1.4 Основные параметры и коэффициенты полезного действия трдд

ТРДД, выполненные по различным конструктивным схемам, могут быть сопоставлены между собой по величинам их абсолютных и удельных параметров.

Абсолютными параметрами ТРДД являются тяга двигателя, расход воздуха, масса и габаритные размеры двигателя, удельными — удельная тяга, удельный расход топлива, удельная масса и удельная лобовая тяга.

Основным параметром ТРДД является его тяга Р. В настоящее время находят применение ТРДД, развивающие тягу от 3 до 250 кН и более в зависимости от типа и назначения летательных аппаратов, на которых они установлены.

Расход воздуха через двигатель G„x(Kr/c) для ТРДД определяется как суммарная масса воздуха, проходящего через внутренний и наружный контуры двигателя в единицу времени, т. е.

_{г 1Г} G_Bl = G_Bl + G_B„ (1,10)

или, учитывая, что m = 0_Bii/u.i,

G„_z = Gsi(l +m). (Ill)

У современных ТРДД при различных значениях тяги расход воздуха изменяется от 5 до 500 кг/с и более.

Важными параметрами ТРДД являются его сухая масса М_дв (кг) и габаритные размеры: максимальная площадь поперечного сечения (площадь миделя) F (м²) и длина L (м). Уменьшение массы двигателя при прочих равных условиях способствует увеличению дальности полета, грузо­подъемности, улучшению ряда других показателей летательного аппарата. Важное значение имеет уменьшение габаритных размеров двигателя, так как площадь миделя F определяет лобовое сопро­тивление самолета, длина двигателя L влияет на маневренность самолета, а также на компоновку двигателя на летательном аппарате. Последнее особенно существенно для двигателей с форсажными камерами, для ТРДД с камерами смешения, с реверсивными устройствами и устройствами шумо-глушения и др.

Удельные параметры позволяют произвести сравнительную оценку конструктивного совершенства ТРДД. Чем больше при прочих равных условиях удельная тяга и удельная лобовая тяга и чем меньше удельный расход топлива и удельная масса ТРДД, тем более совершенным в конструктивном отношении является двигатель.

Удельной тягой ТРДД Р_уд(Н-с/кг) называется отношение тяги двигателя к секундному расходу воздуха, т.е.

Р_уя = Р/О_в1. (1.12)

Чем больше удельная тяга, тем меньше при заданной тяге потребный расход воздуха через двигатель, а следовательно, его диаметральные размеры и масса.

Удельная тяга современных ТРДД достигает 600 Н-с/кг и выше.

Удельным расходом топлива С_уд (кг/(Н-ч)) называют отношение часового расхода топлива G_T ч к тяге двигателя, т. е.

Суд = G_T4/P = 3600 Gri/P (1.13)

или, учитывая, что G_Tj;/G_B£ = </_т и P/G_B£== Р_ул,

Суд = 3600 <7_Т/Я_УД. (1.14)

Удельный расход топлива является величиной, характеризующей экономичность двигателя. Удельный расход определяет дальность и продолжительность полета летательного аппарата. Эти показатели будут выше при более низких значениях С_уд. Удельный расход топлива современных ТРДД составляет 0,04... 0,07 кг/(Н-ч}.

Удельной массой двигателя т_уд (кг/Н) называют отношение сухой массы двигателя (без топлива, масла и агрегатов самолетных систем) к его тяге, т. е.

"Ху_Д = Мд./Я. (1.15)

Чем меньше т_уд, тем меньше при заданной тяге масса силовой установки летательного аппарата, которая в значительной степени отражается на таких важных характеристиках летательного аппарата, как его скорость, грузоподъемность и дальность.

Удельная масса современных ТРДД составляет примерно 0,015 . . . 0,03 кг/Н. Лобовой тягой P_F (Н/м²) называют отношение тяги к лобовой площади, т. е. наибольшей пло­щади поперечного сечения двигателя

p_{F =} P/F. (1.16)

Удельная лобовая тяга современных ТРДД достигает (60 . . . 90) -10³ Н/м². Удельные параметры двигателя изменяются при изменении скорости и высоты полета, а также режима работы двигателя. В связи с этим сравнительная оценка различных двигателей должна производиться по параметрам, соответствующим одинаковым условиям полета при заданных режимах работы. Обычно сравнение параметров производится для стендовых условий работы двигателя (на месте, у земли, при стан­дартных атмосферных условиях, т.е. при V_n = 0, Н = 0, р_н = 0,10 МПа и Т„ = 288 К).

Все авиационные силовые установки представляют собой сочетание тепловой машины, в которой осуществляется преобразование тепловой энергии в механическую, и движителя, который обеспечивает перемещение летательного аппарата.

Для оценки эффективности авиационного двигателя как тепловой машины и как движителя ис­пользуют коэффициенты полезного действия (КПД): эффективный, тяговый и полный (общий).

Экономичность авиационного двигателя как тепловой машины оценивается при помощи его эффективного КПД. Эффективным КПД двигателя называют отношение эффективной работы реаль­ного цикла двигателя к подведенному в цикле теплу

1\e=L_e/Q_l. (1.17)

Эффективный КПД учитывает все потери энергии при преобразовании подведенного тепла в полезную работу цикла. К числу этих потерь относятся потери тепла с выходящими из двигателя газами, потери тепла в камере сгорания, потери тепла в окружающую среду через стенки, потери энергии на преодоление гидравлических сопротивлений в двигателе, потери при смешении газового и воздушного потоков и механические потери.

Совершенство авиационного двигателя как движителя характеризуется тяговым КПД.

Тяговым КПД называют отношение тяговой работы L_P, т. е. полезной работы, затрачиваемой на продвижение летательного аппарата, к эффективной работе, т. е.

Т|п = L_P/Le. (1.18)

Экономичность авиационного двигателя в целом как авиационной силовой установки оценивается полным или общим КПД, который представляет собой отношение тяговой работы к теплу, введенному в двигатель в виде химической энергии топлива, т. е. к затраченному теплу

г]о = Lp/Qt. (1.19)

Полный КПД равен произведению эффективного и тягового КПД:

т,о = (Le/Ql) (Lp/L_e) =ЦеЦ_П. (1.20)

Полный КПД учитывает все потери энергии в процессе преобразования химической энергии топлива в полезную тяговую работу двигателя.