в камеру сгорания. Это возможно при применении криогенных топлив, обладающих большим хлад ©ресурсом, имеющих температуру кипения более низкую, чем у компонентов воздуха. Изучаются и разрабатываются ЖВРД различных схем.
Простейшая бескомпрессорная схема силовой установки с ЖВРД представлена па рис. 19.21. Она содержит воздухозаборник 1, водородно-воздушный теплообменник-конденсатор 2, собственно ЖВРД, имеющий камеру сгорания 3 и реактивное сопло 4, а также турбонасосный агрегат 5, состоящий из пароводородной турбины 6 и приводимых ею насосов для жидкого водорода 7 и жидкого воздуха 8. Весь воздух, сжимаемый в воздухозаборнике от скоростного напора, охлаждается, ожижается водородом в теплообменнике-конденсаторе и подается насосом под высоким давлением в камеру сгорания.Сюда же поступает газифицированный в процессе теплообмена водород после прохождения его через теплообменник-конденсатор и пароводородную турбину. Преимущество цикла Рснкина проявляется здесь в том, что повышение давления компонентов топлива (водорода и воздуха), образующих рабочее тело, осуществляется в жидкой фазе, а следовательно, с малой затратой работы.
Именно благодаря малой работе, потребной для повышения давления сжиженного воздуха, в таком двигателе достигается очень большая степень повышения давления рабочего тела в воздушном цикле и обеспечивается высокий термический КПД цикла. Благодаря этому степени понижения давления в сопле и скорости истечения продуктов сгорания из сопла достигают (как у ЖРД) значительных величин.
Рис. 19.21. Схема бескомпрессорного ЖВРД:
1 — воздухозаборник; 2 — теплообменник-конденсатор;
3 — камера сгорания; 4 — сопло; 5 — ТНА;
6 — пароводородная турбина; 7,8 — насосы;
9 — распределитель водорода
При использовании в качестве окислителя сжиженного воздуха двигатель работает в режиме ВРД. На очень больших высотах, когда воздуха становится недостаточно, ЖВРД может переключаться на потребление в качестве окислителя жидкого кислорода из бортового бака и, тем самым, переходить на режим водородно-кислородного ЖРД.
На режиме ВРД имеющегося хладоресурса водорода не хватает для того, чтобы произвести ожижение такого количества воздуха, которое необходимо для обеспечения стехиометрического состава смеси и, соответственно, полного
576
сжигания водорода. Смесь получается сильно переобогащенной топливом (водородом).
Дело в том,что для полного сгорания 1 кг водорода требуется иметь 34,4 кг воздуха, а с помощью каждого килограмма водорода, как показывают расчеты, в бескомпрессорном ЖВРД удается ожижить всего 4...5 кг воздуха. В более сложных схемах ЖВРД степень ожижения воздуха может быть более высокой (до 10... 15 кг воздуха на 1 кг/Н2), но и в этом случае полное сжигание водорода не обеспечивается. Следовательно, из-за недостатка жидкого воздуха топливовоздушная смесь в камере сгорания получается переобогащенной (а < 1). Двигатель в этих условиях работает неэкономично, так как в атмосферу через сопло приходится выбрасывать значительное количество несгоревшего водорода при пониженной температуре продуктов сгорания. Но уже и в этом случае удельный импульс ЖВРД с7уд оказывается на уровне 10000 Н • с/кг (1000 с), т. е. является более высоким, чем у водородно-кислородного ЖРД.
Для увеличения общего располагаемого хладоресурса компонентов топлива, применяемых для ожижения воздуха, и повышения коэффициента избытка окислителя в камере сгорания ЖВРД (в пределе — до стехиометрической величины) могут быть использованы различные подходы. Во-первых,может быть предусмотрен бортовой запас жидкого кислорода в целях добавления его к жидкому воздуху для увеличения а . Во-вторых, могут найти применение предварительно переохлажденные (частично переведенные в твердую фазу) компоненты жидкого криогенного топлива в баках на борту ЛА. Такие переохлажденные компоненты принято называть шугообразными. В-третьих, эффективность системы охлаждения и конденсации воздуха (СОКВ) может быть повышена за счет сжатия охлаждаемого воздуха в компрессоре, а также возврата хладоресурса сжиженного и охлажденного воздуха обратно в СОКВ, т. к. сам сжиженный воздух обладает достаточно высоким хладоресурсом, который целесообразно тем или иным способом использовать в рабочем процессе двигателя. И, наконец, в принципе возможна работа ЖВРД не на сжиженном, а только на сильно сжатом и охлажденном воздухе (до такой степени, насколько это позволяет располагаемый хладоресурс водорода для обеспечения в камере сгорания а» 1).
Одним из основных показателей, характеризующих эффективность СОКВ, является коэффициент ожижения воздуха КОЯ1 = (?в /С?н , определяющий количество килограммов воздуха, ожижаемое 1 кг водорода.
Рассмотрим вначале возможности повышения эффективности бескомпрес-сорного ЖВРД за счет использования шугообразных компонентов топлива. На рис. 19.22 представлена схема силовой установки, предложенная в проекте фирмы “Мицубиси”. В топливных баках размещены шугообразные компоненты: шугообразный водород, переохлажденный до температуры 14 К (при
= 20,3 К), и шугообразный кислород с температурой 55 К (при = 90 К). Этим значительно повышается хладоресурс компонентов топлива. Так, например, шугообразный водород при 50% шуги имеет на 16% большую плотность и на 18% больший хладоресурс по сравнению с жидким водородом. В магистралях каждого из компонентов имеется по два теплообменника и насоса — низкого и высокого давления. Насосы и теплообменники низкого дав-
577
ления (для кислорода 4 и 2 и для водорода 8 и 6) предназначены для использования хладоресурса твердофазных компонентов в целях предварительного охлаждения воздуха, поступающего из воздухозаборника. Контуры этих теплообменников 2 и 6 закольцованы на топливные баки шугообразного кислорода 13 и шугообразного водорода 14. Забираемые из баков компоненты многократно проходят через теплообменники и возвращаются в топливные баки, отнимая тепло от воздуха и расходуя его на плавление шуги.
Рис. 19.22. Схема ЖВРДЦ:
1 — воздухозаборник; 2 и 6 — теплообменники низкого давления; 4 и 8 — насосы низкого давления; 3 и 7 — теплообменники высокого давления; 5 и 9 — насосы высокого давления;
10 — жидкий воздух; 11 — трансмиссии привода насосов;
12 — камера сгорания; 13 — бак шугообразного кислорода;
14 — бак шугообразного водорода; 15 — насос жидкого воздуха;
16 — турбина ТНА; 17 — рубашка охлаждения
и проходят через теплооб-в которых осуществляется 10, откуда жидкий воздух сгорания 12. Привод всех
Компоненты топлива, подаваемые в камеру сгорания 12, забираются из баков 13 и 14 насосами высокого давления 5 и 9 менники-конденсаторы высокого давления 3 и 7, сжижение воздуха и слив конденсата в отстойник посредством насоса 15 также подается в камеру
жидкостных насосов (их в этой схеме пять) осуществляется от пароводородной турбины 16, которая в данном случае работает на газообразном водороде, подогретом в рубашке охлаждения двигателя 17. В системе охлаждения двигателя осуществляется, как и во всех ЖРД, частичная регенерация тепла с покидающих двигатель горячих газов.
578
Схема ЖВРД с применением шугообразных компонентов топлива и циркуляцией получила наименование ЖВРДЦ. Расчеты показывают, что за счет применения шугообразного водорода у ЖВРДЦ повышение J<OJK составляет в среднем по траектории полета 10...15%, а удельный импульс таких двигателей при Мп < 5 може" достигать 15000...20000 м/с (при скоростном напоре q = 100 кПа).
Более эффективны схемы компрессорных ЖВРД. Увеличение у них обеспечивается установкой в системе ожижения воздуха (между теплообменниками) компрессора, приводимого во вращение автономной газовой турбиной. Схема ЖВРД с компрессором сокращенно именуется ЖВРДК. На рис. 19.23 показана одна из таких схем, в которой помимо хладоресурса водорода используется еще и хладоресурс сжиженного воздуха.
Рис. 19.23. Схема ЖВРДК;
1 — воздухозаборник; 2 — теплообменник жидкого воздуха;
3 — водородно-воздушный теплообменник; 4 — компрессор;
5 — теплообменник-конденсатор; 5' — конденсат жидкого воздуха;
6 — камера сгорания; 7 — газогенератор; 8 — пароводородная турбина;
9 — бак жидкого кислорода; 10 — бак жидкого водорода;
11 — насос жидкого кислорода; 12 — насос жидкого водорода;
13 — насос жидкого воздуха
Двигатель работает следующим образом. Воздух из воздухозаборника 1 вначале последовательно проходит через теплообменник жидкого воздуха 2 и водородно-воздушный теплообменник 3, сжимается компрессором 4 и подается в водородно-воздушный теплообменник-конденсатор 5, где завершается процесс охлаждения и ожижения воздуха. Посредством насоса 13 жидкий воздух сжимается до очень высокого давления и направляется через теплообменник 2 в газогенератор 7.
Жидкий водород из топливного бака 10, после сжатия насосом 12 и последовательного прохождения через теплообменники 5 и 3, поступает через рубашку охлаждения камеры сгорания 6 также в газогенератор 7. Камера сгорания газогенератора работает на газифицированных в теплообменниках водороде и воздухе при а < 1,0, обеспечивая работу газовой турбины 8, приводящей во вращение компрессор 4 и все три жидкостных насоса: кислорода
579
11, водорода 12 и жидкого воздуха 13. Из-за турбины переобогащенные во-
Рис. 19.24. Сравнение скоростных характеристик ЖВРД различных схем
ЖВРД по Jv_ почти в два
J
дородом продукты неполного сгорания поступают в камеру сгорания 6, где осуществляется дожигание водорода за счет подачи сравнительно небольшого количества жидкого кислорода из бака 9 насосом 11. В этой схеме ЖВРДК максимально используются преимущества криогенных компонентов топлива в целях совершенствования рабочего процесса двигателя.
На рис. 19.24 представлено сравнение удельных импульсов ЖВРД четырех различных схем и кислородно-водородного ЖРД в функции от числа М полета при скоростном напоре 100 кПа. По этим данным, в области Мп < 4 ЖВРДЦ превосходит раза. В диапазоне Мп от 2 до 8 ЖВРДК имеет пре
имущество перед ЖВРДЦ (при Мп = 6 — примерно в два раза). Двигатель с ис
пользованием одновременно циркуляции и компрессора (ЖВРДКЦ) практически не дает увеличения </уд при Мп > 4. Исходя из этих данных, схему ЖВРДК можно считать наиболее перспективной, из числа рассмотренных схем ЖВРД.
На рис. 19.25 приведены зависимости приращения удельного импульса ЖВРД по отношению к ЖРД для различных чисел М полета и различных схем ЖВРД в функции от коэффициента ожижения воздуха, рассчитанные для скоростного напора q = 75 кПа. Эти зависимости, полученные в ЦИАМ, качественно и даже количественно близки к полученным в Японии и показанным на рис. 19.24, хотя они менее оптимистичны. Если принимать для ЖРД, работающего на Н2 + О2 , ^уд = 4500 м/с, то по этим данным для ЖВРДК с
л* = 12 величина Jyfl при Мп = 4...5 составляет ~ 20000 м/с. Дополнительное ис
Рис. 19.25. Зависимость приращения удельного импульса ЖВРД по отношению к ЖРД для различных чисел М полета и различных схем ЖВРД
580
пользование хладоресурса жидкого воздуха повышает Луд по этим расчетам при тех же числах М полета почти в 1,5 раза. Характерно значительное влияние на и величины п* компрессора. Переход от бескомпрессорной схемы (л* = 1) к л* - 12 приводит к возрастанию Луд более чем в два раза при увеличении Кож от 4...5 до 12...14.
Тягово-экономические характеристики ЖВРДК, полученные на основании расчетов по типовой траектории разгона ВКС, представлены на рис. 19.26. Параметры системы ожижения воздуха оптимизированы и при Мп = 5 составили: л* = 14; Т, = 1600 К; = 14. С увеличением числа М полета тяга и удельный импульс повышаются и достигают максимальных значений при Мп = 4. При более высоких Мп величины Р и <7уд резко снижаются. Число Мп перехода двигателя на режим ЖРД в данном случае находится на уровне 5,5...6,0. Ограничение по Мп возникает из-за резкого снижения расхода поступающего в двигатель воздуха с ростом высоты полета ВКС. На рис. 19.26 пунктирными линиями показаны значения Р и </уд при форсировании двигателя за счет подачи в камеру сгорания бортового О2 в количестве 20% по отношению к количеству подаваемого воздуха. Как видно, такое форсирование целесообразно осуществлять на взлете для увеличения стартовой тяговооруженнос-ти ЛА и на больших числах М полета перед переходом на режим ЖРД.
Рис. 19.26. Расчетные тягово-экономические характеристики ЖВРД: ----------- — “чистый” ЖВРД (расход водорода GH = const); "г
- - - - — подача кислорода Gn =0,2-G. при G„ = const
Следует ожидать значительного преимущества ЖВРД по сравнению с ТПД и РТД по массогабаритным характеристикам.
Вариант двигателя с подачей в камеру сгорания сжатого и охлажденного воздуха схематично представлен на рис. 19.27. Здесь сжатие воздуха от скоростного напора осуществляется в воздухозаборнике Z, затем воздух проходит через водородно-воздушный теплообменник-охладитель 2 и поступает в ком
581
прессор 7, приводимый во вращение пароводородной турбиной 6. Сжатый и охлажденный воздух в количестве, требуемом для сжигания всего водорода (~ 35:1), по трубопроводу 4 подается в камеру сгорания 3. Сюда же поступает прошедший теплообменник водород через рубашку охлаждения двигателя.
Рис. 19.27. Схема ЖВРД, работающего на сжатом и охлажденном воздухе: 1 — воздухозаборник; 2 — теплообменник; 3 — камера сгорания;
4 — подача воздуха; 5 — распределитель; 6 — турбина; 7 — компрессор;
8 — насос жидкого водорода; 9 — теплообменник пароводородной турбины
Сжатие газообразного воздуха в компрессоре 7, несмотря на его предварительное охлаждение, требует, в отличие от сжатия сжиженного воздуха, затраты значительной работы. Поэтому пароводородная турбина 6 должна развивать достаточно большую мощность, что требует более высокого нагрева рабочего тела турбины (водорода), чем в рассмотренных ранее схемах ЖВРД. Такой подогрев рабочего тела может осуществляться посредством теплообменника 9, размещенного в камере сгорания 3 либо в специальном газогенераторе. Двигатель этой схемы при подаче в него газообразного воздуха работает по циклу Брайтона (в режиме ВРД). Но на больших высотах и скоростях полета он может легко трансформироваться в кислородно-водородный ЖРД за счет отключения воздушного контура и включения насосной подачи в камеру сгорания бортового кислорода,специально запасенного для этой цели. Двигатель подобной схемы, занимающий промежуточное положение между РТД и ЖВРД, был принят фирмой “Роллс-Ройс” за основу при разработках силовой установки ВКС “Хотол” и получил наименование RB-545.
В заключение следует отметить, что создание ЖВРД возможно из конструкционных материалов на базе технологий кислородно-водородных ЖРД, а реализуемость рабочего процесса связана, в основном, с проблемой отработки эффективных и надежных теплообменников. Теплообменики при их малой массе должны обладать высокой степенью регенерации тепла, малыми гидравлическими потерями и быть надежными в работе. Особенно опасным является их обмерзание за счет нарастания инея на поверхности теплообмена, что требует принятия специальных мер. Несмотря на эти трудности, ЖВРД привлекательны тем, что могут обеспечить работу силовых установок ГЛА в широком диапазоне чисел М полета от взлета и до МП = 8...1О, а далее легко преобразуются в ЖРД. Поэтому наиболее вероятной областью их применения являются одноступенчатые воздушно-космические летательные аппараты. Наиболее глубокие исследования по этому типу двигателей ведутся в Англии, США, Японии.
582
19.4.	Пульсирующие детонационные двигатели
К числу КД относятся высокочастотные пульсирующие детонационные двигатели, которые могут найти применение на ЛЛ различного назначения, включая гиперзвуковые. Такой двигатель состоит из газогенератора и тяговых модулей (ТМ). Газогенератор предназначен для подачи сжатого воздуха требуемого давления в ТМ и работает как обычный ГТД — по циклу с под ведом тепла при постоянном давлении. От ГТД газогенератор отличается тем, что он предназначается не для создания мощности на валу или реактив ной тяги, а служит только источником сжатого воздуха, отбираемого от компрессора. В таком случае от компрессора может быть отобрано до 50% от общего расхода воздуха через ГГ.
В тяговых модулях к воздуху, отбираемому от ГГ, подводится тепло в детонационных волнах. В них реализуется цикл с детонационным сгоранием топлива (ДСТ). Чтобы понять особенности этого цикла и его преимущества, произведем сравнение трех циклов: цикла Брайтона с подводом тепла при постоянном давлении (р = const), который используется во всех существующих ГТД, цикла Гемфри с подводом тепла при постоянном объеме (о = const), который, несмотря на ряд преимуществ, не нашел практического применения в авиации, и цикла с ДСТ.
Идеальные циклы сравниваемых двигателей в р - v-координатах представлены на рис. 19.28. Здесь процесс 1—2 соответствует предварительному сжатию рабочего тела (воздуха). Процессы 2—3, 2—3' и 2—3" характеризуют подводы тепла: ql — в изобарном, q} — в изохорном и q^ — в детонационном процессах. Процессы 3—4, 3'—4' и 3"—4" соответствуют расширению рабочего тела до начального (атмосферного) давления. Независимо от характера
"и процесса подвода тепла величины q^ определяются из соотношения q^ = —— , где Н — теплотворность топлива; а — коэффициент избытка воздуха; Lo — стехиометрический коэффициент. Полезные работы равны величинам их площадей в р - 0-координатах, а экономичность оценивается термическим КПД Т)г (отношением /ц /Qj).
В табл. 19.2 приведены расчетные данные для работ сравниваемых циклов , их термических КПД T|f , а также основных параметров рабочего процесса — температур, давлений и степеней расширения газа. Рассмотрены три значения предварительного повышения давления р2 в цикле л = —, равные 5, 15 и 30. В расчетах Pl приняты стандартные атмосферные условия на входе и а = 1.
Из сравнения циклов Брайтона и Гемфри видно, что последний,имея при одинаковых зна-
рассматриваемых циклов
Рис. 19.28.
Термодинамические циклы двигателей в р - о-координатх
583
Таблица 19.2
Параметры термодинамических циклов
Цикл Брайтона					
Р<2 'Р\	р3 ZP1	т3, К	, кПа	/ц , МДж/кг	п.
5	5	2720	500	0,89	0,31
15	15	2840	1520	1,33	0,46
30	30	2940	3040	1,56	0,54
Цикл Гемфри					
Р2 7Р\	РЗ уР1	г3, К	р3 , кПа	/ц , МДж/кг	п.
5	40	3410	4944	1,42	0,50
15	100	3530	11250	1,70	0,59
30	170	3630	19000	1,85	0,64
Цикл с ДСТ					
Р2 7Р\	РЗ 7Р1	т3 • К	р3 , кПа	/ц , МДж/кг	п.
5	80	3860	9670	1,48	0,53
15	190	3990	21820	1,75	0,62
30	331	4100	36640	1,89	0,67
Схема устройства ПуДД:
а — газогенератор с тяговыми модулями:
1 — реактор; 2 — резонатор; 3 — кольцевое сопло; 4 — топливный смеситель; б — резонатор в сборе
584
чениях л более высокие величины давлений р3 и температур Т3 , обеспечивает значительное повышение и Т](  Например, при л = 5 оно соответственно составляет 60 и 61%; а при л= 15 равно — 27 и 22%. Отсюда следует, что такие двигатели, нуждаясь в меньшем предварительном повышении давления воздуха, могли бы в случае их реализации обеспечить значительное повышение экономичности и удельной тяги: на 25...50% и более. Однако попытки практической реализации пульсирующих двигателей, использующих цикл и = const, предпринимавшиеся неоднократно на протяжении многих десятилетий, неизменно заканчивались неудачами. Это объясняется как сложностью устройства, инерционностью и низкой пропускной способностью клапанных механизмов этих двигателей, так и относительно малыми скоростями горения при традиционном дозвуковом сгорании топлива. Указанные причины неизбежно приводили к большим размерам камер сгорания, низким частотам пульсаций, высоким тепловым и вибрационным нагрузкам, значительному уровню шума и низкой надежности таких двигателей.
Возможности использования в двигателях детонационного (а следовательно, практически мгновенного) сгорания, открывшиеся в последние годы, существенно повысили интерес к двигателям периодического сгорания топлива. Об этом свидетельствуют появившиеся в печати многочисленные публикации, патенты и проекты пульсирующих детонационных двигателей (ПуДД) различных схем.
Цикл с ДСТ отличается от цикла Гемфри тем, что в нем подвод тепла осуществляется не по изохоре, а по ударной адиабате (адиабате Гюгонио), а
именно — в детонационных волнах, движущихся со сверхзвуковой скоростью. Исходя из этих условий выведены соотношения для расчета параметров
детонационного цикла, а полученные по ним данные представлены в табл. 19.2.
Как видно, в цикле с ДСТ давления и температуры в конце процесса под-
вода тепла получаются еще более высокими, чем в цикле Гемфри. Это обеспечивает некоторый, хотя и не очень значительный, прирост /ц и r|z в сравнении с циклом и = const.
Характер изменения величин термических КПД сравниваемых циклов в функции от л показан па рис. 19.29. Из него видно, что двигатели с периодическим сгоранием топлива обеспечивают более высокие значения T|f при существенно меньших л. Так, например, термический КПД, получаемый в цикле р = const при л = 30, обеспечивается в цикле с ДСТ уже при л < 5. Это означает снижение потребного числа ступеней компрессора ГГ, обеспечивающего подачу воздуха на вход в ТМ ПуДД, а следовательно,
Рис. 19.29. Зависимость термических КПД циклов
от л = — при а = 1 Pi
должно привести к упрощению конструкции и снижению массы таких двигателей.
Анализ появившихся в последних публикациях различных схем ПуДД показывает, что у них, как правило, в качестве резонансных устройств используются детонационные трубы значительной длины, что не позволяет су
585
щественно повысить частоты пульсаций и снизить уровень шума. Их предполагается использовать на беспилотных ЛА. Одной из наиболее перспективных схем ТМ ПуДД является рассмотренная ниже схема, в которой обеспечивается высокая частота пульсаций и бесшумность работы.
Рассмотрим физическую картину рабочего процесса ТМ ПуДД, как она представляется авторам. Единичный тяговый модуль ПуДД состоит, как показано на рис. 19.30, из реактора 1 и резонатора 2 и отличается отсутствием каких-либо механических клапанов. В реактор подается сжатый воздух, отбираемый от компрессора ГГ, и поступает топливо. Назначение реактора — предварительная подготовка топлива к детонационному сгоранию. Сущность такой подготовки состоит в разложении компонентов топливовоздушной смеси (ТВС) на химически активные составляющие. Ими могут быть малоатомные газы, молекулярный водород, активные радикалы.
Возможны различные способы активации ТВС. Это могут быть: термодеструкция — разложение топлива за счет его нагрева; двухстадийное сгорание — экзотермическая активация за счет поджигания переобогащенной ТВС; химическое стимулирование — путем применения катализаторов; плазмохимическое воздействие и др., а также их комбинации.
На рис. 19.30 в качестве примера показана схема реактора с предварительным подогревом топлива (в системе охлаждения ТМ) и его двухстадийным сгоранием. В данном случае в зону активации подается все топливо и только часть воздуха, необходимая для получения местного переобогащения ТВС с а = 0,3...0,4. Топливо в такой переобогащенной ТВС вследствие недостатка кислорода в зоне активации не может сгорать полностью. В нем только инициируются предпламенные процессы (осуществляются экзотермические реакции) с образованием химически активных компонентов (П2 , СО, ОН и др.). Далее экзотермически активные продукты поступают в смеситель, где они, перемешиваясь с оставшейся частью воздуха, образуют смесь заданного состава. Эта смесь сразу не воспламеняется и не сгорает, а на короткое время “замораживается” (вследствие резкого снижения температуры в процессе смешения) и сохраняет экзотермическую активность до попадания в резонатор. Подготовленная таким образом ТВС поступает в резонатор 2, который представляет собой полузамкнутую полость в форме полусферы или параболоида и служит для возбуждения детонации и осуществления подвода тепла в детонационных волнах. В меридианной плоскости резонатора вблизи его выходного сечения устанавливается кольцевое сопло 3, через которое и подается подготовленная к детонационному сгоранию ТВС.
Экспериментально установлено, что при подаче в полузамкнутую полость указанной конфигурации через кольцевое сопло сжатого воздуха от компрес-
Рис. 19.30. Принципиальная схема единичного тягового модуля ПуДД: 1 — реактор;
2 — резонатор;
3 — кольцевое сопло
586
сора(без подачи топлива и его сгорания) в полости резонатора возникают высокочастотные пульсации воздуха с частотой, зависящей от диаметра резонатора. При диаметре 70...100 мм замеренная частота пульсаций воздуха составляет 5... 7 кГц. Эти пульсации являются следствием ударно-волновых процессов, возникающих в резонаторе.
При схлопывании радиальных сверхзвуковых струй (СЗС), вытекающих из кольцевого сопла (рис. 10.31,а), возникают ударные волны, которые расходятся от центра в разные стороны. При движении в сторону днища резонатора ударная волна (УВ, рис. 19.31,6) сжимает воздух, а при соударении со стенкой, имеющей вогнутую форму, происходит, помимо дополнительного сжатия воздуха в отраженной ударной волне, еще и ее фокусирование в некоторой области “Ф” в центре резонатора (рис. 19.31,в), где обеспечивается (за счет двукратного сжатия и фокусирования) значительное местное повышение давления и температуры. Это явление, которое хорошо изучено экспериментально, а структура его волновых процессов сфотографирована скоростной кинокамерой при продувках воздухом плоских прозрачных моделей, аналогично из-вествному эффекту Гартмана-Шпренгера.
Если вместо воздуха подавать в резонатор предварительно подготовленную в реакторе ТВС заданного состава, то при благоприятных условиях можно обеспечить ее самовоспламенение и детонационное сгорание. Тогда образуется детонационная волна (ДВ, рис. 19.31,г), движущаяся по топливово-душной смеси со сверхзвуковой скоростью (более 2000 м/с) в направлении днища. В ней происходит практически мгновенное (взрывное) сгорание топлива, сопровождаемое значительным повышением температуры и давления продуктов сгорания. Сгорание здесь фактически идет в замкнутом объеме, поскольку рабочая полость перекрыта на выходе в момент взрыва струйной завесой, выполняющей роль выпускных клапанов.
Рис. 19.31. Физическая модель рабочего процесса в резонаторе ПуДД
Далее, взаимодействуя с донной поверхностью резонатора как с препятствием, детонационная волна в процессе соударения и отражения передает стенке резонатора импульс от сил избыточного давления. Осуществляется направленное взрывное воздействие детонационной волны на внутреннюю поверхность (стенку) резонатора, создающую тягу и именуемую тяговой стенкой.
587
После отражения от тяговой стенки детонационная волна превращается в отраженную ударную волну (ОУВ, рис. 19.31,0), которая уже по сгоревшей смеси движется в сторону выхода, разрывает струйную завесу и увлекает за собой продукты сгорания. Они выбрасываются в окружающую атмосферу со сверхзвуковой скоростью, чуть меньшей скорости движения самой ударной волны. В связи с этим отпадает необходимость в наличии сопла Лаваля для обеспечения сверхзвуковой скорости истечения продуктов сгорания на выходе
из резонатора.
За отраженной ударной волной следует волна разрежения (ВР, рис. 19.31,0), которая, проходя мимо кольцевого сопла и имея за фронтом давление, меньшее атмосферного, обеспечивает всасывание новой порции свежей смеси. Волна разрежения может подсасывать также воздух из окружающей атмосферы, что должно способствовать повышению тяги и улучшению экономичности двигателя за счет присоединения к реактивной струе дополнительной массы
подсасываемого воздуха.
В целом рабочий процесс ТМ ПуДД может быть уподоблен тактам поршневого двигателя внутреннего сгорания, как показано на рис. 19.31 вверху.
