15.2.4 Камера сгорания

Камера сгорания подобна той, что установлена на гражданском двигателе, хотя температура на выходе выше, чем температура для гражданского двигателя. В некоторых операционных пунктах массовый поток топлива относительно массового потока воздуха выше, чем для гражданского двигателя, потому что величина отношения давления более низка, значит и температура за компрессором также заметно ниже. Как было упомянуто в теме 11, следует принять потерю давления в камере сгорания около 5 % от давления торможения на выходе из компрессора.

БИЛЕТ № 34

1. Используемые единицы измерений параметров. (1.4)

1.4 Используемые единицы

Данные в Таблице 1.1 величины приведены в единицах СИ. Это обычное явление, но поскольку производство часто находится на территории Соединенных Штатов (которые не спешат видеть преимущества единиц СИ), полезно помнить единицы перевода:

1 фунт массы	=	0.4536 кг (1000 кг = 1 тонн)
1 фунт силы	=	4.448 Н (Ньютон)
1 фут	=	0.3048 м
1 навигационная миля	=	1.829 км
1 узел	=	1 нм / час = 0.508 м / сек

Навигационная миля - это расстояние дуги по поверхности земли, соответствующее 1 минуте широты (между Северным и Южным полюсами), при рассмотрении поверхности земли как сферы, это эквивалентно 1 минуте долготы (восточной или западной) по экватору (длина окружности земли по экватору, вычисляется как 360 ∙ 60 навигационных миль)

Данные в Таблице 1.1 также отражают скорость крейсерского полёта и число Маха, которое определяется как отношение скорости полёта к скорости звука, соответствующей данным условиям. Везде, где возможно, используем аэродинамические показатели и характеристики дальнемагистрального самолёта. Безразмерное число Маха - одно из наиболее важных при определении назначения самолёта. Скорость звука определяется как:

Где T - атмосферная температура, соответствующая данным условиям (то есть статическая температура), k - отношение теплоемкостей C_P / C_V для воздуха принято 1.40 и R - газовая постоянная 0.287 кДж/кг ∙ К . Так как C_P =( k ∙ R ) / ( k – 1 ) отсюда следует, что C_P = 1.005 кДж / кг ∙ K. Эти величины параметров атмосферы будут использоваться для характеристики газа в двигателе (Темы 1-10). Они недостаточно точны для использования в реальном проекте, особенно для характеристики элементов камеры сгорания (таких как подача воздуха и повышение температуры). Но это упрощение удовлетворяет первой части курса и облегчает дальнейший расчёт в следующих частях.

2. Компрессор НД или вентилятор двигателя боевого самолета. (15.2.2)

3. 15.2.2 Компрессор нд или вентилятор

У двигателя, изображённого на рисунке 15.1, вентилятор имеет три ступени, поэтому отношение давлений в реактивном сопле намного выше, чем у двигателя, установленного на гражданском самолёте. Отношение давлений больше 4 при испытаниях, проводимых при стендовых условиях на высоте уровня моря, может быть расценено как реальная величина. Поток, выходящий из вентилятора, делится на потоки газогенератора и внешнего контура. Смесь потоков внешнего контура с основным потоком за турбиной НД, идущая в реактивное сопло, имеет величину давления за вентилятором.

Все ступени двигателя военного самолёта тяжело нагружены в аэродинамическом смысле. Высокая величина нагрузки ведёт к существенному уменьшению эффективности, однако часто наблюдается существенное повышение эффективности, когда двигатель работает при более низкой величине тяги и число Маха на лопатках уменьшено.

Давление и температура за вентилятором, в общем случае, не будут равными для потоков, входящих во внешний контур и газогенератор, но в качестве упрощения, которое удовлетворяет нашей цели, будет принято Т₀₂₃ = Т₀₁₃ и Р₀₂₃ = P₀₁₃, номера сечений даны для расчётной схемы, изображённой на рисунке

БИЛЕТ № 35

1. Порядок вычисления параметров входного устройства и вентилятора. (16.2)

Л

С введением упрощения по использованию полной степени повышения давления и степени повышения давления вентилятора, принятыми как исходные параметры, вычисления всего цикла двигателя стали заметно проще. Условия торможения на входе в компрессор, в сечении 2, определяются высотой полёта, числом Маха и потерями на входе (которые обычно ощущаются на сверхзвуковых скоростях полёта). Отношение давлений вентилятора устанавливает давление торможения на входе в компрессор ВД - Р₀₂₃. В данном случае принимается, что вентилятор создаёт равное давление торможения и температуру торможения в каналах внешнего контура и газогенератора, то есть, Р₀₂₃ = P₀₁₃ и Т₀₂₃ = Т₀₁₃. При известной эффективности вентилятора, соответствующая температура и отношение давлений для основного потока в вентиляторе, составляют:

Подобное выражение связывает температуру торможения и давление за компрессором Т₀₃ и Р₀₃.

