127

КАЗАНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

им. А.Н.ТУПОЛЕВА (КАИ)

КАФЕДРА КОНСТРУКЦИЙ И ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

А.П.КЛЮШКИН, В.И.ПАНЧЕНКО

Авиадвигатели и силовые установки самолетов

УЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ

КАЗАНЬ 2010 ГОД

Авиадвигатели и силовые установки самолетов. Учебное пособие. Клюшкин А.П., Панченко В.И. 2010г.

В пособии представлены две части: ч.1 - Авиадвигатели; ч.2 – Силовые установки самолетов.

В ч.1 изложены основные теоретические и термодинамические принципы, лежащие в основе работы газотурбинных двигателей (ГТД) - двигателей атмосферных летательных аппаратов. Рассмотрены функционирование, термодинамические циклы, рабочие процессы и тепловые параметры основных элементов ГТД.

В ч.2 – «Силовые установки самолетов» представлены основные системы силовой установки самолетов, обеспечивающие надежную работу ГТД, описана работа этих систем и ряда устройств, изложены основные принципы их расчета. Принятые определенные упрощения позволяют получать адекватные результаты, необходимые при проектировании новых и проверке уже существующих систем.

Настоящее учебное пособие «Авиадвигатели и силовые установки самолетов» соответствует учебной программе дисциплины «Авиадвигатели и силовые установки самолетов» и предназначено для студентов самолетостроительных факультетов авиационных ВУЗов, обучающихся по специальности (160201) - «Самолето- и вертолетостроение».

Часть первая

1.Авиадвигатели

1.1.ВВЕДЕНИЕ

Идея оторваться от земли и парить в воздухе подобно птице, пришла к человеку с незапамятных времен. Тем не менее, практически реализовать ее удалось только в восьмидесятых годах девятнадцатого века. Наш соотечественник А.Ф.Можайский, в прошлом морской офицер, спроектировал и построил полноразмерный самолет и в 1885 г. предпринял попытку провести его летные испытания. Во время разбега по горизонтально уложенным направляющим самолет накренился и поломал крыло. Убедившись в недостаточной мощности силовой установки с паровой машиной, А.Ф.Можайский планирует вдвое увеличить ее мощность (довести до 45 кВт), однако его смерть оставила замысел неосуществленным.

После А.Ф.Можайского создать пригодный для полета самолет с паровой машиной (М_сам.=400 кг, N_дв.=2·15 кВт) пытался Клеман Адер. При испытаниях в 1897 г. самолет сошел с круговой дорожки и, пробежав около 200 м, разрушился. Дальнейшие работы по самолету были прекращены.

Англичанин американского происхождения Максим в 1894 г. подготовил для испытательного полета самолет массой 3600 кг. с двумя паровыми машинами мощностью 134 кВт каждая. При разбеге самолет разбился и дальнейшие работы по его совершенствованию были прекращены.

Применение паровых машин, имеющих малую удельную мощность, не способно было обеспечить полет самолета ввиду их большой массы. Это явилось своеобразным первым барьером в развитии авиации, который необходимо было преодолеть.

Полет братьев Райт в 1903 г. ознаменовал практическое рождение авиации. Они впервые использовали на своем самолете бензиновый поршневой двигатель внутреннего сгорания, имеющий меньшую массу. Это послужило мощным толчком в развитии авиации. Увеличение мощностей моторов, использование различных схем компоновок самолетов, совершенствование аэродинамических форм существенно расширило границы применения самолетов.

Рис 1а. Скоростные характеристики силовых установок различного типа (Рдв- относительная тяга двигателя; М – число Маха полета)

Совершенство поршневой авиации достигло своего предела к началу 40-х годов прошлого столетия. Тогда максимально достигнутая скорость полета составила 756 км/час. Дальнейший рост скорости сдерживался ограниченными возможностями силовой установки. Причинами этого являлись снижение КПД воздушного винта и увеличение массы поршневых моторов, в свою очередь, приводящие к увеличению массы самолета в целом. Это явилось вторым барьером в дальнейшем развитии авиации.

Качественный скачок могли обеспечить только реактивные двигатели. Они выгодно отличаются от винтомоторных установок меньшими габаритами, массой и благоприятной зависимостью тяги от скорости полета. На рис. 1а даны качественные характеристики располагаемых тяг ПД, ВРД, ЖРД, показывающие преимущества реактивной техники.

Так в 1946 г. опытный самолет МиГ-9 с двумя ТРД общей тягой 15,7 кН смог развить скорость полета 900 км/час.

В настоящее время практически вся авиация (за исключением легкой спортивной и спец. назначения) использует газотурбинные двигатели разных типов.

В 1976 году была достигнута скорость полета 3367 км/час самолетом SR-71 (США).

Высота полета 37560 м достигнута в 1977 г самолетом Е-266М (СССР).

1.2. КЛАССИФИКАЦИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Реактивными двигателями называют такие двигатели, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию газовой струи, вытекающей из двигателя. Получающаяся за счет этого сила реакции непосредственно используется как движущая сила — сила тяги.

Реактивные двигатели подразделяются на ракетные и воздушно-реактивные (рис. 1б).

Рис. 1б. Классификация реактивных двигателей

У ракетных двигателей горючее и окислитель находятся на борту летательного аппарата. В воздушно-реактивных двигателях в качестве окислителя используется кислород воздуха. Комбинированные двигатели представляют собой комбинации ракетных и воздушно-реактивных двигателей или различных типов ВРД.

Ракетные двигатели по роду применяемого топлива подразделяются на двигатели твердого (РДТТ) и жидкого (ЖРД) топлива. Кроме того, выделяют специальный класс ракетных космических двигательных установок (КДУ).

Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) подразделяются на бескомпрессорные, к которым относятся прямоточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД), и компрессорные (газотурбинные – ГТД).

ГТД включают следующие типы двигателей: ТРД и ТРДФ, ТРДД и ТРДДФ, ТВД (ТВВД) и ТВаД.

1.3. ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ, СХЕМЫ И УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВОЗДУШНОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Поскольку силовые установки с поршневыми двигателям практически исчерпали свои возможности, то приобрела большую актуальность разработка принципиально новых установок с воздушно-реактивными двигателями (ВРД).

Наиболее простым по схеме и устройству типом ВРД, в котором вместе с тем ясно видны общие принципиальные особенности подобных двигателей, является прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД).

Рис. 1.2 Принципиальная схема дозвукового прямоточного воздушно реактивного двигателя и изменение параметров газового потока по его тракту Н΄—В—входное устройство, В—Г—камера сгорания, Г—С—выходное сопло, Ф—форсунки впрыска топлива

Любой реактивный двигатель должен выполнять две функции — создавать работу за счет тепла, выделяющегося при сжигании топлива, и использовать эту работу для разгона газов в двигателе. При этом для преобразования тепла в работу рабочий процесс двигателя должен реализовывать термодинамический цикл с сообщением газам тепла при повышенном давлении и их последующим расширением и отводом тепла при давлении близком или равном атмосферному. Необходимые для этого элементы ПВРД для дозвуковых скоростей полета V_H<a и качественное изменение по тракту двигателя основных параметров потока — скорости с, давления р и температуры Т — показаны на рис. 1.2.

Как видно, двигатель состоит из трех основных частей: входного устройства — диффузора (Н΄— В); камеры сгорания (В-Г) и выходного сопла (Г— С). В диффузоре происходит уменьшение скорости воздуха, которое обычно начинается до поступления его в двигатель на участке Н - Н΄; в результате на участке жидкого контура и в диффузоре скорость потока снижается, и уменьшение кинетической энергии преобразуется в энергию давления этого же воздуха р, при этом его температура Т повышается. В камере сгорания увеличение Т и уменьшение плотности газов приводит к возрастанию скорости с; по этой же причине (из-за роста теплового сопротивления) давление р несколько падает. В выходном сопле вследствие уменьшения р газы расширяются, их кинетическая энергия растет, при этом Т снижается. Поскольку расширение газов происходит при более высокой температуре, чем сжатие, то увеличение их кинетической энергии превышает ее потребление при сжатии. В результате кинетическая энергия потока возрастает и получаемое приращение скорости (с_с—V_H) обусловливает создание двигателем тяги.

