16.1 Стандарт технологии

Стандарт технологии, описанной в этом разделе, будет использоваться для всего материала, излагаемого в Темах 16 - 18. Стандарт, принятый здесь, является объективным и соответствует тому, которым пользуются крупнейшие компании-производители авиационной техники. Самые основные параметры, определяющие стандарт технологии изложены в таблице 16.1.

Таблица 16.1. Параметры и ограничения, принимаемые в Темах 16-18.

Температура на входе в турбину:	1 850 К
Температура на выходе из компрессора:	875 К
Политропическая эффективность компрессора НД:
Политропическая эффективность компрессора ВД:
Политропическая эффективность турбин ВД и НД:

Температура на входе в турбину определяется фактической величиной температуры за СА турбины ВД, то есть после смешения с охлаждающим воздухом СА. Максимальная температура за компрессором соответствует лопаткам и дискам, сделанным из титанового сплава; при использовании сплавов, основанных на Ni, возможно увеличение температура на 100 К, но детали из никелевых сплавов обладают большей массой, а их использование приведёт к увеличению веса узлов, так же при использовании никелевых сплавов понижается максимальная угловая скорость (или скорость вращения) из-за увеличения механического напряжения. Выбранные величины температур Т₀₄ и Т₀₃ близки к максимально-допустимым температурам, наиболее приемлемым для этого типа двигателей.

Для удобства, в этой и следующих темах, будут использоваться политропические эффективности, тем более что в Теме 11, были описаны процессы преобразования между политропической эффективностью и изоэнтропической (иногда называемой адиабатической). Обратите внимание, что величины эффективностей для военных двигателей несколько ниже, чем для гражданских. Представленные здесь величины эффективности характерны для максимальной величины тяги; при уменьшении тяги числа Маха внутри двигателя понижаются, а коэффициенты полезных действий при этом будут повышаться.

При анализе цикла, если требуется найти соответствующие значения величин удельной тяги, необходимо учитывать наличие охлаждающих потоков. Принимаем, что 20 % воздуха, входящего в компрессор ВД, используются для охлаждения турбины. Из них 8 % используются для охлаждения СА ТВД (этот эффект заранее учтён, и в совокупности с первоначальной температурой составляет температуру на входе в турбину), другие 8 % используются для охлаждения ротора ТВД; при простом анализе цикла, воздух с давлением на выходе из компрессора и температурой Т₀₃, соединяется с газом, выходящим из ротора ТВД, где они в совокупности должны понизить величину температуры. Оставшиеся 4 % используются для охлаждения турбину НД, смешиваясь на выходе из ротора турбины НД.

Величина температуры на входе в турбину при подаче большего количества охлаждающего воздуха может быть повышена.

Более детальный анализ включает расчёт потерь давления торможения в камере сгорания, в канале внешнего контура и реактивной трубе. Для каждого из этих случаев, величина давления торможения падает на величину порядка 5 % от местного давления торможения. Существуют также потери в давлении торможения, связанные с повышением температуры в форсажной камере. Однако в данном случае для простоты расчётов этими потерями можно пренебречь. Потерями на входе при дозвуковых скоростях полёта также пренебрегают, но при полётах на сверхзвуковых скоростях все величины потерь учитываются (об этом говорилось в разделе 15.2, когда обсуждались требования MIL-E-5007/8).

Реактивное сопло должно обеспечивать полностью обратимое расширение до величины окружающего давления, упрощенно таковым является сужающе - расширяющееся реактивное сопло. Большинство двигателей способны работать только с сужающимся реактивным соплом, при использовании которого неизбежна потеря тяги, особенно при высоких степенях понижения давления; это особенно наблюдается при полёте на больших скоростях из-за большого повышения давления на входе.

При включённой форсажной камере максимальный расход топлива определяется возможностью использования всего кислорода. Тогда температура приближается к стехиометрической величине, равной, примерно, 2 200 К. Некоторые двигатели в процессе работы позволяют изменять количество подаваемого в форсажную камеру топлива, производя при этом переменную степень повышения тяги, но в рассматриваемом здесь случае предполагается, что всякий раз, когда используется форсажная камера, величина температуры максимальна.

При рассмотрении военного двигателя величина удельной теплоемкости, а также величины k и R для газа будут постоянны. Наиболее удовлетворительным является приближение, при котором величина R = 287 Дж / кг · К. Для чистого воздуха величина k = 1.40, следовательно, величина C_P = 1005 Дж / кг · К, а для продуктов сгорания эти величины k = 1.30 и C_pe = 1244 Дж / кг · К соответственно. (Обе величины представлены приблизительно, так как k является функцией, зависящей от температуры, как показано на рисунке 11.1).

БИЛЕТ № 29

1. Уравнение работы Эйлера. (9.1)