- •Конспект лекций Jet Propulsion.
- •Содержание
- •Об изучении дисциплины.
- •Тема 1 Дальнемагистральный самолёт, основные данные и облик
- •1.0 Введение
- •1.1 Коммерческий облик (основные данные)
- •1.2 Дальнемагистральный самолет
- •1.3 Двигатель для дальнемагистрального самолёта
- •1.4 Используемые единицы
- •1.5 Стандартная атмосфера
- •1.6 Проблемы окружающей среды
- •Тема 2 Аэродинамика самолета
- •2.0 Введение
- •2.1 Параметры крыла
- •2.2 Подъемная сила, лобовое сопротивление, расход топлива и дальность полета
- •2.3 Уравнение дальности Брегэ
- •2.4 Выбор тяги двигателя
- •2.5 Масса двигателя и расход топлива
- •Тема 3 Создание тяги в реактивном двигателе
- •3.0 Введение
- •3.1 Изменение импульса
- •3.2 Тяговая эффективность
- •3.3 Полная эффективность
- •Тема 4 Цикл газовой турбины.
- •4.0 Введение
- •4.1 Принцип работы газовой турбины
- •4.2 Изоэнтропическая эффективность процессов и работа цикла
- •4.3 Гтд, Тепловая эффективность цикла
- •4.4 Свойства газа (рабочего тела)
- •4.5 Газовая турбина и реактивный двигатель
- •5.0 Введение
- •5.1 Турбореактивный и двухконтурный
- •5.2 Двигатели большой степени двухконтурности
- •5.4 (C). Двигатель General Electric «ge90», (диаметр вентилятора на входе 3.12м).
- •5.3 Температура на входе в турбину
- •Тема 6 Элементы механики течения сжимаемого газа
- •6.0 Введение
- •6.1 Несжимаемый и сжимаемый поток(течение)
- •6.2 Статическое и заторможенное состояния
- •6.3 Запертое сопло
- •6.4 Приведенный массовый поток
- •7.1 Определения и условные обозначения
- •7.2 Определение реактивной скорости и степени повышения давления в вентиляторе
- •7.3 Удельный расход топлива с учетом установки двигателя на самолет
- •Р исунок 7.4
- •7.4 Соотношение реактивных скоростей в контурах
- •8.0 Введение
- •8.1 Параметры и характеристики двигателя
- •8.2 Безразмерные переменные двигателя
- •8.3 Безразмерное представление тяги
- •8.4 Практические параметры для вычислений
- •9.0 Введение
- •9.1. Уравнение работы Эйлера
- •9.2 Коэффициент расхода и коэффициент работы
- •9.3 Осевая турбина
- •9.4 Осевой центральный компрессор
- •9.1(2) Лопатки осевых компрессоров и турбин
- •9.2(2) Осевая турбина
- •9.3(2) Осевой центральный компрессор
- •Тема 10 Камера сгорания
- •10.1 Выделение химической энергии
- •10.2 Относительный расход топлива и температура перед турбиной
- •10.3 Скорость горения и стабилизация пламени
- •10.4 Ограничения подачи топлива и эффективность горения
- •10.5 Охлаждение стенок кольцевых камер сгорания
- •10.6 Эмиссия: возникновение, управление и контроль
- •11.0 Введение
- •11.1 Свойства газов в газовой турбине
- •11.2 Реактивное сопло
- •11.3 Вентилятор
- •11.4 Центральный компрессор ( компрессор вд)
- •11.4.1 Определение эффективности, изоэнтропическая и политропическая эффективность
- •11.4.2 Нерасчетные режимы многоступенчатых компрессоров
- •11.5 Характеристики турбин
- •12.0 Введение
- •12.1 Допущения и упрощения
- •12.2 Одновальный турбореактивный двигатель
- •12.2.1 Отношение давлений в турбине. Баланс мощностей турбины и компрессора
- •12.2.2 Согласование работы турбины и реактивного сопла
- •12.2.3 Рабочая линия компрессора
- •12.3 Двухвальный турбореактивный двигатель
- •12.4 Двухвальный турбовентиляторный двигатель большой степени двухконтурности.
- •12.5 Трехвальный турбовентиляторный двигатель большой степени двухконтурности.