Тракт двигателя представляет собой спрофилированный открытый канал, через который непрерывно течет поток газов. Получение в таком канале перепадов давлений возможно лишь при изменении величины скорости газового потока.

Таким образом, в ПВРД газодинамические процессы сжатия и расширения осуществляются непрерывно. В поршневом двигателе эти процессы происходят за счет изменения объема неизменного количества заключенного в цилиндре почти неподвижного газа. Поэтому в отличие от поршневого двигателя рабочий процесс ПВРД более интенсивен при достаточно высоких скоростях потока, когда возможно иметь большое газодинамическое сжатие воздуха перед камерой сгорания.

Рис. 1.3 Схема ПВРД. Изменение параметров рабочего тела в проточной части

Протекание рабочего процесса в непрерывно движущемся высокоскоростном потоке и необходимые проходные сечения тракта делают возможным получение в ПВРД расходов воздуха, в сотни раз больше достигнутых в поршневых двигателях. Однако при дозвуковых скоростях полета располагаемая кинетическая энергия поступающего воздуха способна повысить его давление не более чем в 1,6—1,75 раза, что обеспечивает преобразование в кинетическую энергию только 8—10% подводимой теплоты. Поэтому дозвуковые ПВРД малоэкономичны и развивают небольшие тяги по отношению к имеющемуся расходу воздуха. Для получения достаточной эффективности рабочего процесса необходимо иметь большее повышение давления при сжатии (не менее чем в 4—6 раз) и, следовательно, сверхзвуковые скорости полета V_H. Схема применяемых при этих V_H, так называемых сверхзвуковых ПВРД (СПВРД), показана на рис.1.3. Как видно, СПВРД отличается от дозвукового двигателя формами входного устройства и выходного сопла. Входное устройство имеет конусообразное центральное тело, генерирующее косые скачки уплотнения. Они обеспечивают меньшие потери механической энергии при торможении сверхзвукового потока. (Для упрощения рис. 1.3 изменение параметров потока на скачках уплотнения, идущих от центрального тела, и сами скачки на графиках не показаны).

Выходное сопло имеет расширяющуюся часть, необходимую для получения сверхзвуковой скорости. СПВРД при скоростях полета, равных двум-трем скоростям звука, обладают высокой экономичностью и развивают большие тяги при малой массе и относительно простом устройстве.

Таким образом, эффективность ПВРД полностью определяется величиной V_H. Однако ПВРД не может создавать тягу при V_H=0, поэтому при его применении необходимы специальные стартовые устройства для разгона летательного аппарата до определенной скорости полета. Отсутствие взлетной тяги и очень сильная зависимость тяги ПВРД от V_H не позволяют его использовать в качестве основного двигателя силовых установок самолетов, которые эксплуатируются в широком диапазоне V_H.

Этот двигатель используется, главным образом, на летательных аппаратах одноразового применения (самолетах-снарядах и др.), в которых первоначальный разгон до приемлемой скорости обеспечивается какими-либо стартовыми ускорителями. Его основные преимущества — высокая эффективность при сверхзвуковых скоростях полета V_H, малая масса и простота конструкции.

Основной недостаток ПВРД – невозможность создания тяги на старте отсутствует в пульсирующем воздушно-реактивном двигателе (ПуВРД).

Как видно на рис. 1.4, они отличаются от ПВРД одним дополнительным элементом — клапанной решеткой 2, упругие пластинчатые клапаны которой автоматически перекрывают канал при повышении давления в камере сгорания, не допуская перетекания газа из камеры сгорания во входное устройство.

Рис. 1.4 Принципиальная схема пульсирующего воздушно-реактивного двигателя и изменение давления в его камере сгорания по времени: 1—входное устройство;2—клапанная решетка (2'— пластинчатый клапан закрыт; 2"- пластинчатый клапан открыт); 3—форсунки впрыска топлива; 4 - камера сгорания; 5—выходное сопло

При поджигании топлива электрической искрой в камере сгорания происходит повышение давления, которое приводит к закрытию клапанов (см. рис. 1.4, поз. 2'); в результате газ расширяется и вытекает в одном направлении через сопло. Возникающая при этом реактивная сила и является тягой. В конце расширения благодаря инерции движущегося газа при определенной длине сопла в зоне клапанов возникает значительное разрежение, под действием которого клапаны открываются (см. рис. 1.4, поз. 2΄΄) и камера сгорания заполняется новой порцией воздуха. В дальнейшем цикл повторяется сначала. Изменение давления р в камере сгорания по времени τ показано на рис. 1.4.

Пульсирующий характер рабочего процесса позволяет иметь избыточное (против атмосферного) давление при сгорании даже в случае отсутствия скорости полета. Поэтому ПуВРД в отличие от ПВРД развивает на старте тягу. Однако наряду с этим единственным преимуществом ПуВРД имеют ряд недостатков.

Периодическое (а не непрерывное) поступление воздуха в камеру сгорания через загромождающую канал и обладающую большим гидравлическим сопротивлением клапанную решетку приводит к тому, что в полете ПуВРД имеет намного меньший расход воздуха, чем ПВРД с теми же поперечными размерами. Эти же обстоятельства не позволяют эффективно использовать кинетическую энергию поступающего в двигатель воздуха. В итоге при больших скоростях полета ПуВРД оказываются более тяжелыми, громоздкими и менее экономичными, чем ПВРД.

Хотя на старте и при небольших скоростях полета ПуВРД имеют преимущества перед ПВРД, большой удельный вес и низкая экономичность (из-за отсутствия существенного предварительного сжатия воздуха) не позволили им успешно конкурировать с другими типами авиационных двигателей. В свое время они находили некоторое применение на самолетах-снарядах и летающих моделях, но не получили дальнейшего развития.

1.4.ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ: ТРДД И ТРД

Ниже рассматриваются принцип действия газотурбинных двигателей (ГТД), их применение. По принципу действия ТРДД и ТРД сравниваются с ПВРД, что позволяет подчеркнуть их основные особенности. В данной главе приведены также схемы, основные данные и удельные параметры двигателей.

Р ис. 1.5. Схема двухвального ТРДД с раздельным истечением потоков. Изменение параметров рабочего тела в проточной части внутреннего (______) и наружного (-------) контуров

Основные узлы ТРДД и характерные сечения проточной части. На рис. 1.5 приведена типичная схема двухконтурного двигателя, на которой показаны следующие основные узлы: воздухозаборник или входное устройство (ВХ), компрессор низкого давления (КНД) или вентилятор (В), компрессор высокого давления (КВД), камера сгорания (КС), турбина высокого (ТВД) и низкого (ТНД) давления, наружный канал (кан) и реактивные сопла внутреннего - (CI) и наружного - (СII) контуров. Вентилятор и турбину НД называют турбовентилятором. Компрессор ВД, камеру сгорания и турбину ВД называют газогенератором.

Воздухозаборник служит для преобразования кинетической энергии воздушного потока, поступающего в двигатель при движении летательного аппарата, в потенциальную энергию сжатого воздуха и для подвода его к компрессору. Частично это преобразование происходит в воздушном потоке перед входом в воздухозаборник на участке Н-Н’. Компрессор предназначен для сжатия воздуха за счет подвода механической энергии извне (от турбины). В камере сгорания химическая энергия топлива преобразуется в теплоту и осуществляется подвод ее к воздушному потоку, т.е. обеспечивается повышение температуры рабочего тела (рабочим телом называют воздушный, а затем воздушно-газовый поток, проходящий через двигатель). Турбина служит для привода компрессора. Наружный канал (контур) предназначен для подвода воздушного потока, выходящего из вентилятора, к наружному соплу. Сопла служат для преобразования потенциальной энергии давления рабочего тела в кинетическую энергию струи, вытекающей из двигателя.

Обозначение сечений на входе и выходе каждого узла даются над схемой двигателя на рис.1.5:

Н — сечение невозмущенного потока перед двигателем;

Н΄ - на входе в воздухозаборник;

В — сечение на выходе из воздухозаборника (на входе в компрессор);

К — сечение на выходе из компрессора (на входе в камеру сгорания);

Г — сечение на выходе из камеры сгорания (на входе в турбину);

Т — сечение на выходе из турбины (на входе в сопло);

Рис. 1.6. Схема одновального ТРД. Изменение параметров рабочего тела в проточной части при Мп = О

С — сечение на выходе из сопла;

КР — критическое (минимальное) сечение сопла.

