16.7 Эффект изменений в принятых параметрах

Теперь необходимо оценить влияние принятых величин параметров, определяющих уровень технологии и позволяющих выполнить вычисления. Возникает спорный вопрос, насколько же чувствительны заключения к этим допущениям. В этом разделе, будет предпринята попытка ответить на некоторые из возникших вопросов. Особое внимание уделяется вычислениям на «сухом» режиме, без использования форсажа, так как этот режим более чувствителен к изменению параметров двигателя.

Будут произведены сравнения для случая, с проектом двигателя, предназначенного совершать полёты при числе Маха М = 0.9, с полной степенью повышения давления P₀₃ / P₀₂ равной 30 и отношение давлений вентилятора Р₀₂₃ / P₀₂, равной 4.5. С этой комбинацией и уравнением технологии, представленным в разделе 16.1, величина степени двухконтурности, составляет 0.997 (для Упражнения 16.3). В таблице, представленной ниже, даётся изменение одного параметра одновременно с соответствующими изменениями других величин.

Таблица 16.3. Эффект изменения параметров в проектной точке.

Отношение давлений поддерживается постоянным	Δ (FN / m), %:	Δ (sfc), %:	Δ (bpr):
Температура газа перед турбиной уменьшается от 1850 до 1750 К	1.2	2.0	-0.23
Увеличение эффективности компрессора НД от 0.85 до 0.90	-4.0	-4.5	0.21
Уменьшение эффективности компрессора ВД от 0.90 до 0.85	3.4	3.8	-0.17
Уменьшение эффективности турбины ВД от 0.875 до 0.825	2.4	2.7	-0.10
Уменьшение эффективности турбины НД от 0.875 до 0.825	2.6	2.8	-0.10
Потери на давление торможения в камере сгорания 5 % от P03	2.3	2.5	-0.09
Потери на давление торможения во втором контуре 5 % от P023	-3.5	-0.9	0.09
Потери на давление торможения в реактивном сопле 5 % от P05	-1.4	-1.4	0.00
Увеличение охлаждающим воздухом турбины на 50%	2.5	3.7	-0.25
Часть турбины, оставшаяся неохлаждённой	-3.5	-5.1	-0.48

Можно заметить, что при уменьшении температуры на входе в турбину с 1850 К до 1750 К величина удельной тяги увеличивается на 1.2 %, величина удельного расхода топлива увеличивает на 2.0 %, величина степени двухконтурности уменьшается на 0.23. Предсказание увеличения удельной тяги при понижении температуры с падением эффективности является неожиданным. Причиной этого несоответствия является условие, по которому отношение давлений вентилятора и всего двигателя остаются постоянными. Снижение работы на выходе из газогенератора обращается в снижение степени двухконтурности. Когда принято снижение температуры перед турбиной на 100К, тогда величина удельной тяги возрастёт в 1.012 раза от первоначальной величины, в то же время величина степени двухконтурности уменьшится на 0.23, от 0.997 до 0.767. В результате понижения степени двухконтурности, полный массовый расход через двигатель, для того же самого массового потока через газогенератор, уменьшится. Поэтому величина полной тяги нетто сократится в отношении , что означает снижение тяги на 10.4 %.

Для всех случаев, представленных в Таблице 16.3, изменения величин удельной тяги и расхода топлива сравнительно малы, а эффект степени двухконтурности, приводящий к снижению тяги всякий раз, когда понижаются составляющие полезные действия, или потери превалирует. Из всех компонентов, представленных в Таблице 16.3, изменение эффективности компрессора НД имеет самый большой эффект.

Величины изменений удельной тяги, удельного расхода топлива и степени двухконтурности, представленных в таблице, довольно малы, тем более когда рассматривается относительно большой размер изменений эффективности или потерь, а общие выводы, сделанные в данной теме могут рассматриваться как вполне обоснованные. Примечательно, что эффект потери давления в камере сгорания, канале второго контура или реактивной трубе относительно мал, оправдывая допущения, принятые для упрощения изложения материала, не обращать особого внимания на оценку характеристик этих элементов при вычислениях. Эффект изменения охлаждения турбины, однако, является большим; отказ от учета охлаждающего воздуха, приводящий к завышению величины тяги нетто на 43 %, является существенной ошибкой. Также, анализируя данные, представленные в таблице 16.3, можно заметить, что между повышением температуры на входе в турбину и увеличением количества охлаждающего воздуха существует аналогия: из данных, представленных в таблице 16.3, понижение величины температуры Т₀₄ на 100 К, приводит к понижению величины тяги на 10.4 %, в то время как увеличение количества охлаждающего воздуха на 50% приводит к сокращению величины тяги на 10.3 %. Эти величины характеризуют важный баланс, которому на этапе проектирования должно быть уделено большое внимание.

На графиках рисунка 16.7, рассматривается эффект потерь на входе, при совершении полёта с числами Маха М = 1.5 и 2.0. Кривые представлены для обеих скоростей, в трёх случаях: для обратимого входного отверстия, при возникновении прямого скачка и где потери определяются по MIL-E-5007/8. При полёте с числом Маха равным M = 2, потери величины удельной тяги при прямом скачке составляют 6 % по сравнению с потерями при изоэнтропическом торможении. Увеличение удельного расхода топлива так же проявляется при низких степенях повышения давления вентилятора. Потребление, соответствующее норме MIL-E-5007/8 подразумевает потерю тяги около 2 % по сравнению со случаем изоэнтропического торможения при М = 2.0. Для М = 1.5 потери, связанные с прямым скачком малы, что объясняет использование простых входных устройств самолёта, чьей первоначальной миссией не является набор скорости, превышающий скорость полёта самолёта F-16.

