17.6 Проекты 1 и 2 двигателя на максимальном и боевом режимах
Напомним, что Проект 1 двигателя, принят для статических условий, соответствующих высоте уровня моря, при температуре окружающей среды Та = 288 К. Расчётная точка двигателя, соответствующего Проекту 2, принята для числа Маха полёта
M = 0.9, на высоте тропопаузы. На рисунках 17.7, и 17.8 представлены сравнительные результаты для параметров точек Проекта 1 и Проекта 2, двигателей, находящихся на высоте тропопаузы при различных числах Маха полёта. Дискретность в кривых графиков, изображённых на указанных рисунках, соответствует введённым ограничениям. Крестиками показаны результаты для трёх значений проектной точки, указанных в Теме 16, для чисел Маха полёта М = 0.9, 1.5 и 2.0 для тропопаузы. (На графиках рисунков 17.7 и 17.8, число Маха М = 0.9, конечно, совпадает с расчётной точкой двигателя Проекта 2).
На рисунке 17.7, представлены графики, отображающие отношение давлений вентилятора и полную отношение давлений в двигателе. Для двигателя Проекта 1, совершающего полёт при числе Маха М = 0.9, работа характеризуется безразмерной проектной точкой, потому что величина температуры Т02 ниже проектной величины, соответствующей стендовым условиям и температура турбины может понизиться до 1 616 К (по сравнению с величиной в 1 850 К на стенде), чтобы поддерживать величину отношения температур Т04 / Т02, соответствующей величине проекта. При совершении полёта на этих режимах, величины степеней повышения давления сохраняются, значит, степени повышения давления также совпадают и при совершении полёта с числом Маха М = 0.9. Степени повышения давления, соответствующие Проекту 2, однако, ниже в проектных точках для большей части диапазона операций. Изменение степени повышения давления, особенно для Проекта 1, следует за величинами, отобранными для проектной точки в Теме 16.
В проектной точке при числе Маха полёта М = 0.9 на высоте тропопаузы газогенератор двигателя Проекта 2, производит большее количество работы на единицу массы сжатого воздуха, потому что у него температура на входе в турбину намного выше. Так как степени повышения давления вентилятора равны для обоих проектов, дополнительная работа появляется через более высокую степень двухконтурности; другими словами для той же самой величины массового расхода потока воздуха через газогенератор, большее количество воздуха проходит через двигатель. Для обоих двигателей, увеличение степени двухконтурности, при работе на «запертом сзади» режиме и для двигателя Проекта 2, степень двухконтурности которого всегда выше величины 1.57, достигается при числе Маха М = 2.0. В отличие от поведения двигателя на нерасчётном режиме, вычисление проектной точки показало, что оптимальный проект двигателя должен иметь более низкую величину степень двухконтурности при более высоких скоростях полёта в диапазоне от M = 0.11 до 2.0. При этих условиях двигатель, работающий на нерасчётном режиме, не предусмотренном проектом, ведёт себя по-другому, нежели при работе на расчётом режиме.
Рисунок 17.8. Проект 1 и Проект 2: графики рабочих линий двигателей, совершающих полёт на максимальном ( бесфорсажном) и боевом – форсажном, режимах.
На рисунке 17.8 изображены графики удельной тяги, тяги нетто и удельного расхода топлива. Величина удельной тяги, для двигателя Проекта 2, более низка, чем для двигателя Проекта 1, кроме тех, что соответствуют числам Маха полёта ниже 1.285. Более низкая величина удельной тяги Проекта 2 может быть связана с более низкой степенью повышения давления вентилятора (это происходит при включенной форсажной камере) и более низкой реактивной температурй, связанной с более высокой степенью двухконтурности. Самое большое различие удельной тяги наблюдается для двигателей, работающих на расчётном и нерасчётном режимах. Объяснение этому кроется в различии степеней двухконтурности и общей степени повышения давления двигателей, совершающих полёт при высоком числе Маха. Тогда работа двигателей рассматриваются на расчётном и нерасчётном режимах. Принимая во внимание, что двигатели на расчётном режиме при высоком числе Маха полёта имеют низкую степень двухконтурности и относительно высокую отношение давлений вентилятора, полагаем, что для двигателя, работающего на нерасчётном режиме, эти факторы противоположны. Различие между двигателями Проекта 1 и Проекта 2 менее заметно при величине отношения реальной тяги нетто к тяге нетто, соответствующей статическим условиям на высоте уровня моря; более высокий массовый расход потока воздух для Проекта 2, выше величины тяги, несмотря на, более низкую величину удельной тяги.