Сечения между компрессорами НД и ВД, обозначаются кВД и кНД, а между турбинами ВД и НД — тНД и тВД. Параметры наружного контура обозначаются индексом II, а внутреннего — I.

ТРДД — сложный двигатель. Другие типы двигателей можно рассматривать как его частные случаи. Например, одновальный ТРД (рис. 1.6) является, по существу, газогенератором ТРДД. А если из схемы одновального ТРД исключить компрессор и турбину, то получим прямоточный двигатель — ПВРД (рис. 1.2).

Изменение параметров рабочего тела (Т*, р*, Т, р, с) в проточной части основных узлов двигателя даны на рис. 1.6. Процессы сжатия воздуха в воздухозаборнике и компрессоре, подвода теплоты к рабочему телу в камере сгорания и расширения газа в турбине и сопле — весьма сложны.

Они сопровождаются трением, отрывом потока от стенок. Поэтому параметры рабочего тела (например, температура газа) в каждом сечении двигателя обычно не постоянны, а вдоль проточной части они могут изменяться скачкообразно (например, в сверхзвуковом воздухозаборнике). В теории воздушно-реактивных двигателей обычно рассматриваются осредненные значения параметров в каждом сечении потока, т.е. применяется метод одномерной газовой динамики.

1.5.ТУРБОВИНТОВЫЕ (ТВД), ТУРБОВИНТОВЕНТИЛЯТОРНЫЕ (ТВВД) И ТУРБОВАЛЬНЫЕ (ТВаД) ДВИГАТЕЛИ

Турбовинтовые, турбовинтовентиляторные и турбовальные двигатели — это тепловые машины, в которых большая часть теплоты, выделяемой в камере сгорания, преобразуется с помощью турбины в механическую работу и отводится потребителю и на привод компрессора, и лишь малая часть теплоты преобразуется в кинетическую энергию струи, истекающей из сопла двигателя.

Если полезная мощность отводится на привод самолетного винта, то такой двигатель будет турбовинтовым (ТВД) или турбовинтовентиляторным (ТВВД). Винтовентилятором называется высоконапорный винт, специально спрофилированный для эффективной работы при больших дозвуковых скоростях полета. В

Рис.1.7. Схема одновального ТВД. Изменение параметров рабочего тела в проточной части при св < Vн

остальных случаях двигатели называется турбовальными (ТВаД). Они широко применяются в качестве силовых установок вертолетов, речных и морских судов, для наземного транспорта, на компрессорных газоперекачивающих станциях магистральных газопроводов, пиковых тепловых электростанциях. В качестве вспомогательных силовых установок (ВСУ), применяемых на современных самолетах и вертолетах для пуска основных двигателей, питания систем кондиционирования, привода электрогенератора и другого вспомогательного оборудования. ВСУ состоит из малоразмерного ТВаД и агрегатов для отбора от него механической энергии или сжатого воздуха. Следовательно, по назначению ТВД, ТВВД является частным случаем турбовального двигателя.

Принцип действия ТВД и изменение параметров рабочего тела по длине проточной части (рис. 1.7) аналогичны принципу действия и изменению параметров рабочего тела основного (внутреннего) контура ТРДД. Но в ТВД часть механической энергии, отбираемой от турбины, передается не в наружный контур, а на привод винта (через редуктор), с помощью которого образуется тяга. Винт в ТВД играет роль вентилятора наружного контура, и турбовинтовой двигатель, следовательно, можно рассматривать как частный случай ТРДД с высокой степенью двухконтурности (m = 60... 100).

Силовая установка самолета с ТВД состоит из трех агрегатов: воздушного винта, редуктора и собственно двигателя. Тяга развивается главным образом винтом (90% и более) и только небольшая ее часть — собственно двигателем за счет истечения газов из сопла. Таким образом, ТВД с винтом является силовой установкой смешанной тяги. ТВВД по принципу действия не отличается от ТВД.

По принципу действия турбовальный двигатель (ТВаД) является частным случаем ТВД. В этом случае вся полезно используемая теплота преобразуется в турбине в механическую работу. Выходное устройство такого двигателя выполняется диффузорным, что и позволяет наиболее полно осуществить указанное преобразование теплоты и уменьшить потери кинетической энергии с выхлопными газами. Статическое давление и температура рабочего тела в выходном устройстве увеличиваются, а скорость снижается (рис.1.7). Турбовальный двигатель, следовательно, нереактивный. Подчеркнем, что принцип действия ТВД, ТВВД и ТВаД одинаков. Поэтому в дальнейшем во многих случаях турбовинтовым

Рис. 1.8. Схема турбовального двигателя со свободной турбиной. Изменение параметров рабочего тела в проточной части при Мп = О

двигателем называются все три разновидности этого типа двигателя.

На рис.1.7 и 1.8 приведены типичные схемы ТВД и ТВаД: одновального ТВД и двухвального ТВаД со свободной турбиной. Первая схема наиболее характерна для двигателей, служащих силовыми установками самолетов. По этой схеме был выполнен, например, самый мощный в мире турбовинтовой двигатель НК-12, который устанавливался, в частности, на самолетах Ту-114. По второй схеме в основном выполняются ТВаД, служащие как СУ вертолетов, морских и речных судов, а также промышленные СУ. По этой схеме выполнен, например, двигатель Д-25В, который эксплуатируется на вертолете Ми-6 (четверть века он был непревзойденным по мощности). По этой схеме выполнен также двигатель Д-136, который эксплуатируется на самом большом в мире вертолете Ми-26.

1.6. ТЯГА ДВИГАТЕЛЯ

1.6.1. ЭФФЕКТИВНАЯ ТЯГА ТРД

Непосредственным назначением турбореактивных двигателей является создание силы тяги, обеспечивающей перемещение летательного аппарата в атмосфере.

Воздушный поток, поступающий в двигатель, воспринимая в камере сгорания теплоту, разгоняется. В результате взаимодействия потока с внутренними стенками канала ТРД создается реактивная сила — тяга двигателя Р_вн.(внутренняя тяга двигателя).

Поток воздуха, обтекающий ТРД снаружи, оказывает его движению аэродинамическое сопротивление Р_нар. Взаимодействуя с внешней и внутренней поверхностями ТРД, воздушный поток вызывает на них нормальные и касательные к поверхности напряжения соответственно от сил давления и трения.

Тяга двигателя Р_вн при этом уменьшается на величину Р_нар. внешнего сопротивления. Оставшаяся ее часть, называемая эффективной тягой силовой установки Р_эф, используется для перемещения летательного аппарата в пространстве.

Эффективная тяга равна сумме проекций на направление полета сил давления и трения, приложенных к внутренним Р_вн и наружным Р_нар. поверхностям двигателя. Для определения ее величины необходимо знать распределение нормальных и касательных напряжений на внешней и внутренней поверхностях всех обтекаемых поверхностей двигателя. Интегрируя напряжения по площади указанных поверхностей, и проецируя их на продольную ось двигателя, получаем равнодействующую этих сил — эффективную тягу Р_эф.

Однако, такой путь определения эффективной тяги сложен и неудобен (особенно на переходных режимах). Более просто тягу Р можно вычислить, применив к газовому потоку теорему Эйлера об изменении количества движения. Она формулируется: изменение количества движения газового потока в единицу времени в каком-либо направлении, протекающего через замкнутую контрольную поверхность, равно сумме внешних сил, действующих на этот поток в том же направлении внутри и на границах контрольной поверхности:

=ΣP_i (1)

Рис. 1.9. К выводу уравнения силы тяги

Схема двигателя (в виде канала) и параметры газового потока показаны на рис. 1.9.

