7.1 Определения и условные обозначения

Степень двухконтурности определяется как отношение массового потока воздуха, прошедшего через внешний контур, к массовому потоку, проходящему через газогенератор:

Величина степени двухконтурности оказывает большое влияние на эффективность, так как для данного газогенератора степень двухконтурности определяет реактивную скорость. Степень двухконтурности также влияет на размеры и вес двигателя: чистый турбореактивный двигатель имеет небольшой диаметр относительно его длины, в то время как двигатель с большой степенью двухконтурности имеет полный диаметр, сопоставимый с длиной двигателя. Предыдущие двигатели (такие как «RB211», «CF6» и «JT9D») имели степень двухконтурности равную 5, и мы можем предположить, что для Нового большого самолёта степень двухконтурности окажется в этом диапазоне. Для большинства сегодняшних проектов степень двухконтурности больше 10 нежелательна, так как придётся устанавливать редуктор между турбиной НД и вентилятором, позволяющий турбине вращаться быстрее; это приведёт к затрате больших усилий, падению мощности и увеличит массу конструкции.

Для пассажирского двигателя главным требованием является низкий расход топлива, эквивалентный высокой эффективности. Полная эффективность – это произведение продвигающей эффективности и тепловой:

,

теперь мы обладаем достаточными сведениями и навыками использования тех или иных функций, операций и ограничений, чтобы рационально выбрать подходящую степень двухконтурности. В теме 4 мы показали, что для получения высокого коэффициента тепловой эффективности η_th должны быть высокими значение температуры на входе в турбину (для крейсерского режима в пределах 1450 К) и высокая степень повышения давлений (величина которой составит 60 при учёте скоростного напора полёта). Это соотношение температуры и давления приводит к увеличению реактивной скорости при том условии, что вся доступная мощность используется для ускорения основного потока. В теме 3, однако, мы выяснили, что при высоких реактивных скоростях снижается коэффициент продвигающей эффективности η_P, а двигатель создаст свою тягу за счет большого ускорения потока воздуха. Совокупная комбинация ограничений на η_th и η_P позволяет создать двигатель для дозвукового самолёта с большой степенью двухконтурности.

Рисунок 7.1. Стандартные расчётные схемы и сечения в реактивных двигателях.

На рисунке 7.1 представлены схемы турбореактивного двигателя и упрощённого двигателя с высокой степенью двухконтурности, с обозначенными сечениями; для упрощённого двигателя с высокой степенью двухконтурности обозначены некоторые дополнительные сечения, которые не могут быть использованы при проведении расчётов, но являются подобными тем, что приняты и рекомендованы интернациональной системой. (Если подпорный компрессор был бы установлен за вентилятором, тогда сечение «23» располагалось бы за ним, вниз по потоку.)

Когда установлены полная отношение давлений в двигателе и температура на входе в турбину, то определена и доступная мощность на единицу массы проходящей через газогенератор. В упражнении 5.1 были определены условия на выходе из газогенератора (которые являлись параметрами на выходе из турбины ВД) и входе в турбину НД для крейсерского режима на высоте 31 000 футов. Для этого сечения температура торможения и давление составят T₀₄₅ = 945.7 K и P₀₄₅ = 333 кПа соответственно. Теперь перед нами стоит задача выбора доли давления, которая будет расширяться в турбине НД и подсчёта количества основного потока находящегося в реактивном сопле. Мощность, полученная от турбины НД потоком второго контура, эквивалентна кинетической энергии реактивной струи основного потока. Этот процесс представлен в виде зависимости температуры от энтропии на графике рисунка 7.2; теперь более подробно остановимся на давлении P₀₅ в реактивном канале газогенератора. На рисунке 7.2 представлены графики для потоков, проходящих через газогенератор и второй контур, на одинаковой скорости выполнения круиза при M = 0.85, высоте полёта 31 000 футов, выбранной степени двухконтурности, равной 6, степени повышения давления, равной 32, температуре на входе в турбину 1407 К, эффективности вентилятора, компрессора и турбины, равной 90 %.

Рисунок 7.2. Схема цикла для двигателя с высокой степенью двухконтурности.