Поток топлива в основной камере сгорания, требуемый для повышения температуры на входе в турбину Т₀₄ определяется выражением, представленным в разделе 11.6. В данном случае в сгорании участвует не весь поток воздуха, так как некоторая его часть используется, для охлаждения турбины, но всё же добавляется масса топлива; поэтому массовый поток газа, за сопловым аппаратом турбины ВД, определяется как: (с удельной теплоёмкостью C_pe). Так как температура на входе в турбину определяется для всей смеси исходя из температуры на выходе из статора турбины и воздуха охлаждения лопаток соплового аппарата, они и включены в уравнение баланса, приведённое ниже:

,

(16.3)

где - массовый поток воздуха на выходе из соплового аппарата турбины. Процесс горения не совсем полон к моменту времени, когда газы покидают камеру сгорания, и при более детальном рассмотрении, эффективность процесса горения уменьшила бы тепловую величину. Эффективность процесса горения, в большинстве операционных режимов, вероятно, будет более 98 %.

Мощность турбины ВД должна равняться мощности компрессора ВД с основным массовым потоком воздуха через компрессор и определяться, как:

,

(16.4)

откуда можно выразить величину Т₀₄₅. Тогда, зная величину отношения Т₀₄₅ / Т₀₄, величину политропической эффективности турбины и k для продуктов сгорания, можно рассчитать отношение давлений турбины ВД, используя политропическое соотношение:

,

(16.5)

где Т₀₄₅ и P₀₄₅ могут быть определены, как условия на выходе из турбины ВД .

Охлаждающий воздух ротора турбины ВД (с массовой величиной потока равной разности и температурой за компрессором Т₀₃) при смешении с постоянным давлением, даёт температуру смеси Т_045’ (Обратите внимание на штрих):

.

(16.6)

Ниже по потоку принимаем, что смесь имеет ту же удельную теплоемкость и величину k газа, как и для сечения 45, что является приближением, достаточно удовлетворительным, так как охлаждающий воздух представляет только малую долю полного потока газа. При прохождении через турбину НД:

.

(16.7)

Для случая, когда в двухконтурном двигателе со смешением Р₀₅ = P₀₁₃. (Напомним, что здесь, в качестве упрощения было принято, что поток внешнего контура и основной поток за вентилятором, имеют одинаковые величины температур и давлений, то есть T₀₁₃ = T₀₂₃ и P₀₁₃ = P₀₂₃). Так как определено давление P₀₅, тогда известно и отношение температур в турбине. Т_045’, определяемая из уравнения смешения (или уравнения 16.5), используется после того, как становится известна величина температуры за турбиной ВД - Т₀₄₅. Ниже по потоку турбины НД появляется ещё один процесс смешения:

.

(16.8)

Мощность турбины НД, пропуская массовый поток ( ), должна равняться мощности вентилятора. Вентилятор пропускает массовый поток так, что баланс мощности для вала НД принимает вид:

.

(16.9)

Когда отношение давлений вентилятора и полное отношение давлений представляются через параметры на входе, целесообразнее использовать уравнения 16.3 - 16.9, позволяющие выполнить прямое вычисление всех температур и давлений в двигателе. Однако, если вместо степени повышения давления вентилятора даётся степень двухконтурности, необходимо провести повторный перерасчёт, варьируя величиной степени повышения давления вентилятора.

Ниже по потоку турбины НД, когда потоки газогенератора и внешнего контура смешиваются, а форсажная камера не включена, температура однородной смеси получается из уравнения:

.

(16.10)

где C_pm - удельная теплоёмкость смешанного потока.

При включенной форсажной камере температура смешения без дожигателя может быть использована для составления уравнения баланса энергии, позволяющего определить расход топлива , необходимый форсажной камере, для повышения величины температуры T₀₆, до уровня, требуемого в горле реактивного сопла, Т₀₈ = Т_0ab:

.