Работоспособность ТМ ПуДД рассмотренной схемы получила частичное подтверждение в модельных испытаниях, проведенных в Институте механики МГУ. В этих испытаниях, которые велись на специальном импульсном стенде с использованием в качестве топлива ацетилено-воздушных смесей, было установлено, что при диаметре выходного сечения резонатора 70 мм наиболь
шую тягу дает смесь стехиометрического состава (а=1) при давлении на
*	S
входе в кольцевое сопло рт = (3,5...4,0) • 10 Па и при отношении площадей
Q = /-“4, где Гр к.с
— площадь выходного сечения резонатора; FK с —
пло-
щадь критического сечения кольцевого сопла. Испытание аналогичной модели на керосине в Троицком институте термоядерных исследований подтвердили в целом полученные результаты и показали, что при а = 1 удельная тяга Рч.д при
оптимальных значениях параметров р*т и q может быть получена на уровне
1600...2000 (Н • с)/кг. Этот результат весьма обнадеживающий, поскольку существующие ТРДДФ при 0^=1 имеют Руд = 1200...1300 (Н • с)/кг. В испытаниях также установлено, что изменение давления рн в барокамере, куда осуществлялось истечение продуктов сгорания из резонатора, не нарушало устойчивости детонационного процесса, тогда как отклонение от указанных оптимальных значений параметров а, р*т и q вызывало резкое падение тяги.
Такой однорежимный ТМ, устойчиво работающий только при условии р*т = const, требует применения ГГ особых схем и специального их регулирования, а изменение тяги, необходимое в условиях полета, должно производиться за счет включения-выключения отдельных ТМ. Расширение диапазона регулирования единичного ТМ ПуДД — задача дальнейших исследований.
Разработка детонационного двигателя является новым направлением в развитии авиадвигателестроения, заслуживающим особого внимания. Полученные опытные данные и теоретические исследования дают основание рассчитывать на существенное улучшение тягово экономических и массогаба
588
ратных показателей, упрощение конструкции и снижение стоимости таких двигателей в сравнении с существующими ГТД.
В случае применения ПуДД на гиперзвуковых ЛА у них использование газогенераторов необходимо только на взлете и начальном участке разгона-набора высоты — до тех пор, пока требуемое для работы ТМ давление р*т не будет обеспечиваться за счет скоростного напора. В дальнейшем условие рт = const при выключенном ГГ может поддерживаться путем выбора профиля полета в процессе разгона-набора высоты, а затем — за счет подбора скорости и высоты гиперзвукового крейсерского режима полета. В этих условиях ПуДД переходит на работу в режиме пульсирующего детонационного ПВРД.
19.5. Расчет параметров рабочего процесса
и характеристик двигателей КСУ
При разработке математических моделей рабочего процесса двигателей КСУ характеристики их отдельных элементов рассчитываются или выбираются из числа имеющихся, как и для ГТД любых других типов. Они уточняются исходя из необходимости обеспечения работы двигателя в широком диапазоне чисел М полета. Обычно при больших числах М полета подлежат учету зависимости теплоемкости воздуха от температуры при течении в воздухозаборнике и компрессоре, диссоциация продуктов сгорания в камерах сгорания, эффекты неодномерности течения во входных и выходных устройствах: приводящие к отклонению вектора тяги от осевого направления, и другие особенности.
Из условий совместной работы элементов двигателя заданной схемы определяются линии рабочих режимов на характеристиках элементов при принятой программе регулирования с учетом эксплуатационных ограничений.
Методология составления системы уравнений для расчета линий рабочих режимов не отличается от рассмотренной ранее для ТРДФ и ТРДДФ. Учитываются условия баланса расходов и мощностей (работ) для каждого из роторов, равенство статических давлений в контурах на входе в камеру смешения и прочие факторы.Если в схеме предусматривается использование теплообменника, то при известных его характеристиках (которые также рассчитываются заранее в соответствии с выбранной схемой) рабочий режим и газодинамические параметры определяются из условия обеспечения теплового баланса между холодным и горячим теплоносителями.
Далее для заданного (или оптимизируемого) профиля полета ЛА определяются тягово-экономические характеристики двигателя и силовой установки. Термогазодинамический расчет для каждых заданных (известных) значений Мп и Н выполняется путем последовательного определения параметров потока по тракту двигателя от сечения к сечению (от входа к выходу). В итоге этих расчетов находятся с„ , (?_ и G,, и, соответственно, P = G Р, ;
С-	И	I	В уД '
/ х	руд
Руд = 11 + <7Т) сс - V; с/уд = —— , а при известных внешнем сопротивлении СУ и потерях на нерасчетность режима работы реактивного сопла определяются Р и J х эф	уд.эф 
589
Часть VI.
ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ОБЛИКА ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Глава 20. ВЫБОР ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ДВИГАТЕЛЕЙ ПРИ ФОРМИРОВАНИИ ОБЛИКА
СИЛОВЫХ УСТАНОВОК ЛА РАЗЛИЧНОГО
ЦЕЛЕВОГО НАЗНАЧЕНИЯ
20.1. Задачи согласования двигателя с самолетом
При проектировании летательного аппарата важнейшей задачей является выбор типа двигателя, параметров его рабочего процесса, а также размеров двигателей, определяемых, как правило, по потребной взлетной тяговоору-женности. Наряду с этим, огромное значение имеет выбор компоновочной схемы СУ и места ее размещения на ЛА, которые оцениваются, в первую очередь, преимуществами, получаемыми от их взаимной интеграции. Под интеграцией силовой установки и летательного аппарата подразумевается такое объединение их конструктивных форм, аэродинамических и тягово-экономических характеристик и систем управления (в том числе отклонением вектора тяги), при котором обеспечивается улучшение определенных летно-технических характеристик ЛА.
У дозвуковых транспортных самолетов аэродинамическое взаимодействие планера с элементами СУ невелико, на этом основании используется принцип изолированного рассмотрения характеристик СУ и ЛА. Тягу СУ с учетом внешних потерь называют эффективной, причем суммарные потери эффективной тяги, создаваемые СУ, рассматриваются зависящими только от схемы двигателя, режима его работы, скорости и высоты полета. Может учитываться также изменение угла атаки самолета.
С увеличением чисел М полета возрастает роль входных и выходных устройств в создании тяги СУ. Их размеры существенно увеличиваются, и становится целесообразным конструктивное и аэродинамическое объединение этих элементов с контурами планера. За счет такой интеграции входное устройство, реактивное сопло и в ряде случаев гондола двигателя становятся общими элементами как СУ, так и ЛА. В этих условиях режим работы СУ оказывает непосредственное влияние на обтекание потоком воздуха и выходящих из реактивных сопел газов определенных поверхностей ЛА. Возникает возможность и необходимость создания положительной интерференции между элементами СУ и ЛА в целях повышения аэродинамического качества, снижения внешнего сопротивления, улучшения структуры потока на входе в двигатель и получения других положительных эффектов объединенной (интегрированной) системы СУ— ЛА.
Важное значение в проблеме согласования двигателя и самолета имеет интеграция их систем управления. Цель интегрированного управления состоит в лучшей адаптации характеристик СУ к задачам, решаемым ЛА в полете. Ин
590
тегрированные системы управления особенно эффективны для СУ современных многорежимных самолетов. На основе интеграции формируются оптимальные программы управления силовой установкой с использованием критериев оценки эффективности самолетного уровня.
В качестве управляющих факторов силовой установки обычно принимаются: относительное перемещение клина воздухозаборника LKJ1 , подача топлива в ос
новную и форсажную камеры сгорания, углы поворота направляющих аппаратов каскадов компрессора, площади критического и выходного сечений реактивного сопла и др. Посредством управляющего воздействия этих факторов на рабочий процесс двигателя должны обеспечиваться оптимальные летно-технические показатели ЛА как в расчетных условиях полета, так и при отклонении условий полета, атмосферных условий и параметров потока на входе в двигатель от расчетных значений. В итоге основная задача системы автоматического управления силовой установки сводится к максимальной адаптации тягово-экономических характеристик и запасов устойчивости двигателя к потребностям летательного аппарата. Оптимальная программа управления СУ представляет собой программу изменения регулируемых параметров двигателя, воздухозаборника и реактивного сопла, при которой выбранный критерий оптималь
ности достигает экстремального значения.
Среди задач согласования двигателя с самолетом на особом счету стоит задача выбора размеров и режимов работы двигателя для обеспечения потребных величин тяг и приемлемых показателей экономичности силовой установки проектируемого самолета на различных режимах полета. Методы решения этой задачи существенно зависят от типа рассматриваемого ЛА. Для дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов основными являются участки взлета и крейсерского полета. Эффективность применяемых двигателей на этих участках оценивается летно-техническими характеристиками ЛА, такими как тяговооруженность, дальность полета, длина разбега, время разгона-набора высоты и др. Поскольку масса конструкции планера /пс зависит от размеров ЛА (площади крыла), а масса силовой установки — от какого-либо характерного размера двигателя (например, площади входа в двигатель), в качестве параметров согласования (’’завязки”) летательного аппарата и двига-
теля обычно рассматриваются две величины:
В Ст	„„
-д- и -g , где ZFB — суммарная
площадь входа всех двигателей самолета, определяющая их размерность (при Сг
заданном числе двигателей); — удельная нагрузка на крыло.
О
Величина полезной нагрузки обычно задается техническим заданием на самолет. В таком случае дальность полета является функцией коэффициента
KVn	Ст
дальности —-----, параметров согласования —и
'уд.эф	* Ь
и массо-габаритных ха-
рактеристик ЛА и СУ. За счет выбора (оптимизации) параметров согласова-
ния обеспечивается требуемая величина полетного аэродинамического качества, определяются потребная тяга и наивыгоднейшая степень дросселирования двигателя в крейсерском полете. Затем по выбранным параметрам согласова
ния и остальным заданным величинам находятся длина разбега, скороподъемность и другие важнейшие характеристики ЛА. Далее методом последо
591
вательных приближений достигается обеспечение всех заданных летно-технических характеристик ЛА. При оптимальной размерности двигателей, определяемой из условия максимальной дальности полета, величина полетного аэродинамического качества самолета обычно получается меньшей его максимального значения, что обусловлено выигрышем в дальности вследствие уменьшения массы силовой установки по сравнению с ее проигрышем от снижения аэродинамического качества.
У сверхзвуковых маневренных самолетов необходимо иметь большие избытки тяги на режимах разгона и набора высоты, в особенности в области трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей полета. Это требует увеличения относительных размеров силовой установки и, как правило, приводит к превышению взлетной тяговооруженности по сравнению с необходимой для обеспечения взлета с взлетно-посадочной полосы заданных размеров. В этом случае согласование характеристик двигателя и самолета на участках взлета и при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета достигается повышением крутизны увеличения тяги с ростом скорости полета на режимах полного форсирования двигателя. С этой целью используются комбинированные программы управления, обеспечивающие повышение температуры газа перед турбиной и в форсажной камере сгорания и раскрутку роторов двигателя по числу М полета. Температурная раскрутка ДТ* = Т* max - Т* ву может достигать 150...200 К. Типичным примером здесь является программа управления двигателя АЛ-31Ф.
Вследствие наличия больших избытков тяги у самолетов с высокой тягово-оруженностью их интеграция с силовой установкой может быть расширена в сторону использования двигателя как источника энергии для непосредственного улучшения летно-технических характеристик самолета. Такое воздействие на ЛТХ может осуществляться путем отбора от двигателя сжатого воздуха и выдува его на несущие поверхности планера. Так, например, выдув тонких плоских струй воздуха через щели в области задних кромок консольной части крыла (струйные закрылки) или на верхнюю поверхность крыла (в области механических закрылков) позволяет за счет эффекта суперциркуляции и отклонения вниз от осевого направления струй выдуваемого воздуха увеличить подъемную силу крыла и, тем самым, улучшить взлетно-посадочные и маневренные характеристики самолета. При числах М полета, меньших 0,5...0,7, как показывают расчеты, увеличение подъемной силы может достигать 20...30%. Реализация таких систем должна предусматривать оптимизацию количества отбираемого воздуха, мест отбора и параметров систем транспортировки сжатого воздуха к местам его выдува на самолете, поскольку отбор воздуха от двигателя, способствуя улучшению аэродинамических характеристик самолета, приводит к снижению тяги двигателя. Для уменьшения потерь тяги при отборе может потребоваться регулирование элементов проточной части двигателя.
20.2. Критерии оптимизации параметров
и характеристик ГТД
В качестве критериев оптимизации используются соотношения, позволяющие оценивать эффективность двигателя в системе ЛА. Эти критерии тесно связаны с назначением и областью применения ЛА. Летательные аппараты, предназначенные для различных целей, оцениваются по разным критериям эффективности.
592
Для дозвуковых транспортных самолетов, у которых участки взлета и набора высоты относительно невелики, основным критерием эффективности яв.чя ется дальность полета. Если предполагается, что весь запас топлива, имеющийся на борту ЛА, полностью расходуется в крейсерском полете, то получаемую дальность полета называют теоретической — LTcop • Для дальних транспортных самолетов с заданной полезной (коммерческой) нагрузкой в качестве критерия оптимизации параметров двигателей используется практическая дальность по лета самолета L, определяемая с учетом участков взлета, набора высоты и посадки.
Во многих случаях при оптимизации параметров двигателя дальность полета задается. Тогда, при известной скорости полета VJt , которая также является важнейшей характеристикой ЛА рассматриваемого типа, определяется время полета 1П =	(в часах) и находится суммарная масса топ-
лива на борту ЛА, а также масса всей топливной системы (включая топливо, топливные баки, трубопроводы, насосы, регулирующую аппаратуру и др.): тт.с ~ ^т.с ^уд.кр.эф^кр.эф *дв ’	(20.1)
где Суд кр эф и РКр,3ф — эффективные значения тяги и удельного расхода топлива в крейсерском полете; &т с — коэффициент, учитывающий увеличение массы топливной системы по сравнению с массой топлива; «дв — число двигателей.
Величина /пт с находится из уравнения массового баланса самолета т0 = тпя + "1СУ + mT.c + Шп.н 
где Шл — взлетная масса самолета; т„„ ,	, т_ _ и т„ „ — соответственно
V	ИЛ	Т.С	II. >1
массы планера, СУ, топливной системы и полезной нагрузки.
Разделив уравнение (20.1) на взлетную массу, можно представить массовый баланс ЛА в относительном виде:
1 = тпл + тсу + ттл + т„.11.	(20.2)
Для дальних магистральных самолетов значения типл достигают 0,35...0,40 (с учетом массы оборудования и снаряжения), тП = 0,12...0.15. Отсюда видно, что относительная масса силовой установки и топливной системы составляет около половины взлетной массы самолета. Этим определяется решающее влияние совершенства двигателей на эффективность ЛА.
Увеличение полезной нагрузки при постоянной взлетной массе или снижение взлетной массы при постоянной полезной нагрузке означает (при заданной дальности полета и относительной массе планера) увеличение рентабельности перевозок. Поэтому в такой постановке задачи в качестве критерия эффективности может быть принята взлетная масса или (при заданной взлетной массе) масса полезной нагрузки. При этом взлетная масса считается интегральным показателем — аналогом материальных затрат на создание и эксплуатацию самолета.
Поскольку максимальная полезная нагрузка при /и0 = const или минимальная взлетная масса при тП и = const обеспечиваются при минимальном 20 б. а Крыло»	593
значении суммарной массы силовой установки и топлива, в качестве критерия оптимизации целесообразно рассматривать суммарную массу силовой установки и топливной системы wCy + mT>c. Если ясе суммарную массу отнести к эффективной крейсерской тяге двигателя, то получим критерий оценки эффективности СУ на ЛА по суммарной удельной массе топлива и силовой ус тановки
WT + Cy =
тт.е * ™СУ р
кр.эф
(20.3)
или, с учетом (20.1),
wit + СУ — ^уд.кр.эф	*дв ^т.с + (дв.кр.эф^СУ ’	(20.4)
Здесь	, — удельная масса двигателя для условий крейсерского высо-
• ДВ вК]9>Э(|)
тного полета; — коэффициент, учитывающий увеличение массы СУ по
отношению к массе двигателя.
Как видно из (20.4), критерий 7пт + Су при заданной дальности полета и, соответственно, постоянном времени полета, определяется эффективными значениями удельного расхода топлива и удельной массы двигателя в крейсерском полете. Оптимальные параметры двигателей для самолетов рассматриваемого типа должны выбираться из условия получения f mr +	, причем
К	J min
в случае ( ту + СУ) будет обеспечиваться п»0|м5п и тп н 1пах . \	J min
Рассматриваются и другие подходы к оценке энергетической эффективности ЛА. Поскольку основную долю эксплуатационных расходов составляет стоимость топлива, энергетическую эффективность летательного аппарата в первом приближении оценивают расходом топлива на один тонно-километр перевозимого груза. Критерий топливной эффективности самолета равен
С Pit
q _ уд.кр.эф кр.эф *дв ‘ji	20 5.
Т.КМ	т Г
П.Н
Этот параметр зависит как от аэродинамического и конструктивного совершенства самого самолета (поскольку в горизонтальном полете Р...ч ..к *„» = X), так и от экономичности силовой установки, характеризующей-Кр.чНр дв
ся эффективным удельным расходом топлива применяемых двигателей.
В настоящее время имеется тенденция к использованию критериев еще более высокого уровня, которые оценивали бы затраты на разработку, производство и эксплуатацию и учитывали бы стоимость жизненного цикла всего парка самолетов и их СУ.
В частности, если затраты на производство Спр и эксплуатацию Сэкс летательных аппаратов и установленных на нем двигателей поделить на производительность ЛА (при условии его полной загрузки на всех рейсах за ресурс т), то получим критерий, характеризующий расчетную себестоимость перево эок (р./т.км):
С D + Сэк л •у	11JJ	«л
С-" = ™П.Н
(20.6)
594
Необходимо отметить наличие связи всех рассмотренных критериев оптимизации, оценивающих эффективность силовой установки, с суммарной удельной массой топлива и двигателя. Поэтому функциональная зависимость лежит в основе оптимизации параметров двигателя по любому критерию эффективности самолета.
Значительно более сложной является оценка эффективности силовых установок многорежимных ЛА, предназначенных для использования в широком диапазоне дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета. Так, например, для самолетов ВВС критерии эффективности должны учитывать возможности решения самолетом основных боевых задач и требуют применения наряду с методами многопараметрической и многофакторной оптимизации также вероятностных подходов к оценке возможностей выполнения этих задач. Определенная специфика имеется в оценке эффективности СУ гиперзвуковых и воздушно-космических ЛА. Некоторые особенности этих подходов будут освещены ниже.
Как видно, все рассмотренные критерии эффективности (С„„ . ,	,
Ст км , Ссп) выражаются не через удельные параметры двигателя (Су , Р, „ , удв), а через их эффективные значения (Суд эф, Ркр эф , Тдв.эф), поэтому любым самолетным расчетам должен предшествовать переход от характеристик двигателя к характеристикам силовой установки.
20.3.	Переход от характеристик двигателя
к эффективным характеристикам силовой установки
При подборе двигателя к конкретному самолету и определении его оптимальных параметров используют не характеристики двигателя, а эффективные характеристики силовой установки. Характеристики двигателя определяются с использованием стандартной зависимости овх ст = f(Mn) и в предположении полного расширения газа в реактивном сопле. При этом принимают Р = I или Р. = <рг . Внешнее сопротивление, создаваемое элементами силовой
установки, а также эффекты от изменения углов атаки (скольжения) и от интерференции СУ и ЛА при этом не учитываются.
Переход от характеристик двигателя к характеристикам СУ состоит в корректировке внутренних потерь, учете внешних сопротивлений, создаваемых входными и выходными устройствами, а для некоторых схем СУ — также гондолами и поддерживающими их пилонами, с оценкой влияния на эти характеристики условий полета (Мп , Н, а, |3), режима работы двигателя, управления пограничным слоем ВУ и др. факторов. В итоге при каждом режиме полета самолета и двигателя осуществляется переход от Р и Суд к Роф и Суд эф .
Если характеристики входного и выходного устройств конкретных схем известны и определены, например, по данным модельных продувок, в виде зависимостей
“ °вх Мп , а , Р , Ркл),
Сх ВХ “ СХ.ВХ ’ а » > > ^КЛ,1 ’
(20.7)
20*
595
^ММ”'“'М‘-РЛ)'	(20.8)
то все их параметры для конкретных условий полета находятся из совместной работы этих элементов с рассматриваемым двигателем. Одновременно определяются (из условий оптимизации) их оптимальные программы управления (см. п.п. 3.10 и 6.4).
Получаемые по характеристикам конкретного воздухозаборника величины о отличаются от значений, определяемых по стандартной зависимости „= ДМ_). Это не отражается на условиях совместной работы элементов двигателя. Изменяются только величины давления воздуха в сечениях проточной части двигателя, причем, если р*ст — давление, определенное по стандартной зависимости окх ст = ДМП) , то истинные значения р* определяются из
соотношения	, где (L =—. Вследствие изменения давления па
л I л I vT ол	Вл -у
°вх.ст входе в сопло требуется корректировка величин л_ _ , причем л _ = п _ cLv .
По этим данным уточняются величины тяги двигателя Р - Руд , где СвЕ = ^в.Ест аьх » а ^уд пересчитывается на новое (уточненное) значение лс .
По исправленному значению л,, из характеристик реактивного сопла на-____	_ '•'•р
ходят Рс Эф и Fc . Площади проходных сечений уточняются их делением на авх , а Рс эф = Рс Эф Рсид , где Рс ид определяются из соотношения (6.7).
Эффективная тяга силовой установки рассчитывается по формуле
Лф = Р -	= Р -	- хкор - Хгокд - Хпер - Хтр ••• •	(20.9)
где Р — тяга, скорректированная на отличие реальных значений коэффициента овх от овх ст ; Хвх , Хкор, Хговд , Хпер , Хтр - внешние сопротивления входного устройства, выходного устройства, гондолы двигателя, системы перепуска и т. д.
Для ТРД(Ф), а также для ТРДД(Ф) со смешением потоков тяга двигателя
Р = Gr + Fc (рс - pj	V„ .	(20.10)
Подставляя выражение для Р в (20.9) и учитывая, что
р _ v = Р = Р Р с кор	с.эф	с.эф с.ид ’
(20.11) ^вх — сх.вх ’ "^ГОНД ~ Сх.гонд ’ •••’
получим следующую формулу для расчета эффективной тяги СУ:
^эф ~ ^’с.эф^с.ид _	“ сх.вх Fm~ сх.гонд<? “ ”•	(20.12)
Для двухконтурного двигателя без смешения потоков
^эф “ -^с.эф^с.ид! + ^с.эфП ^с.идП — ^в2,	““
-ех,х<7Рм-сх.Г0НД5Рм-... .	(20.13)
596
В этих формулах коэффициенты Pt. эф оценивают внешнее сопротивление выходного устройства в сумме с потерями от недорасширения и внутренними потерями в сопле.
В тех случаях, когда известен суммарный коэффициент лобового сопротивления СУ, сх су , величина Рэф определяется из соотношения
^ф = ^-ХХ = р-сх.СУ«^М-
Эффективный удельный расход топлива СУ определяется по отношению часового расхода топлива к эффективной тяге:
^уд.эф= ~р~ ~ Суд р '	(20.14)
эф	эф
Величины сх вх и Рс эф в формулах (20.12) и (20.13) определяются по характеристикам входного и выходного устройств, рассмотренным в гл. 3 и 6. Они, как указывалось ранее, зависят от ряда конкретных данных: схем входного устройства и сопла, их геометрических форм, расчетных параметров, программ регулирования указанных устройств и особенностей их компоновки на ЛА.
Задача согласования элементов СУ с целью обеспечения максимальной эффективной тяги является весьма сложной, особенно с учетом возможностей снижения внешнего сопротивления за счет перепуска воздуха. Необходимые для расчетов данные содержатся в руководстве для конструкторов. На рис. 20.1 в качестве примера показан возможный характер изменения величин <р и tp„v а также коэффициентов сопротивле-ния СУ с ТРДФ, расположенного в отдельной гондоле и предназначенного для сверхзвукового пассажирского самолета (СПС), имеющего Мр = 3,0. На рис. 20.1,а кривая 1 соответствует фох. СВУ, а кривая 2 — <povrt, _ дви-’ BAopitVUll	•	' Вл.ПЩр
гателя. За счет перепуска и слива части воздуха фвх расп> фвх потр, что обеспечивает снижение внешнего сопротивления СУ. На рис. 20.1,6 показан характер изменения по Мп коэффициентов лобового сопротивления отдельных элементов рассматриваемой СУ. Кривая 1 характеризует изменение суммарного коэффициента сопротивления СУ — сх СУ» кривая 2 — сх.трХ » кривая 3 — сх доп+сх.пер» кРивая 4 — сопротивление гондолы и кормы сх,гонд+сх>корм; кривая 5 — сх об» а кривая 6 — сх сл системы слива пограничного слоя. Как видно, при дозвуковых скоростях полета основную долю от общего сопротивления составляет сопротивление трения. При сверхзвуковых скоростях доминируют дополнительное сопротивление и сопротивление перепуска, а также кормовое сопротивление, причем кормовое сопротивление составляет примерно 1/3 от сопротивления СВУ. Наибольшие величины сопротивления СУ достигаются при трансзвуковых скоростях полета, где сх ^у примерно в 2,5 раза выше,чем при расчетном Мп .
597
Рис. 20.1. Зависимость коэффициентов расхода (а) и составляющих внешнего сопротивления (б) от числа М полета для СУ СПС, имеющего Мр = 3
Для относительной оценки роли отдельных составляющих потерь эффективной тяги в общем сопротивлении СУ их принято выражать в долях от величины тяги Р неустановленного двигателя. Тогда
_	Х£ _	_	_	_	_
^1 — р ~ Хдои + ХОб + "'^КОр + Хдон + -^тр £*•••
Составляющие внешнего сопротивления Х1 = и величины коэффициен
тов лобового сопротивления сх . связаны условием Х( = сХ1
—=т- . Если величи-
на Xv для заданных условий работы СУ известна, то эффективная тяга оп
ределяется по формуле Рэф = Р (1 - Xj 1, а эффективный удельный расход топ-
с v 7
лива равен С „	---г=—. Следовательно, для количественной оценки внешнего
VII. ЭФ -• чг
сопротивления СУ можно использовать как аэродинамические коэффициенты, так и получаемые с их помощью относительные величины Х£ и Xf . Исполь
зование величин Xj- и Xt удобно тем, что позволяет оценивать влияние отдельных составляющих внешнего сопротивления на величины РЭф и С эф конкретной СУ в зависимости от условий полета и режима работы двигателя.
Величина Х£ зависит от тех же факторов, которые влияют на сх Су . Помимо этого, на Xj- значительное влияние оказывает режим работы двигателя. На режимах повышенной тяги относительные величины внешнего сопротивления меньше, чем на режиме с пониженной тягой, поскольку потери оцениваются в долях от Р.
На рис. 20.2 даны графики зависимостей от Мп для ТРДДФсм, имею
щего = 30; Т* - 1600 К и m = 0,65, на полном форсированном (а) и мак-
598
симальном (б) режимах. Расчеты произведены для //- О и 11 км и значений М , равных 2,2, 2,5 и 2,8. Как видно, при расчетном числе М полета суммарные внешние потери получаются относительно небольшими и для полного форсированного режима (ПФ) составляют 1...2%, а для максимального (М) — 3...4% от тяги двигателя на этих режимах. Максимальные величины Х^ по
лучаются при трансзвуковых скоростях полета, поскольку им соответствуют наибольшие значения сх доп и сх . Характерно, что величина Х^ возрастает с уменьшением высоты полета. Наибольшая доля потерь от внешнего сопротивления получается при Н = 0. Максимальные величины Х^ в рассматриваемом примере составляют на полном форсированном режиме 5...8% при //=11 км и 13...17% при // = 0 (см. рис. 20.2).
Рис. 20.2. Зависимости Х^ от Мп у ТРДДФсм для полного форсированного (а) и максимального (0) режимов:
— Мр = 2,8;	---------- — Мр = 2,5;----------— Мр = 2,2
Увеличение относительной доли внешнего сопротивления СУ при уменьшении Н объясняется, в основном, снижением относительной плотности тока на входе в компрессор ^(?<.в) и падением вследствие этого потребной величины коэффициента расхода <рвх потр для двигателя, что приводит к увеличению Хдоп .
Величина Х^ значительно возрастает (примерно в два раза) при переходе с полного форсированного (рис. 20.2,а) на максимальный (рис. 20.2,6) режим. Основной причиной увеличения Х^ является снижение тяги Р.