Величины P₂ и V₂ являются средними на площади F₂

Изменение количества движения газового потока, протекающего через двигатель в проекции по оси X, направленной по скорости потока:

= G_гC_c+ G_нарV₂ – G_вV_н - G_нарV_н , (2)

где G_в –расход воздуха через входное устройство,

V_н– скорость набегающего потока (скорость полета),

G_г –расход газа на выходе из двигателя,

C_c – скорость истечения газового потока из сопла двигателя,

Сумма сил ΣP_i, действующих на газовый поток в направлении оси X:

ΣP_i= p_нF₁ – р₂F₂- p_сF_с +Р΄_эф.х (3)

где p_н – давление атмосферы на заданной высоте полета;

р₂ – среднее давление в кольцевом сечении 2-с;

р_с – давление на срезе сопла двигателя;

Р΄_эф.х- проекция силы, приложенной к потоку со стороны внутренних и наружных поверхностей стенок двигателя. По третьему закону Ньютона эта сила равна по величине и обратна по направлению эффективной тяге двигателя, поэтому:

Р΄_эф.х = - Р_эф.х . (3а)

При записи уравнения (3) учитывалось, что цилиндрическая поверхность 1-2 расположена достаточно далеко от двигателя и скорости по обе стороны от разделительной поверхности 1-2 одинаковы. Поэтому силы трения на ней равны нулю. Проекция на ось X от сил давления на цилиндрической поверхности 1-2 также равна нулю.

Подставляя в уравнение (1) правые части уравнений (2) и (3) с учетом условия (3а) получаем:

G_гC_c +G_нар.V₂- G_вV_н-G_нарV_н = p_нF₁- р₂F₂ - р_сF_с - Р_эф.х. (4)

Отсюда:

Р_эф.х =G_нар (V_н – V₂)- G_гC_c +G_вV_н - р_сF_с +( p_нF₁ - p_нF₂)+( p_нF₂ – р₂F₂).

Так как (p_нF₁ - p_нF₂)= p_нF_с и (p_нF₂ – p₂F₂)=(p_н – р₂) F₂, то

Р_эф.х= G_нар (V_н – V₂)- G_гC_с+G_вV_н- р_сF_с+ p_нF_с+(p_н – р₂) F₂ или

Р_эф.х =G_нар (V_н – V₂)+(p_н – р₂) F₂ - G_гC_c +G_вV_н - F_с(р_с-р_н). (5)

Оценка величин, входящих в уравнение (5) показывает, что Р_эф.х<0. Это означает, что эффективная тяга двигателя направлена против оси Х (см. рис.1.9), что и должно быть.

Если уравнение (5) записать для противоположного направления (по направлению полета), то, опуская индекс х, для эффективной тяги получаем следующее выражение:

Р_эф.= G_гC_с- G_вV_н+ F_с (р_с-р_н)-[G_нар. (V_н – V₂)+(p_н – р₂) F₂]. (6)

1.6.2. ВНЕШНЕЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

Установка воздушно-реактивных двигателей на летательном аппарате обычно связана с дополнительным приростом внешнего (лобового) сопротивления. Оно создается входными устройствами, двигательными гондолами, заборниками воздуха, используемого для целей охлаждения, и другими элементами силовой установки, а также интерференцией (взаимным влиянием) силовой установки и элементов конструкции летательного аппарата.

В формуле (6) величина в квадратных скобках появилась в результате воздействия двигательной установки на поток, обтекающий установку с наружи (см. рис. 1.9), т.е. эта величина является суммарным внешним (наружным) сопротивлением двигательной установки:

Р_нар.= G_нар. (V_н – V₂)+(p_н – р₂) F_2.

Обычно p_н ≈ р₂, тогда

Р_нар.= G_нар. (V_н – V₂). (7)

Значительную долю внешнего сопротивления силовой установки составляет сопротивление входных устройств, поэтому весьма важным требованием, предъявляемым к входным устройствам, является получение возможно меньших внешних сопротивлений.

Исследования характера обтекания гондолы силовой установки показывают, что наружное сопротивление силовой установки Р_нар. создают входные и выходные устройства двигателя. В широком диапазоне изменения рабочих режимов входное и выходное устройства практически не оказывают влияния друг на друга. Этот факт позволяет рассматривать раздельно сопротивление входного и выходного устройств (сопротивление кормовой части двигателя):

Р_нар.=Х_вх+Х_к

Сопротивление входного устройства Х_вх состоит из дополнительного сопротивления по жидкой линии тока набегающего потока, сопротивления трения и давления по внешней части гондолы от входного сечения до сечения с максимальной площадью. Соответственно Х_к - сопротивление давления и трения кормовой части внешней поверхности гондолы.

В аэродинамике величина сопротивления представляются формулами:

Х_вх=с_х.вх. ; Х_к= с_х.к ,

где с_х.вх, с_х.к – соответственно коэффициенты сопротивлений входной и кормовой частей двигателя;

ρ – плотность воздуха, ν – скорость набегающего потока, F_mid – максимальное поперечное сечение двигателя.

Величина внешнего сопротивления зависит от скорости и высоты полета, размеров и формы двигателя, от места установки двигателя на самолете и других факторов.

Если двигатель располагается в фюзеляже, как, например, в большинстве самолетов-истребителей, или в основании крыла, как на самолете Ту-104, суммарное лобовое сопротивление двигательной установки относят к самолету, складывая его с лобовым сопротивлением крыла, фюзеляжа и органов управления.

На дозвуковых скоростях полета лобовое сопротивление правильно спрофилированной мотогондолы сравнительно невелико (3—8% от тяги двигателя), что и следует учитывать при расчетах самолета. На сверхзвуковых скоростях, особенно на нерасчетном режиме полета, лобовое сопротивление двигателя создается, в основном, за счет сопротивления входа, Это сопротивление может составлять существенную величину и должно учитываться даже при грубых оценочных расчетах.

1.6.3. ВНУТРЕННЯЯ ТЯГА ДВИГАТЕЛЯ

Первые три члена в уравнении (6) определяется параметрами потока рабочего тела, протекающего внутри двигателя, и являются внутренней тягой (реактивной тягой):

Р_вн=G_гС_с-G_вV_н+F_c(р_с-р_н). (8)

Так как расход топлива мал по сравнению с расходом воздуха (G_г/G_в=1.01…1,04), то в первом приближении можно допустить равенство секундных массовых расходов продуктов сгорания (газа) и воздуха: G_г≈G_в. Тогда выражение (8) примет вид:

Р_вн=G_в (С_с-V_н)+F_c(р_с-р_н). (9)

Силу Р_вн можно рассматривать как сумму двух составляющих:

Р_вн= Р_дин.+Р_стат.,

где Р_дин.= G_в (С_с-V_н) – динамическая составляющая, обусловленная увеличением скорости воздуха (увеличением количества движения воздуха, протекающего внутри двигателя);

Р_стат.= F_c (р_с-р_н) – статическая составляющая.

При полном расширении газов в сопле (р_с-р_н)=0:

Р_вн=Р_дин.= G_в (С_с-V_н).

При тех же условиях и V_н=0:

Р_вн= G_гС_с

1.7. УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЯ

Основными параметрами, характеризующими уровень технического совершенства двигателей, являются: тяга или эквивалентная ей мощность; масса; габаритные размеры; расход топлива. Для сравнительной оценки ВРД на практике широко пользуются относительными величинами. Они носят название удельных параметров двигателя.

Удельная тяга ВРД (Р_уд) равна внутренней тяге Р_вн., приходящейся на один килограмм воздуха, проходящего через двигатель в единицу времени, и, следовательно, определяется отношением силы тяги, развиваемой двигателем, к секундному расходу воздуха:

Р_уд.= Р_вн,/G_в.

Размерность удельной тяги - Н с/кг или м/с

Удельная тяга - один из наиболее важных параметров ВРД. Чем больше удельная тяга двигателя данного типа, тем большую абсолютную тягу он будет иметь при заданных условиях полета, размере и массе двигательной установки.

В случае р_Н =р_с удельная тяга

Р_уд= Gв(с_с -v_H )/ Gв=(с_с -v_H )

При этих же условиях и V_H=0, Р_уд= С_с.

Удельная тяга Р_уд нефорсированных ТРД составляет (650…750) Н·с/кг или м/с; форсированных ТРД – (1000…1100) Н с/кг или м/с.

У двигателей непрямой реакции результат работы двигателя обычно определяется не тягой, а его мощностью. Например, в ТВД используют понятие эквивалентной мощности двигателя Ne, которая равна сумме мощности, развиваемой на валу двигателя (винта), и условной мощности, развиваемой за счет прямой реакции. Поэтому параметром, аналогичным удельной тяге, здесь служит удельная мощность N_уд в Вт с/кг или Дж/кг, т. е. мощность двигателя, приходящаяся на один килограмм воздуха, проходящего через двигатель в единицу времени:

N_уд = Ne /G_в.