(16.11)

Процесс горения обычно не полон к тому времени, когда газы входят в реактивное сопло и при более детальном изложении, эффективность от процесса горения в форсажной камере должна быть представлена умноженной на величину LCV (то есть на низшую теплотворную способность). Величина этой эффективности составляет приблизительно 90 %.

2. Лобовое сопротивление и подъемная сила боевого самолета. (14.2)

па 14.2 Лобовое сопротивление и подъемная сила

Для гражданского транспортного самолёта, рассмотренного в Теме 2, принято, что подъёмная сила равна весу самолёта. Другими словами, рассматривается случай, когда величина перегрузки равна единице, а другими эффектами пренебрегают. При подобной формулировке задачи, величина тяги напрямую зависит от аэродинамического сопротивления крыла. Однако, для военного самолёта, величина перегрузки часто достаточно велика, что должно быть учтено при подсчёте величины тяги. Коэффициент сопротивления C_D, определяется как:

,

(14.2)

который может быть записан с некоторым упрощением в виде:

,

(14.3)

где С_L является коэффициентом подъёмной силы, а C_D0 - коэффициентом сопротивления при нулевой подъёмной силе. Эти параметры зависят от числа Маха полёта и геометрии самолёта. (Для военного самолёта минимальная тяга практически соответствует тяге на взлёте, в отличие от транспортного самолёта). Эти параметры различны для разных типов и конфигураций самолёта; особенно они увеличиваются при установке оружия или дополнительных топливных баков, закреплённых на внешней стороне самолёта. Во время военных действий дополнительные топливные баки обычно сбрасываются, даже если запас топлива в них не иссяк. Точные величины, характеризующие самолёт, обычно засекречены, но на рисунке 14.2 показаны примерные величины, которые позволяют судить о величине взаимосвязи сопротивления самолёта и коэффициента подъёмной силы по числу Маха полёта. В результате получаются линии характеристик, изображённые на рисунке 14.3(a) и в качестве сравнения, представлены таковые для самолёта F-16, изображённые на рисунке 14.3(b).

Рисунок 14.2. Коэффициент сопротивления для нулевой подъемной силы и коэффициент влияния подъемной силы на сопротивление по числу Маха полёта для самолёта-истребителя(сплошная линия-перспектива).

Рисунок 14.3. Поляры крыла для различных чисел Маха, полученные для: (a) кривых из рисунка 14.2; (b) Полученные для F-16.

При трансзвуковом полете увеличивается зависимость сопротивления от подъемной силы (лифта) за счет добавки k (M) }, обычно вызванной возникновением вихрей позади крыла. Они показаны на на рисунке 14.4 , где Торнадо делает крутой вираж, производя высокую подъёмную силу на крыльях, и это создает сильные вихри . В ядре вихрей давление и температура - относительно низкие и водяной пар в воздухе конденсируется и обозначает свое присутствие. Сила вихрей пропорциональна коэффициенту лифта. В итоге требуется, чтобы отклонение крыла относительно направления движения было увеличено, чтобы поддержать силу лифта. У вектора лифта поэтому появляется компонент, действующий назад от направления движения. Так как обратный компонент лифта из-за вызванного вихря пропорционален коэффициенту лифта, вызванное сопротивление пропорционально квадрату коэффициента лифта. На сверхзвуковых скоростях полета присутствует зависимое от лифта увеличение сопротивления - преимущественно волновое сопротивление , но снова пропорционально .

Рисунок 14.4. Фотография самолёта «Торнадо» в режиме выполнения плоского поворота в полёте с видимыми вихревыми линиями водяного пара.

Поскольку сопротивление круто повышается с коэффициентом лифта, высокие угловые скорости разворота требуют высоких уровней тяги двигателя, чтобы поддержать скорость и высоту . Максимум координированного (без скольжения ,без потери скорости или высоты) разворота, может быть достигнут при максимальной тяге; это - функция Числа Маха полета и высоты. Принимая во внимание, что максимальная достигнутая угловая скорость вращения зависит главным образом от площади крыла и максимального коэффициента лифта, максимальный координированный разворот - функция тяги двигателя.

Мы пренебрегли усложнением, когда самолет работает с высоким углом атаки. Реактивная тяга тогда направлена под существенным углом к направлению полета, и тяга действует уже не в направлении сопротивления, но возникает существенный компонент её в направлении лифта. Хотя это было бы важно для спецификации реального проекта, допущение не затрагивает выводы, сделанные здесь.

БИЛЕТ № 36

1. Коэффициент расхода и коэффициент работы.