Из рис. 20.2 видно влияние на величины Мр СВУ. С увеличением М, внешнее сопротивление СУ повышается, что объясняется, в основном, уменьшением <о _Л„ при М1Л < М_ и возрастанием вследствие этого cv _ .
Влияние степени двухконтурности на величины Х^ ТРДДФсм с указанными значениями и Т* при Мр = 2,35 и //= 11 км иллюстрирует рис. 20.3. Как видно, увеличение т приводит к возрастанию Х^ во всем диапазоне
599
чисел М полета как на полном форсированном, так и на максимальном режимах. Это объясняется как возрастанием сх п вследствие уменьшения о при М,, < М„ , так и увеличением сопротивления входного и выходно-го устройств при Мр ввиду того, что при больших значениях пг® интенсивнее повышается расход воздуха через двигатель с ростом числа М полета, что приводит к увеличению FBX , Fc и, следовательно, лобовых размеров и внешнего сопротивления входного и выходного устройств.
Рис. 20.3. Зависимости от Мп у ТРДДФсм при различных т0 : а — режим ПФ; б — режим М; - - - — неоптимизированная; --------------------------- оптимизированная
Распределение суммарных внешних потерь СУ между отдельными состав
режиме ПФ показано на рис. 20.4. Здесь кривая
ляющими Xt
при Н = 0 на
составля ющих внешнего сопротивления ТРДДФсм от числа М полета на режимах ПФ
1 соответствует суммарным внешним потерям, кривая 2 характеризует суммарные потери, создаваемые входным устройством, причем они складываются из дополнительного сопротивления (кривая 3) и сопротивления обечайки. При Мп < 0,85 суммарное сопротивление воздухозаборника меньше дополнительного сопротивления, так как на обечайке возникает подсасывающая сила. Кормовое сопротивление выходного устройства характеризуется разностью ординат кривых 1 и 2. Как видно, в данном случае доля сопротивления входного устройства составляет примерно 2/3, а выходного устройства — 1/3 от суммарных внешних потерь СУ.
Важное значение имеет правильный учет внешнего сопротивления СУ дозвуковых ТРДД, имеющих высокие степени двухконтурности. Переход на большие т0 производится с целью уменьшения Суд . Но он сопровождается весьма
600
значительным снижением Руд , что увеличивает лобовые размеры обечайки вентилятора и гондолы двигателя. Схема установки ТРДД на пилоне под крылом показана на рис. 20.5 вверху. Элементами, создающими внешнее сопротивление, здесь являются обечайка вентилятора, гондола и пилон. Наибольшую долю внешнего сопротивления дает обечайка, лобовые размеры которой зависят от диаметра вентилятора Рв . При заданной тяге Р увеличение пг0 приводит
к снижению Руд и увеличению . На коэффициент лобового сопротивления
L	^0
обечайки влияют ее относительная длина -=- и параметр -=?---- (рис. 20.5).
А	''max
Рис. 20.5. Зависимости от т у ТРДД при Мп = 0,76 и Н = 11 км: L	А	I	А	Г
1 ~	1Г- = 0^ 2 ~ А=1’°’	3 ~ W = тЛ = 0’9
в	max	в	шах	в	max
Зависимости относительного суммарного внешнего сопротивления силовой установки Х-£ от Руд (и соответствующих им значений т0) для существующих ТРДД (кривая /) и перспективных ТРДД и ТВВД с закапотированным турбовентилятором (кривая 2 и кривая 3) показаны на рис. 20.5 внизу. Как видно, снижение Руд , которым сопровождается увеличение т0 , приводит к росту относительного внешнего сопротивления . Поэтому для самолета заданного целевого назначения существует оптимальная величина степени двухконтурности, которая соответствует условию Суд эф = СудЭф min . Дальнейшее увеличение т0 становится уже нецелесообразным, поскольку, несмотря на снижение Суд , оно
601
ведет к повышению Суа . С учетом других факторов, как будет показано ниже, величина znopt получается меньшей, чем при Суд Эф min .
20.4.	Особенности выбора параметров двигателей
для дозвуковых транспортных самолетов
Для ЛА этого типа в первую очередь задаются массой его полезной (коммерческой) нагрузки тп н , дальностью полета и условиями базирования. Определяются уровень технического совершенства, сроки создания и потребное финансирование. Уровень технического совершенства в основном характеризуется максимальной температурой T*av, применяемыми материалами, на-груженностью ступеней компрессора и турбины, уровнем потерь в элементах, производственными технологиями и т. п. Выбор уровня технического совершенства, а также стоимости и сроков производства является фундаментальным принципом идеологии закладки двигателя для получения конкурентоспособной продукции.
Далее выбираются параметры рабочего процесса, подлежащие оптимизации. Для ТРДД и ТВВД к числу таких параметров относятся Т* ,	, я* .
Обычно температуру Г* тах назначают в соответствии с уровнем технического совершенства двигателя, а величину л* определяют по условию оптимального распределения энергии между контурами и этим исключают Т* и из числа независимых параметров.
Значительную сложность представляет проблема выбора и ранжирования критериев оптимизации. Не всегда легко решить, какому из критериев следует отдать предпочтение. Поэтому возникает необходимость определения области компромиссных параметров, удовлетворяющих с определенной точностью комплексу основных критериев оценки летательного аппарата.
Первостепенное значение имеет выбор скорости крейсерского полета. Этот выбор требует тщательного обоснования, поскольку проблема увеличения скорости полета находится в противоречии с проблемой экономии топлива и обе эти проблемы связаны с выбором типа двигателя. Для дальних транспортных самолетов это могут быть: ТВВД — для умеренных скоростей полета и ТРДД с высокими степенями двухконтурности — для предельно больших дозвуковых скоростей полета.
В общем случае (для многоцелевого самолета) нужно оптимизировать не только параметры рабочего процесса двигателя, но и траекторию полета самолета. В частном случае для дозвукового транспортного самолета оптимизацию достаточно выполнять для условий высотного крейсерского полета. Но необходимость расчета взлетного режима при этом сохраняется, т. к. он наиболее нагружен и по его результатам определяют взлетную тягу, массу и размеры двигателя, которые затем закладываются в производственную документацию. Следует иметь в виду, что в проспектах и описаниях двигателей в качестве расчетных параметров фигурируют, как правило, их параметры на взлетном режиме.
602
Рассмотренные проблемы относятся к нулевому уровню проектирования. Вопросы же стоимости производства, реализации научно-технического задела, обеспечения ресурса и надежности, снижения уровня шума и эмиссии вредных веществ, сокращения количества деталей, снижения трудоемкости технического обслуживания, внедрения новых технологий и ряд других, от которых зависит создание конкурентоспособных двигателей, решаются на более высоких уровнях проектирования.
Наиболее важным критерием оптимизации, как отмечалось, является удельная масса топлива и силовой установки тт+су • Эта величина, как следует из (20.4), зависит, в основном, от эффективных значений удельного расхода топлива и удельной массы двигателя. На рис. 20.6 в качестве примера построены зависимости СудкрЭф,п (удельный расход топлива на крейсерском режиме) и удв кр (удельного расхода двигателя на крейсерском режиме) от nKv ПРИ 171 ~ cons^ и Т’ = const. Преобладающее влияние на тт + су оказывает сначала С,,_	, а затем у_„	. Противоположное влияние этих факто-
ров приводит к появлению минимума функции 7пт + су по лкЕ (рис. 20.6). При этом, как видно, величина якЕор1(тчСУ) получается существенно меньше величины я* , соответствующей условию С,,п _• . Важное значение имеет уро-вонь величин С к и УдпЛф.Эф» а также время полета <п (при заданной дальности полета). Чем больше время полета, чем выше экономичность и ниже удельная масса двигателей, тем, очевидно, выгоднее иметь более высокие значения nKv opt (Т + (зу).
Рис. 20.6. Минимизация критерия /пт + СУ по якГ для ТРДД (Т* = 1400; m = 6; /п = 6 ч; Н = 11 км; М„ = 0,85)
Следует отметить, что величина znT + cy имеет по як5- весьма пологий характер. Поэтому отклонение 7пт + су, например, на 1% от оптимального значения дает возможность снизить ^кЕорНт + СУ) на 20...30%.
603
Аналогично изменяется mT + cy от т при постоянных значениях 7Г и я*j-. Минимуму функции ^т + су в этом случае соответствует оптимальная степень двухконтурности. Эта величина существенно зависит от аэродинамического совершенства гондолы двигателя и, в первую очередь, от создаваемого ею внешнего сопротивления.
При одновременной оптимизации параметра эффективности ^т + су по я*Е и т топология искомой функции представляет собой поверхность, весьма пологую в области минимума величины 7пт + су (рис. 20.7). Если отступить от минимума, например, на 1% и провести плоскость, перпендикулярную оси з, то ее пересечение с поверхностью 7nT + су = f ; /и) даст область сочетаний якЕ и т» в которой обеспечивается практический минимум функции wT + cy. Эту область называют областью наивыгоднеиших значении параметров рабочего процесса (в данном случае л*Е и т). Наличие широкой области наивыгоднейших значений сразу по нескольким параметрам позволяет при проектировании двигателя учитывать ряд других факторов — имеющийся задел, возможность использования доведенного газогенератора и унификации узлов, сроки доводки, необходимые затраты и т. д.
Рис. 20.7. Область наивыгоднейших параметров гс*£ и т, соответствующих практическому минимуму тт + СУ при Т* = const и tn = const
На области наивыгоднейших параметров существенное влияние оказывает выбранный критерий оптимизации. Это видно из рис. 20.8, где каждому критерию оптимизации соответствует своя область наивыгоднейших параметров. Наиболее высокие параметры и т соответствуют минимуму по Суд , так как здесь не учитываются масса двигателей, потребный запас топлива, стоимостные и др. факторы. Переход к оптимизации по Ст км снижает величины и т в области наивыгоднейших значений в основном за счет учета топ
604
ливного фактора, так как большая часть энергии, потребляемой за жизненный цикл двигателя, расходуется в виде топлива в процессе его эксплуатации. При оптимизации по 7пт + су наивыгоднейшие параметры снижаются еще значительнее в силу первостепенного влияния массовых характеристик двигателя. И, наконец, переход к оптимизации по себестоимости перевозок вызывает дополнительное снижение области наивыгоднейших значений и т, так как значимость двигателя в стоимостном выражении увеличивается по сравнению со значимостью в затратах топлива.
Рис. 20.8. Области наивыгоднейших параметров ТРДД и т для различных критериев оптимизации (по В.Г. Маслову):
{'уд.Эф ’	{'т КМ ’	+ СУ’ ~	—	{-'с.П
(Ми = 0,8; Н=11 км; Т* кр = 1240 К)
С повышением температуры Т* (в диапазоне возможных в настоящее время максимальных значений) удельный расход топлива при одновременном увеличении тс*£ практически не изменяется, а удельная масса двигателя снижается. Поэтому значимость первого слагаемого в формуле (20.4) изменяется мало, а второго — уменьшается, вследствие чего оптимальные параметры увеличиваются (рис. 20.9).
Увеличение дальности (времени) полета самолета приводит к возрастанию произведения C..„Kr.^.tn и, соответственно, к увеличению оптимальных зна-чений параметров рабочего процесса.
Таким образом, оптимальные параметры 7t*Iopt и mopt и области их наивыгоднейших сочетаний для самолетов рассматриваемого типа существенно зависят от критериев оптимизации, выбранной температуры газа перед турбиной и заданной дальности полета самолета. Поэтому при выборе параметров двигателя перечисленные факторы должны быть тщательно обоснованы и
605
т
Рис. 20.9. Зависимость областей наивыгоднейших параметров ТРДД от температуры газа перед турбиной при Мп = 0,8; //=11 км (по В.С. Кузьмичёву)
ранжированы, исходя из народнохозяйственных задач, выполняемых проектируемым летательным аппаратом.
Во всех рассматриваемых случаях схема, параметры двигателя и облик функционирования СУ определяются по соответствующим критериям эффективности ЛА на основе использования методов многопараметрической оптимизации. В основе составления математических моделей для оптимизационных исследований лежит использование характеристик элементов СУ, получаемых экспериментально, либо на основе упрощенных (одномерных) методов их расчета. Но наблюдается тенденция все более широкого распространения компьютерных технологий для двух- (2D) и трехмерного (3D) моделирования и расчета характеристик элементов СУ для ЛА заданного целевого назначения.
20.5.	Методология выбора параметров и оценки эффективности силовых установок сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов
Выбор типа и параметров двигателей и СУ высокоскоростных ЛА сопряжен со значительными трудностями. Представим общие подходы к решению этой задачи. Здесь должны учитываться тип двигателя и схема его размещения на ЛА, род применяемого топлива, влияние силовой установки и топлива на схему, объемную компоновку и аэродинамические характеристики ЛА и ряд других факторов. Принципиальная блок-схема проведения таких исследований представлена на рис. 20.10. Суть их заключатся в том, что выбор параметров и оценка эффективности СУ производится на основе системного подхода, когда двигатель и СУ рассматриваются как подсистемы комплекса более высокого уровня — летательного аппарата. Для решения указанных задач, которые относятся к категории задач многопараметрической оптимизации, разрабатываются комплексные математические модели всей системы, состоящей из ЛА и СУ с учетом свойств применяемых топлив. В качестве критериев при выборе параметров и формировании технического облика СУ используются показатели функциональной эффективности ЛА.
Как видно из рис. 20.10, в рассматриваемой методологии СУ представляется ее эффективными характеристиками, получаемыми из условий рассмотрения совместной работы элементов, и удельно-массовыми характеристиками, а ЛА — объемной компоновкой, аэродинамическими и удельно-массовыми характеристиками планера. Полет выполняется по заданной или оптимизируемой программе.
Согласование (интеграция) СУ и ЛА осуществляется из условия обеспечения массового баланса, объемной компоновки и стартовой тяговооруженности. 606
Рис. 20.10. Принципиальная блок-схема методологии исследования эффективности СУ высокоскоростных ЛА
В качестве критерия эффективности в рассматриваемом примере используется практическая дальность полета L. Эти условия позволяют осуществить взаимосвязь показателей всей системы.
Важное значение для гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) имеет аэродинамическая интеграция, которая выражается в объединении с планером ЛА поверхностей внешнего сжатия воздухозаборников и внешнего расширения реактивных сопел. На рис. 20.11 приведена типичная компоновочная схема ЛА (при применении керосина и водорода) с подфюзеляжным расположением СУ, где передняя поверхность планера участвует в сжатии потока воздуха, поступающего в воздухозаборники, а кормовая часть фюзеляжа обеспечивает расширение газовых струй на выходе из реактивных сопел.
IOIUIIIUO - иодород
Рис. 20.11. Интегральная компоновка планера и СУ ГЛА с учетом размещения топлива
607
Наилучшие условия интеграции СУ и планера ЛА достигаются при применении плоских входных и выходных устройств. Параметры потока на входе в воздухозаборник определяются из расчета обтекания носовой части фюзеляжа. Ее форма должна быть более широкой и более уплощенной, чем у обычных ЛА. Нижняя плоская подфюзеляжная поверхность должна располагаться по отношению к набегающему потоку под определенным углом и иг
рать роль поверхности торможения, снижая число М и формируя параметры
Рис. 20.12. Характеристики реактивных сопел с внешним односторонним расширением
набегающего потока воздуха на входе в воздухозаборники.
Плоские реактивные сопла в интегрированных СУ выгодно выполнять с внешним односторонним расширением. При этом нижней поверхностью расширения газовой струи является “жидкая” линия тока, а верхней — нижняя специально спрофилированная и теплоизолированная подфюзеляжная поверхность.
Вследствие несимметричности процессов обтекания воздухозаборников и реактивных сопел рассматриваемых схем для определения их характеристик даже на этапе предварительного проектирования одномерные методы расчета неприменимы, поскольку на нерасчетных режимах, особенно в области трансзвуковых скоростей полета, возникают поперечные силы, созда
ющие значительные моменты относительно оси 2 ЛА, которые необходимо учитывать. Расчет продольных и поперечных сил требует применения численных методов на основе уравнений Эйлера. В качестве примера на рис. 20.12 пред
ставлены рассчитанные таким способом характеристики реактивных сопел с разными значениями чисел М “завязки” (от 3,0 до 4,5) в диапазоне чисел М полета от 0 до 6. Как видно, наибольшая величина отклонения вектора тяги
сопла по углу 8С Эф , приходящаяся на область трансзвуковых скоростей полета, достигает -15...-30’, за счет чего возникает кабрирующий момент, который необходимо учитывать в расчетах динамики полета ЛА. При числах М полета, больших расчетного числа М сопла, угол 8С Эф становится положитель
ным и поперечная сила от реактивного сопла изменяет свое направление, увеличивая подъемную силу ЛА и создавая пикирующий момент. Аналогичные поперечные силы, требующие учета при проведении расчетов ЛА, возникают также за счет одностороннего отклонения потока при обтекании воздухозаборников. Но их влияние менее значительно вследствие близости воздухозаборников к центру масс ЛА.
Математические модели двигателей (от входа в компрессор или камеру сгорания ПВРД и до критического сечения реактивного сопла) базируются на обычных, ранее описанных методах, ио с учетом реальных свойств газа, диссоциации и неравномерности потока на входе.
Параллельно с математической моделью расчета рабочего процесса двигателя и определения эффективных тягово-экономических характеристик СУ
608
типов. 15 качестве примера ниже рас-
H.км
30
20
10
гиперзвуковой маршевый полет (МкргшГ4-6; Цф.гнп*00"5»)
разгон-набор высоты (рнв)
Мн2
полет по qma^= 50 кПа
линия const
дозвуковой крейсерский режим
JM
кр.дозв^-^’ ^npjK>3>tcons9
Мн
Рис. 20.13. Типовая программа полета ГЛА
0
2
должна быть разработана математическая модель расчета габаритно-массовых характеристик двигателей и всех остальных элементов, входящих в состав СУ. Такие модели, как указывалось, разрабатываются на основе эскизного проектирования с учетом статистических данных по выполненным и проектируемым конструкциям.
При разработке математической модели ГЛА должны учитываться его схема, компоновка, размещение СУ и топливных баков, а также геометрические размеры и массовые характеристики всех составляющих элементов планера.
В качестве двигателей комбинированных СУ ГЛА могут рассматриваться, как указывалось, двигатели различных смотрены два типа таких двигателей: турбопрямоточные (ТПД) с параллельным расположением контуров ТРДДФ и ПВРД (см. рис. 19.2) и пароводородные ракетно-турбинные двигатели (РТДп) двух типов (см. рис. 19.10), параметры рабочего процесса которых оптимизировались из условия £тах при типовой программе полета, представленной на рис. 20.13.
Значительное влияние на облик ГЛА и, в первую очередь, на его объемную компоновку, оказывает используемое топливо. При больших числах М полета требуется активное охлаждение элементов конструкции планера и СУ, и здесь предпочтение имеет жидкий водород. Другим важным преимуществом
водорода является его очень высокая теплотворная способность, чем обеспечивается выигрыш в удельном импульсе. У водорода </уд приблизительно в 2,5 раза выше, чем у керосина. Но жидкий водород вследствие малой плотности имеет очень низкую объемную теплотворность (в 4,2 раза меньшую, чем у керосина). Это приводит к необходимости увеличения объема и массы топливных баков, а, следовательно, длины и миделя фюзеляжа, что ухудшает аэродинамические характеристики и снижает весовую отдачу планера по топливу. Применение керосина, имеющего меньшую теплотворность, но значительно большую плотность, чем жидкий водород, при заданной взлетной массе снижает размеры и улучшает аэродинамические характеристики ЛА, но может не обеспечить необходимую дальность полета и потребный хладоресурс. На рис. 20.11 показано влияние топлива на объемную компоновку ГЛА при использовании водорода и керосина. Метан (или его аналог — сжиженный природный газ) занимает по плотности и теплотворности промежуточное положение.
Возникает задача сравнительной оценки эффективности двигателей различных схем при использовании различных топлив. В качестве топлив рассматриваются водород (в), керосин (к), метан (м) и их комбинации: к+в, м+в. Решение этой задачи показано на примере дальнего транспортного ГЛА, выполненного по схеме, представленной на рис. 20.11, при числе М Крейсерско
609
го полета Мкр гип = Мтах = 5. На величины оптимальных параметров двигателей и критерии их эффективности значительное влияние оказывает взлетная масса самолета твзл , которая варьировалась в пределах от 80 до 350 т.
Влияние взлетной массы, типа применяемых двигателей (имеющих оптимальные параметры рабочего процесса) и рода используемых топлив представлено на рис. 20.14. Как видно из рис. 20.14, для всех типов двигателей дальность полета L возрастает с повышением /пвзл . Это объясняется увеличением тт
весовой отдачи самолета по топливу тг =----, уменьшением доли топлива,
твзл
затрачиваемой на разгон-набор высоты, и снижением потребной тяговоору-женности самолета. Величина также влияет на соотношение дальнос-тей полета, обеспечиваемых различными двигателями и топливами. Так, при пгвзл = 80 т для однотопливного ГЛЛ с ТПД водород не имеет существен-ных преимуществ по сравнению с керосином. Вследствие малой плотности водорода и больших объемов для его размещения целесообразность применения водорода (в+в) по сравнению с керосином (к+к) обеспечивается только при твзл >150 т, причем выигрыш в увеличении L повышается с ростом /пвзл и при иг = 200 т составляет -25%, а при /п = 350 т уже достигает 37%. РТДп, которые могут работать только на водороде, имеют лучшие данные по L (при отсутствии дозвукового крейсерского участка полета, т. е. LKp дозв ~ 0) по сравнению с ТПД (в+в) при всех игвзл . Главный же вывод из этого анализа состоит в том, что двухтопливные ГЛА с ТПД (к+в) при всех /пвзл имеют преимущества по L в сравнении с ТПД, работающими только на водороде. Это явилось основанием для выдвижения концепции двухтопливной СУ для гиперзвуковых самолетов.
Рассмотренная методология, основанная на математическом моделировании системы “ГЛА-СУ-топливо”, в сочетании с применением методов многопараметрической оптимизации является эффективным инструментом для выбора проектных параметров и формирования технического облика силовых установок летательных аппаратов.
Рис. 20.14.
Зависимости критерия L от типа двигателей и топлив при различных ^ВЗЛ И ^кр-дозв- 0
610
Глава 21. ФОРМИРОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБОКОМПРЕССОРОВ ГТД
21 Л. Основные цели и исходные данные
Рис. 21.1. Схемы турбокомпрессоров ТРДД: а — двухвальный ТРДД без подпорных ступеней на валу вентилятора; б — двухвальный ТРДД с подпорными ступенями; в — трехвальный ТРДД;   газогенераторы
Формирование турбокомпрессорной части ГТД является первой стадией, на которой должны быть оценены такие показатели, как частоты вращения, числа ступеней компрессоров и турбин, их согласование, тип проточной части компрессоров (D = const или var), соотношения диаметров роторов и др. параметры, дающие представление о “скелетной” схеме двигателя.
Однако указанные методы формирования проточной части имеют в известной степени “формальный” характер, так как не дают представления о длине, форме элементов двигателя и его облике в целом.
Эти методы являются исходными для последующих расчетов лопаточных венцов и др. элементов двигателя для получения “двумерного” облика двигателя “ручным” методом или на ЭВМ.
Особенно полезны представленные методы для последующего первоначального проектирования на ЭВМ ряда вариантов схем двигателя для выбора наиболее удачной компоновки, оценки массы, уменьшения числа ступеней и прочих аспектов анализа будущего двигателя.
Особенности формирования облика турбокомпрессоров будут рассматриваться для наиболее типичных двигателей, а именно для схем двухконтурных двигателей — ТРДД и ТРДД(Ф). Схемы ТРД и ТВД оказываются в целом частным случаем этой задачи.
Рассматривается двухвальный, турбокомпрессор двухконтурного двигателя как наиболее типичный. Турбокомпрессорная часть ТРДД или ТРДДФ включает в себя турбовентиляторный ротор (турбовентилятор: вентилятор + турбина вентилятора) и газогенераторный ротор (газогенератор: компрессор высокого давления + турбина) (рис. 21.1). Турбовентилятор может включать так называемые “подпорные” компрессорные ступени, сжимающие воздух внутреннего контура, но жестко связанные с валом вентилятора. Редукторные схемы ТРДД не рассматриваются.
Газогенератор является наиболее от
ветственной и напряженной частью двухконтурного двигателя, так как он включает элементы, работающие при наибольших температурах и давлениях в проточной части двигателя. Наиболее сложные проблемы возникают при формировании проточной части газогенератора и согласовании его компрессора и турбины. Поэтому в дальнейшем примем такой порядок рассмотрения:
—	турбокомпрессор газогенератора;
611
—	турбовентилятор;
—	общая схема формирования проточной части ТРДД.
При проектировании проточной части ГТД используются основные положения теории лопаточных машин.
Расчетный режим и исходные данные. В качестве расчетного режима для выбора размеров проточной части двигателя и согласования компрессоров и турбин ТРДД и ТРДДФ будем принимать взлетный режим с максимальной тягой (Н = О, Мп = 0, Ртах). У ТРДД дозвуковых самолетов на этом режиме частота вращения роторов и температура газов перед турбиной имеют максимальное значение и определяют ограничения по прочности турбины. У некоторых ТРДДФ сверхзвуковых самолетов максимальные значения частот вращения и температуры газов достигаются в сверхзвуковом полете (при так называемой “раскрутке”)- В этом случае формирование проточной части производится на взлетном режиме, но должны быть предусмотрены запасы прочности и глубины охлаждения лопаток турбин для обеспечения их работоспособности в условиях сверхзвукового полета.
В качестве исходных данных для формирования проточной части должны быть известны:
—	основные параметры двигателя (Р, GB , /п);
—	параметры термодинамического цикла (Т* ,	, л*);
—	схема турбокомпрессора (число валов, наличие или отсутствие “подпорных” ступеней на валу вентилятора);
—	степень повышения давления в компрессоре газогенератора л*гг ;
— КПД и коэффициенты потерь в элементах проточной части двигателя.
Должен быть выполнен термогазодинамический расчет с определением параметров потока во всех характерных сечениях проточной части двигателя.
21.2.	Согласование числа ступеней и диаметров компрессора и турбины газогенератора ТРДД
Конфигурация проточной части газогенератора в целом характеризуется двумя основными конструктивно-геометрическими показателями: средними диаметрами компрессора £> __ и турбины и числами ступеней компрес-сора и турбины — гк и 2ТК . Так как проточные части могут иметь различный наклон, под средним диаметром понимается полусумма средних диаметров на входе и на выходе компрессора или турбины:
jDbx + -^ПЫХ рч	Вл	длжмЛ
ср -	2	
Ввиду использования в тексте главы большого числа геометрических параметров, для их обозначения наряду с обычными применяются дополнительные индексы, характеризующие основные элементы турбокомпрессоров ГТД — вентилятор, компрессор и их турбины (в, к, тв, тк), диаметры проточной части — наружный (без индекса), средний (ср), втулочный (вт), сечения на входе в элементы (вх) и на выходе из них (вых). Схема обозначений приведена на рис. 21.2.
612
Рис. 21.2. Схемы турбовентилятора (а) и газогенератора (б) с принятыми обозначениями
Согласование конструктивно-геометрических показателей компрессора и турбины определяется следующими условиями:
1)	равенством частот вращения пк = птк ;
2)	соотношением средних окружных скоростей
и D
=	(21.1)
ик.ср ^К-Ср
3)	равенством работ компрессора и турбины
LK = (1 + «,) (1 - nm С L'^ .	(21.2)
Выразим работу компрессора через средний коэффициент напора на среднем диаметре Нср:
= ^ср 2к ик.ср •	(21.3)
(В теории компрессоров коэффициент напора часто определяют по окружной скорости на наружном диаметре Н, что менее удобно для производимых здесь выкладок.)
Аналогичная связь для турбины может быть записана через средний параметр нагруженности турбины:
vz
*	_	тк
Утк.ср ~ итк.ср •	*
CTKS
откуда
С IL 2 - ♦	_ TKS _ тк.ср тк
bTKS 2	9 *2
^“тк.ср
(21.4)
Подставив в (21.2) выражения (21.1), (21.4) и обозначив (1 + gTj (1 - Got6J х х г)т Лтк = ~2 ’ ПОЛУЧИМ соотношение диаметров и чисел ступеней компрессора а
и турбины газогенератора:
613
г\	12	______
ТК.Ср д JFK _	* л оТт _ „
Г) V 2 аУтк.ср '^“ср	'^ТК
к.ср	к
(21.5)
В правой части этого выражения средние величины параметров нагружен-ности и коэффициент а у разных двигателей с высокотемпературными охлаждаемыми турбинами меняются относительно мало: угк ср = 0,5...0,55, И = 0,3...0,4, “а” = 1,06... 1,12, вследствие чего правая часть выражения (21.5), обозначенная , изменяется в относительно узком диапазоне: К= 0,4...0,5.
