16.0 Введение

В этой теме будут рассмотрены три отдельных проекта двигателя, соответствующих разным эксплуатационным режимам. Для удобства будут использованы три точки проекта, расположенных в тропопаузе (на высоте 11 000 м, при стандартной атмосферной температуре 216.65 К и давлении 22.7 кПа) для чисел Маха 0.9, 1.5 и 2.0. Величины тяги, требуемой для заданных условий, были определены в упражнении 14.4. Для каждого условия был разработан отдельный двигатель; это заметно отличается от реального проектирования двигателя для одного условия, а затем рассматривается его поведение при различных условиях, чему будет посвящена Тема 17.

В этой теме все точки проекта будут соответствовать двигателю, требуемому для создания максимальной тяги, хотя окончательная пригодность двигателя для его миссии может зависеть от выполнения по расходу топлива, когда тяга намного меньше максимальной. Проекты будут изучаться сначала без использования форсажной камеры на «сухом» режиме, затем с включённой форсажной камерой; форсажная камера будет использована для повышения величины температуры истекающего газа без изменения эксплуатационного режима остальных частей двигателя, когда давление торможения на входе в реактивное сопло не изменяется.

Двигатели, рассматриваемые в этой теме, будут иметь двухконтурный тип со смешением подобно тому, что изображён на рисунке 15.1, нумерация сечений сохраняется. Обратите внимание на расчётные сечения «13» (расположенное за вентилятором во внешнем контуре) и сечение «23» (за вентилятором для основного потока, проходящего через газогенератор); для упрощения изложения материала и приведения расчётов будет принято, что Р₀₂₃ = P₀₁₃ и Т₀₂₃ = Т₀₁₃. Существующие потери на смешение потоков настолько малы, что ими можно пренебречь. В результате, если отношение давлений вентилятора известно, тогда таким же по величине будет давление на выходе из турбины; так определяется состояние газогенератора. Расчёт степени повышения давления в вентиляторе производится легче чем, например, расчёта степени двухконтурности, чтобы получить нужную реактивную скорость, а соответственно и величиу тяги.

При сравнении различных проектов некоторые параметры должны быть приняты постоянными. Будет принят одинаковый подход к технологии расчета, например, максимальные температуры и эффективности узлов будут сохранены равными для всех проектов. Это является предметом следующего раздела.

16.1 Стандарт технологии

Стандарт технологии, описанной в этом разделе, будет использоваться для всего материала, излагаемого в Темах 16 - 18. Стандарт, принятый здесь, является объективным и соответствует тому, которым пользуются крупнейшие компании-производители авиационной техники. Самые основные параметры, определяющие стандарт технологии изложены в таблице 16.1.

Таблица 16.1. Параметры и ограничения, принимаемые в Темах 16-18.

Температура на входе в турбину:	1 850 К
Температура на выходе из компрессора:	875 К
Политропическая эффективность компрессора НД:
Политропическая эффективность компрессора ВД:
Политропическая эффективность турбин ВД и НД:

Температура на входе в турбину определяется фактической величиной температуры за СА турбины ВД, то есть после смешения с охлаждающим воздухом СА. Максимальная температура за компрессором соответствует лопаткам и дискам, сделанным из титанового сплава; при использовании сплавов, основанных на Ni, возможно увеличение температура на 100 К, но детали из никелевых сплавов обладают большей массой, а их использование приведёт к увеличению веса узлов, так же при использовании никелевых сплавов понижается максимальная угловая скорость (или скорость вращения) из-за увеличения механического напряжения. Выбранные величины температур Т₀₄ и Т₀₃ близки к максимально-допустимым температурам, наиболее приемлемым для этого типа двигателей.

Для удобства, в этой и следующих темах, будут использоваться политропические эффективности, тем более что в Теме 11, были описаны процессы преобразования между политропической эффективностью и изоэнтропической (иногда называемой адиабатической). Обратите внимание, что величины эффективностей для военных двигателей несколько ниже, чем для гражданских. Представленные здесь величины эффективности характерны для максимальной величины тяги; при уменьшении тяги числа Маха внутри двигателя понижаются, а коэффициенты полезных действий при этом будут повышаться.

При анализе цикла, если требуется найти соответствующие значения величин удельной тяги, необходимо учитывать наличие охлаждающих потоков. Принимаем, что 20 % воздуха, входящего в компрессор ВД, используются для охлаждения турбины. Из них 8 % используются для охлаждения СА ТВД (этот эффект заранее учтён, и в совокупности с первоначальной температурой составляет температуру на входе в турбину), другие 8 % используются для охлаждения ротора ТВД; при простом анализе цикла, воздух с давлением на выходе из компрессора и температурой Т₀₃, соединяется с газом, выходящим из ротора ТВД, где они в совокупности должны понизить величину температуры. Оставшиеся 4 % используются для охлаждения турбину НД, смешиваясь на выходе из ротора турбины НД.

