15.0 Введение
На рисунке 15.1 показано расположение сечений современного двигателя для самолёта-истребителя, анализируя который можно заметить существенные различия с двигателем для транспортного дозвукового самолёта, изображённого на рисунке 5.4. Прежде всего – наличие большого вентилятора, используемого на гражданском двигателе, который необходим для обеспечения высокой степени двухконтурности. Двигатели, используемые на военных летательных аппаратах, обычно имеют величину степени двухконтурности между нулём (для турбореактивного двигателя) и единицей; чаще всего величина двухконтурности находится в диапазоне от 0.3 до 0.7, на расчётных (проектных) режимах работы, хотя её величина существенно изменяется при работе на нерасчётных режимах.
Рисунок 15.1. Принятая система нумерации поперечных сечений современного боевого двигателя
В этой теме будет рассмотрен внешний вид и облик двигателя для самолёта-истребителя. Тема начнётся с некоторого обсуждения удельной тяги, так как этот путь начала знакомства с двигателем является наиболее удачным, по сравнению с рассмотрением степени двухконтурности; двигатели самолётов-истребителей имеют более высокую удельную тягу, чем двигатели гражданских самолётов. Далее описываются основные компоненты двигателя, указываются особенности этих компонентов, производится сравнение двигателей с гражданскими и даётся общее изложение специфических свойств: смешение потоков газогенератора и второго контура, сверхзвуковое входное устройство, форсажная камера (или дожигатель) и реактивное сопло переменной геометрии. Заканчивается тема кратким изложением термодинамических аспектов, раскрывающих зависимость изменения величины тяги и ограничения на работу двигателей военных самолета и общая оценка двигателей.
В предыдущих темах охлаждающим воздухом, взятым для турбины, а так же массовым расходом топлива в газе через турбину при расчёте циклов пренебрегали. Теперь же они включены в расчёт, что позволяет смоделировать более реалистичный процесс течения газа через турбину при k = 1.30 и CP = 1 244 Дж / кг · К.
15.1 Удельная тяга
Энергия, выделенная при горении в условиях высокого давления, преобразуется в механическую энергию относительно эффективно, что проявляется в кинетической энергии реактивных потоков. Двигатель с низкой степенью двухконтурности имеет более высокую реактивную скорость, чем гражданский двигатель с высокой степенью двухконтурности. Повышение скорости ведёт к увеличению величины тяги на единицу массы потока воздуха, то есть к повышению удельной тяги, но также и к понижению тяговой эффективности и большому количеству выделяемого шума. (Двигатель сверхзвукового транспортного самолёта должен иметь низкую степень двухконтурности, поэтому проблема шума для него особенно серьёзна). Более рационально характеризовать военные двигатели самолёта по их удельной тяге, чем по степени двухконтурности.
Тяга нетто двигателя, определяется как:
|
(15.1) |
,
где
- массовый расход воздуха, входящего в
двигатель,
- массовый поток топлива,
- реактивная скорость, и
V - скорость полёта.
Удельная тяга - это результирующая тяга
нетто, приходящаяся на единицу массы
воздуха:
|
(15.2) |
,с размерностью скорости в (м / сек). Когда массовым расходом потока топлива пренебрегают, формула удельной тяги уменьшается до вида:
|
(15.3) |
.Размер двигателя, прежде всего, определяется массой потока воздуха, проходящего через него. Следовательно, комбинация величин требуемой тяги самолёта и удельной тяги, по существу, определяет размер двигателя.
На рисунке 15.2 показаны области, в которых самолёт работает в различных диапазонах требуемой удельной тяги. Гражданские двухконтурные двигатели работают при величинах удельной тяги ниже 200 м / сек, военные самолёты имеют величину удельной тяги от 500 до 1 000 м / сек. На рисунке 15.2, обозначение «SST» относится к сверхзвуковому транспорту, «DRY» к бесфорсажным двигателям, «STOVL» к двигателям, позволяющим совершать вертикальный взлёт и посадку.
Рисунок 15.2. Изменение величины удельной тяги от проектного числа Маха полёта..
Причина выбора высокой удельной тяга будет рассмотрена далее в этой теме, но некоторые общие причины можно рассмотреть уже сейчас. Существует потребность в интенсивном уменьшении веса, главным образом, для увеличения ускорения и манёвренности. Размеры двигателя и его вес увеличиваются при необходимости пропускания через двигатель большого массового потока воздуха; в результате двигатель с высокой удельной тягой даёт большое увеличение в скорости при малом массовом потоке воздуха при той же величине тяги.
Величина тяги нетто меньше
тяги брутто из-за входного импульса
.
поэтому относительное уменьшение тяги
со скоростью меньше при наличии высокой
реактивной скорости, или при высокой
величине удельной тяги.
При сверхзвуковых скоростях важно придать летательному аппарату такую форму, которая способствовала бы как можно меньшему лобовому сопротивлению, что было бы практически невозможно при низкой удельной тяге (то есть при высокой степени двухконтурности, а значит, большой фронтальной или лобовой площади) двигателя.
Воздух внешнего контура используется для охлаждения внешней стороны двигателя, что даёт возможность использовать более лёгкое реактивное сопло (поэтому в рассматриваемом нами случае, допускается использование величины степени двухконтурности до 0.3). При увеличении степени двухконтурности повышается эффект увеличения тяги при дожигания топлива. Двигатель на бесфорсажном режиме с низким расходом топлива используется при полёте на крейсерском режиме, а дожигание топлива (то есть форсаж) используется для достижения максимальной величины тяги. Выбор степени двухконтурности и удельной тяги на расчётном режиме будут рассмотрены и обсуждены в следующей теме.