Назовем безразмерный показатель Ктк параметром согласования компрессора и турбины газогенератора, позволяющим найти связь между средними диаметрами компрессора и турбины при различном числе их ступеней
_ ^тк.ср тк ” р к.ср
— = 0,45. гк
(21.5,а)
Общая зависимость (21.5,а), основанная на относительно мало меняющих-
ся значениях коэффициента напора Н__ , параметра нагруженности турбины ср
z/*K ср и других параметрах, является универсальной для типовых схем маршевых двухконтурных двигателей, но ее нужно применять с учетом конкретных ограничений по компрессорам и турбинам оригинальных схем.
На рис. 21.3 показана связь чисел ступеней компрессора и турбины газогенератора с их средними диаметрами по (21.5,а). Как видно, при заданном числе ступеней турбины (в газогенераторах ТРДД zTK=1...2) число ступеней компрессора гк зависит от соотношения диаметров турбины и компрессора.
Обычно - Т-СР > 1,
^к.ср
т. е. турбина имеет больший диаметр и определяет диа
метральный габаритный размер газогенератора. Для уменьшения общего числа ступеней (за счет zK) целесообразно при заданном диаметре турбины, опре-
деляемом ее работой и прочностью лопаток, увеличивать средний диаметр ступеней компрессора (в пределах газодинамических и прочностных ограни-_ .	^тк.ср
нении), т. е. уменьшать отношение — .
^к.ср
^гк.ср/дк ср
Рис. 21.3. Связь чисел ступеней компрессора и его турбины с отношением их средних диаметров (Ктк = 0,45)
Выражения (21.К) н параметр согласования (21.5.а) получены В.Д. Коровкиным.
614
21.3.	Выбор параметров для проектирования турбин газогенераторов ТРДДФ
Турбина газогенератора ТРДД является критическим узлом двигателя, определяющим возможность реализации таких важнейших факторов “завязки” двигателя, как высокие значения температуры газов, частоты вращения ротора, увеличение удельной работы турбины и др. Турбина газогенератора является начальным звеном в процессе формирования проточной части газогенератора.
Облик турбины газогенератора ТРДД определяется следующими требованиями:
—	обеспечением заданной работы для привода КВД;
—	максимальным увеличением окружной скорости для сокращения числа ступеней турбины;
—	обеспечением прочности при заданной температуре газов и выбором частоты вращения;
—	возможно большим увеличением частоты вращения ротора для сокращения числа ступеней компрессора.
Эти требования могут быть противоречивыми и должны при детальном проектировании учитывать изменение массы турбокомпрессора, величины КПД турбины и др. факторы.
Работа турбины и потребная окружная скорость
В компрессорах нефорсированных и форсированных двухконтурных двигателей третьего и четвертого поколений реализуются приводимые в таблице значения степени повышения давления и удельной работы сжатия в компрессорах газогенератора, определяющих потребную работу турбины.
Таблица 21.1
ТРДДФ (т = 0,4...2.0)	ЯК.ГГ 5---11	£к = 350...450 кДж/кг
ТРДД (т = 4...8)	л* = 10...18 К. 1 I	£„ = 430...530 кДж/кг
Из выражения (21.4) следует, что работа, которую может совершить тур-й „ 1 бина, зависит от окружной скорости и числа ступеней, причем u_v	,
ТК
а также от параметра *^к.ср » изменяющегося в узких пределах (0,5...0,55). Как следует из рис. 21.4, уровни работы ступеней турбины, необходимые для привода компрессоров газогенераторов ТРДД, обеспечиваются в одноступенчатых турбинах при итк ср = 400...550 м/с и выше, а в двухступенчатых — при итк Ср= 350...450 м/с.
При получении такой работы в одноступенчатой турбине газогенератора двигателя 4-го поколения при Т* = 1600... 1650 К степень понижения давления в ней возрастает до величин л_ = 3 и более (по сравнению с _ = 1,7...2,2 в ступенях двухступенчатой турбины), что приводит к появлению сверхзвуковых 615
скоростей в рабочем колесе, к возможному некоторому снижению КПД турбины и требует принятия специальных мер по профилированию проточной части.
Рис. 21.4. Связь средней удельной работы ступени турбины газогенератора с окружной скоростью на среднем диаметре и параметром нагруженности турбины у*к ср:
1 (Д) — двухступенатые турбины; 2 (О) — одноступенчатые турбины
В перспективе величины л*к будут увеличиваться до 4,0 и выше, что вызывается ростом потребной работы турбины. Эта тенденция будет сопровождаться повышением температуры газов перед турбиной Т* . Однако, несмотря на это, увеличение работы турбины газогенератора при сохранении зтк = 1...2 должно сопровождаться дальнейшим ростом окружных скоростей птк ср для сохранения оптимальных значений параметров нагруженности z/*K .
Из сказанного следует, что возможны варианты выбора числа ступеней турбины газогенератора (одна или две) в зависимости от потребной работы (я* гг), уровня КПД и других факторов, рассматриваемых ниже. Однако есть тенденция к сокращения числа ступеней турбины до zTK = 1 в ТРДДФ четвертого и пятого поколений, а также в большинстве схем ТРДД с умеренными величинами л* гг .
В результате для заданной работы турбины согласно (21.4) определяется окружная скорость турбины иткср.
В дозвуковых ТРДД пятого поколения параметры цикла значительно возрастают. Сильно повышается степень повышения давления компрессора газогенератора (до л* гг ~ 20 и выше), что увеличивает работу турбины газогенератора. Несмотря на это, в новых схемах таких ТРДД турбина газогенератора выполняется одноступенчатой, причем степень понижения давления в такой турбине возрастает до величин л*к = 4...5.5.
Параметр нагруженности такой турбины существенно изменяется по сравнению со средними величинами, принятыми в ф-лах (21.4; 21.5), вследствие большой остаточной закрученности потока. Для повышения КПД таких турбин используется схема с противовращением роторов высокого и низкого давления ТРДД, в ряде случае — спрямляющая решетка на выходе из турбины газогенератора и другие устройства.
616
Вследствие нарушения условия осреднения параметров нагруженности компрессора, турбины и др. коэффициентов (21.4); (21.5) изложенная выше методика согласования таких компрессоров и турбин становится непригодной.
Прочность лопаток турбины и выбор частоты вращения ротора
Важнейшим параметром при проектировании газогенератора является частота вращения его ротора, связанная с прочностью турбины, которую будем определять по одной из наиболее ответственных по прочности деталей — по рабочим лопаткам турбины. Повышение частоты вращения ротора целесообразно для уменьшения числа ступеней, а следовательно, и лопаток компрессора.
Для характеристики напряженного состояния рабочих лопаток турбин в предварительных оценках обычно рассматривают напряжения растяжения от центробежных сил, являющиеся главными составляющими в общем напря. женном состоянии лопаток. Для оценки напряжения от растяжения вводят 2 2 параметр напряжения е [м /с ]
Р 2Р*ф’
(21.6)
где <5р — напряжение растяжения от центробежных сил в корневом сечении лопаток; р — плотность материала лопаток (для обычных жаропрочных сплавов — 8...8,5 г/см^);	— безразмерный коэффициент формы лопатки
(обычно — 0,5...0,7).
Как показывается в теории лопаточных машин, параметр напряжения е зависит от площади выхода из лопаточного венца турбины	и квадрата
частоты вращения ее ротора птк :
£ ^тк вых ^тк *
Отсюда определим частоту вращения турбины:
/ £ nTK- \ F ТК вых
(21.7)
(21.8)
Частота вращения ротора газогенератора зависит от параметра напряжения в рабочих лопатках и площади выхода из лопаточного венца.
Повышение частоты вращения ротора возможно двумя путями: умень-
шением площади лопаточного венца n.,v
1*4 tSJbllA и увеличением напряжения в лопатках турбины £ (рис. 21.5).
Первый путь (при условии е = const) реализуется при увеличении температуры газа Т* (в этом случае, например, при л* гг = const, л*к уменьшается, ртк растет, a FTK уменьшается).
(С-СОПЯ)
бЙ f (новые материалы)
8)
е) ~ р Иловые материалы)
ТгНЯтк!
Рис. 21.5. Возможные пути увеличения частоты вращения ротора газогенератора
617
Таким образом,основная тенденция развития ТРДД — рост температуры газа в двигателе — способствует при прочих равных условиях относительному росту частоты вращения роторов газогенератора. Разумеется, при повышении температуры газа Т* при е = const предполагается использование более совершенной глубины охлаждения лопаток турбины 0 с тем чтобы температура материала лопаток и запасы прочности остались на прежнем уровне.
Второй путь — повышение параметра напряжения е — возможен при росте допустимых напряжений ор в случае применения новых материалов или существенно более совершенных систем охлаждения лопаток ('’•О) либо при уменьшении плотности материала лопатки р и облегчения ее конструкции для снижения Кф . Этот путь также реализуется и имеет значительные перспективы.
Из указанных соображений [ф-лы (21.8) и (21.6)] выбирается частота вращения ротора пТК .
Выбор диаметра турбины
При заданной работе турбины и выбранном числе ее ступеней согласно (21.4) известна ее средняя окружная скорость Дткср- Она связана со средним диаметром турбины £>тк ср зависимостью
мтк.ср “ Я^тк.ср Лтк 	(21.9)
Площадь лопаточного венца на выходе из турбины связана с ее средним диаметром приближенной зависимостью (как правило, форма проточной части турбины близка к закону DrK ср = const) о h
Ртквых=’'£4.ерд----	<21Л0>
тк ср
где Л — высота лопатки турбины.
Из (21.8) с учетом (21.9), (21.10) получим связь отношения диаметра тур-_	^тк.ср
бины к высоте лопатки ——с окружной скоростью и параметром напряжения в лопатках:
D 2
Т“С£ = “тк	(21.11)
Л £
—,	-	^тк.ср
Так как параметр напряжения Е, как правило, задан, отношение —~ турбины выбирается по (21.11) для получения необходимой окружной скорости игк и работы турбины [(21.4) и рис. (21.4)].
На рис. 21.6 показана зависимость (21.11) и точки, соответствующие двигателям разных типов и поколений.
Наибольшие напряжения в рабочих лопатках наблюдаются в одноступенчатых турбинах и вторых ступенях двухступенчатых турбин. Характерно, что в двигателях второго, третьего и четвертого поколений эти напряжения со-
618
Рис. 21.6. Зависимость окружной скорости турбины от ее относительного диаметра при разных значениях параметра напряжения:
• — одноступенчатые турбины и вторые ступени турбины газогенератора; О — первые ступени двухступенчатых турбин.
1 — ТРДФ; 2 — ТРДДФ третьего поколения; 3 — ТРДДФ четвертого поколения
4	2 2
хранились примерно на одном уровне £ = (1,5...2)- 10 м /с , что связано было с применением традиционных жаропрочных материалов наряду с интенсивным развитием систем охлаждения лопаток турбины. Однако все же наблюдалась некоторая тенденция уменьшения Е в двигателях третьего и четвертого поколений, связанная, по-видимому, с трудностями освоения высоких значений температуры газа. Потребности увеличения роста работы турбины и ее окружной скорости из-за роста и л* гг приводят к увеличению диаметра турбины газогенератора, особенно в ТРДДФ, где этот диаметр не определяет общий диаметральный габаритный размер двигателя из-за наличия форсажной камеры:
ТРДФ — —^~- = 5...8;
ТРДДФ третьего поколения — т*'ср = 7... 10;
ТРДДФ четвертого поколения ™ср = 10... 16.
9 v
(Большие значения относятся к одноступенчатым турбинам, меньшие — ко вторым ступеням двухступенчатых турбин высокого давления).
Лопатки первых ступеней двухступенчатых турбин вследствие ограничения частоты вращения прочностью второй ступени име-ют существенно более низкий уровень напряжений (£ ~ 104 м/с2, см. рис. 21.6), больший диаметр турбины и более короткие рабочие лопатки: у двигателей четвертого поколения ( £т^ср \ = 14	18
k h /1
Увеличение диаметра турбины газогенератора в ТРДД третьего и четвертого поколений способствовало получению необходимой работы турбины при росте и увеличению температуры газа. Однако это привело к уменьшению высоты лопатки первой ступени турбины и возникновению трудностей получения высокого КПД.
619
Сохранение параметра напряжения лопаток турбины £ на прежнем уровне ограничивает увеличение частоты вращения ротора газогенератора, т. е. возможности сокращения числа ступеней компрессора (21.7). Можно ожидать, что применение новых материалов рабочих лопаток (монокристаллы, неохлаждаемые лопатки из композитов типа “углерод-углерод” и др.), а также более эффективных систем охлаждения металлических лопаток позволит при сохранении окружной скорости (т. е. работы) турбины уменьшить ее относительный диаметр и увеличить частоту вращения ротора. Высота лопаток турбины h при этом увеличится, что будет способствовать увеличению КПД и уменьшению массы турбины.
21.4. Формирование проточной части компрессора газогенераторов ТРДД(Ф)
Компрессоры газогенераторов ТРДД(Ф) должны создавать степень повышения давления л* гг , величина которой зависит от типа двигателя и, как правило, в перспективе будет увеличиваться в соответствии с ростом параметров двигателей — тп, тск£ .
Перед анализом проточной части компрессора предварительно определяются параметры турбины для заданных значений параметров газогенератора лк.гг ’	’ определяется частота вращения ротора, число ступеней и диаметр
турбины.
Рассмотрение компрессора производится на основе полученного ранее параметра согласования КТК (см. ф лы (21.5) и (21.5а)). Соотношение среднего диаметра компрессора DK ср и числа его ступеней zK при этом определяется однозначно:
(21.12)
1
к.ср
причем, так как £) и определены заранее, а ~ const, то
(21.13)
Условие КТК ~ const, принимаемое нами здесь и для дальнейшего анализа компрессора, означающее примерное постоянство коэффициентов напора ступеней компрессора на среднем диаметре Нср при изменении расчетных окружных скоростей uR ср , подтверждается тенденцией развития компрессоров ГТД. Анализ показывает, что сохранение Hrrt ~ const при росте „ достигается к «ср соответствующим профилированием лопаточных венцов и выбором их параметров (густоты, относительного удлинения лопаток, осевых скоростей и др.)
Итак, согласно зависимостям (21.12) и (21.13) для сокращения числа ступеней компрессора при частоте вращения, определяемой турбиной, нужно максимально увеличить диаметр проточной части компрессора.
620
Выбор диаметра и формы проточной части компрессора
В ТРД (ТРДФ) диаметр входа и всей проточной части компрессора определяет в значительной степени диаметральный габаритный размер двигателя. Поэтому в двигателях такого типа второго и третьего поколений выбирали максимальную производительность по входу, т. е. минимальный относительный диаметр втулки первой ступени dK вх = 0,35...0,45, максимальную осевую скорость воздуха с вх — до 200 м/с (сверхзвуковые ступени), что определяло минимально возможный диаметр компрессора DK вх . Для увеличения при этом среднего диаметра компрессора часто выбиралась форма проточной части £> = const. Умеренные степени повышения давления в компрессорах ТРД (лч = 10...15) приводили к тому, что относительный диаметр втулки при вы-
_	,^К.ВЫХ|
ходе из компрессора был достаточно большим: dK вых = —„---— - = 0,84...0,87
^К.ВЫХ
(в среднем 0,85).
Компрессоры газогенераторов ТРДДФ не имеют таких жестких ограничений по диаметру на входе и на выходе, поскольку газогенератор находится внутри наружного контура и его диаметр в меньшей степени влияет на внеш ние габаритные размеры двигателя. Поэтому задача выбора формы и размеров проточной части компрессора высокого давления в системе ТРДД допускает ряд вариантов.
Рассмотрим три простейших формы проточной части КВД газогенератора: с постоянным средним диаметром £>к ср = const;
с постоянным диаметром втулки — DK вт = const;
с постоянным наружным диаметром DK = const.
Поскольку, как мы увидим в дальнейшем, выходное сечение компрессора оказывается в значительной степени определяющим, будем рассматривать геометрические показатели компрессора, начиная с этого сечения. При этом наиболее характерным будет относительный диаметр втулки в выходном сечении:
вых
вых
Характерна также площадь кольцевого венца при выходе из компрессора:
^К.ВЫХ ^клых ( к.ср
(21.14)
где h --------------о----— высота лопатки выходного венца.
FC-BL>IX
Связь высоты этой лопатки с относительным диаметром втулки последней ступени d , средним диаметром и площадью выхода устанавливается про-*	К*ВЫХ
стыми зависимостями:
621
к.ср
вых
(21.15)
1 ^К.ВЫХ Zp х
1 - d вых \ К,ср/ вых ’
(21.16)
Применяя эти соотношения к компрессору с постоянным средним диаметром, из (21.13) и (21.16) получим выражение для относительного числа ступеней заданного компрессора (FK вых = const) при изменении относительного диаметра втулки при выходе, характеризующего изменение среднего диаметра компрессора, а следовательно, и его среднюю окружную скорость при = const: 1 к
1 - d
к. вых
(21.17)
На рис. 21.7 показано относительное увеличение среднего диаметра компрессора 1)кср, средней работы ступени LK CT (пропорциональной квадрату средней окружной скорости ~	„ при Я,, = const) и относительное
уменьшение числа ступеней zK при увеличении диаметра втулки выходного сечения компрессора (nTK = const). В качестве базового значения принята величина е/кпых=0,85, характерная для компрессоров ТРД(Ф),имеющих ограничения по габаритным размерам. Как видно, повышение значения cL. до величины 0,92, характерной для ТРДДФ четвертого поколения, позволяет увеличить средний диаметр компрессора (с проточной частью D]. ,р = const) на 40%, а работу ступени в среднем — в два раза и при заданном л* гг сократить число ступеней в два раза. Такой результат получается путем как бы
Рис. 21.7. Зависимость относительного диаметра выходной ступени, среднего диаметра и окружной скорости, потребного числа ступеней (при Н„п = const) от относительного диаметра втулки при выходе из компрессора с проточной частью jD„ = const к.ср (птк = const)
622
“подъема” всей проточной части с ростом dK вых » т. е. увеличения среднего диаметра DK ср при сохранении формы проточной части (Z>K ср = const).
Дальнейшее увеличение (1К ных связано с конструктивными и другими ограничениями, поэтому примем значение dK вых = 0,92 как предельное для дальнейшего анализа.
Рассмотрим проточные части компрессора других форм. Сравнение произведем при условиях nTK = const, ^к.иых= 0’92 по величинам среднего диаметра компрессора, потребному числу ступеней (при Нср = idem и n*rr=idem) и величине относительного диаметра втулки на входе в компрессор. Используются простейшие геометрические соотношения.
На рис. 21.8 для трех форм проточной части показано изменение относи тельных величин среднего диаметра DK ср и числа ступеней гк , диаметра F
„	Т. К.ВХ
втулки на входе а вх и относительной площади входа г = -=---- в зависимое-
Г К.ПЫХ
ти от степени повышения давления в компрессоре газогенератора л* гг . За базу для анализа приняты: проточная часть DKCp = const, втулка ^КеВЫХ= 0,92
Рис. 21.8. Зависимость относительных величин среднего диаметра проточных частей компрессоров, числа их ступеней (при Нср = const), диаметров втулок и площадей на входе в компрессор в зависимости от степени повышения давления в нем
(принято Эх.,ых=0.92; “7 = 0.6)
623
Q(^K вых’
и характерные значения —~ 0.6. Как видно» формы проточной части Л.вх)
Z) = const и ZX. „= const близки друг к другу, но в компрессоре с постояв-ным диаметром втулки может быть реализован несколько больший средний диаметр проточной части и меньшее число ступеней (например, при лк гг = 15 на +8% и на +15% соответственно). Относительные диаметры втулок на входе d,. оказываются достаточно большими и приемлемыми по конструк-тивным соображениям до высоких значений л^ гг.
Проточная часть DK = const может быть применена лишь до умеренных зна
чений л’ Г|, (= 12), так как при этом уже достигается величина относительного диаметра втулки на входе dK вх == 0,5, которая ориентировочно может считаться минимальной по конструктивным соображениям (необходимость размещения валов, опор и т. п.). При этом (лкгг=12) средний диаметр компрессора по сравнению с проточной частью Z>Kcp = const уменьшается на 11%, а число ступеней возрастает на 25%, соответственно возрастает и длина компрессора.
На рис. 21.9 показано сравнение формы и длины проточных частей трех компрессоров с £)= const, Dv _ = const и D = const при л* =15 и = 0,92. Частота вращения ротора и средний коэффициент напора в ступе-гь» ВЫХ
нях выбраны так, чтобы в компрессоре DKCp = const такая степень повышения давления реализовалась в 12 ступенях. При форме проточной части DK вт = const компрессор может быть выполнен с 10 ступенями, и тогда он оказывается короче. При приточной части с DK = const потребовалось бы 17 ступеней и существенно большая длина компрессора, но он вообще не мог бы быть выполнен по конструктивным соображениям, так как относительный диаметр втулки на входе получается слишком малым (=0,36, т.е. <0,5). Однако выбор форм проточных частей с уменьшающимся наружным диаметром, несмотря на их преимущества, должен производиться с учетом ряда возможных ограниче
ний. Одно из них в компрессорах с высоким л* гг связано с высокой окружной скоростью первых ступеней. Так, по сравнению с компрессором £)= const при л* = 15 (рис. 21.9) окружная скорость на периферии лопаток первой ступени у компрессора с DKcp = const больше на 19%, а у компрессора с £>квт = const — на 30%. Это может привести к необходимости использования сверхзвуковых ступеней. Таким образом, при осуществлении проточных частей типа DK ср = const и DK вт = const основной трудностью оказывается не-
Рис. 21.9. Сравнение различных форм проточной части компрессора с п* гг= 15 и dKnbIX = 0,92:
1	- А<.»т =const’ гк =10;
2	- £>K.cp=COnst’ 2к = 12:
3	— D = const, z = 17 IV
624
обходимость получения высоких КПД, что связано с ростом уровня окружных скоростей и малым или отсутствующим подъемом стенки канала у втулки.
Несмотря на эти ограничения, формы проточной части с уменьшающимся наружным диаметром DK ср = const, DK вт = =const, а также возможные промежуточные варианты или комбинации этих форм, такие как (z>K ср = const) +
= const ], ZX. „= const; +। £>= const | и другие с уменьшающимся в \ КВТ	1/ у К «НТ	/	/
целом средним диаметром, являются перспективными и предпочтительными для двухконтурпых двигателей, так как в этом случае компрессоры получаются более компактными с меньшими числами ступеней и длиной.
Следует отметить, что при низких степенях повышения давления лк.гг < S —7, т.е. у ТРДДФ, различия между рассматриваемыми формами проточной части компрессоров становятся несущественными (см. рис. 21.8) и форма проточной части может выбираться из чисто конструктивных соображений.
Ограничения по минимальному размеру лопаток последней ступени компрессора
Высота лопаток последней ступени газогенератора ТРДД (особенно у нефорсированных двигателей) уменьшается в связи со следующими тенденциями:
1)	увеличение степени двухконтурности ТРДД для дозвуковых самолетов и соответствующее уменьшение расхода воздуха через внутренний контур Gb1 ;
2)	повышение температуры газа перед турбиной ТРДДФ и, как следствие, увеличение удельной тяги и снижение общего расхода воздуха через двигатель (при Рф = idem);
3)	увеличение общей степени повышения давления в двигателях , приводящее при том же массовом расходе воздуха через внутренний контур к уменьшению объемного расхода на выходе из компрессора;
4)	увеличение относительного диаметра компрессора газогенератора ТРДД за счет увеличения относительного диаметра втулки на выходе из него ^к.вых *
Высота лопатки последней ступени компрессора геометрически связана с площадью выхода из компрессора и относительным диаметром втулки зависимостью, полученной из (21.14) и (21.16):
2^К.ВЫХ
1 + ^К.ВЫХ
(21.18)
Сильное влияние на высоту лопатки Л„ _,,v оказывает относительный диа
метр втулки, т. е. диаметр проточной части при FK вых = const (рис. 21.10). При переходе от диаметра втулки dK BUX=0,85, характерного для ТРДФ, к величине = 0,92, типичной для компрессоров газогенераторов ТРДД, высота лопатки на выходе из компрессора уменьшается на 28%.
Площадь выхода из компрессора газогенератора связана с приведенным расходом воздуха через внутренний контур ТРДД GB1 уравнением расхода
21 Б. л Крылов	625
Рис. 21.10. Зависимость относительной высоты лопатки последней ступени компрессора Лк>вых от относительного диаметра ее втулки </КЛЫХ при одинаковых значениях F , вых (за единицу принята величина x.c.rv ПРИ n.,v= 0,85, характерном для ТРД)
1 Но	^в!пр
ткр.в Рно л*Е ?^к.вых)
(21.19)
или с общим расходом воздуха ^в.пр ~ (т + 1) ^*в1пр ’
через степень двухконтурности
1 'тн
,	__	1	___но
к.вых m п
ткр.в Рно
JT* G v vKy _______ впр_______
п* (Я1 + 1) д(Хк.вых]
(21.20)
Тк
Здесь тК£ = ур— — степень повышения температуры воздуха при сжатии во яо
внутреннем контуре ТРДД, связанная с суммарной степенью повышения дав-
ления в нем через средний показатель политропы сжатия п зависимостью
*
<1 = П •
Подставляя значения рн^ , Тн , лгкр в (для k =1,4) и принимая показатель политропы п ~ 1,5, получим
Левых”0’00415
__________Св.пр __________ (/и + 1) я*^6 <7(Хк.вых)
(21.21)
Величина q(kK вых) изменяется в узких пределах, так как у современных компрессоров V n„v = 0,25...0,35.
Полученная зависимость позволяет проанализировать влияние степени двухконтурности и общей степени повышения давления в двигателей, на площадь сечения тракта на выходе из компрессора высокого давления F., а. ,v и
Ж» оЫХ высоту лопатки последней ступени вых (21.18) при одинаковом общем расходе воздуха через двигатель GB = idem (рис. 21.11).
Сравнение проводится с ТРД, имеющим л* = 10 и диаметр втулки на выходе из компрессора dK вых = 0,85, т. е. с характерным двигателем второго по
коления.
626
Рис. 21.11. Изменение относительных величин выходной площади и высоты лопатки последней ступени КВД ТРД и ТРДД в зависимости от суммарной степени повышения давления и степени двухконтурности (GB = idem) ТРД - dK.BbIX=0,85; ТРДД - <2квых=0,92
В двухконтурных двигателях с параметрами, характерными для четвертого поколения, т = 4...6,	= 25...30, d.. ot.IV = 0,92, при G = idem, площадь
на выходе из КВД Fv уменьшается по сравнению с указанным ТРД в 11...17 раз, а высота лопатки последней ступени — в 4,5...6 раз. Мы видим, что решающими факторами, приводящими к уменьшению FK>BbIX и К. вых , оказываются увеличение степени двухконтурности т в ТРДД (т. е. уменьшение расхода воздуха через внутренний контур) и увеличение (уменьшение объемного расхода воздуха через последнюю ступень), т. е. факторы, связанные с основной тенденцией развития турбореактивных двигателей.
Параметр размерности газогенератора
На абсолютную величину площади выхода из компрессора и высоту лопатки последней ступени помимо указанных факторов оказывает влияние тяга двигателя, его тип, определяющие удельную тягу и расход воздуха через двигатель, т. е.факторы, связанные с понятиями размера или “размерности”
21*
627
двигателя. Таких параметров много, поэтому необходимо сформулировать еди ное понятие “размерности" двигателя.
Площадь выхода из компрессора FK уых пропорциональна при заданной приведенной осевой скорости воздуха л„ величине приведенного расхода воздуха на выходе из компрессора
“ в1 пр.вых
Рк
= 1,67 10“ 4 G,,
Н Л
Рк
которая характеризует объемный расход воздуха в этом сечении (числовой коэффициент в этом выражении соответствует нормальным атмосферным условиям).
Величины FK вых и 'С?в1	прямо связаны друг с другом уравнением
V ) пр.вых
расхода (числовой коэффициент соответствует k = 1,4):
„	\ пр вых
F*,»ых = °-00418	----Г •	(21-22>
’Л'-к.вых)
При = 0,27 получаем легко запоминающуюся зависимость:
S о Jo Ы Л.