Рисунок 16.7. Графики зависимостей удельная тяга и удельного расхода топлива от степени повышения давления вентилятора.

Упражнение 16.7

a) Для тех же самых трех условий проекта, используемых в упражнении 16.3, найдите удельную тягу и удельное топливное потребление( удельный расход топлива) с дожиганием при температуре на выходе 2200 К

( Ответ: удельная тяга = 1250, 1233, 1168 м/с; удельный расход топлива = 1.68, 1.66, 1.69 кг/ч/кг)

б*) Найдите удельную тягу, и удельный расход топлива для двигателя из упражнения 16.6, если в течение взлета используется дожигание.

(Ответ: удельная тяга = 1341 м/с, удельный расход топлива = 2.27 кг/ч/кг)

Упражнение 16.8

Определить массовый расход воздуха и диаметр входа вентилятора (на том же самом основании как в упражнении 16.4 и 16.6) когда используется дожигание, чтобы создать необходимую тягу.

a) Для установившегося полета с перегрузкой 1 g с М = 0.9,1.5 и 2.0

(Ответ: = 6.4, 21.0, 37.9 кг/с; D = 0.33, 0.43, 0.43 м)

б) Для установившегося разворота с перегрузкой 3g с М. = 0.9 и 1.5.

(Ответ: = 28.6, 31.8 кг/с; D = 0.70, 0.53 м)

в *) Для взлета, когда отношение тяги к весу равно единице.

(Ответ: = 65.9 кг/с; D = 0.67 м)

Упражнение 16.9

Для нового самолета-истребителя, глава 13, принять, что максимальная масса топлива, доступная в течение боя равна 2 тоннам (то есть 1 тонна на двигатель). Используя результаты упражнений 16.3 и 16.6, с указанной тягой в упражнении 14.4, вычислите максимальное время работы, когда тяга может быть произведенной с дожиганием и без дожигания топлива в условиях М= 2.0 для установившегося полета с перегрузкой 1 g, а также в условиях с М = 0.9 и 1.5 в установившемся развороте с перегрузкой 3g .

(Ответ: 1g, М = 2.0; режим М 10.0 минут, дожигание топлива 7.9 минут: 3g, М=0.9; режим М 18.5 минут, дожигание топлива 9.8 минут: 3g, М. = 1.5; режим М 13.2 минут, дожигание топлива 9.0 минут)

Резюме раздела 16

Вычисления были произведены для проекта двигателя при трёх числах Маха полёта на высоте, соответствующей тропопаузе и уровне моря. При вычислениях проектной точки (далее сокращённо проекта), полное отношение давлений, отношение давлений вентилятора и степень двухконтурности были приняты как независимые величины. Поэтому результаты расчётов каждого из трёх двигателей, не совпадают ни при каких условиях (тем более каждый проект двигателя разрабатывался для различных по уровню сложности миссий). В терминах безразмерной операционной точки двигателя определяющим является параметр отношение температуры на входе в турбину к температуре на входе в компрессор T₀₄ / T₀₂.

Вычисления были выполнены при том же уровне технологии: температура на входе в турбину, максимальная температура за компрессором, КПД компрессора и КПД турбины, относительный расход воздуха, используемого для охлаждения турбины. Используемые величины, являются представительными для современной продвинутой практики. Так же были выполнены вычисления, показывающие, что малые изменения в любой из используемых величин не будут серьёзно искажать результат (ни в величинах удельной тяги, ни удельного расхода топлива). Наиболее важный дополнительный вывод, относительно элементарных вычислений, выполненных для двигателя гражданского самолёта, представленного в Темах 4 - 12, выражает роль массового расхода потока воздуха, необходимого для охлаждения турбины. Потери давления торможения в камере сгорания, канале второго контура и реактивной трубе практически не влияют на изменение величин удельной тяги и удельного расхода топлива.

Использование эффекта дожигания может заметно повысить величину удельной тяги, при относительно большом увеличении удельного расхода топлива. Увеличение удельной тяги и удельного расхода топлива, при включённой форсажной камере, намного меньше для двигателя, предназначенного совершать полёты при числе Маха М = 2.0, чем для двигателя, способного совершать полёты при числе Маха М = 0.9. Главным образом это происходит потому, что температура истекающего газа в двигателе, работающем на «сухом» режиме при числе Маха М = 2.0 итак довольно высока. Для двигателя, способного совершать полёт при числе Маха М = 0.9 на высоте тропопаузы, величина удельной тяги увеличивается почти в два раза при использовании дожигателя. Для двигателя, рассчитанного выполнять развороты с величиной перегрузки в 3 · g, при этом числе Маха, диаметр входного устройства может быть уменьшен от 1 м. до 0.7 м (при установленной форсажной камере)

Двигатель, предназначенный для создания высокой тяги при скорости М = 2.0, должен иметь низкую степень двухконтурности (такой двигатель, жаргонно, называют – «прохудившимся» турбореактивным двигателем). Степень двухконтурности подобного проекта составляет 0.11. Для полёта при числе Маха М = 0.9, оптимальная величина близка к единице (для текущего уровня технологии). Если бы уровень технологии был ниже, степень двухконтурности и отношение давлений вентилятора, также были бы заметно ниже.

Тема 17

Нерасчетный режим боевого двигателя (Характеристики двигателя)