Лобовая тяга Р_F . Тяга ВРД, отнесенная к наибольшей площади поперечного сечения двигателя (площади миделевого сечения), называется лобовой тягой двигателя Р_F(в Н/м²): Р_F= Р_вн/F

В зависимости от типа двигателя и его назначения наибольшим сечением, по которому определяется Р_F, может быть входное сечение компрессора, выходное сечение турбины, срез реактивного сопла, поперечное сечение основной или форсажной камеры сгорания. Часто лобовую тягу определяют по площади входа в воздухозаборник.

Лобовая тяга, или тяга, которую можно получить с одного квадратного метра площади миделевого сечения (или входа), является важной характеристикой авиационных реактивных двигателей. Она определяет возможность получения заданной величины тяги при габаритных ограничениях максимального диаметра двигателя (например, при расположении двигателя в фюзеляже самолета). При наружном расположении двигателя на летательном аппарате (в мотогондоле) величина лобовой тяги в значительной степени определяет внешнее сопротивление двигательной установки. В однотипных двигателях увеличение лобовой тяги косвенно свидетельствует также об улучшении их весовых характеристик.

Лобовая тяга современных ТРД достигает (80…100) кН/м² без форсажа и ~150 кН/м² с форсажем.

Удельный расход топлива Суд в двигателе в (кг/Н·ч) определяется отношением часового массового расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем.

Для ТРД - С_уд= в кг/(Н·ч), здесь G_т – секундный массовый расход топлива.

Удельный расход топлива одноконтурных ТРД составляет (0,07…0,1) кг/(Н·ч).

Параметром, аналогичным С_уд, у двигателей непрямой реакции (ТВаД, ТВД) служит удельный расход топлива на единицу эквивалентной мощности двигателя: С_е= 3600 G_т/N_е в кг/(Вт·ч).

Удельный расход топлива характеризует экономичность рабочего процесса двигателя, так как показывает, сколько топлива затрачивает двигатель данного типа на заданной скорости в единицу времени полета для создания одного ньютона тяги или одного киловатта мощности.

Удельный масса двигателя γ_д- одна из наиболее важных характеристик ВРД, так как авиационные двигатели должны быть прежде всего легкими. Удельная масса характеризуется отношением массы двигателя M_д к его тяге Р_вн на максимальном режиме работы двигателя на земле при нулевой скорости полета

γ_д= M_д/ Р_вн , кг/Н.

Удельная масса ТРД при значениях тяги (20…30) кН составляет 0,010…0,025 кг/Н.

Удельная масса турбовинтового двигателя подсчитывается по отношению массы M_д к его максимальной эквивалентной мощности при взлете N_e в кг/Вт.

1.8. ЭФФЕКТИВНЫЙ КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ВРД

Рассмотрение основных принципов работы ВРД различных схем, проведенное ранее, показывает, что при оценке эффективности той или иной схемы ее можно рассматривать с двух точек зрения.

Во-первых, двигательную установку можно рассматривать как машину, служащую для преобразования выделяющейся в камере сгорания теплоты в механическую работу. Она получается или в форме приращения кинетической энергии струи, или частично в виде работы на валу дополнительной турбины. При таком подходе работа двигателя рассматривается лишь как работа тепловой машины.

Во-вторых, двигательную установку можно характеризовать как средство преобразования полученной механической энергии в полезную работу силы тяги, реализуемую в полете. В этом случае эффективность двигательной установки оценивается только как эффективность движителя.

При рассмотрении воздушно-реактивного двигателя как тепловой машины, можно отвлечься от конкретного типа двигателя (ТРД, ТРДД, ТВД). В этом случае задача сводится к выяснению условий, при которых энергия топлива наиболее эффективно преобразуется в механическую энергию в процессе реализации рабочего цикла, независимо от того, в какой форме эта энергия получается.

Эффективный КПД- η_е характеризует степень совершенства преобразования подводимой в двигатель энергии топлива Q₁ в располагаемую работу двигателя L_е:

η_е= L_е/ Q₁= .

Здесь G_г и G_в соответственно секундные расходы газа и воздуха через двигатель; С_с и V_H скорости газа на выходе из сопла и на входе в двигатель; H_U теплотворная способность топлива (Дж/кг);G_т - секундный расход топлива (кг/с).

Так как G_в ≈ G_г (с точностью до 1,5…3%) то,

η_е=

Ранее указывалось, что G_в=G_тαL₀ или G_т= , где G_т - секундный расход топлива (кг/с), L₀ = 14,8– (стехиометрическое число) количество воздуха в кг, необходимое для сгорания одного кг топлива, α - коэффициент избытка воздуха (реальный диапазон значений α для современных двигателей составляет 2,5…5,0).

Поэтому

η_е=

На расчетных режимах можно принять С_с ≈ const.

Тогда и эффективный КПД будет зависеть только от отношения скоростей набегающего потока и выхода газа из сопла: η_е =f .

Рис 1.10 Зависимость эффективного КПД от скорости полета VH

Из графика (рис.1.10) следует, что максимальное значение η_е получается при V_H=0, когда вся подводимая энергия топлива затрачивается на ускорение газового потока до скорости С_с.

При V_H = С_с (теоретический случай) двигатель не придает дополнительного импульса выходящим газам из сопла по сравнению со входом, поэтому все подводимое тепло при сгорании топлива следует отнести к потерям и η_е=0. В этом случае P_уд= (С_с-V_H)=0 и тяга двигателя Р= G_в P_уд=0, что соответствует только теоретическому случаю.

1.9.ПОЛЕТНЫЙ КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ

Полетный (тяговый или пропульсивный) КПД характеризует эффективность преобразования располагаемой работы L_расп двигателя в полезную L_е, совершаемую летательным аппаратом в полете.

Поскольку во всех рассматриваемых случаях принимаются секундные расходы воздуха G_в или газа G_г, то оцениваемая общая энергия в единицу времени имеет размерность мощности. В случае полного расширения газов в сопле, полетный КПД выразится:

η_п=

Опуская преобразования, можно записать:

Рис 1.11. Зависимость полетного КПД от скорости полета

η_п=

Графическая зависимость η_п = f(V_H / C_c) показана на рис.1.11. При работе двигателя на земле V_H=0 полезная работа летательного аппарата не производится при наличии удельной располагаемой энергии С_с² /2. Полученная эта свободная энергия относится к потерям.

По мере увеличения скорости V_H потери на выходе из сопла (С_с- V_H)² /2 уменьшаются, что приводит к увеличению полетного КПД. В случае С_с=V_H т.е. V_H /С_с =1, потери энергии на выходе из сопла будут отсутствовать и η_п= 1. При этом Р_уд = (С_с- V_H)=0 и двигатель не может развивать тяги. Последний случай можно рассматривать как теоретический.

1.10.ПОЛНЫЙ ИЛИ ОБЩИЙ КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ

Полный КПД- η_о учитывает все виды потерь на пути преобразования химической энергии топлива в тяговую работу. Этот КПД. оценивает совершенство ТРД в целом как силовую установку – совокупность теплового двигателя и движителя.

Используя прежние подходы, запишем:

η_о=

Проведя формальное преобразование этой формулы, умножив и поделив на выражение секундной располагаемой энергии ,получаем:

Рис.1.12. Зависимость общего КПД от скорости полета

η_о= .

Графически η_о представляется (рис.1.12.) кривой с максимумом (произведение двух зависимостей, выраженных возрастающей и падающей кривыми, имеет максимум). Общий КПД, в определенной степени, характеризует и экономичность двигателя.

Современные ТРД в зависимости от режима полета и работы двигателя имеют: η_е= 0,3-0,5; η_п = 0,5-0,8; η _о = 0,15-0,4.

1.11. ИДЕАЛЬНЫЙ ЦИКЛ.

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Как уже отмечалось, основным назначением всех газотурбинных авиационных двигателей является получение работы, необходимой для создания тяги, которая обеспечивает полет летательного аппарата. Выполнение этой функции осуществляется с помощью рабочего тела — газов, которые претерпевают в двигателе ряд изменений своего состояния образующих в целом рабочие процессы двигателя.