пр.вых
(21.23)
2
Здесь FK вых выражено в м , [С?в1]	— в кг/с.
\	7 пр.вых
Сравнивая выражения (21.21) и (21.22), получим связь приведенного (объемного) расхода на выходе из КВД с приведенным массовым расходом воздуха через внутренний контур ТРДД и общим расходом в стартовых условиях:
%
(zn + 1) П*/б
(4i)
^в1.пр
Пр.вых ТТ*
(21.24)
Назовем параметры FK вых или /€?В,Л	(21.23) параметрами размер-
к, *7 пр.вых
пости газогенератора ТРДД (или турбокомпрессора ТРД), так как они определяют величину выходного сечения, средний диаметр выходного лопаточного венца (по 21.16), минимальную высоту проточной части Л,. на выходе из компрессора. Этот параметр удобен тем, что он не зависит от того, в каком двигателе используется данный газогенератор, так как изменение параметров на входе в него не влияет на объемный расход воздуха на выходе, т. е. на
V ) пр.вых
Действительно, если при неизменном газогенераторе увеличивать общую степень повышения давления в двигателе (например, добавлением “подпорных” ступеней за вентилятором ТРДД), то в соответствии с (21.21) увеличится расход воздуха через внутренний контур бв1пр (пропорционально П*^), 628
а приведенный расход на выходе fG Лостанется неизменным, так как пр.вых
газогенератор не изменил своих размеров.
Тенденция изменения “размерности" газогенераторов
ТРДД и ТРДДФ
Полученные зависимости (21.19)—(21.24) позволяют проанализировать статистическую тенденцию изменения параметров размерности и других параметров турбокомпрессоров ТРД (ТРДФ) и газогенераторов ТРДД (ТРДДФ) (рис. 21.12).
Рис. 21.12. Тенденция изменения параметров размерности газогенераторов (турбокомпрессоров), относительного диаметра втулки при выходе из компрессора и высоты лопатки последней его ступени (принято Хк вых = 0,3):
Д — ТРД (ТРДД) второго и третьего поколений:
1 — “Олимп 593” (GB = 197 кг/с, п* = 16); 2 — J-79 (GB = 77 кг/с, л* = 13,5);
3 — J-85 (GB = 23,8 кг/с, п* = 13,5);
о — ТРДД (ТРДДФ) третьего и четвертого поколений:
4 — RB.211-22 (GB = 580 кг/с, т = 5;	= 25);
5 — CFM.56-2 (GB = 375 кг/с, т = 6;	ч 26);
6 — TF-34 (GB = 153 кг/с, т = 6,2; n*z = 21)
При переходе от ТРД (ТРДФ) второго и третьего поколений к двухконтурным ТРДД (ТРДДФ) третьего и четвертого поколений вследствие роста степени двухконтурности и сильно уменьшилась размерность газогенераторов от /77 Л =4...20 кг/с до 2...12 кг/с (или в величинах Fv \ J пр.вых
от 0,035...0,18 м2 до 0,018...0,11 м2). Относительный диаметр втулки на выходе из компрессора имеет отмеченную выше тенденцию увеличения с dv = 0,84...0,88 в ТРД до „,= 0,9...0,92 в ТРДД. Эти тенденции при-К.ВЫл	гч.оЫЛ
629
вели к уменьшению высоты лопатки на выходе из компрессора в двигателях четвертого поколения до 17...25 мм при среднем диаметре ступени соответственно = 300...600 мм.
Такое уменьшение размера лопаток значительно затрудняет получение высоких значений КПД компрессора из-за двух главных факторов: увеличивающегося влияния радиального зазора между лопатками и корпусами (или ротором, если применяются консольные спрямляющие аппараты) и влияния уменьшающегося числа Рейнольдса на рост потерь при обтекании платок малого размера (этот фактор сказывается особенно в двигателях, предназначенных для высотных полетов).
Влияние радиального зазора в двигателях современной конструкции парируется устройством жестких корпусов с разгруженной оболочкой, образующей наружную поверхность воздушного тракта, а также специальных систем регулирования радиального зазора, учитывающих фактическую термическую и механическую деформацию деталей ротора и статора компрессора. Это позволяет устанавливать минимальные монтажные радиальные зазоры при сборке и поддерживать их необходимую величину в различных условиях эксплуатации двигателя. Однако высоту лопатки 15...20 мм следует считать минимально допустимой.
Как указывалось, дальнейшее развитие ТРДД для дозвуковых самолетов приведет к увеличению суммарной степени повышения давления и степени двухконтурности. В таких двигателях (небольшой или средней тяги) использование осевого компрессора газогенератора из-за слишком малых размеров лопаток последних ступеней окажется невозможным, и необходимым будет применение замыкающей центробежной ступени вместо нескольких осевых. Пример газогенератора перспективного ТРДД для дозвуковых полетов с комбинированным компрессором показан на рис. 21.13. Параметры такого гипотонического двигателя и его газогенератора выбраны следующими:	~ 60, Т* = 1800 К, т - 12
степень повышения давления в КВД газогенератора л* гг = 25.
Рис. 21.13. Газогенератор перспективного ТРДД с “замыкающей” центробежной ступенью компрессора
Известно, что центробежные ступени широко применяются в компрессорах малоразмерных ГТД для вертолетов, ТВД и вспомогательных ГТУ. В перспективных ТРД большой тяги применение последней центробежной ступени может оказаться не обязательным в связи с большей общей размерностью газогенератора.
21.5.	Проектирование проточной части газогенераторов двухконтурных двигателей
Полученные в разд. 21.2—21.4 закономерности позволяют выбрать и согласовать конструктивно-геометрические параметры компрессора и турбины газогенератора ТРДД(Ф), т. е. сформировать его проточную часть с учетом главных ограничений. По-прежнему рассматриваем наиболее простой случай — одновальный газогенератор двухвального ТРДД(Ф). Все приведенные в 630
этом разделе и ранее соотношения и порядок их применения справедливы и для одновальных ТРД(Ф) с учетом специфических ограничений (по максимально допустимым диаметрам компрессора и турбины и др.), а также для ротора высокого давления трехвального ТРДД(Ф).
Исходные данные ТРДД(Ф) для формирования
проточной части газогенератора
1.	Основные данные и параметры термодинамического цикла на расчетном по прочности режиме работы двигателя (например, взлетном): GB , т,
’ Лв ’ лк.гг '
Вопрос о рациональном выборе л* _ при заданном требует анализа мно-гих факторов, в том числе чисто конструктивных, габаритных и компоновочных. Величина л* гГ связана в значительной степени с выбором одноступенчатой или двухступенатой турбины газогенератора. В простейшем случае, когда ротор ♦ „ * вентилятора не имеет подпорных ступеней во внутреннем контуре	,
Кв» Г	о
лв
♦	♦ лкЕ
при наличии подпорных ступеней с лп : лк гг =--.
При высоких значениях л*> 25...30 в двухвальных ТРДД с большой степенью двухконтурности (тп > 5...6) из за низких значений л* = 1,6...1,8 обойтись без подпорных ступеней в роторе вентилятора не удается. Могут быть рассмотрены газогенераторы с несколькими вариантами задания л* гг.
2.	КПД, коэффициенты потерь в элементах проточной части, относительные величины отборов воздуха.
3.	Результаты термогазодинамического расчета двигателя (давления и температуры воздуха во всех характерных сечениях газогенераторов).
Методика формирования проточной части газогенератора детально изложена в главе 18 предыдущего, второго, издания этой книги и здесь не приводится.
Построение меридионального сечения
проточной части газогенератора
Полученные по указанной методике данные касаются выбора диаметральных размеров, формы проточной части и чисел ступеней компрессора и турбины. Для получения полного геометрического облика проточной части компрессора и турбины необходимы данные об относительных продольных размерах их ступеней и осевых зазорах между ними. Для определения продольных размеров ступеней в первом приближении могут быть использованы обобщенные статистические данные или сведения из курса лопаточных машин.
Размеры и форма камеры сгорания газогенератора могут быть определены с использованием данных гл. 5 по известным параметрам и диаметральным размерам в выходном сечении компрессора и на входе в турбину.
631
Рассмотренная методика формирования проточной части может быть использована для вариантных расчетов облика газогенератора (^Krr=var, 2 „ = var, е = var, d„ = var, различная форма проточной части компрессора Т1\	К.ВЫл
и т. п.) с целью поиска оптимальных решений в системе автоматизированного предварительного проектирования двигателя на ЭВМ.
Примеры формирования облика газогенератора ТРДД и тенденции его развития
Рассматривают три газогенератора, различающиеся величиной температуры газа Т* , уровнем напряжений растяжения в лопатках турбин, формой проточной части компрессора. Все газогенераторы имеют одинаковую размерность F _„v = idem и одинаковую степень повышения давления л* = 15, ха-рактерную для ТРДД с большой степенью двухконтурности дозвуковых самолетов. Результаты расчетов по формированию проточной части газогенераторов приведены в табл. 21.2.
(Далее в тексте в скобках даются ссылки на позиции этой таблицы (например, п. 1, п. 10 и т. п.)
Газогенератор № 1 (гг-1) имеет умеренную температуру газа Т* = 1600 К, максимально допустимый диаметр втулки на выходе из компрессора с вых= 0,92 (п.14), проточную часть с возрастающим средним диаметром (п. 15), предельно низкий диаметр втулки на входе в компрессор dK вх = 0,5 (п. 16). Параметр напряжения в лопатках двухступенчатой турбины принят на харак-терном современном уровне £ = 1,75 10 м /с . Указанные особенности определили умеренные окружные скорости в компрессоре (п. 18) и турбине (п. 9) и достаточно большое число ступеней компрессора (zK=15, п. 22). Общее число ступеней в гг-1 равно 17 (п. 23). Длина газогенератора достаточна велика (рис. 21.14). Для его реализации, видимо, потребуется конструкция ротора с тремя подшипниковыми опорами. В целом облик этого газогенератора типичен для некоторых ранних ТРДД четвертого поколения (например, ТРДД типа CF-6 фирмы Дженерал Электрик).
Газогенератор № 2 (гг-2) отличается высокой максимальной температурой газа Т* = 1800 К. Параметр напряжения в лопатках турбины £ такой же,как у гг-1 (п. 10). Необходимый запас прочности турбинных лопаток обеспечивается применением соответствующих систем охлаждения и материалами. Высокая температура газа позволяет получить примерно такую же работу турбины, что и в гг-1 (п. 5), при меньшей степени расширения в турбине (п. 6). Поэтому давление за турбиной у гг-2 увеличивается, а площадь выхода из турбины уменьшается на 7% (п. 7). Это, согласно (21.8), позволяет при том же уровне напряжений в лопатках Е увеличить частоту вращения ротора на 3,5% (п. 13).
Кроме того, в компрессоре применена проточная часть DK вт = const (п. 15) с падающим средним диаметром, что позволило заметно увеличить dK вх , 632
входной наружный диаметр (п. 16, 17) и на 17% — средний диаметр компрессора (п. 19).
Рис. 21.14. Схемы проточных частей газогенераторов ТРДД (размерность FKBbIX=idem):
ГГ-1 - л* = 15; 77 = 1600 К; Zy = 17; Е, =1,7510‘ м2/с2;
ГГ-2 - л* гг=15; ?7= 1800 К; 2^=13; £ = £исх (пунктир — одноступенчатая турбина);
ГГ-3 — л* = 15; Т*= 1800 К; г£г = 9; £= 1,5еисх (другие параметры см. в табл. 21.2).
Треугольниками < ► обозначены величины наружных диаметров на входе в компрессор и на выходе из турбины у первого газогенератора)
В результате увеличения частоты вращения и среднего диаметра DK ср сильно возрос уровень окружных скоростей в компрессоре (п. 18), и число его ступеней сократилось с 15 до 11 (п. 22). Общее число ступеней в гг-2 при двухступенчатой турбине равно 13 вместо 17 у гг-1 (п. 23). Длина гг-2 Lrr примерно на 20% меньше длины гг-1 (см. рис. 21.14). В этом генераторе, по-видимому, уже можно применить двухопорную конструкцию ротора.
В качестве варианта рассмотрено применение в гг-2 одноступенчатой турбины (см. рис. 21.14 и цифры в скобках в табл. 21.2). Этот вариант оказывается неприемлемым из-за слишком большого диаметра турбины ЯТк.ср= 21.75 (п. 11).
Газогенератор № 3 (гг-3) имеет такую же температуру газа, как и гг-2 (1800К), но отличается на 50% большим уровнем напряжения в лопатках турбины: Е 2,625 • 101 , м2/с2 при Еисх = 1,75 104 м2/с2 (п. 10), что должно быть обеспечено применением более совершенных материалов рабочих лопаток с повышенной удельной жаропрочностью, улучшенных систем их охлаждения, облегченных конструкций охлаждаемых лопаток и т. п. Повышение уровней Т* и е позволяет увеличить частоту вращения ротора птк на 27% по сравне-633
634
Помер позиции	Номер газогенератора	гг 1
1	Т* , К	1600
2	пкЕ	30
3	Кк.гг	15
4	0 - т‘ / Т г г вх	4,44
5	LTK , кДж/к г	523,4
6	птк	4,713
7	F	/F тк.вых	к.вых	3,6
8	•9 ~т	2
9	, м/с тк.ср '	424
10	„ , л- 4	2,2 е 10 .м/с	1,75
11	£> „„ /h тк.ср	10,27
12	^тк.ср	1
13	тк	1
Таблица 21.2
гг 2	гг 3	1 <
1800		%
		*
		
	35	1
	15	Газогенератор
4,72		
553,9		
4,22		♦
3,36		
2 (1)	1	
		L
		»
436 (617)	617	
		*
1,75	2,625	Турбина	|
10,88 (21,75)	14,5	
0,995 (1,41)	1,15	
1,035	1,267	
Номер позиции	Номер газогенератора	гг 1
14	^к.вых	0,92
15	Проточная часть	<Рк.ср= const)+ +(7Z. = const)
16	d к.вх	0,5
17	“^К.ВХ	1
18	“к.вх ’ м/с	384
19	^К.ср	1
20	^тк.ср	1,35
21	тс. тк	0,49
22	О' "К	15
23	гЕгг	15 + 2 = 17
24	L*r (длина)	1
635
Окончание табл. 21.2
гг 2	гг 3	—
0.92	0,91	
Z> оп. = const	I) - const	
К. ВТ	к.ср	
0,7	0,61	Компрессор
1,212	1,093	i
		
481	536	1
		5
1,17	1,08	
1,145 (1,62)	1,44	
0,49	0,49	
11	8	। 1
11 + 2 = 13	8 + 1 = 9	
= 0,8	« 0,65	1 1
нию с гг-1 (п. 13). Это делает возможным применение одноступенчатой турбины с высокой окружной скоростью ^ТК Ср=617 м/с (п. 9) при допустимой величине отношения DTIC ср /h = 14,5 (п. 11). Создаются предпосылки также для существенного уменьшения числа ступеней компрессора. Например,при сохранении проточной его части с DKBT= const (как в гг-2) число ступеней компрессора уменьшается до 2К = 7, но окружная скорость на входе в него возрастает до чрезмерно большой величины ик вх ~ 600 м/с. Поэтому целесообразно несколько “понизить” проточную часть компрессора.
Выбираем ^квых = 0,91 и проточную часть DKcp= const. При этом несколько возрастает высота лопаток последних ступеней и снижается окружная скорость на входе до ик вх = 536 м/с (п. 18), что облегчает задачу получения высоких КПД компрессора. В компрессоре добавляется одна ступень (zK = 8). Общее число ступеней в гг-3 гХгг = 9, т. е. почти в два раза меньше, чем в гг-1, а длина сократилась в 1,5 раза (пп. 23 и 24) при несколько больших диаметральных габаритных размерах. При этом может быть применена кон струкция короткого жесткого двухопорного ротора газогенератора.
Приведенные примеры и материалы разд. 21.2—21.4 позволяют выделить следующие основные факторы, определяющие тенденцию развития облика газогенераторов ТРДД в направлении сокращения числа ступеней, типоразмеров, элементов турбокомпрессора и числа деталей, а также уменьшения продольных габаритных размеров газогенератора:
1)	повышение температуры газа 7’г , способствующее увеличению частоты вращения ротора;
2)	использование новых турбинных материалов с высокой удельной жаропрочностью, высокоэффективных систем охлаждения и облегченных конструкций охлаждаемых лопаток, позволяющих повысить уровень параметра напряжения в рабочих лопатках турбин;
3)	применение при п*гг>7...8 форм проточной части компрессора с понижающимся или постоянным средним диаметром = const, 1.)	= const
и др.);
4)	увеличение диаметра компрессора вплоть до dK вых = 0,92 (с ограничением по hK вых min). При возможности значительного сокращения числа ступеней за счет других факторов (например, за счет увеличения частоты вращения (см. гг-3) или при очень малых h наоборот, целесообразно, умень-шить средний диаметр проточной части компрессора и перейти к меньшим значениям d. _„v для получения более высоких КПД ценой некоторого увели-чения числа ступеней;
5)	применение в перспективе при высоких значениях л* гг и малых размерах газогенератора осевых компрессоров с “замыкающей” центробежной ступенью.
636
21.6.	Проектирование проточной части турбовентиляторов ТРДД и ТРДДФ
Общие принципы выбора конструктивно-геометрических параметров тур-бовснтилятора и газогенератора близки, однако, должны быть учтены специфические особенности работы вентилятора и его турбины и соответствующие ограничения.
Определения параметров (средних диаметров, коэффициентов напора Нср , параметров нагруженности i/*p и напряжения £ и др.) остаются прежними. Обозначения соответствуют приведенным на рис. 21.2.
Связь конструктивно-геометрических параметров вентилятора и турбины вентилятора
Рассмотрим общий случай турбовентилятора с подпорными ступенями во внутреннем контуре, в которых реализуется степень повышения давления лп , а во всем компрессоре низкого давления (вентилятор-1-подпорные ступени) ЛКПД = кв яп 
Так же, как и в газогенераторе, согласование компрессоров и турбины турбовептилятора определяется тремя условиями:
1)	равенством частот вращения пв = «тв ;
2)	соотношением средних окружных скоростей
итв.ср ^тв.ср	Цтв.ср ^тв.ср	Q-4
и ~ D ' и ~ D ' в.ср в.ср	п.ср п.ср
где D , D„, D rn — средние диаметры турбины вентилятора, вентилято-1 Л • Xz 1Z	• V. kz	11 • - ' lz
ра и подпорных ступеней по определению, данному в разд. 21.2;
3)	равенством работ компрессоров и турбины
(т + 1) LB + L„ = (1 + 9т) (1 - Сохл тв) цт ЬТВ8	(21.26)
или
, ч ч 1 г ^TBS
(т + 1) LB + Ln =	,
а
ГДе = С1 + 9т) С1 ” С°хл-тв) 5 ^охл.тв ~ расход воздуха на охлаждение турбины вентилятора.
Выражая по аналогии с (21.3) и (21.4) работы через окружные скорости
2 у   у ,	* 2 в	у   г г	..2	.	у *   _	тв.ср
^в ~ ^в.ср 2в ив.ср ’	"п ~ ^п.ср 2п wn.cp * ^тв ~ 2тв , 2	~2
2 li/тв.ср)
и полагая приближенно Н_ ~ Нп =	, получим уравнение согласования
компрессоров: с подпорными ступенями и турбины турбовентилятора
Выражения (21.27) и (21.28) получены В.Д. Коровкиным.
637
гв.ср / __________ ТВ_______________________ л	_ is
( А/	Г) .2 й^тв.ср ’2^ср ^тв
в.ср ’	.	,1ч,	( и.ср Л
2в + !) + 2п t J в.ср
(21.27)
и без подпорных ступеней
тв.ср _
^в.ср
2тв
ZB (т + 1)
= а^в.ср^2Яср =^тв
(21.28)
(ср. с (21.5).
Показатель
1 в
как и ранее, назовем параметром согласования. По-
Рис. 21.15. Параметр согласования турбовентилятора зарубежных ТРДД и ТРДДФ: ° — турбовентиляторы без подпорных ступеней;
□ — турбовентиляторы с подпорными ступенями
скольку входящие в этот показатель величины изменяются в относительно узких пределах: а = 1,03... 1,06 (для не-охлаждаемых или слабо охлаждаемых турбин вентиляторов), j/*n ср = 0,55...0,6,
= 0,35...0,55,параметр согласования имеет стабильные значения в пределах /Ств = 0,48...0,58, что подтверждается статистическими данными турбовентиляторов двигателей различного назначения со степенью двухконтурности, изменящейся в широких пределах, как с подпорными ступенями, так и без них (рис. 21.15).
Вентилятор
При формировании проточной части турбовентилятора определяющим узлом оказывается не турбина, а вентилятор, поскольку он при заданном общем расходе воздуха определяет лобовой габаритный размер двигателя. Выбранные размеры и параметры вентилятора в дальнейшем могут корректироваться, если не обеспечивается прочность турбины.
Наружный диаметр вентилятора определяется из уравнения расхода воздуха через сметаемую лопатками первой ступени кольцевую площадь FR вх :
в.вх
FB.BX
(1 - .вх)
^в.пр
Л 'Пкр.в 1 ~ ^в.вх)
(21.29)
Желательно в целях сокращения габаритного размера иметь наименьший диаметр втулки dR вх и наибольшую осевую скорость на входе Хв вх , однако эти параметры ограничиваются по конструктивным и газодинамическим соображениям и изменяются в относительно узких пределах. Обычно cL nv = 0,3...0,4, а Г =0,6...0,7. При этом лобовая производительность вен-638
ТЧ	t-r л < z"\	/ 2 \	уч	В В J|C	__
тилятора составляет —= 170...195 кг/(м с), где Fвх = —— — полная ло-вх
бовая площадь вентилятора.
Окружная скорость на периферии рабочего колеса первой ступени многоступенчатых вентиляторов современных ТРДДФ находится в пределах и = 400...500 м/с. У ТРДД для дозвуковых самолетов с большой степенью двухконтурности (т > 5...6), имеющих одноступенчатые вентиляторы, по условию минимального шума ив вх не превышает указанных пределов. Такие значения и]} вх предполагают использование транс- (большие т) и сверхзвуковых (малые тп) ступеней вентилятора.
В некоторых ТРДД для дальнейшего снижения шума применяют одноступенчатые вентиляторы со стреловидными лопатками и пониженными до ~ 300...400 м/с окружными скоростями.
Мы будем рассматривать обычные вентиляторы без стреловидных лопаток.
Обычно вентиляторы ТРДДФ имеют форму проточной части, близкую к D „„ = const; проточные части с = const встречаются реже, а с D„ „ = const практически не используются. Возможны комбинации форм проточной части, например (Dn = const) + (DB , = const). Следует иметь в виду, что из-за относительно низких значений л* (по сравнению с л* газогенераторов) форма проточной части практически не влияет на величину среднего диаметра и число ступеней вентилятора. Поэтому в дальнейшем будем рассматривать проточную часть с „ = const, о. С
Приведем некоторые геометрические соотношения для проточной части такой формы, имея в виду, что для входного сечения определены и выбраны величины d , F , D (21.29). DDA	15. 13 А	13. DA
1)	Средний диаметр вентилятора
1 + d вх
Яв.ср=Яв.вх ------(21.30)
— FB 1
2)	Отношение площадей входа и выхода вентилятора F =	1— определяется
* В.ВЫХ
выражением
р _ ^в-вх _ Лв ^^в-вых) _ 2л ?(^в.вых)	.	_
^в.вых	Л.вх) В ^^в.вх^
где п ~ 1,5 — показатель политропы сжатия.
3)	Относительный диаметр втулки на выходе
Пв.ср - *\,.вых) / Ср + ^в.вых) •	<21.32)
F Г,	В.ВХ
где ... 1Х =	.
*>•*>115 A
639
4)	Окружная скорость на среднем диаметре вентилятора
D	1 + d
O.VIJ	£» . ОЛ
WB.CP ~ UB.BX 7)	— UB.BX 2
в.вх
(21.33)
Теперь по известным значениям л* и LB вентилятора, выбирая средний коэффициент напора в указанных выше пределах (= 0,35...0,55), мы ср
можем оценить потребное число ступеней вентилятора:
zB = - \	•	(21.34)
Я и ср в.ср
Определение числа ступеней вентилятора по приведенным зависимостям производится для ТРДДФ с пониженными степенями двухконтурности т < 2...3, имеющих двух- и многоступенчатые вентиляторы. ТРДД с большой степенью двухконтурности (т > 4...5), предназначенные для дозвуковых самолетов с Мп = 0,8, имеют примерно одинаковые значения л* = 1,6...1,75, и на них установлены одноступенчатые вентиляторы, т. е. zB = 1 в зависимости (21.34). Для ориентировки при выборе числа ступеней вентилятора на рис. 21.16 показаны данные ТРДДФ четвертого поколения. При т = 0.15...1 используются четы-рех-трехступенчатые вентиляторы. Одноступенчатые вентилятор ТРДД с большой степенью двухконтурности (т > 4) часто имеют подпорные ступени в тракте внутреннего контура (гп = 1...4 и более).
Рис. 21.16. Число ступеней вентилятора и подпорных ступеней у ТРДДФ и ТРДД четвертого поколения при разной двухконтурности: • — число ступеней вентиляторов без подпорных ступеней (ТРДДФ); Д — число подпорных ступеней у одноступенчатых вентиляторов
2в,гв+гп
S
4
J
2
1
ОТ 2	3 к 5	6	7 т
Турбина вентилятора
Частота вращения ротора турбовентилятора птв в отличие от газогенератора определяется не турбиной, а вентилятором, диаметр которого рассчитывается согласно (21.29), а окружная скорость выбирается в указанных выше пределах.
Тогда
п
ТВ
цв.вх
Я-^В.ВХ
(21.35)
Необходимо убедиться в том,что прочность турбины при этом обеспечивается. Поскольку турбина вентилятора ТРДДФ или имеет небольшое воздушное охлаждение, или не охлаждается, так же как в ТРДД, прочность их
640
турбин ограничивается допустимыми напряжениями последней ступени. Для оценки уровня напряжений в рабочих лопатках последней ступени согласно (21.7) необходимо знать площадь выхода из турбины Гтв вых . Из уравнений расхода на входе в вентилятор и на выходе из турбины имеем
F	ткр.в f 1 + ^т) тс* А /' Т* о(Х nv)
тв.вых	\	7 т	т	в.вх7
-----_----------------------у------------------- .	(21.36)
В.ВХ ткр.Г + 1'	<5 ТС у Н ^(^В.ВЫХ^
ж	Хх - rkZ->	и
Здесь FB вх — по (21.29); лт — общая степень понижения в турбинах ТРДД; Г* — температура за ними — параметры, определяемые термогазодинамическим расчетом двигателя; Х,__ „Tv выбирается в пределах - 0,35...0,5; kn _v ~ 0,6...0,7. х	jJ B.J ЕЭ1Л	г.ил
По выражению, аналогичному (21.7), найдем параметр напряжения:
е = ^.вых «?в 	(21.37)
Параметр напряжения е в рабочих лопатках последней ступени турбины вентилятора уменьшается по мере роста степени двухконтурности, что в основном связано с уменьшением частоты вращения (21.37). Систематические расчетные оценки рациональных компоновок турбовентиляторов и статистические данные дают некоторые характерные уровни параметра напряжения £ для ТРДД(Ф) четвертого поколения с различной степенью двухконтурности:
m = 1...2 (двухступенчатая турбина вентилятора с неохлаждаемой второй ступенью) — Е - (2...1,5)  104 м2/с2 ;
m = 0,25.. .0,5 (одноступенчатые охлаждаемые турбины) — Е на 3...20% выше;
m = 5...8 (многоступенчатые турбины с неохлаждаемой последней ступенью) — Е приблизительно в два раза ниже, чем при m = 1...2. Здесь большие значения £ относятся к меньшим величинам т. Следовательно, наиболее напряженными получаются турбины ТРДДФ с малыми степенями двухконтурности. Эти данные могут быть использованы для предварительной ориентировочной оценки прочностного состояния проектируемой турбины путем сопоставления с ними получаемой по (21.37) величины Е. Если полученная величина Е заметно выше приведенного уровня, нужно провести уточненную оценку прочности и в случае необходимости — корректировку проточной части. Уточненная оценка теплового состояния и прочности лопаток производится уже после формирования проточной части и выбора числа ступеней турбины (см. ниже).
