17.2 Альтернативные проекты

Когда в Теме 13 был представлен новый самолёт истребитель, было показано, что отношение тяги к весу на взлёте, должно быть, по крайней мере, равно единице, при использовании форсажной камеры и 0.66 на бесфорсажном режиме. (Эти величины представлены для стандартных атмосферных условий на уровне моря, при температуре, равной 288.15 K и давлении 101.3 кПа). Учитывая взлётный вес, составляющий 18 тонн, величина статической тяги на уровне моря для каждого из двигателей должна составлять 88.3 кН при включённой форсажной камере, и 58.3 кН при выключенной.

Проект 1

Проектная точка, принятая на уровне моря, обычно определяет размер двигателя и требования к величине тяги, производимой этим двигателем. Опираясь на опыт Темы 16, при выборе проектной точки необходимо принять величины степени повышения давления вентилятора Р₀₂₃ / Р₀₂ = 4.5 и полной степени повышения давленияP₀₃ / P₀₂₃ = 30. При использовании для проекта вычислений, указанных в Упражнении 16.7, и уровне технологии, изложенном в разделе 16.1, результаты расчётов примут табличный вид (Таблица 17.1). Для статических условий, соответствующих уровню моря, отношение давлений в вентиляторе составляет 4.50, полного давления – 30, величины температур T₀₂ = T_a = 288.15 K, T₀₄ = 1 850 K, величина отношения температур Т₀₄ / Т₀₂ = 6.42, уровень технологии подобен тому, который был принят в разделе 16.1.

Таблица 17.1. Проект 1: проектная точка на стенде.

РЕЖИМЫ:	T03	bpr	Vj	Удельная тяга	sfc
	(К):		(м/сек):	(м/сек):	(кг/час/кг):
Бесфорсажный:	872.5	0.471	848	865	0.805
Форсажный:	872.5	0.471	1 267	1 341	1.543

Из Таблицы 17.1 видно, что температура за компрессором только на 2.5 K ниже предельной величины, составляющей 875 K (при совершении полёта на уровне моря в жаркий день, величина температуры поднимется, сразу возникает необходимость уменьшения величины температуры перед турбиной, поэтому величина отношения температур T₀₄ / T₀₂, станет несколько ниже величины проекта). Двигатель в условиях стенда находится в его самой высокой безразмерной операционной точке, другими словами величины отношения температур T₀₄ / T₀₂ , , и все степени повышения давления, имеют свои максимальные значения. При снижении температуры на входе, что происходит при снижении числа Маха полёта и увеличении высоты, чтобы поддерживать величину отношения Т₀₄ / Т₀₂ постоянной, необходимо уменьшить величину температуры на входе в турбину, тогда двигатель останется в той же безразмерной операционной точке. Например, на высоте тропопаузы, которой соответствует температура T_a = 216.65 К, при числе Маха на входе в двигатель 0.9, температура на входе Т₀₂ составляет только 251.7 K;, двигатель всё же работает при том же самом безразмерном состоянии, но уже с уменьшенной величиной температуры Т₀₄ до 1 616 K. На высоте тропопаузы при числе Маха 1.28, величина температуры Т₀₂ составляет 288.15 К. как на уровне моря, при которой двигатель соответствует проекту с отношением T₀₄ = T_04max. Температуры за компрессором Т₀₃ и перед турбиной T₀₄, представлены на рисунке 17.1 Для двигателя величина отношения температур Т₀₄ / Т₀₂ должна понижаться, если величина температуры Т₀₂ > 288.15 K, так как температура Т₀₄ достигает своей максимальной величины, и двигатель работает ниже безразмерной проектной точки. Дальнейшее увеличение числа Маха до 1.35, приведёт к ограничению температуры за компрессором, которая соответствует 875 K. Тогда при увеличении числа Маха, величина температуры Т₀₄ должна быть уменьшена (и следовательно величина отношения температур T₀₄ / T₀₂), чтобы предотвратить превышение температуры за компрессором.

Проект 2

Этот проект двигателя был сформирован таким образом, чтобы летательный аппарат мог совершать полёт при перегрузке в 3 · g и числе Маха M = 0.9 на высоте тропопаузы. Из Таблицы 14.1 видно, что требование к тяге двигателя для этого условия составляет 35.8 кН. Из Темы 16, для проектной точки, выбираются соответствующие отношение давлений вентилятора P₀₂₃ / P₀₂= 4.5 и полное отношение давлений P₀₃ / P₀₂₃ = 30, число Маха полёта M = 0.9, температура окружающей среды T_a = 216.65 K, температура на входе в компрессор Т₀₂ = 251.7 К, температура на входе в турбину Т₀₄ = 1 850 K, величина отношения температур Т₀₄ / Т₀₂ = 7.35, а уровень технологии подобен тому, что был принят в разделе 16.1. Сам Проект 2 двигателя рассматривается в Упражнениях 16.3 и 16.5, параметры и операционные точки которого занесены в Таблицу 17.2.

Таблица 17.2. Проект 2: проектная точка на тропопаузы для М = 0.9.

РЕЖИМЫ:	T03	bpr	Vj	Удельная тяга	sfc
	(К):		(м/сек):	(м/сек):	(кг/час/кг):
Бесфорсажный:	762.2	0.996	876	625	0.888
Форсажный:	762.2	0.996	1 430	1 250	1.680

Удельная тяга и требования, предъявляемые к тяге, позволяют определить массовый расход потока, необходимый для создания «сухой» тяги с массовым потоком, равным кг / сек, и 28.6 кг / сек, соответственно при дожигании топлива. Двигатель, пропускающий 28.6 кг / сек был бы маленьким, по современным стандартам (чуть больше двигателя «Viper», представленного в разделе 12.2), и для поддержания величины перегрузки в 3 · g, при числе Маха полёта М = 0.9, не требуется высокая величина тяги, значит использование форсажной камеры на подобном двигателе нецелесообразно. Однако для проектной точки требуется поддерживание безразмерной угловой скорости и степени повышения давления в их максимальной величине. Если уменьшить величину температуры Т₀₂, например, понизив скорость полёта, тогда температура на входе в турбину также должна быть уменьшена. Если повысить величину температуры на входе, тогда величина отношения температур Т₀₄ / Т₀₂ должна понизиться, так как температура Т₀₄ уже имеет свою максимальную величину. На высоте уровня моря, при статических условиях, например,

T₀₄ / Т₀₂ = 1850 / 288 = 6.42 (так же как и для Проекта 1), но для Проекта 2, полное отношение давлений будет уменьшено до 21.4. Ниже, это будет продемонстрировано количественно. На рисунке 17.1 эта величина температуры показана возле Проекта 1. Первоначальный предел Проекта 2 ограничен температурой на входе в турбину. Поскольку рассматривается запертый двигатель при температуре 251 K (совершающий полёт на высоте тропопаузы при числе Маха М = 0.9), отношение давлений компрессора и температурное повышение намного ниже, а температура за компрессором никогда не достигает своего верхнего предела.