Действительные термодинамические процессы, протекающие в тепловых машинах, сложны. Реальный цикл состоит из необратимых процессов, сопровождающихся потерями энергии, теплообменом с внешней средой. Кроме того, при термохимической реакции в процессе сгорания топлива меняется состав продуктов сгорания, теплоемкость газа.

С целью упрощения анализа работы двигателя реальный цикл заменяют условным, идеальным циклом.

При перемещении по тракту двигателя рабочее тело меняет свои параметры в процессах, происходящих в двигателе. Для анализа свойств этих сложных процессов можно заменить их соответствующими простыми термодинамическими процессами. Совокупность этих процессов образует идеальный цикл. Идеальный цикл представляет собой термодинамическую схему реального рабочего процесса. Рассмотрение идеального цикла позволяет установить ряд закономерностей, которые существуют и в реальных условиях, хотя в последнем случае на них влияют дополнительные, действующие в рабочем процессе факторы, возникающие при практическом осуществлении идеального цикла.

Протекание и основные допущения идеального цикла

Можно считать, что рабочий процесс любого газотурбинного двигателя (без форсажной камеры) включает пять этапов изменения состояния рабочего тела.

1. Сжатие во входном устройстве.

2. Сжатие в компрессоре.

3. Сообщение тепла в камере сгорания в результате сжигания топлива.

4. Расширение в турбине с получением работы, обеспечивающей потребности самого двигателя.

5. Дальнейшее расширение газов с передачей части получаемой работы на вал двигателя или с полным использованием ее для увеличения кинетической энергии газов.

При переходе от реального цикла к идеальному принимаются следующие упрощения.

1. За рабочее тело цикла принимается воздух с постоянной теплоемкостью, т. е. не учитываются изменение состава газов при сгорании топлива и зависимость теплоемкости от температуры.

2. Процессы сжатия и расширения считаются изоэнтропическими (pv^k= const) - без теплообмена с внешней средой и при отсутствии каких-либо потерь.

3. Сообщение тепла принимается происходящим от внешнего источника при постоянном давлении (по изобаре) p=const. Таким образом, учитывается весь процесс сжигания топлива.

4. Давление газа в конце расширения берется равным давлению в начале сжатия, хотя в рабочем процессе двигателя эти давления могут отличаться.

5. Принимается, что в течение всего цикла, кроме начального и конечного состояния, скорость газа пренебрежимо мала, чем устраняется влияние кинетической энергии газа на его термодинамическое состояние.

Использование для оценки состояния газа в характерных сечениях параметров заторможенного потока (подразумевающего нулевую скорость движения) является условным. В действительности все процессы происходят при некоторых скоростях движения газового потока. Однако, эффекты, зависящие от его течения по тракту, невелики, а рассмотрение цикла в заторможенных параметрах значительно упрощает его анализ.

Если пренебречь работой трения, то течение перед входным устройством, во входном и выходном устройствах можно считать энергоизолированным и изоэнтропным. Поэтому для различных сечений уравнение энергии потока запишется:

или в общем виде с_рТ+ =const,

где с_р - удельная теплоемкость газа при постоянном давлении;

С – скорость движения рабочего тела (газа);

Т – термодинамическая или статическая температура, К.

Принимая скорость движения потока в одном из сечений С₂ = 0, получаем в этом сечении температуру заторможенного потока Т₂^*=Т₁+ или в общем виде: Т^*=Т+ .

Решая систему уравнений:

с_р-с_v=R,

с_р/с_v=k,

где с_v - удельная теплоемкость газа при постоянном объеме;

R – удельная газовая постоянная;

k – показатель адиабаты (для воздуха k=1,4),

получаем с_р= .

Тогда Т^*=Т+ .

Принимая во внимание, что скорость звука а= и М=С/а, для воздуха получаем:

Т^*=Т(1+0,2М²).

При этих допущениях идеальный цикл образуют следующие простые термодинамические процессы (рис. 1.13, где р – давление, v – удельный объем газа):

1. Адиабата сжатия на входе Н—в, в течение которой начальная кинетическая энергия воздуха полностью используется на работу сжатия. При полете летательного аппарата со скоростью V_Н удельная работа сжатия во входном устройстве определится:

L_ад.v=V_Н ²/2.

В координатах р-v процесс сжатия изображается кривой Н-в, L_{ад v} - площадью 1-н-в-2.

2. Адиабата сжатия в компрессоре (кривая в-к). Работа сжатия L_{ад к} характеризуется площадью 2-в-к-3.

Рис. 1.13. Идеальный цикл газотурбинного двигателя

3. Изобара с подводом тепла Q₁ (процесс к-г).

4. Адиабата расширения газов в турбине г-т, при которой получается удельная работа L_{ад т}. Она характеризуется на диаграмме площадью 3-г-т-4. В условиях идеального цикла (при отсутствии потерь) L_ад.к = L_ад.т или соответственно на диаграмме площадь 3-г-т-4 равна площади 3-к-в-2.

5. Адиабата расширения газов после турбины т-с от давления р_т до давления р_с=р_Н. Эта работа расширения является свободной энергией L_ад.св., характеризуемой на диаграмме площадью 4-т-с-1. Поскольку вначале газ обладает кинетической энергией V_Н ²/2, то получаемая за цикл работа (работа цикла)

L_t = L_{ад. св.}- V_Н ²/2

и определяется площадью 4-т-с-н-в-2.

6. Изобара с отводом тепла Q₂ (процесс с-Н, характеризуется отводом тепла вместе с выбросом рабочего тела в атмосферу). Так как одновременно в двигатель поступает такое же количество рабочего тела из атмосферы, то можно рассматривать одно и то же количество рабочего тела в двигателе, к которому подводится тепло Q₁ при давлении р_к и отводится тепло Q₂ при давлении р_с=р_н.

Эта работа на рис.1.13 показана заштрихованной площадью.

Характер использования L_t зависит от типа двигателя, применительно к которому рассматривается идеальный цикл. В ТРД L_t затрачивается на увеличение кинетической энергии газового потока, поэтому работа расширения L_{ад р} по адиабате т-с полностью идет на создание конечной кинетической энергии газа, т. е. на увеличение его скорости до C_с. Таким образом:

L_{ад. р.} = С²_с/2 и Lt = (С²_с-V²_H)/2.

Рис. 1.14. К определению работы идеального цикла Lt

Получаемое приращение скорости газа на величину С_с-V_H и является источником возникновения тяги.

Отвод теплоты Q₂ в атмосферу осуществляется за срезом сопла, вне двигателя, при постоянном атмосферном давлении. Рабочий цикл замыкается линией с-н.

Получаемая за цикл работа L_t может быть выражена в более удобной для дальнейшего анализа форме, чем это показано на рис. 1.13. Поскольку в ТРД

L_ад.к= L_ад.т,

то площадь 3-к-в-2 и площадь 3-г-т-4 одинаковы и имеют общую площадь 3-к-5-4, то очевидно, что площадь 4-5-в-2 равна площади к-г-т-5.

Таким образом, работа L_t может характеризоваться, площадью н-к-г-с идеального цикла (рис. 1.14). При этом площадь цикла можно рассматривать как разность двух площадей: 3-г-с-1 и 3-к-н-1, которые соответственно представляют всю адиабатическую работу расширения L_{ад.расш.} и всю адиабатическую работу, затрачиваемую на сжатие L_ад.сж. в потоке газа. Поэтому

L_t= L _ад- L_ад.сж.

Соотношения температуры и давления в изоэнтропных процессах.

Из уравнения изоэнтропы рv^k=const, используя уравнение состояние газа v=RT/p, получаем:

Тогда: .

1.12.ТЕРМИЧЕСКИЙ КПД ЦИКЛА

При рассмотрении и анализе термического КПД целесообразно представить идеальный цикл в i s диаграмме. Полная энтальпия i^*=C_p T^* отражает полное теплосодержание рабочего тела при температуре T^*. Изменение энтропии ∆s= - расчетный параметр состояния газа, или ∆s≈ .

Идеальный цикл ВРД в i s диаграмме показан на рис.1.15.

В изоэнтропном процессе работы сжатия и расширения выражаются соответствующими вертикальными отрезками L_сж. и L_расш., т.к. изменение энтропии ∆s=0 при ∆Q=0. (∆Q=∆Q_l+∆L_r, где ∆Q_l – внешняя теплота; ∆L_r – работа трения).