Диаметр турбины вентилятора согласно (21.27) определяет числа ее ступеней,причем разница в расходах воздуха и газа через вентилятор и его турбину приводит к возрастанию 2ТВ по мере роста степени двухконтурности. Поэтому для сокращения числа ступеней турбины целесообразно максимально увеличить ее диаметр. Увеличение диаметра турбины вентилятора ограничивается габаритными размерами обводов внутреннего контура, расположенных в канале наружного контура и влияющих тем самым на диаметральные габаритные размеры двигателя в целом. У ТРДД с малой степенью двухконтурности при относительно небольшом диаметре вентилятора эти ограничения
641
особенно жестки, и здесь средний диаметр турбины вентилятора, как правило, не превышает среднего диаметра турбины газогенератора (Лтв ср = Ртк.ср). В ТРДД с большой степенью двухконтурности канал наружного контура существенно выше, и диаметр турбины вентилятора может быть увеличен, что, однако, требует конкретной компоновочной проработки.
При начальном проектировании можно воспользоваться статистической зависимостью отношения средних диаметров турбины вентилятора и вентилятора в зависимости от степени двухконтурности (рис. 21.17). Отношение ^тв.ср
-=г—— уменьшается с ростом т вследствие сильного увеличения диаметра веп-^В.Ср
тилятора, несмотря на некоторое увеличение диаметра турбины. В области больших т это отношение изменяется слабо.
Рис. 21.17. Отношение средних диаметров турбины вентилятора и вентилятора в зависимости от степени двухконтурности:
1 — ТРДД(Ф), 2 — ТРДФ (одновальные двигатели или каскады низкого давления с одноступенчатыми турбинами)
Отношение чисел ступеней турбины вентилятора и вентилятора ---------- при
гв
известном отношении * ' р определяется из (21.27). При отсутствии подпо-
Цв.ср
рных ступеней эта зависимость приобретает вид
гтв _ (m + 1) К*в
Zr (D /D '\
[ тв.ср B.cpl
(21.38)
причем отношение чисел ступеней — оказывается практически однозначной 2в
функцией степени двухконтурности (рис. 21.18).
Числа ступеней турбин вентилятора, используемых в двигателях с различной степенью двухконтурности, показаны на рис. 21.19. Турбины вентиляторов двигателей четвертого поколения без подпорных ступеней выполняются со следующими числами ступеней:
т	0,15...0,5	0,7...2	4...о	5,5...6
гтв	1	2	3	4
Турбины вентилятора ТРДД большой степени двухконтурности с подпорными ступенями имеют обычно на одну ступень больше = 4...5). ТВ
642

Рис. 21.18. Отношение чисел ступеней турбин вентилятора и вентилятора в зависимости от степени двухконтурности у ТРДДФ и ТРДД четвертого поколения без подпорных ступеней
Рис. 21.19. Числа ступеней турбин вентиляторов ТРДД: о — турбовентиляторы без подпорных ступеней;
□ — турбовентиляторы с подпорными ступенями
Форма проточной части турбины вентилятора у двигателей (ТРДФ) с низкой степенью двухконтурности (т < 2), как правило, выбирается из условия DTB ср = const, причем средние диаметры турбин компрессора и турбины практически равны,	(рис. 21.20). Эти условия существенно облегчают
формирование проточной части турбин. Диаметр турбины по сравнению со средним диаметром вентилятора с ростом т уменьшается, что соответствует тенденции, показанной на рис. 21.17.
Рис. 21.20. Проточные части турбин некоторых зарубежных двухвальных ТРДДФ четвертого поколения с различной степенью двухконтурности (размеры приведены к одинаковому среднему диаметру вентилятора, D„K ср= idem): а - ТРДДФ F404, т = 0,34 (^2^= 1,07, zB = 3, zTK = 1, zTB = 1); ^в.ср
б — ТРДДФ F100, тп = 0,7 (^р2В=0,95, zB = 3, zTK = 2, zTB = 2); в — ТРДДФ F101, zn = 2 (^2Р=0,8, zb = 2, zTK = 1, гтв = 2) ^В.ср
Л
У двигателей с большой ступенью двухконтурности используются прелые части турбины вентилятора различной формы (рис. 21.21):
643
с постоянным наружным диаметром £>тв = const;
с постоянным средним диаметром Z>TB ср = const;
с постоянным внутренним диаметром £>тв вт = const;
с повышающимся внутренним диаметром Птв вт < ,
а также различные комбинации этих форм (в том числе с криволинейным каналом).
Рис. 21.21. Формы проточных частей турбин некоторых зарубежных двухвальных ТРДД с большой степенью двухконтурности (размеры приведены к одинаковому диаметру турбины компрессора 7)тк ср = idem):
а — DTS = const (ТРДД CF 6-50, т = 4,4, zTB = 4, (	)	= 4,25);
6 — CD = const (ТРДД JT 10 D-2, m = 5,65, zTB = 4, (	)	= 3,6);
тв.ср	ТВ V fl Увых
6 - Чв.вт = const (ТРДД CF 6-80, m = 4,66, zTB = 4, ( Ъ = 3,7);
г - (Чв.„т< )+ ^тв.вт-const) (ТРДД GE Е3, m = 7,5, zTB = 5, (^1	=5)
\ П- /вых
Проточная часть £>тв - const имеет уменьшающийся по ходу проточной части средний диаметр. Большой входной диаметр требует изогнутого переходника от турбины компрессора к турбине вентилятора значительной длины (рис. 21.21,а). В результате возрастает общая длина турбины и снижается ее КПД из-за потерь полного давления в переходнике. Такая проточная часть была реализована в нескольких зарубежных ТРДД, но в последних конструкциях дв тате л ей не применяется.
Другие указанные выше формы проточной части турбины вентилятора имеют постоянный или повышающийся средний диаметр, что позволяет лучше согласовать проточные части турбин компрессора и вентилятора, сократить длины переходного канала и потери в нем, а также при одинаковом числе ступеней уменьшить общую длину турбины (рис. 21.21,6 и в).
Большинство турбин вентиляторов ТРДД имеют проточную часть DTB BT= const или близкую к £>тв ср = const. В конструкциях некоторых новых двигателей с повышенной степенью двухконтурности или с большим числом 644
подпорных ступеней используется проточная часть турбины вентилятора с по
вышающимся внутренним диаметром, что позволяет при коротком переходнике увеличить выходной и средний диаметр турбины (т. е. среднюю окружную скорость и работу), а также уменьшить относительную высоту лопатки последней ступени, что благоприятно в отношении ее конструкции в КПД (рис. 21.21,г). Диаметр турбины при этом несколько возрастает.
При формировании проточной части турбины вентилятора необходимо контролировать максимальное значение относительной высоты лопатки последней ступени. В качестве минимально допустимой следует взять величину
параметра
^тв.ср >
h /ьых
= =3,5...4, что соответствует минимальному относитель-
ному диаметру втулки:
= 0,55...0,6 .
(21.39)
Оценка прочности рабочих лопаток турбины
После выбора диаметра турбины -Отв ср и формирования проточной части турбины вентилятора необходимо уточнить запасы прочности рабочих лопаток последней, ступени по растягивающим напряжениям. Эта оценка производится в следующем порядке (для простоты используем проточную часть ^тв.ср = const).
Находим:
1) напряжения растяжения из (21.6)
% = 2Р^фе>
(21.40)
где Е — из (21.37), Кф = 0,5...0,6;
2) окружную скорость на среднем диаметре
и = лП п : тв.ср тв.ср ТВ *
3) температуру торможения в относительном движении бины (в предположении осевого выхода потока)
Т = Т + и ш т тв.ср
(21.41)
на выходе из тур-
(21.42)
где 7* — температура в сечении за турбиной, известная из термогазодинами
ческого расчета двигателя;
4) температуру тела лопатки, задаваясь безразмерной глубиной охлаждения 0, (у двигателей с малыми т с охлаждаемой турбиной вентилятора):
(21.43)
645
Тохп — температура охлаждающего воздуха, зависящая от места его отбора в компрессоре, промежуточного охлаждения или нагрева и других факторов. Если лопатки не охлаждаются (при больших т), Т* =	;
5) величину разрушающего напряжения сгь (для выбранного материала лопатки, найденной величины Т и необходимой длительности работы на эквивалентных режимах) и запас прочности по растягивающим напряжениям
К, = <тв/Ор ,	(21.44)
который не должен быть ниже нормируемого запаса прочности. В первом приближении можно принять ^анорм==2.
Если напряжение в лопатках превышает допустимый уровень, т. е. KQ < Кс н , то необходимое увеличение KQ может быть достигнуто двумя путями (21.44):
а)	уменьшением температуры лопатки Т’ , т. е. повышением разрушающего напряжения ов (в охлаждаемой турбине);
б)	уменьшением действующего напряжения растяжения <5р .
Снижение Тл , согласно (21.43), может быть достигнуто применением конструкции рабочей лопатки с большей глубиной охлаждения 9 или снижением температуры охлаждающего воздуха Тохл .
Уменьшение напряжения растяжения ор , согласно (21.40) и (21.37), может быть достигнуто уменьшением выходной площади турбины или снижением частоты вращения ротора лтв .
Площадь выхода из турбины Етв вых (21.36) можно несколько уменьшить, увеличивая скорость выхода газа из нее. Однако выходить за указанный в зависимости (21.36) предел /АТВ = =0,5, не рекомендуется, так как при \	' /max
этом увеличиваются потери в затурбинной части и суживается диапазон характеристик турбины.
Уменьшение частоты вращения ротора турбовентилятора пТ|} при выбранных диаметрах вентилятора и его турбины связано с уменьшением окружных скоростей вентилятора и турбины и и и „ и может быть реализовано, если имеются запасы по нагруженности ступеней вентилятора и турбины, т. е. возможность увеличения Нср и уменьшения г/*в гр при Кгк ~ const в выражениях (21.27) и (21.28). Если имеются возможности увеличения только , то согласно (21.27) при £>в = const потребуется увеличение диаметра турбины DTB.cp • Если величины Нср и у*в.ср е- ^тв) изменить нельзя, то для уменьшения необходимо увеличить диаметры и вентилятора, и турбины, что нежелательно, так как при этом возрастут диаметральные габаритные размеры двигателя в целом.
646
Приведенный метод приближенной оценки теплового состояния и прочности по растягивающим напряжениям может быть использован также и для рабочей лопатки последней ступени турбины газогенератора; при этом в выражениях (21.40)—(21.44) используются параметры, характерные для этой турбины (см. разд. 21.3 и 21.5).
Построение проточной части турбовентилятора. В предшествующих разделах были рассмотрены особенности выбора диаметральных размеров, формы проточной части, чисел ступеней и согласования вентилятора и его турбины. В курсе лопаточных машин приводятся данные, позволяющие выбрать относительные продольные размеры ступеней. С использованием этих данных могут быть определены не только диаметральные, но и продольные габаритные размеры вентилятора и турбины, т. е. определен их геометрический облик.
Согласование проточных частей турбовентилятора и газогенератора
Выше уже были рассмотрены основные особенности согласования проточных частей турбин вентилятора и компрессора. Они коротко сводятся к следующим положениям.
Согласование проточных частей турбин газогенератора и вентилятора. У двигателей с небольшой степенью двухконтурности (т < 2) средние диаметры обеих турбин примерно рав- ны (Лт|сср * £>тв ср), а форма их проточных частей близка к Лтср = const.
У двигателей с большой степенью двухконтурности (т > 4) средний диаметр турбины вентилятора выбирается по компоновочным (габаритным) соображениям и может быть приближенно оценен по статистической зависимости (см. рис. 21.17). Форма проточной части турбины вентилятора должна соответствовать условию Z>TB Cp« const или, что лучше, обеспечивать увеличение среднего диаметра по потоку (£>тв вт = const, £>тв вт < ). Это позволяет сблизить диаметры выхода из турбины компрессора и входа в турбину вентилятора, сократить длину переходного канала и потери в нем (см. рис. 21.21). Применение одноступенчатой турбины газогенератора с увеличенным относительным диаметром —']К?р облегчает проблему согласования ее проточной части с проточ-
IF
ной частью турбины вентилятора.
Согласование проточных частей вентилятора и компрессора газогенератора. На рис. 21.22 показано два варианта проточных частей вентилятора и компрессора ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности (т = 1).
В первом варианте и вентилятор, и компрессор имеют проточную часть с постоянным наружным диаметром. Увеличенная втулка на выходе из вентилятора (^к#пых = 0,75) и уменьшенная втулка на входе в компрессора (^к.вх = при ^к.вых = требуют устройства длинного переходного канала и приводят к заметным потерям полного давления в нем.
647
О)
Рис. 21.22. Варианты проточных частей вентиляторов и компрессоров ТРДДФ (тп = 1; Т* = 1800 К; л’= 25): а — вентилятор
= const + компрессор DK = const;
б — вентилятор
= const + компрессор Dv „ = const 0	1* L 2*1
Во втором случае вентилятор и компрессор имеют проточные части с Рср = const. Это уменьшает втулку вентилятора (rfHBbIX= 0,64) и увеличивает втулку на входе в компрессор (скя =0,725 при dv 0,9). В результате длина переходного канала уменьшается в 1,8 раза и снижаются потери в нем. Кроме того, увеличенный средний диаметр компрессора приводит к сокращению его длины, так как число ступеней становится на одну меньше (см. разд. 21.4). Общая длина компрессорной группы двигателя сокращается на 15%. Таким образом, выбор формы проточной части вентилятора с
Ср = const и проточной части компрессора с DK ср = const (или DK вт = const) оказывается наиболее благоприятным для их взаимного согласования. Как отмечалось в разд. 21.4, при выборе проточных частей компрессора с DK ср = const и -О.,	= const возможно сокращение числа его ступеней по сравнению с про-
точной частью DK - const, что дает дополнительные преимущества. Вариации формы проточной части вентилятора, как указывалось, вследствие относительно низких значений л* практически не влияют на число его ступеней.
Практика создания ТРДДФ четвертого поколения показывает, что формы проточных частей, близкие к второму варианту (рис. 21.22,6), находят преимущественное применение.
Рис. 21.23. Варианты проточных частей вентиляторов и компрессоров ТРДД с большой степенью двухконтурности (т = 6; 7’’тах=1600 К; = 30, лк гг=15): а — вентилятор Z>B = const + компрессор с предельно низкой втулкой на входе (^к.вх = 0.5, ^к.вых = 0>92);	_
б — вентилятор DBcp= const + компрессор с Их.Ср= const (^к.»х= 0.615, ^х.вых = 0.92); в — вентилятор £)вср= const + компрессор DK 4T = const (ок.вх=0,7, <iICBbIX= 0,92)
648
Отмеченные тенденции особенно ярко проявляются в двигателях с боль шой степенью двухконтурности без подпорных ступеней (рис. 21.23). Здесь понижение относительного диаметра втулки на выходе из вентилятора и его увеличение на входе в компрессор приводят к значительному уменьшению длины и степени изогнутости переходного канала, числа ступеней и длины компрессора. Так, на рис. 21.23 длина всей компрессорной группы (от входа в вентилятор до выхода из компрессора) у варианта в (DBcp= const, Г).	= const) по сравнению с вариантом a (Dn = const, dv nv =0,5) получается
eV1>Г	В	KU Л 111111
на 25% меньше при меньших потерях в переходном канале. Формы проточных частей, близкие к вариантам б и в на рис. 21.23, имеют наибольшее распространение.
21.7.	Общая схема формирования облика
турбокомпрессоров ТРДД(Ф)
На основе материалов,приведенных в разд. 21.2—21.6, может быть построена общая схема формирования облика турбокомпрессорной группы ТРДД и ТРДДФ в процессе начального проектирования двигателей (рис. 21.24). Эта схема включает следующие основные блоки:
—	детальною термогазодинамического расчета двигателя по всем узловым сечениям проточной части;
—	формирования диаметральных размеров и числа ступеней: турбины и компрессора газогенератора; вентилятора и его турбины;
—	построения проточной части газогенератора и турбовентилятора (блоки продольных размеров);
—	геометрического согласования проточных частей газогенератора и турбовентилятора;
—	облика турбокомпрессорной группы ТРДД в целом.
В процессе проектирования должны быть учтены указанные в предыдущих разделах ограничения, вследствие чего может потребоваться коррекция данных, принятых или полученных в верхних блоках, и даже коррекция некоторых задаваемых исходных данных.
Следует обратить внимание на то, что формирование облика газогенератора начинается с турбины и заканчивается компрессором, а облик турбовентилятора формируют в обратном порядке, начиная с вентилятора и заканчивая его турбиной.
Отдельные блоки и схема в целом обычно программируются и используются для начального проектирования ТРДД(Ф) в системах автоматизированного проектирования двигателя на ЭВМ (САПРД). При использовании САПРД возможно рассмотрение большого числа вариантов облика турбокомпрессорной части ТРДД (газогенераторов и турбовентиляторов), что особенно удобно, если программа допускает использование режима диалога и графического представления результатов.
На рис. 21.25 показана схема двухконтурного двигателя, полученная на ЭВМ методами САПРД по схеме, приведенной на рис. 21.24.
649
Исходные данные
параметры двигателя и цикла КПД и коэффициенты потерь общая схема турбокомпрессора расчетный режим
Термогазодинамический расчет
Построение проточной часта
Облик турбокомпрессорной группы ГРДД
Рис. 21.24. Схема формирования облика турбокомпрессорной группы ТРДД
650
a®;
Рис. 21.25. Схема двухконтурного двигателя, полученная с помощью ЭВМ на начальной стадии САПРД (т = 6; Т* = 1600 К; = 30)
Глава 22. ПРОЕКТИРОВАНИЕ СТАЦИОНАРНЫХ ГТУ
НА ОСНОВЕ АВИАЦИОННЫХ ГТД
В результате конверсии на основе высокотемпературных современных авиационных ГТД созданы высокоэффективные наземные газотурбинные приводы нового поколения, сочетающие в себе последние достижения авиационного двигателестроения и подготавливающие базу для дальнейшего совершенствования наземной газотурбинной техники.
22.1.	Опыт и проблемы конверсии авиационных ГТД
Примененять авиационные газотурбинные двигатели в наземных промышленных установках стали за рубежом в начале 60 х годов. Основными поставщиками авиационных двигателей для промышленных установок различного типа являются известные фирмы “Роллс-Ройс” (Англия), “Дженерал Электрик” (США), “Пратт Уитни” (США) и некоторые другие.
В начальный период конверсии практически все фирмы только приспосабливали серийные авиационные двигатели для длительной работы на земле в качестве генераторов газа промышленных установок. Затем по результатам первых лет эксплуатации в авиационные двигатели-прототипы вносились различные изменения, повышающие надежность и увеличивающие ресурс работы.
Авиационные фирмы поставляли, как правило, для промышленных установок новые двигатели. Однако в некоторых наземных установках использовались при ремонте в качестве запасных частей детали двигателей, отработавших гарантийный ресурс в авиации. Известен также опыт применения в наземных установках двигателей, отработавших ресурс в авиации и после этого отремонтированных.
Рассмотрим конверсионные авиационные двигатели для газоперекачивающей промышленности ведущих зарубежных двигателестроительных фирм.
В настоящее время широко эксплуатируются двигатели фирмы “Роллс-Ройс” AVON и RB211. Разработано и внедрено несколько стационарных модификаций этих двигателей для различных газоперекачивающих агрегатов. Мощность установок с двигателем AVON — 10...15,5 МВт при КПД Т|е = 29...34%, мощность установок с двигателем RB211 — 26...29 МВт при г)е = 37,3...38%. В качестве
651
базовых прототипов этих стационарных двигателей были использованы газогенераторы двигателей AVON и RB211, предназначенных для пассажирских самолетов. Американская фирма “Дженерал Электрик” разработала и внедрила в эксплуатацию стационарные двигатели : LM500 (^ = 4,5 МВт, Пс=>0%), LM1600 (^=13,9 МВт, т]е = 36%), LM2500 (Ne = 23,2 МВт, т]с = 36,5%), LM5000 (2^ = 35 МВт, де = 36,5%), LM6000 (Ne = 41,3 МВт, Г]₽ = 39,8%). Базовыми прототипами перечисленных стационарных двигателей были соответственно следующие авиационные двигатели: TF34, F404, CF6-6, CF6-50 и CF6-80C2. Интересно отметить, что все перечисленные и авиационные двигатели, кроме F404, предназначены для пассажирских самолетов. Двигатель F404 устанавливался на двухдвигательном многоцелевом палубном истребителе F-18 ВМС США, а модификация двигателя предназначена для истребителя Нортрот F-20. Выбор базовых авиационных двигателей для проведения конверсии проводился в соответствии со следующими принципами:
—	наличие производственной базы;
—	анализ развития рынка;
—	характеристики и цены конкурентов;
—	возможность проведения конверсии с минимальным количеством изменений. Последнее условие считается особенно важным, так как его выполнение позволяет снизить стоимость деталей и узлов конверсионного двигателя, сократить сроки и снизить стоимость доводки, при этом надежность работы общих неизмененных частей конверсионного двигателя уже доказана на авиационном двигателе.
Фирма “Пратт Уитни” разработала промышленную установку FT8 на основе авиационного двигателя JT8D, предназначенного для пассажирских самолетов “Дуглас DC-9” и ”Боинг-737". Мощность установки в варианте механического привода составляет Ne = 26 МВт, при Т|е=:39,2%.
В нашей стране применение авиационных двигателей в промышленных установках ведется с начала 70-х годов. С этого времени АО Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова разрабатывает ГТД авиационного типа для газовой промышленности. В конце 60-х годов академик Н.Д. Кузнецов предложил отработавшие ресурс на самолете авиационные ГТД использовать для различного рода наземных установок при условии снижения для наземных установок температуры газов перед турбиной на 15О...2ОО’С по сравнению с авиационными. Кроме того, было показано, что в наземных двигателях может быть использовано до 70% деталей и узлов снятых с самолета авиадвигателей, что существенно снижает трудозатраты и удешевляет производство наземных двигателей.
Первый газотурбинный двигатель авиационного типа НК-12СТ мощностью 6,3 МВТ, Т|е = 26,5% был создан на базе авиационного турбовинтового двигателя НК-12М, установленного на самолетах Ту 95, Ту-114, Ан-22. Двигатель НК 12СТ начал эксплуатироваться на газоперекачивающих агрегатах ГПА-Ц-6,3 с 1974 года. Сейчас в эксплуатации находится более 800 таких двигателей.
Следующим двигателем, созданным АО СНТК им. Н.Д. Кузнецова, был НК-16СТ (Ne = 16 МВТ, г)б = 29%). Этот двигатель разработан на базе авиационного двигателя НК-8-2У, устанавливаемого на самолетах Ту-154, Ил-62. Се
652
рийная поставка двигателей НК-16СТ началась в 1982 году. В настоящее время двигатели НК-16СТ в составе ГПА-Ц-16 эксплуатируются на 118 компрессорных станциях в 535 газоперекачивающих агрегатах. На сегодня газоперекачивающие агрегаты ГПА-Ц-6,3 и ГПА-Ц-16 с двигателями НК-12СТ и НК-16СТ составляют 34,2% от всей установленной мощности газотурбинных приводов магистральных газопроводов России и стран СНГ.
На основе опыта эксплуатации двигателей НК-12СТ и НК-16СТ в 80-е годы АО СНТК им. Н.Д. Кузнецова совместно с НИИ газовой промышленности была разработана новая концепция создания конвертированных газотурбинных двигателей авиационного типа. Было признано целесообразным конвертировать не те двигатели, которые отработали ресурс на самолете, а двигатели нового поколения, которые только начинают эксплуатироваться в авиации. Эта концепция имеет то преимущество, что газовая промышленность получает газотурбинные двигатели авиационного типа с современным высоким КПД. Были также подвергнуты анализу оба типа применяемых в авиации двигателей: короткоресурсные, предназначенные для истребительной авиации, и двигатели большого ресурса для транспортной, гражданской и бомбардировочной авиации. Анализ показал, что более предпочтительно конвертировать в наземные силовые приводы двигатели второго типа, так как при их проектировании нормы и запасы прочности принимаются большими, чем для двигателей истребительной авиации.
Основными преимуществами конвертированных авиационных ГТД перед стационарными двигателями являются следующие:
—	относительно малые масса и габариты, модульная конструкция, что позволяет достаточно просто и мобильно осуществлять транспортировку, монтаж, ввод в эксплуатацию, ремонт и замену двигателей, особенно в труднодоступных районах, удаленных от баз снабжения и транспортных магистралей;
—	высокие показатели надежности и КПД базовых авиационных ГТД, относительно легко и без больших затрат обеспечивающие применение их модификаций в наземных условиях эксплуатации;
—	короткое время запуска и выхода двигателя на номинальный режим работы;
—	простота эксплуатации ГТД и нетребовательность к изменению внешних условий их эксплуатации;
—	простота обслуживания, высокая степень эксплуатационной технологичности, ремонтопригодности, автоматизации и контроля, позволяющие иметь минимальный состав персонала специалистов-эксплуатационников;
—	возможность унификации конвертированных двигателей для различных наземных применений (перекачка газа, нефти, привод электрогенератора, судовые приводы и т. д.)
Указанные преимущества обусловили широкое применение конвертированных. авиационных двигателей.
При конвертировании должны быть выполнены следующие основные требования:
—	экономическая целесообразность;
—	выполнение заданных технических функций, достижение высокого КПД, работоспособность при всех климатических условиях, возможность работы в новых условиях;
653
—	высокие показатели надежности — безотказность, долговечность, ремонтопригодность;
—	выполнение заданных норм по выбросам вредных веществ и уровню шума.
Большой практический интерес представляют предложенные Е.А. Гриценко принципы конвертирования авиационных двигателей:
1.	Формирование принципиальной схемы конвертированного двигателя с максимальным использованием узлов и деталей двигателя-прототипа на основании специфики эксплуатационных условий работы.
2.	Определение подлежащих изменению элементов конструкции, систем автоматического регулирования, защиты и контроля, топливной и масляной систем двигателя.
3.	Моделирование специфических условий работы на заводских и специальных стендах при отработке термогазодинамических и прочностных характеристик конвертированного двигателя. Ресурсные испытания двигателя с имитацией эксплуатационных условий.
4.	Определение достаточности и эффективности стендовой конструкторской отработки двигателя комплексом специальных испытаний в опытной эксплуатации в составе нового объекта применения.
5.	Определение характеристик двигателя, работоспособности двигателя и его систем, эксплуатационной технологичности, ремонтопригодности на заключительном этапе опытной эксплуатации.
6.	Проведение стендовых межведомственных испытаний конвертированных двигателей по программе с максимальным воспроизведением тепловых и циклических нагрузок.
7.	Внедрение высокоразвитой параметрической и инструментальной диагностики.
8.	Внедрение в конструкцию вновь создаваемого авиационного двигателя мероприятий, позволяющих с меньшими затратами конвертировать его после отработки ресурса в авиации.
Применение изложенных принципов позволило АО СНТК им. Н.Д. Кузнецова создать конвертированный двигатель НК-36СТ (Ne = 25 МВт, Т|е = 36%) на базе газогенератора авиационного двигателя НК-321. В настоящее время в разработке находится двигатель НК-38СТ Ne = 16 МВт, Т|с = 38%. Этот двигатель предназначается для замены в действующих газоперекачивающих агрегатах ранее созданного НК-16СТ. Создаваемый на базе газогенератора авиационного двигателя НК-93 двигатель НК-38СТ является примером параллельной разработки авиационного двигателя и его стационарной модификации.
В начале 90-х годов разработкой конвертированных двигателей для газовой промышленности стали заниматься АО “Авиадвигатель” (г. Пермь) и АО “А.Люлька-Сатурн” (г. Москва). Пермское предприятие разработало двигатель ГТУ-12П (We = 12 МВт, Т|е = 34%) и двигатель ГТУ-16П (Ne = 16 МВт, = 36,5 %) на основе газогенератора авиационного двигателя ПС-90, устанавливаемого на пассажирских самолетах Ил-96, Ту-204. Фирма АО “А.Люлька-Сатурн” разработала и внедрила в эксплуатацию стационарный двигатель АЛ-31СТ на основе коротклресурсного двигателя АЛ-31Ф для истребителя Су-27 (ЛГе=16,8 МВт, Т|е=37%).