- •13.0 Введение
- •13.1 Типы боевых самолетов
- •13.2 Требования к боевому самолету
- •13.3 Параметры изучаемого проекта
- •14.0 Введение
- •14.1 Подъем и ускорение
- •14.2 Лобовое сопротивление и подъемная сила
- •14.3 Энергетическая и специфическая избыточная мощность
- •14.4 Эксплуатация на пониженных режимах
- •14.5 Управляемый вектор тяги
- •15.0 Введение
- •15.1 Удельная тяга
- •15.2 Особенности двигателей с высокой удельной тягой
- •15.2.1 Смешение потоков газогенератора и внешнего контура
- •15.2.2 Компрессор нд или вентилятор
- •15.2.3 Основной компрессор
- •15.2.4 Камера сгорания
- •15.2.5 Турбина
- •15.2.6 Форсажная камера
- •15.2.7 Реактивное сопло
- •15.2.8 Сверхзвуковое входное устройство
- •15.3 Термодинамический цикл двигателей боевых самолетов
- •15.4 Некоторые ограничения для двигателей боевых самолетов
- •15.5 Режимы работы двигателя
- •16.0 Введение
- •16.1 Стандарт технологии
- •16.2 Полный расчет двигателя
- •16.3 Выбор полной степени повышения давления
- •16.4 Выбор степени повышения давления вентилятора
- •16.5 Размер двигателя для максимального режима
- •16.6 Эффект дожигания (использования форсажа)
- •16.7 Эффект изменений в принятых параметрах
- •17.0 Введение
- •17.1 Значение нерасчетных режимов
- •17.2 Альтернативные проекты
- •17.3 Модель двухконтурного двухвального двигателя
- •17.3.1 Запертые турбины
- •17.3.2 Баланс мощности вала нд
- •17.3.3 Расход воздуха
- •17.3.4 Метод решения
- •17.4 Влияние изменения температуры перед турбиной
- •17.5 Размерный анализ и расчет характеристик
- •17.6 Проекты 1 и 2 двигателя на максимальном и боевом режимах
- •17.7 Работа двигателя при пониженной тяге
- •18.0 Введение
- •18.1 Компрессоры
- •18.2 Турбины
- •19.0 Введение
- •19.1 Смешение потоков в двигателе высокой степени двухконтурности
- •19.2 Эффекты изменения параметров на стадии проектирования
- •19.3. Эффекты изменения параметров выполненного двигателя
- •19.4 Высокоскоростной гражданский транспорт
- •19.5 Проект самолета большой дальности
15.5 Режимы работы двигателя
Всё чаще на военных двигателях используются электронные системы управления, которые гарантируют контроль над всеми действиями. (FADEC - полная ответственность, или цифровой электронный контроль над управлением; эта аббревиатура используется в системах управления на современных двигателях). Часть контроля остаётся, конечно, в руках пилота, в том случае, если возникает критическая ситуация, но, однако существуют ограничения на время, в течение которого пилот способен поддерживаться некоторые эксплуатационные режимы. К критическим режимам двигателя часто относят:
Боевой режим (Форсаж):
Это процесс работы двигателя с включенной форсажной камерой, когда двигатель работает при максимально - дозволенной температуре на входе в турбину, максимальной температуре за компрессором или максимальной величине отношения . Период работы на данном режиме обычно ограничен, скажем, 2.5 минутами.
Максимальный бесфорсажный режим
Это максимальная работа двигателя без использования форсажной камеры. В самом простом случае, при действии форсажной камеры состояние двигателя вверх по течению до выхода из турбины поддерживается таким же, как и при боевом режиме.
Промежуточный форсированный режим
На этих режимах разрешается работать намного дольше, приблизительно 30 минут. Форсажная камера включена
Максимальный продолжительный режим (Номинальный):
Это состояние, при котором двигатель может использоваться без ограничения во всём операционном диапазоне или времени полёта.
Резюме темы 15
Также как не существует единственного типа самолёта, способного выполнить все задачи оптимальным способом, также и с двигателем: заключительным выбором должен стать компромисс. Процесс выбора двигателя и самолёта предполагает многочисленные моделирования, итогом которых должно явиться установление наиболее удовлетворительных комбинаций, позволяющих выполнять поставленные задачи. Хорошая комбинация будет способна выполнить больше поставленных целей, но может быть и так, что для выполнения отдельных задач будет необходим некоторый компромисс, например, дополнительная заправка топливом от самолёта-танкера. Вообще, можно сказать, что оптимальный двигатель должен иметь высокую удельную тягу без использования форсажной камеры (то есть двигатель должен быть способен производить максимальную тягу при работе на «сухом» режиме). Если стадии боя требуют большую долю топлива, тогда этот летательный аппарат можно смело отнести к самолётам - перехватчикам. Если же самолёт имеет главную свою миссию, заключённую в установлении воздушного превосходства (то есть классический истребитель), тогда в процессе военных действий будет использовано меньше половины топлива, потреблённого во время выполнения круиза или патрулирования, что особенно важно. Для подобного типа самолётов достаточно маленького двигателя, создающего «сухую» тягу сопоставимую с целью миссии, но использование форсажной камеры в течение короткого времени боя, будет лучшим.
Требование по необходимости снижения отношения веса двигателя к производимой им тяге, предполагает создание двигателя с низкой степенью двухконтурности, но высокой реактивной скоростью (для двигателя с высокой величиной удельной тяги, степень двухконтурности заметно ниже). В большинстве случаев, форсажная камера, устанавливается между смесителем и реактивным соплом. Если форсажная камера установлена на двигателе, реактивное сопло должно иметь переменную площадь горла (или критического сечения сопла); для сверхзвукового полёта обычно, хотя и не всегда, принято делать сужающееся - расширяющееся реактивное сопло, хотя степень расширяющейся части обычно меньше, чем это необходимо для изоэнтропического расширения до окружающего давления.
Для самолёта, имеющего своей главной миссией совершение режима полёта с числом Маха около 2.0, обычно применяются входные устройства, которые предназначены для уменьшения потерь от скачка, с проявлением последовательных косых скачков (обычно не более 3). Для самолёта, имеющего своей первоначальной задачей совершение полёта на более низких скоростях, вероятно, будет использовано более простое и лёгкое входное устройство без использования переменных конструктивных элементов.
Тема 16 |
Проектная точка боевого двигателя |