Термический коэффициент полезного действия η_t показывает степень эффективности преобразования подведенной в цикл теплоты Q₁ в полезную работу

L_t= Q₁- Q₂ и

η_t=( Q₁- Q₂)/ Q₁,=1- Q₂/ Q₁,

где Q₂- теплота, выведенная из цикла вместе с вышедшими из сопла газами.

Рис.1.15. Идеальный цикл ВРД

Количества подведенного Q₁ и отведенного Q₂ тепла определяется разностью теплосодержаний соответственно в точках К- Г и С-Н:

Q₁=С_рТ^*_Г-С_рТ^*_к=С_р(Т^*_Г -Т^*_к)

Q₂=С_рТ_С-С_рТ_н=С_р(Т^*_с - Т^*_н).

Тогда η_t= .

Заменяя отношения температур изоэнтроп расширения и сжатия отношениями соответствующих давлений, имеем:

η_t= .

Здесь Р_г^*=Р_к^* и Р_с=Р_н – как изобары подвода и отвода тепла, поэтому

Рис.1.16. Зависимость термического КПД от степени сжатия.

, а - общая степень повышения давления воздуха в цикле, или . Здесь π_v – степень повышения давления во входном устройстве.

Тогда .

Термический КПД учитывает потери энергии с теплоотводом Q₂ в атмосферу. На рис.1.16 дан график изменения η_t от π^*_о при отсутствии ограничения по Т_г^*. Из графика видно, что, при отсутствии сжатия в цикле, когда π^*_о=1 , все подводимое тепло рассеивается в окружающую среду, т.е.Q₁= Q₂, и η_t=0

1.13.ТЕРМИЧЕСКАЯ РАБОТА ЦИКЛА

Используя ранее полученные зависимости, запишем работу цикла L_t= Q₁ η_t, или, выразив Q₁ и η_t через параметры идеального цикла, получим:

L_t =С_р(Т^*_г – Т^*_к) (1- )= С_рТ_н ( )(1- )= С_рТ_н ( )(1- ).

Рассмотрим зависимость L_t=f(π_о^*) и оценим характер ее изменения при условии, что все остальные параметры цикла остаются постоянными. Из вышепредставленного уравнения следует, что L_t обращается в ноль в двух случаях, когда каждая из скобок будет равна нулю:

1. (1- )=0 и π_о^*=1.

В этом случае давление на выходе из компрессора равно атмосферному, перепад давления отсутствует, и расширения газа не происходит.

L_t= Q₁- Q₂ =0; Q₁= Q₂.Здесь вся подводимая энергия переходит в разряд потерь.

2. ( )=0. тогда = и Т_г^*=Т_н ;(в то же время Т^*_к=Т_н ). В этом случае Т_г^*=Т_к^* и Q₁= С_р (Т^*_г – Т^*_г)=0, поэтому Q₂=0. Из этого следует вывод, что L_t=0 при степени сжатия, при которой температура воздуха на выходе из компрессора Т^*_к сравнивается с предельно допустимым значением Т_г^*. Эта степень сжатия называется максимальной π^*_о.max.

Так как работа цикла L_t обращается в ноль при двух значениях π_о^* и в этом диапазоне положительна, то она должна иметь максимум: L_t= L_{t max} при π_о^* = π^*_о.opt и, следовательно, .

Рис. 1.17 Зависимость Q1, Q2 и Lt от степени сжатия πо

В выражении L_t=(1- )С_рТ_н ( ) обозначим =θ (степень подогрева рабочего тела) и π ^*(k-1)/k_{о opt}=А.

После подстановки получим: L_t=(1-1/А) С_рТ_н(θ-А)= С_рТ_н(θ - θ/А – А -1).

Возьмем производную и приравняем ее нулю

=С_рТ_н(0+θ/А²-1+0) = 0 ; т.к С_рТ_н≠0 то θ = А² или = =

В случае максимального сжатия Т_г^*=Т^*_к. Поэтому = = ,тогда

= или π^*_{о opt}= .

Характер изменения Q_1, Q₂ и L_t при θ = = const в зависимости от степени сжатия представлен на графике рис. 1.17.

Рис.1.18 Влияние π*о на термическую работу Lt идеального цикла

Для получения более полного представления о влиянии π^*_о на показатели цикла на рис. 1.18 показан ряд совмещенных идеальных циклов при различных значениях π^*_о. Поскольку принято p_н=const и Т_н =const, начальная точка цикла Н остается во всех случаях неизменной; все точки конца подвода тепла к рабочему телу расположены на одной изотерме Т_г=const.

Первый предельный цикл соответствует условию π_о=1. В этом случае сжатие и расширение отсутствуют, поэтому изобары подвода к рабочему телу тепла и его отвода совпадают и расположены на нижней горизонтальной линии графика. По мере увеличения π_о перепады давлений в цикле растут, а разница в удельных объемах сокращается, так как v_г приближается к v_к .

Второй предельный цикл получается при v_к = v_г (при Т_к = Т_г). При этом адиабаты расширения и сжатия совпадают. Величина π_о становится равной π_{о opt}, когда совместное влияние изменения давлений и объемов приводит к максимальной площади цикла.

Следовательно, при ограниченной величине температуры T_г^* имеется некоторое значение π_{о opt}, при превышении которого работа идеального цикла начинает падать. Величина π_{о opt} тем больше, чем выше допускаемая температура T_г^*

1.14.ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА

Назначение и требования. Входные устройства (ВУ), или воздухозаборники, служат для частичного преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную энергию давления атмосферного воздуха и подвода его к компрессору двигателя.

Основные требования, предъявляемые к входным устройствам.

1. ВУ должны иметь минимальные внутренние потери давления, обеспечивающие высокие значения коэффициента восстановления полного давления σ_вх

σ_вх=р_в^*/р_н^*,

где р_в^*- полное давление в сечении В на выходе из входного устройства (см. рис.1.2), р_н^*- полное давление в сечении Н невозмущенного потока. Вследствие влияния трения, вихреобразования, а при торможении сверхзвукового потока еще и потерь в скачках уплотнения, полное давление по длине ВУ снижается и коэффициент σ_вх всегда меньше единицы.

Это приводит к уменьшению полного давления во всех сечениях двигателя и, как следствие, к снижению скорости истечения газа из сопла. С другой стороны, уменьшение давления воздуха на входе приводит к пропорциональному снижению его плотности и, следовательно, расхода. В результате уменьшения G_в и Р_уд значительно снижается тяга двигателя.

2. ВУ должно обеспечить минимально допустимое значение неравномерности поля скоростей потока на входе в компрессор двигателя, которая оценивается величиной , где ∆с=с_max – c_min. Здесь- с_max и c_min - соответственно максимальная и минимальная скорости потока в любой точке данного сечения, с_ср – средняя скорость в этом же сечении. Указанная величина для осевых компрессоров не должна превышать значений 0,06…0,08, а для центробежных –0,,20.

Следует указать на то, что существенная неравномерность поля скоростей вызывает срывной режим обтекания лопаток компрессора. Это может вызвать снижение давления и расхода воздуха, уменьшение КПД компрессора, запаса устойчивости его работы.

3.Малое внешнее сопротивление, приводящее (как указывалось ранее) к снижению эффективной тяги.

4. Малая масса, габаритные размеры, простота и технологичность конструкции, простота регулирования.

1.15.Форма продольного сечения входного и выходного устройств

При анализе этого вопроса рассмотрим некоторый канал для энергоизолированного изоэнтропного течения, который имеет соответственно на входе и выходе: с₁ и с₂ - скорости потока; F₁ и F₂ – площади поперечного сечения и ρ₁ и ρ₂ плотности воздуха.

Очевидно G_в= ρ₁ с₁ F₁= ρ₂ с₂ F₂=const или в общем виде ρ с F=const

ln(ρ с F)= ln ρ+ ln с+ ln F=ln const и далее возьмем производную

dρ/ρ+dс/с+d F/ F=0 (а).

Выразим (б)

Из уравнения Бернулли для энергоизолированного и изоэнтропного потока: и , подставив это выражение в (б) найдем:

. Теперь выражение (а) запишется:

или (с)

Исходя из (с), проанализируем влияние параметров на форму канала. Рассмотрим два частных случая.