654
Анализ опубликованных в отечественной и зарубежной печати материалов показывает, что основными проблемами, которые должны быть решены при конвертировании авиационных ГТД , являются следующие:
—	обеспечение заданного ресурса стационарного двигателя при высокой надежности работы двигателя и его систем;
—	разработка экологической камеры сгорания, удовлетворяющей заданным нормам по уровню выброса вредных веществ;
—	создание надежной системы автоматического управления, обеспечивающей безотказную работу двигателя в широком диапазоне изменения режимов и внешних условий эксплуатации;
—	минимизация затрат на разработку и внедрение конвертированного двигателя;
—	разработка методологии эксплуатации, обеспечивающей существенное снижение стоимости жизненного цикла стационарного двигателя.
Приведенный краткий обзор опыта конверсии авиационных двигателей показывает, что конвертированию подвергались двигатели, рассчитанные на большой ресурс работы и предназначенные для пассажирских самолетов. Исключение составляет только описанный выше стационарный привод LM1600, созданный на базе двигателя F404, установленного на истребителе, и привод АЛ-31СТ, разработанный на основе двигателя АЛ-31 Ф.
22.2. Разработка общей схемы и оптимизация
параметров стационарных ГТУ
Главными факторами, которые необходимо учитывать при разработке общей схемы стационарной ГТУ, являются сжатые сроки и минимальные затраты на ее создание. В связи с этим одно из основных требований эффективной реализации проекта может быть сформулировано следующим образом: обеспечить заданные требования по параметрам, надежности, ресурсу и срокам доводки с минимально возможными изменениями в конструкции базового авиационного двигателя.
Рассмотрим формирование облика стационарной ГТУ на основе авиационного ГТД, взяв в качестве примера двигатель АЛ-31Ф.
Схема авиационного двигателя АЛ-31Ф представлена на рис. 22.1.
В соответствии с вышеизложенным принципом минимальных изменений в конструкции базового двигателя ротор высокого давления при разработке стационарного двигателя был оставлен без изменений. Так как двигатель АЛ-31Ф является двухконтурным, необходимо было ликвидировать вентилятор в наружном контуре, что было достигнуто подрезкой лопаток компрессора низкого давления. Однако при этом было решено корпус наружного контура уменьшенного диаметра оставить в схеме двигателя. Это позволило одновременно:
—	сохранить отработанную силовую схему двигателя-прототипа;
—	обеспечить подвод холодного воздуха за компрессором низкого давления к воздухо-воздушному теплообменнику, используемому в системе охлаждения турбины газогенератора;
—	организовать наружное охлаждение и защиту горячих частей двигателя и тем самым обеспечить заданную температуру воздуха внутри газоперекачивающего агрегата вследствие низких тепловых потоков от двигателя;
655
656
Рис. 22.1. Схема двигателя АЛ-31Ф
Рис. 22.2. Схема двигателя АЛ-31СТ
—	обеспечить оптимальное изменение радиальных зазоров в компрессоре высокого давления при изменении режимов работы двигателя;
—	организовать защитный кожух для локализации разрушений внутри двигателя, что существенно повышает безопасность эксплуатации;
—	уменьшить уровень шума, генерируемого двигателем.
Турбина низкого давления была оставлена без изменений по сравнению с двигателем прототипом. Это оказалось возможным благодаря относительно слабой зависимости КПД турбины от степени расширения в диапазоне значений л... = 2,25...1,65, который реализуется при переходе к стационарному двигателю.
Принципиальная схема двигателя АЛ-31СТ приведена на рис. 22.2. Для обеспечения заданной частоты вращения газового нагнетателя и диапазона изменения мощности необходимо было разработать новый элемент, отсутствующий на авиационном двигателе, — силовую турбину, имеющую с газогенератором двигателя только газодинамическую связь.
Получение максимально возможной эффективности стационарного двигателя данной схемы и определение геометрических размеров модернизированного компрессора низкого давления требовало оптимизации параметров стационарного двигателя.
Так как силовая турбина (СТ) является абсолютно новым элементом, в качестве основного параметра оптимизации был выбран приведенный расход газа через СТ, т. е. пропускная способность СТ. Зависимости основных параметров двигателя АЛ-31СТ от пропускной способности СТ G™ для режима номинальной мощности Ne = 16 МВт приведены на рис. 22.3—22.6. Анализ приведенных зависимостей показывает существенное влияние пропускной способности СТ на эффективность двигателя. При уменьшении 6”^ эффективный КПД растет, но одновременно растет и температура газа перед турбиной, что уменьшает надежность работы горячих частей двигателя.
При этом расход воздуха через двигатель падает (рис. 22.3) Суммарная степень повышения давления с уменьшением G^P снижается, при этом существенно уменьшается степень повышения давления в компрессоре низкого давления и растет л*у в компрессоре высокого давления (рис. 22.4). Одновременно растет частота вращения и снижается запас устойчивости компрессора высокого давления (рис. 22.5), а частота вращения и запас устойчивости компрессора низкого давления изменяются противоположным образом (рис. 22.6).
Пологое протекание зависимости КПД от G"P в районе максимальных значений КПД позволяет выбирать несколько большее значение пропускной способности. При этом реализуется снижение температуры газа перед турбиной при практически незаметном снижении эффективности (рис. 22.3). Соответствующие этой точке температура газа перед турбиной — Т* = 1440° К, расход воздуха — GB - 64 кг/с. Выбранное значение температуры газа перед турбиной на 220° меньше, чем на авиационном двигателе-прототипе, что обеспечивает большой ресурс работы элементов горячей части стационарного двигателя.
22 Б А. Крылов
657
Рис. 22.3. Зависимость Г|т , Т* и GB от пропускной способности силовой турбины дыигателя АЛ-31СТ на режиме номинальной мощности
Расчеты были проведены для двух значений угла установки входного направляющего аппарата компрессора низкого давления: аВНА = 0’ и аВНА = -10'. Следует отметить незначительное влияние этого параметра на эффективный КПД в области его оптимума (рис. 22.3) и существенное влияние на запас устойчивости компрессора низкого давления (рис. 22.6). Вследствие этого было принято решение установить входной направляющий аппарат компрессора низкого давления в положение осВНА = -10‘, в котором обеспечиваются максимальные запасы устойчивости. При этом ВНА было предложено сделать нерегулируемым, что существенно упростило конструкцию компрессора и
658
уменьшило его стоимость, а также стоимость системы автоматического управления двигателем.
Рис. 22.5. Зависимость п2 » АйГуКВД от (7"р на режиме
Рис. 22.4. Зависимость л^вд » Пк1 от G"p на режиме
Аналогичные зависимости параметров двигателя АЛ-31СТ от Gnp были рассчитаны для других значений мощности в рабочем диапазоне от 7 до 16 МВт. Оптимальные значения пропускной способности СТ для этих режимов близко совпали с этим значением на номинальном режиме. Пологое протекание зависимостей позволило выбрать в качестве оптимального значения пропускной способности силовой турбины значение GHp , полученное при мощности Аг=16 МВ,п. В противном случае пришлось бы делать регулируемый сопловой аппарат в СТ, что существенно усложняет конструкцию, повышает ее стоимость и снижает надежность работы.
Рис. 22.6. Зависимость пКНд ,	от G"p на Режиме номинальной мощности
22*	659
Расчеты показали существенное уменьшение запаса устойчивости компрессора низкого давления на режимах малой мощности. Вследствие этого пришлось ввести в конструкцию двигателя АЛ-31 СТ клапан перепуска воздуха за компрессором низкого давления.
В стационарном двигателе, вследствие перехода с жидкого на газообразное топливо, также необходимо переделать систему подачи топлива. Обеспечение заданного уровня выбросов вредных веществ требует по существу создания новой экологической камеры сгорания.
Анализ общей схемы двигателя применительно к условиям его эксплуатации выявил необходимость в замене масляных контактных уплотнений, которые не приспособлены для больших ресурсов работы. Было принято решение перейти на лабиринтные бесконтактные уплотнения. Для эффективной и надежной работы этих уплотнений потребовалась некоторая модернизация системы наддува опор двигателя.
Наконец, пришлось заново создавать систему автоматического управления двигателя, так как существующая САУ авиационного двигателя не удовлетворяла требованиям, предъявляемым к стационарным установкам.
Таким образом, по сравнению с базовым авиационным двигателем изменению подверглись следующие элементы:
—	компрессор низкого давления — из-за перепроектирования проточной части на меньший расход воздуха и отказ от регулирования входного направляющего аппарата;
—	камера сгорания — из-за перехода на газообразное топливо и для обеспечения низкого уровня выбросов вредных веществ;
—	наружный контур — вследствие изменения внешнего диаметра компрессора низкого давления и установки клапана перепуска;
—	система уплотнений опор — из-за перехода па лабиринтные уплотнения вместо масляных контактных уплотнений для увеличения ресурса;
—	система наддува опор вследствие перехода на другой тип уплотнений;
—	система автоматического управления.
Была также модернизирована масляная система двигателя для повышения ресурса работы элементов трансмиссии и уменьшения расхода масла.
22.3. Обеспечение заданного ресурса стационарных ГТУ
Одной из центральных проблем при создании конверсионных стационарных ГТУ является обеспечение заданного большого ресурса. Эта проблема стоит особенно остро, когда в качестве авиационного двигателя-прототипа используется высокотемпературный короткоресурсный авиационный двигатель.
Для решения указанной проблемы необходимо разработать концепцию обеспечения ресурса стационарной ГТУ. Эта необходимость обусловлена двумя основными факторами:
—	различным характером нагружения основных деталей двигателя при эксплуатации на самолете и в составе газоперекачивающего агрегата (ГПА);
—	невозможностью проведения полномасштабных длительных и эквивалентных ресурсных испытаний стационарного двигателя.
При эксплуатации двигателя на самолете основным видом нагружения деталей, определяющим ресурс двигателя в целом, является циклическое нагружение, реализуемое на фоне высоких температурно-силовых нагрузок.
660
При эксплуатации стационарного двигателя характер нагружения основных деталей является близким к стационарному нагружению большой продолжительности, реализуемому в условиях относительно пониженных температурносиловых нагрузок.
Если в первом случае задача обеспечения ресурса двигателя в основном сводилась к разработке мероприятий, направленных на повышение малоцикловой прочности основных деталей, то во втором случае для стационарного двигателя основное внимание необходимо было уделить обеспечению заданных характеристик длительной прочности, ползучести, износостойкости и коррозионной стойкости.
В основе предлагаемой концепции обеспечения прочности и ресурса лежит гипотеза о существовании для каждой детали или материала единой поверхности предельного состояния, в уравнение которой параметрически входит ресурс. Исследованием этой поверхности, определением ее структуры и методов построения занимались крупные отечественные ученые, среди которых особое место занимают С.В. Серенсен, Н.Д. Кузнецов, И.А. Биргер, А.П. Гусенков, В.И. Цейтлин и др.
Суть предлагаемой концепции состоит в следующем. Рассмотрим трехмерное пространство предельных характеристик прочности, где оси координат определяют параметры статического , циклического Доц и динамического нагружения конструкции. Для заданного ресурса R на каждой из этих осей может быть определена предельная точка, отражающая предельные характеристики прочности на ресурс R и определенные условия эксплуатации. Для статических напряжений такой точкой является предел длительной прочности , для циклических нагрузок — предельный размах циклических напряжений или деформаций Дсуц/л , а для динамических напряжений — предел выносливости о_ 1/д .
Предположим, что все точки, отображающие предельное состояние конструкции при различных сочетаниях параметров статического, циклического и вибрационного нагружений, принадлежат некоторой поверхности предельного состояния <im , Доц , cv , 7’, /Г = 0. Общий вид этой поверхности представлен на рис. 22.7. В этом же пространстве предельных характеристик с использованием методов приведения ряда режимов нагружения к одному, называемому эквивалентным, может быть определена точка раб » раб ’ °пг раб) ’ отображающая эксплуатационную нагруженность детали за ресурс R. Если точка О* находится над поверхностью Ц/ , Доц , Gy , Т, R^ = 0, то это означает, что при данном сочетании эксплуатационных нагрузок ресурс R для рассматриваемой конструкции не обеспечивается. Если точка О* находится под поверхностью = 0, то ресурс R для данной конструкции обеспечивается с некоторой степенью надежности, которая может быть оценена интегральным коэффициентом запаса:
ОР
^ = -^-7.	(22.1)
СЮ
661
Коэффициент отражает степень близости рабочей точки к поверхности предельного состояния (рис. 22.7). Общим критерием обеспечения прочностной надежности конструкции является выполнение соотношения > 1.
Рис. 22.7. Общий вид поверхности предельного состояния конструкции
Согласно положению, впервые сформулированному Р.С. Киносошвили, разные виды комплексного нагружения являются эквивалентными, если коэффициенты запасов в каждом из видов нагружения остаются равными. Используя это положение и учитывая, что основные элементы конструкции двигателей идентичны, можно построить для одинаковых деталей поверхности предельного состояния на ресурсы Ядвиа =	4 и ^СТ = 45000 ч. Для основ-
ных авиационного деталей двигателя ресурс 500 ч подтвержден большим объемом стендовых ресурсных испытаний и фактической эксплуатацией. Поэтому интегральный коэффициент запаса, вычисленный для различных деталей авиационного двигателя на ресурс R = 500 ч,
КХ АВИА ~
ОР
ОО *
может быть принят в качестве критерия обеспечения прочностной надежности при эксплуатации двигателя. Тогда необходимым условием обеспечения надежной эксплуатации стационарного двигателя в течение ресурса = 45000 ч является соотношение
^ЫСТ - ^£АВИА •
(22.2)
Проектирование нового элемента двигателя АЛ-31 СТ — силовой турбины — также должно проводиться с учетом выполнения критерия (22.2). При этом интегральный коэффициент запаса для деталей СТ принимается больше максимального интегрального коэффициента запаса авиационного двигателя.
В связи со значительным увеличением ресурса стационарного двигателя по отношению к ресурсу для двигателя были существенно снижены допускаемые значения параметров по общим вибрациям, вибрациям корпусов и агрегатов, динамическим напряжениям на трубопроводах. В частности, допускае
662
мый уровень роторных вибраций был принят равным 20 мм/с для газогенератора и 10 мм/с — для силовой турбины. Допускаемые динамические напряжения на трубопроводах составили Гоу < 25 МПа. Для сравнения: до
пускаемый уровень роторных вибраций для авиационного двигателя составляет 55 мм/с.
Таким образом, для обеспечения заданного ресурса при конверсии авиационного двигателя в двигатель для ГПА необходимо применять концепцию, которая формулируется следующим образом:
Прочностная надежность стационарного двигателя в течение заданного ресурса будет обеспечена при условии равенства интегральных коэффициентов запаса для основных деталей и узлов авиационного и стационарного двигателей, обеспечении допускаемых параметров роторных вибраций двигателя не более 20 мм/с, допускаемых значениях динамических напряжений на трубопроводах не более 25 МПа, а для остальных деталей — при удовлетворении нормам прочности для двигателей гражданской авиации.
В качестве основных деталей были приняты следующие наиболее нагруженные детали ротора:
—	диск первой ступени компрессора низкого давления (КНД);
—	диск четвертой ступени компрессора высокого давления (КВД);
—	диск-лабиринт девятой ступени КВД;
—	рабочая лопатка турбины высокого давления (ТВД);
— диск ТВД;
— диск турбины низкого давления (ТНД).
Вычисление интегральных коэффициентов запаса возможно лишь в том случае, если уравнение поверхности предельного состояния V (с>т , Аоц ,	, Т, /? | = 0 задано в явном виде. Многочисленные исследования
условий предельного состояния материалов и конструкций показывают, что при двухкомпонентном нагружении условия предельного состояния могут быть в первом приближении описаны линейной функцией. Так как отображающие эти функции в пространстве предельных характеристик прочности прямые линии являются следами пересечения поверхности предельного состояния с координатными плоскостями, то в первом приближении можно принять, что поверхность предельного состояния есть поверхность первого порядка, проходящая через три предельные для заданного ресурса R точки: cBR , ДОцД > о_ (рис. 22.8). Приняв это допущение, можно в явном виде записать уравнение поверхности предельного состояния:
~ °BR
0 “ CBR
° - GBR
Доц-0
ЛоЦЯ “ 0 0-0
Оу - о 0-0
(22.3)
°- и? 0
= 0 ,
или, после простых преобразований,
°BR ДаЩ? 4 aBR °- 1R Лац + °- ТЯ^Щ? Gm
- CBR ЛОцд oBR - 0 .
(22.4),
663
Здесь Оу , Лоц , от — текущие значения параметров динамического, цикли
ческого и статического нагружения соответственно.
Рис. 22.8. Линейная аппрокимация поверхности предельного состояния на ресурс R
Имея уравнение поверхности предельного состояния, получим выражение для интегрального коэффициента запаса.
Пусть точка О* раб , ДпЦфаб , от раб^ отображает эксплуатационную на-груженность детали за ресурс R. Интегральный запас прочности будет определяться отношением отрезка ОР к отрезку 00*, где Р — точка встречи луча, выходящего из начала координат и проходящего через точку О*, с поверхностью предельного состояния.
Координаты точки Р можно определить, решив систему уравнений:
СВП ДаЦЯ + CBR °- 1Я Дац + °-	°т ~ °BR ^CL\R CBR ~ ° ;
’ ~ Д^ц раб раб + раб Д^ц + 0 + 0 — 0 ,	(22.5)
0 - раб Д°Ц + ДПЦ azn + 0 = 0 ’
Здесь первое уравнение — уравнение поверхности предельного состояния, а второе и третье описывают прямую, которая проходит через начало координат и точку О .
Разрешая систему (22.5) относительно Су , Доц , &т определим координаты точки Р:
с =_________________°- 1Я ДпЦЯ °BR АрУ раб______________ .	6)
V CBR Дс11 R ДаУ раб + °BR 1R Д°ц раб + °- 1R ДаЦЯ °т раб ’
664
________________°- 1Д ДоЦД CBR Дац раб_____________ .
°BR ДаЦД Д°Г раб + gBR °- IR Д°и раб + °- 1R Д°ЦЛ °/п раб
(22.6)
_______________°- 1Д Д°ЦД °ВД Д°т раб_____________ gBR ДаЦД ДпУ раб + CBR с- 1R Д°ц раб + °- 1Д Д°11Д Ст раб
Длина отрезков ОО* * и ОР соответственно равна:
Г	2	2	2 -I "Л
2 т 1/г
2
2
Тогда интегральный
коэффициент запаса запишется в виде
2	2	2

2	2
I + ГДон.раб)
(22.7)
из выражения
Е” ОО*
2
т раб
Подставляя в (22.7) значения координат точки Р |bv-, (22.6) и производя преобразования, получим
°- 1Д Доцд °br

(22.8)
Л'г =
°BR ДаЦД Д°У раб + °BR °- 1R Дац раб + °- 1R ДоЦН Ст раб
Поделив числитель и знаменатель выражения (22.8) на произведение раб » Доц.раб ’ °т раб » окончательно получим формулу для вычисления интегрального коэффициента запаса через значения традиционных коэффициентов запаса по усталостной Kv , циклической КЛо и статической Кт прочности:
Ку кт_______
* K^Km + KvKm + KvK^-
(22.9)
Важно отметить, что для некоторых деталей двигателя эксплуатационное нагружение может характеризоваться как двухкомпонентное или даже однокомпонентное. Тогда для двухкомпонентного нагружения, например совместного циклического и динамического, поверхность предельного состояния вырождается в прямую линию, а выражение для вычисления интегрального коэффициента запаса примет вид
к КУКь°
1 ~ К’дО + Ку '
(22.10)
Для однокомпонентного нагружения понятия интегрального и традиционного коэффициентов запасов совпадают.
В табл. 22.1 приведены в качестве примера значения интегральных коэффициентов запасов прочности основных деталей двигателей и наиболее нагруженных деталей СТ двигателя.
665
Таблица 22.1
Наименование детели	Кх 31Ф Р = 500 ч.	1 кх 31СТ Р = 45000 ч.
Диск I ступени КНД	1,04	1,47
Диск IV ступени КВД	1,07	1,07
Диск — лабиринт IX ступени КВД	1,08	1,12
Рабочая лопатка ТВД	1 22	1,37
Диск ТНД	1,06	1,4
Рабочая лопатка I ступени СТ	—	2,08
Диск I ступени СТ	—	2,25
Пояс стяжки дисков СТ	—	1,88
Задний носок	—	2-01
Следует отметить, что линейная аппроксимация поверхности предельных состояний конструкций является достаточно жесткой с точки зрения удовлетворения условию неразрушения. На самом деле, поверхность предельных состояний в пространстве характеристик прочности скорее всего является выпуклой, а принятие линейной аппроксимации идет в запас прочности, так как, если при линейной аппроксимации интегральный коэффициент запаса = 1, то для выпуклой поверхности он будет гарантированно больше 1.
Доводка стационарного двигателя по параметрам прочности и ресурсу является одним из необходимых этапов процесса его создания.
На рис. 22.9 приведена структурная схема методологии доводки двигателя по этим параметрам, в основе которой лежит определение ряда так называемых факторов недостаточной прочности, которые включают в себя:
—	дефекты прочностного характера, выявленные при стендовых испытаниях двигателя;
—	дефекты, прогнозируемые по опыту создания двигателя-прототипа;
—	предполагаемые дефекты, определяемые высокими параметрами напряженно-деформированного состояния;
—	возможные дефекты, обусловленные неточностью расчетного анализа;
—	возможные дефекты, связанные с внедрением новых технологических процессов и материалов.
На базе сформулированного понятия факторов недостаточной прочности приводится определение элементов конструкции двигателя, требующих доводки по прочности и ресурсу, разрабатываются методы доводки, отрабатываются оптимальные, с позиций прочности, конструкторско-технологические решения, эф фективность которых проверяется в составе двигателя. Если раньше основная часть доводки двигателя предполагала проведение большого объема экспериментальных исследований, то сегодняшние методы доводки в связи с мощным развитием компьютерных технологий в основном базируются на теоретических методах исследования, использующих компьютерное моделирование конструк-666
667
Рис. 22.9. Доводка двигателя по параметрам прочности и ресурсу
ции и протекающих процессов. Вычисления производятся на мощных комплексах, таких как ANSYS, NASTRAN, ABACUS, COSMOS и т. д. Экспериментальные методы доводки используются лишь в тех случаях, когда нет теоретических моделей и невозможно построить численный эксперимент.
22.4.	Реконверсия по результатам эксплуатации
стационарного двигателя
Конверсия авиационного двигателя в стационарную ГТУ основана на широком использовании конструкции базового двигателя, опыта его доводки и эксплуатации. Вследствие того, что основные элементы конструкции стационарного двигателя практически без изменения берутся с авиационного двигателя, появляется возможность использовать результаты длительной эксплуатации стационарного двигателя для создания ресурсных модификаций авиационного двигателя.
В качестве примера можно привести ресурсную модификацию двигателя АЛ-31Ф (1000 ч). При разработке этой компоновки были использованы реализованные на стационарном двигателе АЛ-31 СТ и прошедшие проверку в процессе длительной эксплуатации мероприятия по увеличению ресурса и надежности общих деталей и узлов.
Для обозначения процесса обратного перехода научно-технических мероприятий с газотурбинного стационарного привода на базовый авиационный двигатель предлагается новый термин: реконверсия. Разумеется, внедрять на авиационный двигатель все мероприятия, прошедшие успешную проверку на стационарном двигателе, невозможно, вследствие существенно различных требований, предъявляемых к этим двигателям. Для решения этой проблемы была разработана методика реконверсии, наиболее важные принципы которой следующие:
1.	На основе анализа конструкции и опыта эксплуатации базового и конверсионного двигателей определяется перечень деталей и узлов, которые целесообразно подвергнуть реконверсии.
2.	Проводится анализ мероприятий, внедренных на стационарном двигателе, с целью определения целесообразности и возможности их внедрения на авиационном двигателе. Например, если мероприятие связано с существенным увеличением веса конструкции, то для авиационного двигателя оно явно не годится.
3.	Рассчитываются интегральные коэффициенты запаса прочности для всех модернизированных деталей авиационного двигателя на новый ресурс. Расчет производится в соответствии с методикой, изложенной в разд. 22.3.
4.	Осуществляется проверка обеспечения равенства интегральных коэффициентов запаса прочности для идентичных деталей и узлов стационарного и авиационного двигателей.
5.	Для обеспечения требований, предъявляемых к авиационным двигателям, проводится необходимый объем специальных и эквивалентно-циклических испытаний с целью проверки внедренных мероприятий. При этом объем испытаний в случае использования методологии реконверсии существенно меньше, чем при традиционном внедрении конструктивных мероприятий.
22.5.	Научно-технические принципы конверсии
авиационных двигателей в стационарные ГТУ
Анализ опыта конверсии авиационных двигателей в стационарные ГТУ позволяет сформулировать научно-технические принципы ее эффективного осуществления. 668
1.	Выбор двигателя-прототипа и его конвертирование целесообразно осуществлять с учетом будущей возможности двойного и тройного применения конвертированного двигателя.
2.	Формирование схемного и конструктивного облика конвертируемого двигателя следует проводить с максимально возможным использованием основных узлов и деталей двигателя-прототипа, сохраняя основу конструктивно-технологического и эксплуатационного опыта, содержащегося в базовом двигателе.
3.	Комплексный выбор основных номинальных параметров конвертируемого двигателя: развиваемой мощности, температуры и давления цикла, нагружен-ности критических элементов и узлов должен осуществляться с учетом обеспечения высоких показателей надежности, с использованием накопленного опыта наземного применения подобной техники, с учетом особенностей жизненного цикла, характеристик потребителя мощности и окружающих условий.
4.	Ресурс конвертированного двигателя должен определяться на основе расчета интегральных коэффициентов запаса прочности основных узлов и деталей в соответствии с новой концепцией обеспечения заданного ресурса, базирующейся на использовании результатов доводки и эксплуатации базового двигателя-прототипа.
5.	При конвертировании авиационного двигателя следует уделять внимание разработке и внедрению ресурсных жаростойких покрытий лопаток газовых турбин и износостойких покрытий основных деталей, ограничивающих ресурс двигателя. При этом приоритет следует отдавать выбору покрытия, а не замене материала лопаток.
6.	Одновременно с разработкой конвертированного двигателя необходимо развернуть программу создания экологической камеры сгорания, так как КС базового двигателя-прототипа, как правило, не удовлетворяет заданным нормам по уровню выброса вредных веществ.
7.	При создании конвертированного двигателя необходимо внедрение на нем универсальной многоканальной системы автоматического управления, легко адаптируемой под требования конкретного заказчика и наиболее рациональной по стоимости и затратам на ее отработку.
8.	На основе современных методов ресурсного проектирования и расчетно-экспериментальных методов прогнозирования ресурса должен быть определен минимально возможный объем стендовых испытаний конвертируемого двигателя, необходимый для передачи двигателя в опытную эксплуатацию. Ресурсные испытания экономически целесообразно вести в процессе опытной эксплуатации.
9.	При эксплуатации конвертированного двигателя необходимо внедрить комплексную диагностику, включающую в себя вибромониторинг, диагностику параметров двигателя, результаты анализов масла на примеси металлов, результаты оценки состояния материальной части по осмотрам с помощью электроинструментальных методов контроля, мониторинг надежности. По результатам комплексного диагностирования прогнозируется периодичность и объем осмотров, остаточный ресурс и необходимость соответствующих видов ремонта.
10.	Должна быть разработана и реализована методология эксплуатации и сервисного обслуживания конвертированного двигателя, обеспечивающая повышение надежности работы и снижение стоимости его жизненного цикла-
11.	На основе результатов длительной эксплуатации конвертированного двигателя целесообразно разработать методологию реконверсии, позволяющую увеличить ресурс базового авиационного двигателя.
669
Приложение 1
Приближенные термодинамические зависимости для расчета двигателя
Точный учет всех условий протекания процессов в ВРД даже с применением современных ЭВМ представляет собой исключительно трудоемкий процесс. Поэтому существуют различные приближенные математические методы описания процессов, происходящих в двигателе, которые с использованием ЭВМ позволяют получать вполне приемлемые для технических расчетов результаты.
В данном приложении приводится один из таких методов, заключающийся в следующем.
Теплоемкость газов представляется как функция двух переменных
ср = ср(т> 9?) •	(П-1)
Зависимость теплоемкости от температуры и состава газа показана на рис. 1.7. Состав газа характеризуется величиной относительного расхода топлива qT или коэффициентом избытка воздуха
В алгоритме расчета с последующим использованием ЭВМ эту зависимость можно представить в виде аппроксимирующего полинома n-го порядка
СР = СР(Т’ «т) = X а1 <«Т> (971000/ ,	(П.2)
) = о
где fly (<7Т) — коэффициенты полинома, зависящие от величин qT ; 1000 — масштабный коэффициент.
