12.5 Трехвальный турбовентиляторный двигатель большой степени двухконтурности.

Анализ параметров трехвального двигателя походит на анализ двухвального, хотя есть некоторое увеличение сложности, главным образом в схеме.

Конфигурация трехвального ТРДД иллюстрирована схематично на рис.12.7 (с). Каскад низкого давления прежнему, что давление торможения и температура однородны в радиальном направления на выходе вентилятора; параметры в этом сечении будут обозначены 13 от втулки до корпуса, в то время как те же на выходе из турбины системы нумерации как прежде: 4 в турбине высокого давления, 45 в турбину низкого давления и 5 на выходе из турбины низкого давления. Предполагается, что указанная в проекте степень сжатия вентилятора 1.81 простирается на втулке, таким образом, общая степень сжатия ядра в этих условиях -40/1.81=22.1. если степени сжатия компрессоров промежуточного давления и высокого давления взять равными, то из этого следует, что в расчетной (проектной) точке

.

Баланс мощности для валов низкого давления и высокого давления идентичен таковым для двухвального двигателя, уравнение (12.19) и (12.25). Так же остается уравнение (12.23) для массового расхода через байпас и ядро. Дополнительные условия для вала промежуточного давления получены таким образом, как для двухвального двигателя.

.

.

Уравнение для баланса мощности вала низкого давления, (12.28), позволяет найти отношение температур Т₀₁₃ / Т₀₂ в вентиляторе.

Упражнение 12.18

От рабочих линий НД и ВД на рис.12.11(a) определите степени сжатия и приведенные массовые расходы для Т₀₄/Т₀₂=4.0 и 6.0. Нанесите их на карте компрессора на рис.11.5 и соедините их с прямыми линиями как приблизительные рабочие линии.

Поместите расчетную точку р₀₂₃/р₀₁₃=р₀₃/р₀₂₃=4.70, для КНД и КВД на линии 100% N/√Т₀₂, которая устанавливает приведенный массовый расход при расчете. Оцените уменьшение скорости для каждого компрессора, когда Т₀₄/Т₀₂ уменьшено от расчетной точки 5.588 вниз до 4.0. возникли ли потенциальные трудности?

(Ответ: N_НР/√Т₀₂₃= 93.5%, N_L/√Т₀₁₃=86%).

Рисунок 12.9. Изменение величин полной тяги, результирующей тяги и удельного расхода топлива от величины отношения температур T₀₄ / T₀₂ для двухвального двигателя со степенью двухконтурности, равной 6.0. (Результаты нормализованы для числа Маха полёта М = 0.85 на высоте в 31 000 футов при величине температуры на входе в турбину T₀₄ = 1 450 K и величине отношения температур T₀₄ / T₀₂ = 5.588).

Рисунок 12.11. Рабочие линии компрессора НД (Вентилятора), компрессоров ПД и ВД для трёхвального двигателя со степенью двухконтурности, равной 6.0.

Тема 13

Боевой самолет

13.0 Введение

В этой теме начинается рассмотрение требований к двигателю боевого самолёта (военного истребителя). Так же как и при проектировании двигателя для нового большого гражданского самолета, описанного в предыдущих темах, здесь будет выбранный подход, заключающийся в согласовании изложенного материала и предоставленных упражнении с наиболее реалистичными величинами. Спецификация самолёта истребителя, представляемого в этой теме, подобна тем, которые имеются в развитых европейских странах.

Рисунок 13.1. Операционное поле- зависимость высоты от числа Маха полёта.

Темой раздела является выбор типа и определение характеристик военного летательного аппарата. На рисунке 13.1 показаны различные операционные зоны, характеризующие зависимость высоты полёта летательного аппарата от числа Маха, при заданных линиях температуры торможения на входе в компрессор . На данной стадии мы изучаем характеристики, летательного аппарата, полностью соответствующего характеристикам истребителя. Даже высокоскоростные самолёты обычно не летают быстрее, чем М = 1.2 на уровне моря, потому что при высокой плотности воздуха нагрузки на самолёт становятся на порядок выше. На самой большой высоте скорость высокоскоростных самолётов обычно не превышаетМ ≈ 2.3, в основном, из-за наличия высоких температур торможения, которые препятствуют использованию алюминиевых сплавов без охлаждения. Левая граница, указанная на рисунке 13.1, соответствует полету с недостаточной скоростью для совершения взлёта; эта граница может быть выражена через определение приборной скорости, эквивалентной скорости течения воздуха на уровне моря с тем же самым значением величины скоростного напора 0.5 · ρ · V². Верхняя граница отображает эксплуатационный потолок. Некоторые специальные самолеты работают вне этих границ, но они не будут рассматриваться в этом разделе.

Для гражданского летательного аппарата, совершающего полёты на дозвуковых скоростях аэродинамическое качество крыла составляет 16, для самолётов 747 серии, эта величина повышается до 20. Для высокоскоростных самолётов величина аэродинамического качество крыла имеет более низкое значение, в диапазоне от 6 до 7. Это условие приводит к усовершенствованию (или полной замене) оптимального типа двигателя, от относительно тяжёлого с низким расходом топлива для гражданского транспорта к более легкому, но с большей величиной расхода топлива. В любом случае, требования к двигателям, используемым на истребителях более жёсткие в отношении к показателям ускорения и маневренности, что приводит к повышению величины отношения тяги к весу двигателя, в то время как гражданского двигателя эти условия совершенно не касаются. Величина веса двигателя очень важна, потому что увеличение в весе одного компонента двигателя, требует внесения конструктивных и прочностных изменений в другие части самолёта, чаще всего приводящих к изменению площади несущей поверхности крыла и структуры силового корпуса, что приведёт к увеличению веса всего летательного аппарата. Как правило, увеличение веса (любого из компонентов летательного аппарата на величину одного килограмма от первоначального) приводит к общему увеличению веса дозвукового летательного аппарата от 4 до 5 кг, и увеличению веса летательного аппарата, летающего на сверхзвуковых скоростях от 6 до 10 кг. Другими словами, один килограмм дополнительного веса в каждом двигателе двухмоторного летательного аппарата, способного летать на сверхзвуковых скоростях, приведёт к увеличению общего веса самолёта примерно на 12 - 20 кг.