Анализируя графики кривых удельного расхода топлива, изображённых на рисунке 17.8, можно выявить небольшое различие между Проектами 1 и 2. На расчётном и нерасчётном режимах оба проекта двигателя оцениваются расчётными точками, соответствующими числам Маха полёта M = 0.9, 1.5 и 2.0, на высоте тропопаузы. (Параметры расчётной точи Проекта 2, совпадает с данными, характерными для М = 0.9). Это происходит потому, что отношение давлений играет большую роль в определении величины удельного расхода топлива (которые для обоих проектов практически не отличаются). Однако проектная точка двигателя, использующего форсажную камеру, характеризуется более низкой величиной удельного расхода топлива и самым высоким числом Маха полёта.
Проекты 1 и 2 рассматривают чрезвычайные примеры (или крайние случаи) различных предположений проектов двигателей. Результаты анализа графиков, представленных на рисунках 17.7 и 17.8, не стоит категорично воспринимать, как общепринятые для всего цикла работы двигателя. Выбор между Проектами 1 и 2 зависит от уровня сложности выполняемой мисси, а так же от параметров и режимов полёта, наиболее близко располагающихся к проектным точкам (а проектную точку желательно задавать как можно полно соответствующей параметрам критического режима). Возможно наиболее поразительная особенность результатов анализа, представленного на графиках рисунков17.7 и 17.8, является относительно малое различие между параметрами двух двигателей, в то время как различие в их проектных точках является очевидным. Из этого следует важное общее заключение; если различия между двигателями относительно малы, тогда бесконечный поиск оптимального варианта проекта двигателя может не принести никакого результата. Различия между миссиями, и недостатком знания, о фактическом уровне сложности цели и задании проектирования всего самолёта (или двигателя в частности), приводят к растягиванию процесса проектирования на долгие годы (вплоть до 29 лет и более), что сильно превышает решение столь малых задач по различию между проектами двигателей.
Упражнение 17.5
В упражнении 16.8 массовый расход воздуха, необходимый для двигателя в случае 1 с дожиганием, чтобы обеспечить отношение веса к тяге на взлете на уровне моря в стандартный день, был рассчитан 65.9 кг/с. Приняв, что вес самолета для последующих маневров 15 тонн, величины сопротивления были вычислены в упражнении 14.4 и даются в таблице 14.1. Используйте их с отношениями тяги вне проекта что в 17.3л и 17.4, чтобы вычислить удельную избыточную мощность (SEР) для самолета. Если SEP < 0 найти количество, на которое массовый поток должен быть увеличен, чтобы достигнуть заданного условия полета. Сделайте это для двигателя на М режиме и в бою (то есть с включением дожигания) для следующего:
а) 11км высота и М. = 0.9,1.5 и 2.0 в горизонтальном установившемся (то есть 1g) полете;
б) 11 км с М. = 0.9 и 1.5 для поворота с перегрузкой 3g.
( Ответ:
a) М режим: SEP = 33.2, 5.4 м/с, увеличивает ma на 78 %;
a/b: SEP = 90.2, 158.8, 131.5 м/с;
б)М режим: увеличьте ma на 108 %, 46 %;
a/b: увеличьте m на 16 %, SEP = 78.8 м/с)
Примечание: результаты показывают, что 'суперкруиз' (сверхзвуковой полет без дожигания) был бы возможен для двигателя случая 1 с М = 1.5 в тропопаузе, но 'суперкруиз' , если М= 2.0 будет требовать намного большего двигателя. Для поддержания поворотов 3g в тропопаузе это невозможно с двигателем случая 1 с М. = 0.9 даже с дожиганием, и возможно только с дожиганием в М. = 1.5.
Упражнение 17.6
Для числа М. = 0.9 на уровне моря вычисление для двигателя случая 1 показывает, что отношение тяги нетто к таковой на уровне моря в статических условиях 0.798 когда режим М и 0.979 с дожиганием. Упражнение 14.4б дало сопротивление на этой скорости и высоте для 5g и 9g поворотов. Определите удельную избыточную мощность для поворотов на режиме М и Ф - если SEP отрицателен, определите необходимое увеличение размеров двигателя
( Ответ: сухой; 5g поворот, SEP = 27.8 м\с, 9g поворот, увеличивает fr\a на 80 %:
a/b; 5g поворот, SEP = 194 м\с, 9g поворачивает SEP = 12.5 м\с)
Обратите внимание: На уровне моря двигатель проект 1 позволяет выполнять повороты с перегрузкой 5g с двигателем сухим, но повороты с перегрузкой 9g возможны только с дожигателем.