8.4. Особенности термогазодинамического расчета трдф

Определение параметров потока в основных сечениях двигате­ля. Параметры воздуха и газа в сечениях н—н, в—в, к—к, г—г и т—т определяются так же, как и в расчете одновального ТРД.

Сечение ф—ф (выход из форсажной камеры).

Относительный расход топлива в форсажной камере

Комплексы iT и с_рТ определяют по приложению 6, значение коэффициента полноты сгорания в форсажной камере из прило­жения 11.

Коэффициент избытка воздуха Суммарный расход топлива в форсажной камере Полное давление

Значение коэффициента восстановления полного давления в форсажной камере выбирается из приложения 11. Статические параметры:

температура

Значение числа Маха потока газа на выходе из форсажной ка­меры М_ф принимается равным 0,3 ... 0,4;

Давление

Плотность

Сечение с—с (выход из реактивного сопла). Располагаемая степень понижения давления в сопле

Скорость истечения газа из сопла при полном расширении газа

Значение коэффициента скорости в сопле берут из прило­жения 11.

Температура газа на срезе сопла

Определение параметров двигателя.

Удельная тяга

Удельный расход топлива

Определение диаметральных размеров сечений двигателя. Размеры сечений в—в, к—к, г—г, т—т и с—с определяются так же, как в случае одновального ТРД.

Площадь сечения на выходе из форсажной камеры

Диаметр форсажной камеры

Скорость газа на выходе из форсажной камеры может быть определена из принятого значения числа Маха М_ф или значения приведенной скорости в сечении ф—ф (см. приложение 11).

Глава 9 двухконтурные турбореактивные двигатели (трдд)

В одноконтурных ТРД весь воздух, поступающий в двигатель, нагревается в камере сгорания до очень высоких температур, а в выходном сопле газ приобретает значительную скорость, что спо­собствует получению высокой удельной тяги. Поэтому при дозвуко­вых и малых сверхзвуковых скоростях, когда скорость истечения газа из сопла значительно превышает скорость полета, большая часть кинетической энергии газа не используется, рассеивается в пространстве. Тяговый, а также и полный КПД при этом имеют малые значения, почему и ТРД на дозвуковых скоростях отлича­ется малой экономичностью. Уменьшить потери кинетической энер­гии, повысить КПД можно, если ту же располагаемую энергию передать большей массе газа, которая при этом будет иметь мень­шую скорость. На этом принципе создан ТРДД (см. рис. 10), в ко­тором передача энергии дополнительному количеству газа осуще­ствляется с помощью специальной турбины, вращающей низко­напорный компрессор (вентилятор), установленный в кольцевом канале (наружном контуре), охватывающем внутренний контур.

Благодаря высокой экономичности на дозвуковых скоростях по­лета и низкому уровню создаваемого шума ТРДД получают самое широкое распространение в СССР и за рубежом.

9.1. Схемы трдд

ТРДД различаются расположением компрессора наружного контура, числом валом, устройством выходной системы, наличием и расположением форсажной камеры, наличием редуктора, изме­няющего соотношение частот вращения турбины и компрессора. Двигатель, изображенный на рис. 10 отличается разделением по­токов в контурах и раздельными соплами. В этом двигателе весь поступающий воздух проходит через первую группу ступеней компрессора, общую для обоих контуров, после чего разделяется на два потока и идет по контурам.

В двигателе, схема которого изображена на рис. 9.1, имеется -общее для обоих, контуров сопло. Воздух, прошедший наружный контур, поступает в камеру смешения, расположенную между тур­биной и соплом, где смешивается с выходящим из турбины газо­вым потоком. Такая схема обеспечивает некоторое повышение Р и •снижение С_уд на взлете, упрощает устройство реверса. Но она тре­бует обеспечения полного смешения потоков при малых потерях в камере смешения, для чего должны быть близкими скорости пото­ков воздуха и газа и их давления. По такой схеме выполнены оте­чественные двигатели НК-8 и Д-30.

В схеме, показанной на рис. 9.2, часть ступеней КНД (они назы­ваются подпорными) используется .только для сжатия воздуха, поступающего во внутренний контур. Такая схема позволяет на ба­зе одного и того же газогенератора (им является внутренний кон­тур) создавать семейство двигателей с разными параметрами.

По расположению компрессора (вентилятора) наружного кон­тура ТРДД подразделяются на двигатели с передним и задним расположением вентилятора. Первые получили наибольшее рас­пространение.

В ТРДД с задним расположением вентилятора (рис. 9.3) лопат­ки его расположены на периферии рабочего колеса свободной тур­бины. Заднее расположение вентилятора усложняет конструкцию двигателя, увеличивает его поперечный габаритный размер. В то же время переднее расположение вентилятора позволяет исполь­зовать его не только для сжатия воздуха во внешнем, но и во внут­реннем контуре. Лопатки вентилятора отбрасывают посторонние предметы, попадающие в двигатель, предупреждая поломки лопа­ток компрессора внутреннего контура.

Большинство ТРДД выполнено по двухвальной схеме. Таковы двигатели, изображенные на рис. 9.1, 9.2 и 9-3.

ТРДД с укороченным наружным контуром представлен на рис. 9.4. Он выполнен по трехвальной схеме с раздельным выхло­пом. Вентилятор приводится турбиной НД, оба компрессора — среднего и высокого давления имеют свои турбины СД и ВД.

ТРДД, предназначенные для сверхзвуковых скоростей полета¹ (ТРДФ), имеют форсажные камеры. Камера может быть располо­жена в наружном контуре (рис. 9.5), может быть применена и од­на общая форсажная камера (рис. 9.6).

Перспективным является использование в ТРДД энергии тепла отработавших в двигателе газов для предварительного подогрева предполагается передавать тепло выхлопных газов внутреннего контура, воздуха передподачей его в камеру сгорания. При этом имеющих высокую температуру и низкое давление, воздуху наружного контура, отличающемуся низкой температурой и относительно высоким давлением.

Трудности применения регенерации связаны с большой массой и большими габаритными размерами регенератора, засорением топ­лива и масла в его каналах.