Изменение энтальпии в процессе от начальной температуры То до температуры Т имеет вид:
Т
= ЦТ, т0, ?т) = f СР(Г, 9т) dT .	(П.З)
Если за исходную температуру принять То = 293 К, то уравнение (П.З) запишем так:
Т
& = i(T, 293 К , QT) = J ср(Т, gT) dT .	(П.4)
йтп	293 К
При расчете энтальпии за исходную рационально принимать температуру TQ = 293 К, так как при такой начальной температуре обычно определяется низшая удельная теплота сгорания топлива Ни .
Подставив в уравнение (П.З) полином (П.2) и проведя интегрирование, получим
п а(<7)ГГ Т \i+1 Г У + 11
Ai = i(T, То , (?т) = 1000 £ J _ (iooo j	|16ooJ ’	(П'5)
Уравнение (П.5) решает задачу определения энтальпии по известным значениям температур TQ и Т (при Т > TQ At > 0, а при Т < TQ Ai < 0). Для решения обратной задачи — определения температуры Т по известным значениям At и Tq представим уравнение (П.5) в другом виде, приведенном в сокращенной записи:
Ai-i(T, T0,Qt) = 0.	(11.6)
Из уравнения адиабаты R — = dS после его интегрирования можно опре-р
ять отношение давлений в процессах сжатия и расширения
р 8 ~ «о
„ = ехр —— .
Ро к
Для дальнейшего использования в математических моделях ВРД, применительно к расчетам на ЭВМ, уравнение адиабаты запишем в виде:
Я(9Т)	= ср(Г. 9Т)	.	(П.7)
где Я(<7Т) — газовая постоянная, зависящая только от <7Т , определяется по формуле:
R = R(qT) = 287
1 + 1,0862g.
1+<7т
(П.8)
Зависимость газовой постоянной зана на рис. 1.8.
Интегрируя уравнение адиабаты
от относительного расхода топлива пока-
с учетом (П.5), получим:
Я(<7Т) bi
aj (<7т) 17 Т 1 _ Г Г0 1 j	[[1000J	[1000,
(П.9)
п
v	Т
Ро	1 о . .
7 = 1
и определим из него отношение давлении:
= П(Т, то , дт) - ехр Ро	Т a0(QT) In у-1 0	+ у	f т > к1000>	7 f гг \ 10 [1000>	7 •	.	(П.10)
						
671
т	- Р
Уравнение дает возможность определить отношение давлении — по из-Ро
вестным значениям температур Т и Tq (при Т > То
^>0, р0
а при Т < То
< 1). Для решения обратной задачи — определения температуры по известно
ным значениям — и То запишем уравнение (П.10) в виде (сокращенная запись):
f-ПСТ, To,qt) = O. По
(П.11)
Уравнения (П.6) и (П.11) при степени полинома п>3 могут решаться только приближенными методами, например, методом касательной.
Уравнение (П.2) определяет истинную теплоемкость рабочего тела. По истинной теплоемкости и газовой постоянной можно определить показатель адиабаты
/г = —.	(П.12)
%-д
Среднее значение теплоемкости в диапазоне температур от То до Т при заданном qy можно найти, используя зависимость
i(T, 293 К , <7Т) - i(T0 , 293 К , qj
ср Ср “ Ср ср1 *0 ’	’
а соответствующий с_ показатель адиабаты из формулы: р ср
____ср сР(т» о
ср" WT’To’?T)-W ’
(ПЛЗ)
(п.14)
Теперь определены все основные термодинамические соотношения, которые в дальнейшем могут быть использованы при расчетах двигателей и их элементов по математическим моделям высших уровней.
672
Приложение 2
кДж/кг
200	300	400	500	600	700	800	900	*1000 1100 Т*, К
673
Приложение 3
српт, срт', кДж/кг
1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 Т,К
674
Приложение 4
српт, срт, кДж/кг
675
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1.	Абрамович ГЛ. Прикладная газовая динамика. 4-е изд. — М.: Наука, 1976.
2.	Авиация: Энциклопедия / Гл. ред. Г.П.Свищёв — М.: Большая российская энциклопедия, 1994.
3.	Акимов В.М. Основы надёжности газотурбинных двигателей. — М.: Машиностроение, 1981.
4.	Васильев ВЛ., Иванюшкин АК., Павлюков ЕВ. и др. Аэродинамика воздухозаборников и сопел сверхзвуковых самолетов'/Аэродинамика сверхзвуковых самолётов. — М.: Наука, 1998.
5.	Голубев ВА. Двухконтурные авиационные двигатели. Теория, расчёт и характеристики. — М.: Изд-во МАИ, 1993.
6.	Иноземцев НВ. Авиационные газотурбинные двигатели — М.: Оборонгиз, 1955.
7.	Крылов БА. Особенности турбин, использующих криогенные топлива в качестве рабочего тела // Проблемы применения криогенных топлив в авиации. — М.: ВВИА, 1994.
8.	Кулагин ВВ. Теория газотурбинных двигателей: Учебник: В 2 кн. — М. Изд-во МАИ, 1994.
9.	Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полёта. — М.: Машиностроение, 1989.
10.	Марчуков EJO. Конверсия высокотемпературного авиационного двигателя. — М.: РИА, 1998.
11.	Масленников М.М., Шальман Ю.Н. Авиационные газотурбинные двигатели. — М.: Машиностроение, 1975.
12.	Научный вклад в создание авиационных двигателей / Под ред. ВА.Скибина и В.И. Солонина — М.: Машиностроение, 2000. Кн. I.
13.	Нечаев Ю.Н. Входные и выходные устройства ВРД. — М.: ВВИА, 1971.
14.	Нечаев Ю.Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. — М.: Российская академия космонавтики, 1995.
15.	Нечаев Ю.Н. Термодинамический анализ рабочего процесса пульсирующих детонационных двигателей. — М.: ВВИА, 2002.
16.	Онищик ИЛ., Христофоров ИЛ. Организация рабочего процесса и выбор параметров камер сгорания турбореактивных двигателей. — М.: МАИ 1982.
17.	Павленко В.Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлёта и посадки. — М.: Машиностроение, 1972.
18.	Сосунов ВА., Литвинов ЮА. Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей. — М.: Машиностроение, 1975.
19.	Теория двухконтурных турбореактивных двигателей/ Под ред. С.М. Шляхтен-ко и ВА. Сосунова. — М.: Машиностроение, 1979.
20.	Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей/ Под. ред. С.М. Шляхтен-ко — М.: Машиностроение, 1987.
21.	Термогазодинамические расчёты и расчёт характеристик авиационных ГТД / Под. ред. В.И.Бакулева. — М.: Изд-во МАИ, 2002.
22.	Фролов И.Ф. Методы оценки эффективности применения двигателей в авиации//Труды ЦИАМ № 1099.1 985.
23.	Югов О.К., Селиванов ОД. Согласование характеристик самолёта и двигателя. — М.: Машиностроение, 1975.
24.	Fuel Research Spurred by Cruise Missile. Aviation Week and Space Technology. Jan. 26,1976. Vol.104, p. 111-113.
676
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
А
Авиационная ядерная силовая установка 66 Авиационные реактивные топлива 64 — свойства 64 — удельная теплота сгорания 64 — альтернативные 76 Авиационный двигатель 8, 11 — классификация 11 — поколения 14
Авиационный ядерный реактор 66 Автономная пусковая система 459 Антивибрационный экран 147, 168 Авторотация 462
Акустическая мощность 475
Б
Безразмерная работа цикла 28 Бороводородное топливо 71
В
Вентилятор 19, 133, 637
Вибрационное горение 170
Винт 383
Винтовентилятор 407, 415
Внешнее сопротивление входного устройства 47, 91, 105
Внешнее сопротивление выходного устройства 184
Внутренний контур ТРДД 21, 312 Водород 77, 498, 543, 549
Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) 11 Вредные выделения авиадвигателей и газотурбинных установок 475, 490, 499 — виды газообразных выделений 490 — контроль и нормирование 491, 494, 499 — методы снижения 496, 500 — эмиссия дыма 493 — число дымности 494
Вредные выделения камер сгорания 490 Вспомогательные авиационные ГТД 418 Вторичный воздух 159
Входное устройство (воздухозаборник) 86 — внешнего сжатия 88 — внутреннего сжатия 88 — смешанного сжатия 88
Вырождение ТРД 222
Высотно-скоростные характеристики
— ГПВРД 525
— СПВРД 504, 514
— ТВД 399, 413
— ТРД 236, 281, 284, 285
— ТРДД 345, 351
— ТРДДФ 375
— ТРДФ 289
Выходное устройство ВРД 172
Г
Газовая постоянная 24
Газогенератор 199, 201, 220, 611, 615
Газотурбинный двигатель (ГТД) 8, 383, 387
Гиперзвуковое входное устройство (воздухозаборник) 536
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) 22, 525 Граница газодинамической устойчивости компрессора (граница помпажа) 134, 135, 140, 141
Д
Двигатель — непрямой реакции 12 — прямой реакции 12 — самолета с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП) 422
Движитель 23, 45
Двухвальный ТРД 199, 263
Двухкаскадный компрессор 138
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) 19, 312
— с форсажной камерой (ТРДДФ) 21, 358
Действительный цикл 31
Дозвуковое входное устройство (воздухозаборник) 87, 92
Дозвуковое (сужающееся) выходное устройство 172
Донное сопротивление кормовой части 180
Дополнительное сопротивление входного устройства 47, 106
Допустимый уровень шума 475
677
Дросселирование двигателя 291
Дроссельная характеристика входного устройства 108, 109
Дроссельные характеристики
— РТД 566, 575
— СПВРД 515
— ТВД 412
— ТРД 290
— ТРДД 355
— ТРДФ 290, 298
Дымление камеры сгорания 493
Ж
Жаровая труба 14о, 166
Закон регулирования 237, 238, 262, 351, 369
Запас устойчивости компрессора 135, 248, 254
Запуск входного устройства 531
— двигателя 457, 462
Звуковое давление 476
Звукопоглощающая облицовка 489
Зона горения 152, 153
И
Идеальный цикл 26, 41, 583
Интегральный коэффициент запаса прочности 661
Интенсивность (сила) звука 476
Источники шума в ВРД 480
К
Камера сгорания
— основная 146, 158
— форсажная 147, 167
Качество (аэродинамическое) 63, 591
Классификация двигателей 11
Комбинированный реактивный двигатель 12, 558
Компрессор 128, 132, 142
— высокого давления 133, 263
— низкого давления 133, 263
Конверсия ГТД 651, 653, 668
Коэффициент аэродинамического (внешнего) сопротивления 48, 91, 185
Коэффициент восстановления полного давления
—	в камере сгорания 161
—	во входном устройстве 90
—	в форсажной камере 169
Коэффициент устойчивости компрессора 135
Коэффициент избытка воздуха 147
678
Коэффициент интенсивности охлаждения турбины 131
Коэффициент полезного действия (КПД) — вентилятора 133, 336 — компрессора 129 — механический 204, 336
— общий (полный) 52, 54, 224, 321
— полетный (тяговый) 53, 54, 224, 321
—	процесса расширения 32
—	процесса сжатия 32
—	термический 29, 224
—	турбины 130
— эффективный 35, 52, 222, 321
Коэффициент полноты сгорания 149, 158, 170
Коэффициент расхода 181
Коэффициент расхода входного устройства 91
Коэффициент скорости реактивного сопла (выходного устройства) 180
Коэффициент
—	реверсирования 195
—	тяги сопла 182
— тяги выходного устройства 182
Коэффициент усиления потерь тяги 182, 183
Крейсерский режим 291
Криогенное топливо 64, 562
— водород 64, 562, 609
— метан 64, 609
Критерий оценки эффективности применения двигателя на самолете 592. 593 — по суммарной удельной массе топлива и силовой установки 593 — по топливной эффективности самолета 594 — по себестоимости перевозок 594
Критическое сечение реактивного сопла 181
Крутящий момент 439
Л
Линия рабочих режимов на характеристике компрессора (вентилятора) 134, 135, 243, 264, 268, 292, 296, 301, 345 Лобовая тяга 59
М
Максимальный продолжительный режим 291
Максимальный режим 291
Маршевый двигатель 424
Математическая модель двигателя 201, 205, 307, 309
Минимальный форсированный режим 298
Момент инерции ротора 439, 452
Мощность — винта 408 — двигателя 51, 52, 384, 408 — компрессора 132 — турбины 132
И
Напорность компрессора 133, 134
Наружный (внешний) контур ТРДД 19, 21, 315, 359
Неавтономные системы запуска 459
Неустановившиеся режимы работы авиационных ГТД 438
Неустойчивая работа входного устройства 114
Низшая удельная теплота сгорания топлива 68
Номенклатура режимов работы двигателя 291, 298
Нормальная скорость горения 151
О
Общий (полный) КПД двигателя 53, 55, 224
Объемная тяга 61, 423
Одновальный ТРД 199, 200
Окна перепуска 142
Оптимальная — скорость истечения из реактивных сопел ТРДД 322 — степень повышения давления вентилятора 135, 326, 328 — степень повышения давления компрессора 28, 44, 227, 234 — степень повышения давления цикла 34 Относительная тяга 291
Относительное количество охлаждающего воздуха 130, 270
Относительный расход топлива 148, 149
Отрицательная тяга 193
Охлаждаемая турбина 130, 208
П
Параметр размерности газогенератора 611, 612, 627
Параметр регулирования 237
Параметр форсирования камеры сгорания 163
Первичный воздух 158
Поворот вектора тяги 430
Поверхность предельного состояния напряжений 661, 662
Поворотное реактивное сопло 430, 431
Подъемно-маршевый двигатель 431, 432, 433
Подъемный двигатель 425
Показатель адиабаты 24, 26
Поколения авиационных двигателей 15. 16
Полетный (тяговый) КПД 52, 228, 229
Полный ()юрсированный режим 298 Помпаж
—	входного устройства 114
—	компрессора 135
Приведенная — тяга 311 — частота вращения (обороты) 132, 346
Приведенный расход
—	воздуха 132
—	топлива 311, 312
— приведенный удельный расход топлива 312
Приемистость двигателя 438, 440, 447
Принцип квазистационарности 440
Программа регулирования 237, 291
Проточная часть двигателя 200. 611
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) 22, 504
Пульсирующие детонационные двигатели 583
Р
Работа
—	входного устройства на углах атаки
—	компрессора 128
—	турбины 130
—	расширения 27, 32
—	сжатия 27, 32
—	цикла 27, 37
Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) 504, 518
Ракетно-прямоточный двигатель твердого топлива 519
Ракетно-турбинный двигатель (РТД) 566
—	газогенераторный 567
—	парогазогенераторный 567
—	пароводородный 567
Располагаемая работа 30, 34
Располагаемое отношение (перепад) давлений 173
Расчетное отношение (перепад) давлений 174
Расчетный режим двигателя 200
679
Реактивное сопло (выходное устройство) 172, 554
Реактивный двигатель 8
Реверс тяги 193
Реверсивное устройство 193, 194, 195
Режим малого газа (земной и полетный) 291
Регенерация тепла 420
Регулируемый сопловой аппарат турбины 144
Регулирующий фактор 238
Реконверсия 668
Ресурс ГТУ 660
Ротор
— высокого давления (РВД) 263
— двигателя 204, 439
—	низкого давления (РНД) 263
Рычаг управления двигателем (РУД) 236, 438
С
Самолет с вертикальным взлетом и по-
садкой (СВВП) 422
Сброс газа 439
Сверхзвуковое входное устройство (воздухозаборник) 98
Сверхзвуковое выходное устройство (реактивное сопло) 173, 174
Сверхзвуковой пассажирский самолет (СПС) 221
Сверхзвуковой прямоточный ВРД
(СПВРД) 504
—	интегральный СПВРД 506
—	поколения СПВРД 505
Свободная энергия 31, 40, 316
Силовая установка 46
Силовая турбина 657, 659
Система автоматизированного проектирования двигателей (САПРД) 649
Система автоматического регулирования (САР) 238
Система летательный аппарат -двигатель 590
Скольжение роторов 271, 306
Скоростной напор набегающего потока 49, 287
Скоростные характеристики
—	СПВРД 514
—	ТВД 399
—	ТРД 281
—	ТРДД 345, 351
—	ТРДДФ 375
—	ТРДФ 281
680
Скорость горения 151, 153
Скорость истечения из реактивного сопла 180, 209, 214, 219
Смесительное устройство 333
Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины 238, 262
Сопло
—	ирисовое 175
— Лаваля 173, 174
—	плоское сверхзвуковое 179
—	плоское с косым срезом 178
—	с отклонением вектора тяги 177
—	с центральным телом 178
—	сужающееся 173
— эжекторное 179
Сопловой аппарат турбины 144, 145, 257
Сопротивление
— входного устройства 47, 49
— кормовой части гондолы 49, 184
— силовой установки 49, 596, 597
Спектр шума 476
Срывная характеристика камеры сгорания 162
Стабилизатор пламени 155
Стартер 459
Стационарная ГТУ 651
Степень
— двухконтурности 21, 315
— повышения давления вентилятора 314
— повышения давления компрессора 43, 129
— повышения давления во входном устройстве 90
— повышения давления в цикле (общая степень повышения давления) 26, 316
— повышения температуры (подогрева) 26
— понижения давления в турбине 43
— форсирования двигателя 232
Стехиометрический коэффициент 65, 147 Суммарный
— коэффициент избытка воздуха 280
— относительный расход топлива 280
Т
Теоретическая дальность полета 62, 609
Теоретическая работа цикла 26, 27
Тепловая машина 25
Теплоемкость 24
Теплообменник 420, 422
Термический КПД 30
Термогазодинамический расчет 199, 336, 363
Термодинамический цикл — с подводом тепла при постоянном давлении — идеальный 18, 20, 22, 26, 28, 30 — действительный 31
—	с промежуточным подогревом 38, 43
—	с регенерацией тепла 420
—	с подводом тепла при постоянном объеме 583
— с детонационным сгоранием топлива 583, 585
Топливо 47, 64
Турбина 128, 143
Турбовальный двигатель 383
Турбовентилятор 434, 435
Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) 414
Турбовинтовой двигатель (ТВД) 383 — (турбовальный) со свободной турбиной 387
—	с регенерацией тепла 420
Турбокомпрессор 611
Турбопрямоточный двигатель (ТРДП) 559
Турбореактивный двигатель (ТРД) 18, 199, 236
—	с форсажной камерой (ТРДФ) 19, 200, 236
Тяга двигателя 45
Тяга выходного устройства (реактивного сопла) 175
Тяговая мощность 51, 408
Тяговооруженность самолета 423
У
Углеводородное топливо 72
Удельная
—	весовая тяга 423
—	лобовая тяга 59
—	масса двигателя 61
—	масса двигателя по мощности 61
—	мощность 59, 384, 393, 408
—	объемная тяга 61
—	тяга 45, 47
Удельный
—	вес двигателя 61
—	импульс тяги 60, 565
—	объем двигателя 62
—	расход топлива 60
—	расход топлива по мощности 60, 408, 409
Управление вектором тяги 196
Уровень
—	воспринимаемого шума 476, 477
—	звукового давления 476
Ф
Форсажная камера 167
Форсированный (форсажный) режим 276, 298, 363
Форсунка 147, 150
Фронт пламени 151, 152, 153
Фронтовое устройство 158, 160
X
Характеристика — вентилятора 135 — входного устройства 108 — выходного устройства 186 — камеры сгорания 162 — компрессора 132, 140, 142 — турбины 143, 144
Химическая неравновесность процесса истечения 557
Хладосодержание топлива 82
ц
Цикл двигателя (см. термодинамический цикл)
Ч
Частичный форсированный режим 298 Частота вращения (обороты) 132, 204, 238
Ш
Шум 475
—	вентилятора 480, 481
—	двигателя 480
—	компрессора 480, 481
—	нормы на допустимый уровень 478
—	реактивной струи 480, 481
—	турбины 480, 481
Шумоглушение 484
Э
Эжекторное реактивное сопло 179
Эквивалентная мощность 408
Экономическая степень повышения давления компрессора 228, 230, 233
Экран (антивибрационный, теплозащитный) 147, 168
Эксплуатационные характеристики ГТД 438
Эндотермическое топливо 81
Этапы запуска ГТД 457
Эффективная работа цикла 32, 222, 224
Эффективная тяга СУ 48, 49, 590, 596
681
Научно-производственное объединение «Сатурн»
Научно-производственное объединение «Сатурн» — машиностроительная компания, специализирующаяся на разработке и производстве газотурбинных двигателей для военной и гражданской авиации, энергогенерирующих и газоперекачивающих установок
У истоков образования НПО «Сатурн» стояли два российских предприятия-«Рыбинские моторы» и «А. Люлька-Сатурн», каждое из которых вписало немало славных страниц в историю отечественного двигателсстроения.
В 1924 году бывший завод «Русский Рено», основанный в Рыбинске восьмью годами раньше, приступил к выпуску авиационных моторов. М-17— первые серийные двигатели, вышедшие из цехов предприятия, поднимали в небо современные самолеты-разведчики Р-5 и тяжелые бомбардировщики ТБ-1 и ТБ-3. Конструкция М-17 была проанализирована и переработана знаменитым советским авиаконструктором А. А. Микулиным при создании мотора М-34, ставшего родоначальником серии поршневых двигателей марки «АМ» и единственным удачным мощным двигателем в советской авиапромышленности 30-х годов.
В 1947 году компанией был выпущен первый отечественный турбореактивный двигатель TP-I, положивший начало развитию реактивной авиации в России.
Традиционно за всю свою историю НПО «Сатурн» находилось в числе лидеров авиапрома, осуществляя разработку и серийный выпуск турбореактивных двигателей для военной и гражданской авиации, которые устанавливались на самолетах ведущих отечественных самолетостроительных фирм Ильюшина, Сухого, Лавочкина, Микояна, Туполева и Яковлева
НПО «Сатурн» первым вступило на путь реструктуризации в авиационной отрасли. Начавшийся в 1997 году процесс объединения ряда промышленных и научно-технических предприятий в Рыбинске был успешно завершен в 2001 году созданием вертикально-интегрированной компании НПО «Сатурн», в состав которой вошли крупное широкопрофильное машиностроительное предприятие ОАО «Рыбинские моторы» и ведущее российское конструкторское бюро двигателестроения ОАО «А. Люлька-Сатурн» (г. Москва).
Сегодня, обладая высокой степенью концентрации научных, производственных и финансовых ресурсов, компания обеспечивает весь жизненный цикл современной газотурбинной техники начиная от философии, идей, разработки и заканчивая проведением государственных испытаний, внедрением в серийное производство, сервисным обслуживанием в процессе эксплуатации.
Наличие мощного научно-конструкторского потенциала и фундаментальной производственной базы позволяет компании успешно реализовывать самые сложные проекты по освоению новых изделий. По решению Правительства РФ НПО «Сатурн» — головной разработчик и производитель двигателя для самолета пятого поколения.
В рамках военных программ НПО «Сатурн» проводит НИОКР по модернизации двигателей поколения 4+ (АЛ-31Ф/ФП) для боевых самолетов семейства Су-27, двигателей для военно-транспортной авиации, производит силовые
установки для вертолетов Ка-60 «Касатка»/62 и двигатели для беспилотных летательных аппаратов.
В секторе гражданского двигателестроения компания осуществляет выпуск и сервисное обслуживание самого массового отечественного авиадвигателя Д-ЗОКУ/КП. В инициативном порядке НПО «Сатурн» совместно с французской корпорацией «Снекма» реализует программу создания двигателя СМ-146 для будущего российского регионального самолета (RRJ).
По заказу РАО «ЕЭС России» и «Газпрома» НПО «Сатурн» разрабатывает и производит газоперекачивающие агрегаты и газотурбинные энергоустановки широкого спектра мощностей. В частности ГТЭ-110 мощностью 110 МВт является на сегодняшний день единственной современной газотурбинной установкой большой мощности отечественного производства, на основе которой планируется модернизация энергетического комплекса России. Производство ПГУ на базе ГТЭ-110 поддерживается правительством РФ.
Компания имеет современное высокотехнологичное производство, которое позволяет изготавливать детали авиационного и наземного применения любой степени сложности, различных типоразмеров с широким спектром характеристик. В целях производства конкурентоспособной техники в НПО «Сатурн» созданы целевые технологические комплексы и специализированные участки, одно из лучших в стране литейное производство. Технологический потенциал НПО «Сатурн» в области обработки деталей и узлов во многом превосходит возможности большинства отечественных предприятий и находится на уровне ведущих зарубежных фирм. НПО «Сатурн» обладает самым высоким в машиностроительной отрасли темпом обновления основных фондов.
В соответствии с реализуемыми проектами в НПО «Сатурн» завершена реконструкция инженерной и конструкторской базы, внедрены «сквозные» технологии проектирования и изготовления.
Самым важным ресурсом компании является квалифицированный персонал. С этой целью НПО «Сатурн» осуществляет программу развития персонала, предполагающую тотальное обучение сотрудников, создание условий для системного, многоуровневого профессионального и карьерного роста работников, привлечение для работы в компании наиболее перспективных выпускников ВУЗов и представителей различных научных школ.
ОАО «НПО «Сатурн» (г. Рыбинск)
Испытательный корпус
В производстве задействованы высокоточные станки и автоматы ведущих европейских фирм
АЛ-31Ф — турбореактивный двигатель, устанавливается на самолеты Су-27 и его модификации
АЛ-31ФП — двигатель устанавливается на перспективные многофункциональные самолеты Су-35. Су-ЗОМКИ
SM146 - двигатель для российских региональных самолетов (RRJ) пассажировместимостью 60, 75 и 95 мест
ДвигательД-ЗОКУ/КП — устанавливается на дальнема!истральные и среднемагистральные пассажирские и военно-транспортные самолеты
Газотурбинный двигатель Сатурн ГТД-110 предназначен для выработки электрической и тепловой энергии
Газотурбинная энергетическая установка Сатурн ГТЭ-110 предназначена для эксплуатации на электростанциях или индивидуально
Газотурбинные двигатели ГТД-6 и ГТД-8 спроектированы для газотурбинных установок Сатурн ГТЭС-6 и Сатурн ГТЭС-8
Теплоэлектростанция Сатурн ГТЭС-12 состоит из двух блоков Сатурн ГТД-6 суммарной электрической мощностью 12 МВт
21.3	Выбор парамет ров для проектирования турбин газогенераторов ТРДДФ............................................................... 615
21.4.	Формирование проточной части компрессора газогенераторов ТРДД(Ф)............................................................. 620
21.5.	Проектирование проточной части газогенераторов двухконтурных двигателей.......................................................... 630
21.6.	Проектирование проточной части турбовентиляторов ТРДД и ТРДДФ... 637
21.7.	Общая схема формирования облика турбокомпрессоров ТРДД(Ф)...... 649
Глава 22. Проектирование стационарных ГТУ на основе авиационных ГТД...... 651
22.1.	Опыт и проблемы конверсии авиационных ГТД .................... 651
22.2.	Разработка общей схемы и оптимизация параметров стационарных ГТУ	 655
22.3.	Обеспечение заданного ресурса	стационарных ГТУ................ 660
22.4	Реконверсия по результатам	эксплуатации	стационарного двигателя. 668
22.5	Научно-технические принципы конверсии авиационных двигателей в стационарные ГТУ.................................................. 668
Приложения.............................................................. 670
Библиографический список................................................ 676
Предметный указатель.................................................... 677
Бакулев Всеволод Иванович Голубев Виктор Андреевич Крылов Борис Анатольевич Марчуков Евгений Ювенальевич Нечаев Юлиан Николаевич Онищик Иван Иванович
Сосунов Владимир Аристархович
Чепкин Виктор Михайлович
ТЕОРИЯ, РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Редактор М. С. Винниченко Техн, редактор и компьютерная верстка Т С. Евгеньева
ИБ X- 492
Сдано в набор 23.01 02. Подписано в печать 10.10.02.
Формат 70x100 1/16. Бум. офсетная № 1. Гарнитура Таймс.
Печать офсетная. Усл. печ. л. 43,0. Уч.-изд. л. 55,9. Тираж 3 000 экз. Заказ № 1492. С. 281.
Издательство МАИ "МАИ", Волоколамское ш., дом 4, Москва, А-80, ГСП-3 125993
СИ печатано с готовых диапозитивов в ОАО «Рыбинский Дом печати» 152901, г. Рыбинск, ул. Чкалова, 8.