Величина температуры на входе в турбину при подаче большего количества охлаждающего воздуха может быть повышена.

Более детальный анализ включает расчёт потерь давления торможения в камере сгорания, в канале внешнего контура и реактивной трубе. Для каждого из этих случаев, величина давления торможения падает на величину порядка 5 % от местного давления торможения. Существуют также потери в давлении торможения, связанные с повышением температуры в форсажной камере. Однако в данном случае для простоты расчётов этими потерями можно пренебречь. Потерями на входе при дозвуковых скоростях полёта также пренебрегают, но при полётах на сверхзвуковых скоростях все величины потерь учитываются (об этом говорилось в разделе 15.2, когда обсуждались требования MIL-E-5007/8).

Реактивное сопло должно обеспечивать полностью обратимое расширение до величины окружающего давления, упрощенно таковым является сужающе - расширяющееся реактивное сопло. Большинство двигателей способны работать только с сужающимся реактивным соплом, при использовании которого неизбежна потеря тяги, особенно при высоких степенях понижения давления; это особенно наблюдается при полёте на больших скоростях из-за большого повышения давления на входе.

При включённой форсажной камере максимальный расход топлива определяется возможностью использования всего кислорода. Тогда температура приближается к стехиометрической величине, равной, примерно, 2 200 К. Некоторые двигатели в процессе работы позволяют изменять количество подаваемого в форсажную камеру топлива, производя при этом переменную степень повышения тяги, но в рассматриваемом здесь случае предполагается, что всякий раз, когда используется форсажная камера, величина температуры максимальна.

При рассмотрении военного двигателя величина удельной теплоемкости, а также величины k и R для газа будут постоянны. Наиболее удовлетворительным является приближение, при котором величина R = 287 Дж / кг · К. Для чистого воздуха величина k = 1.40, следовательно, величина C_P = 1005 Дж / кг · К, а для продуктов сгорания эти величины k = 1.30 и C_pe = 1244 Дж / кг · К соответственно. (Обе величины представлены приблизительно, так как k является функцией, зависящей от температуры, как показано на рисунке 11.1).

Упражнение 16.1

Самолет летит в тропопаузе, 11000 м., температура окружающей среды равна 216.65K. Найти максимальную полную степень повышения давления для двигателя при полете с числом Маха 0.9, 1.5 и 2.0 с учетом того, что максимальная допустимая температура на выходе из компрессора - 875 K. Примите политропический КПД объединенных компрессоров - 0.875.

(Ответ: 45.4; 23.0; 11.9)

Смешение

Всякий раз в процессе смешения происходит потеря давления торможения, хотя иногда наблюдается повышение статического давления. Этот процесс зависит от массового потока, импульса и энергии каждого из потоков. В турбине происходит смешение между основным потоком и потоком охлаждающего воздуха (который составляет малую долю всего воздуха). Гораздо более существенный процесс смешения происходит между потоком газогенератора и потоком внешнего контура за турбиной НД. Необходимо, в принципе, выполнение детального вычисления смешения потоков газогенератора и внешнего контуров; однако потери давления составляют всего несколько процентов, и на данной стадии допускается принятие упрощения, что процесс смешения происходит без потерь давления торможения. Как обсуждалось в разделе 15.2, принимается, что давление торможения газового потока за турбиной НД, является равным давлению торможения за компрессором НД, то есть:

,

(16.1)

что в свою очередь, равно давлению торможения в горле реактивного сопла Р₀₈, и на выходе из реактивного сопла Р₀₉. Предположение о величине давления торможения во внешнем контуре и в канале, ведущем к выходу из реактивного сопла, могут быть оправданы только, при том условии, что число Маха потока, на выходе из турбины и канала внешнего контура, обычно не превышает 0.3., хотя потери резко возрастают с увеличением числа Маха.

Основной поток с температурой Т₀₅ будет смешиваться с более прохладным потоком внешнего контура, имеющим температуру Т₀₁₃ до образования смеси газов с однородной температурой Т₀₆ перед входом в реактивное сопло. При совершении полёта на «сухом» режиме (то есть без использования форсажной камеры), температура смеси в реактивном сопле будет определяться как:

,

(16.2)

где C_P, C_pe и C_pm - удельные теплоёмкости воздуха до сгорания газа (то есть в потоке внешнего контура), на выходе из турбины и смешанного потока, прежде, чем он войдёт в реактивное сопло, как показано в уравнении 15.4.

При совершении полёта с включенной форсажной камерой, температура в горле реактивного сопла ( T₀₈ = Т_0ab ) определяется расходом топлива, тем более, если принять, что процесс горения ведёт к незначительной потере давления в реактивной трубе, при использовании газа с величинами k = 1.30, а C_P = 1 244 Дж / кг · К. При работе форсажной камеры температуры газа настолько высоки, что часть потока внешнего контура используется для охлаждения стенок реактивной трубы и реактивного сопла, чем в данном случае пренебрегают.