17.0 Введение
Двигатель для высокоскоростного самолёта должен работать в широком диапазоне условий, некоторые из которых были обсуждены в Темах 13, 14 и 15. Особо важным условием является изменение температуры торможения на входе, которое может меняться от 216 К до 400 К при числе Маха полёта, равном 2. Как следствие, отношение температуры на входе в турбину к температуре на входе в компрессор T04 / T02 существенно изменяется. Однако, для дозвукового гражданского самолёта, величина изменений отношения температур T04 / T02 сравнительно небольшая для режимов взлёта, набора высоты и круиза. А так же для условий, являющихся критическими к требованиям тяги и расходу топлива, обычно это касается режимов спуска самолёта, когда он совершает посадку или вынужденно кружится над зоной аэропорта, при этом величина отношения температур T04 / T02 радикально уменьшается.
В Теме 8 рассматривались динамическое вычисление и размерный анализ двигателей. При этом безразмерные операционные точки двигателя поддерживались постоянными, например, если величина отношения температур Т04 / Т02 постоянна, тогда двигатель работает на расчётном режиме, предусмотренном проектом. Для определения эксплуатационного режима двигателя может использоваться величина , любая из степеней повышения давления или безразмерных массовых потоков, но величина отношения температур T04 / T02 имеет интуитивное преимущество, так как тяга двигателя изменяется, изменяя при этом величину потока топлива, что изменяет величину температуры Т04. Предметом настоящей темы, является рассмотрение двигателя боевого самолёта, для которого можно провести аналогии, с гражданским летательным аппаратом. Основное различие заключается в применении для военного двигателя смесителя потоков внешнего контура и потока газогенератора, который отсутствует на гражданском двигателе.
Первая часть этой темы развивает тему, опираясь на материалы и факты, изложенные в Теме 12 для гражданского двигателя на нерасчётном режиме (вне проектных условий). Сначала появляется необходимость в производстве максимальной величины тяги: для боевого режима с использованием форсажной камеры, или же для максимального «сухого» режима без использования форсажа. Затем будет представлен анализ двигателя, работающего при уменьшенной величине тяги, поскольку это присуще для большинства миссий полёта
17.1 Значение нерасчетных режимов
Для двигателя военного самолёта наиболее важной переменной, которая изменяется по всему диапазону полёта, является температура торможения на входе. Действие вне проекта, на нерасчётном режиме, установлено тремя ограничениями на двигатель, показанными на рисунках 15.8 и 17.1, отображающих соответствующие участки температур
Рисунок 17.1. Графики зависимостей температуры на входе в турбину Т04 и температуры за компрессором Т03 от температуры на входе в компрессор T02.
При низкой величине температуры на входе появляются ограничения в частоте вращения , что означает поддерживание величины температуры на входе в турбину постоянной, то есть T04 / T02 = Const; на этой стадии двигатель работает при одном и том же безразмерном состоянии, так что все степени повышения давления также остаются постоянными. При более высокой температуре на входе, температура перед турбиной Т04 достигает своей максимально-допустимой величины, и при дальнейшем увеличении температуры на входе возникает необходимость в постоянном снижении величины отношения температур Т04 / Т02, чтобы поддерживать величину температуры Т04 постоянной. Двигатель больше не способен работать при постоянном безразмерном условии, так как и все степени повышения давления в двигателе понижаются.
Дальнейшее увеличение температуры на входе может вести к достижению верхнего предела температуры за компрессором Т03, и если температура Т02 продолжает расти далее, температура Т04 должна понижаться, чтобы уменьшить отношение давлений в компрессоре, и, следовательно, поддерживать величину температуры Т03 на её верхнем пределе.