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 15.1.
15.2.3 Основной компрессор
Двигатель, изображённый на рисунке 15.1, имеет пять ступеней компрессора высокого давления, позволяющих создавать степень повышения давления около 7, что позволяет создать полное отношение давлений в двигателе на стенде около 30. Оптимальная величина будет выбрана, ориентируясь на величину эффективности, которая будет более низкой, чем в проекте гражданского двигателя из-за более высокой величины .
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.
15.2.5 Турбина
Турбина у военного двигателя, вероятно, будет более нагружена, чем у гражданского двигателя. Можно предположить, что для военного варианта она заперта сильнее, чем у гражданского. Поэтому эффективность может быть немного ниже, чем для гражданского двигателя. Температура на входе в турбину ВД может быть выше 1 850 К при максимальной величине тяги; температура формируется как температура смеси на выходе из соплового аппарата ВД (где предварительно производится процесс охлаждения соплового аппарата воздухом). Вследствие высоких температур на входе в турбину ожидаемый срок службы лопаток в военных двигателях будет намного меньше, чем на двигателях гражданских самолётов.
15.2.6 Форсажная камера
Как уже было отмечено, максимально-требуемая тяга может быть в десять раз больше, минимальной тяги, требуемой для совершения полёта в режиме патрулирования. Одним из способов изменения величины тяги является использование форсажной камеры (дожигания), или форсирование тяги изменением температуры. Способность включать форсажную камеру придаёт особую гибкость этому типу двигателя.
Большинство военных двигателей имеют камеру сгорания, использование которой позволяет повышать температуру истекающего потока. Реактивная труба содержит систему топливных коллекторов и стабилизаторов, обеспечивающих сгорание топлива за турбиной. Когда форсажная камера не используется (работа двигатель в таком случае характеризуется как «сухая») величина температуры истекающего потока составляет около 1 000 К. При включённой форсажной камере величина температуры увеличивается до 2 200 К с увеличением тяги до 50 % и с возможным трёхкратным увеличением удельного расхода топлива. Расход топлива при включённой форсажной камере может быть в пять или более раз больше того, который наблюдался при работе двигателя на «сухом» режиме, что было замечено в упражнении 13.2.
Если двигатель должен производить высокую тягу в течение нескольких коротких периодов времени, тогда использование форсажной камеры можно считать наиболее эффективным решением, потому что в этом случае величина удельной тяги может быть высока, а двигатель сохраняет свои малые габариты и вес. Если есть необходимость в производстве высокой тяги для длительного времени полёта, тогда использование форсажной камеры может не оказать желаемого эффекта (то есть использование дожигания не будет эффективным), так как вес используемого топлива будет очень большим.
Рисунок 15.3. Эффективность использования форсажной камеры для каждого типа задач (или миссий) военного самолёта.
Это проиллюстрировано на рисунке 15.3, на котором разграничены три возможные миссии: воздушное прикрытие, воздушное превосходство и перехватчик. Из Темы 13 следует, что самолёт воздушного превосходства (обычно истребитель) проводит большую часть времени, приближаясь к зоне боя или в режиме патрулирования, в то время как перехватчик проводит большую часть своей миссии, передвигаясь на максимальной скорости для перехвата противника. Относительное качество устанавливается относительным взлётным весом: более лёгкие самолёты, способные к выполнению одинакового рода миссий, вероятнее всего, будет иметь более низкую стоимость. Это можно наблюдать, анализируя рисунок 15.3, где перехватчик, вероятно, будет несколько легче (и поэтому лучше), если поддерживает достижение необходимой величины тяги без использования форсажной камеры, в то время как другие два самолёта, будут существенно легче, при использовании форсажной камеры. Для военных двигателей целесообразно подавать топливо в форсажную камеру для использования всего кислорода, что позволит температуру горения максимально приблизить к её стехиометрической величине. Величина температуры в 2 200 К – наиболее реалистична для нашей задачи. Расход топлива можно заметно сократить, если производить меньшее увеличение тяги. В случае с самолётом Concorde, например, форсажная камера используется для набора скорости и прохождения через М = 1.0, где повышение температуры намного меньше, температура торможения составляет 1 450 К и 1 300 К для разгона и прохождения через скорость звука соответственно.