1. Набегающий поток дозвуковой, т.е. М < 1 Таблица 1

Назначение канала	dc/c	(M2-1)	dF/F	Форма канала
Затормозить поток (увеличить давление)	<0	<0	>0	Д озвуков. диффузор (1)
Ускорить поток (снизить давление)	>0	0<	<0	К онфузор (2) или дозвуковое сопло

2. Набегающий поток сверхзвуковой, т.е. М> 1 Таблица 2

Назначение канала	dc/c	(M2-1)	dF/F	Форма канала
Затормозить поток	<0	>0	<0	К онфузор или сверхзвуков. диффузор (3)
Ускорить поток	>0	>0	>0	С верхзвуковое сопло (4)

В зависимости от расчетной скорости полета входные устройства можно разделить на два типа:

1) дозвуковые – для дозвуковых летательных аппаратов;

2) сверхзвуковые – для сверхзвуковых летательных аппаратов.

Изменение скорости движения газа может быть получено при течении его в канале с изменяющейся площадью поперечного сечения. Каналы, при движении по которым скорость газового потока уменьшается, называют диффузорами. Каналы, в которых осуществляется увеличение скорости движения газа, называют соплами. Эти названия отражают назначение канала – увеличить или уменьшить скорость потока. Иногда применяют названия, обозначающие форму канала: конфузор – сужающийся канал, диффузор – расширяющийся канал.

При дозвуковых скоростях движения газа для ускорения потока необходимо уменьшать площади проходных сечений по длине канала. Для торможения потока газа площади по длине канала должны увеличиваться. Схемы сопла и диффузора при дозвуковых скоростях движения газа показаны в таблице 1.

Однако ускорение потока в сужающемся канале возможно только до скорости, равной скорости звука. Для ускорения дозвукового потока до скоростей, больших скорости звука, в соответствии с таблицами 1 и 2 сопло должно быть вначале сужающимся, а затем расширяющимся. Такие сужающе-расширяющиеся сопла называют соплами Лаваля. В сужающейся части сопла Лаваля происходит ускорение дозвукового потока. В его узком сечении (горле), которое называют критическим сечением, скорость потока достигает скорости звука. В расширяющейся части происходит дальнейшее ускорение газа до сверхзвуковых скоростей.

Торможение сверхзвукового потока должно производиться в обратном порядке, поэтому сверхзвуковой диффузор можно представить как обращенное сопло Лаваля. В сужающейся части канала сверхзвуковой поток затормаживается до скорости, равной скорости звука. Дальнейшее торможение потока, уже ставшего дозвуковым, осуществляется в расширяющейся части канала (табл.1 и 2).

Указанные в табл. 1 и 2 идеальные схемы дозвукового и сверхзвукового диффузоров не учитывают ряда особенностей, связанных с наличием вязкости и с возможностями обеспечения устойчивой работы.

Степень повышения давления π^*_V и роль входного устройства в системе двигателя.

Рис. 1.18а. Упрощенная диаграмма is процесса сжатия воздуха во входном устройстве

Степень повышения давления воздуха при неизоэнтропическом торможении выражается π_V^*= σ_{вх .}Величина потерь учитывается коэффициентом сохранения полного давления σ_вх, который однозначно определяется числом М_н. Параметры атмосферы р_н и Т_н определяются высотой полета Н.

На рис.1.18а полное давление (точка Н^*) набегающего потока связано с числом Маха М_н уравнением изоэнтропы = ;

отсюда = р_н .

В реальных условиях во входном устройстве возникают потери, которые характеризуются коэффициентом восстановления давления σ_вх (точка В^*), тогда

= σ_вх = р_н σ_{вх .}

Статическое давление движущего потока (точка В) р_В < , т.к. часть энергии ( ) затрачивается на перемещение потока.

1.16. Особенности работы дозвуковых входных диффузоров

Рассмотрим особенности организации процесса торможения воздуха в дозвуковых входных диффузорах. К дозвуковому диффузору ТРД относится входная часть - воздухозаборник и сам внутренний канал, по которому воздух подается к компрессору.

Рис 1.19 Форма потока на входе в дозвуковой диффузор при свх< с0

При рассмотрении работы дозвукового входного устройства следует выделить три характерных режима.

1. Скорость воздуха на входе в воздухозаборник с_вх меньше скорости невозмущенного потока с₀: с_вх< с₀ (см. рис.1.19).

Запишем уравнение сохранения энергии для двух сечений 0-0 и Вх:

Рис. 1.20 Образование подсасывающей силы в укороченном диффузоре: а - полный диффузор; 6- укороченный диффузор

Т_вх= ; тогда, т.к. , то р_вх>р₀. Так как с_вх,<с₀, то вследствие предварительного торможения потока, повышение его давления осуществляется до входа во входное устройство. Такой режим течения для дозвуковых входных устройств используется в качестве расчетного, когда с_вх≈0,5с₀. При этом основное сжатие воздуха приблизительно на 75% происходит перед дозвуковым диффузором (кинетическая энергия воздуха на входе (0,5с₀)²=0.25с₀² ).

Следовательно, в расчетных условиях полета торможение потока воздуха начинается еще перед входом его в диффузор. Это способствует снижению потерь в процессе преобразования скоростного напора в давление. В таком случае на участке струи между сечениями «0-0» и «вх» отсутствуют ограничивающие поток стенки, а следовательно, нет и потерь за счет трения воздуха о жесткие стенки.

С другой стороны, уменьшаются потери при течении воздуха в самом внутреннем канале диффузора из-за уменьшения скорости на входе в канал и его длины. Можно мысленно себе представить, что передняя часть расширяющегося канала ОА (рис. 1.20) в данном случае отрезана и заменена линией тока ОА'. Поскольку на участке ОА нет стенок, то и потери на трение о стенки также отсутствуют. Может возникнуть сомнение, не уменьшится ли в данном случае тяга двигателя. Ведь отрезанная часть диффузора не может передавать силовых воздействий. Оказывается, при дозвуковых скоростях полета потеря тяги, получающаяся вследствие применения укороченного диффузора, почти полностью компенсируется так называемой подсасывающей силой, возникающей при обтекании закругленных передних кромок заборника воздуха.

Рис.1.21. Форма потока на входе в дозвуковой диффузор при свх= с0

Рис.1.22. Поверхность тока на входе в дозвуковой диффузор при свх> с0

При безотрывном обтекании передних кромок диффузора на его внешней поверхности в рассматриваемом случае появляется разрежение, так как скорость здесь получается большей, чем у внутренней поверхности, поэтому суммарная равнодействующая сила R, возникающая от такого распределения давлений, имеет осевую составляющую Х_подс, направленную в сторону полета.

Следует, однако, иметь в виду, что чрезмерное укорочение диффузора приводит к очень сильному искривлению струек тока и может вызвать отрыв потока на внешней поверхности диффузора и привести, к снижению подсасывающей силы и к падению эффективной тяги двигателя.

2.Случай с₀=с_вх, струйка воздуха входит в диффузор без изменения своей формы (рис.1.21):

Т_вх= =Т_н

и р_вх=р_0.

Это говорит о том, что торможение потока полностью осуществляется только внутри диффузора.

3.Случай с₀>с_вх. В частном случае (рис.1.22), когда самолет неподвижен (на земле с₀=0)

Т_вх= = , Т_вх<Т_н и р_вх<р₀.

Рис.1.23 Схема диффузора с прямым скачком

В этом случае воздух разгоняется перед входом в воздухозаборник и только во входном устройстве уменьшается его скорость и возрастает статическое давление. Однако это давление всегда будет ниже давления невозмущенного потока, т.к. часть его потенциальной энергии преобразовалась в кинетическую.

Следует отметить, что при скорости с_вх=150 м/с уменьшение температуры составляет ( )≈ -11^оС. Это может стать причиной обледенения воздухозаборника даже при положительной температуре (до +10^оС) воздуха окружающей среды.

При сверхзвуковых скоростях полета на расстоянии перед дозвуковым воздухозаборником образуется неприсоединенный прямой скачок уплотнения, за которым скорость скачкообразно уменьшается до дозвукового значения, а давление – скачкообразно растет (рис.1.23). Такому скачку сопутствуют дополнительные потери, которые оцениваются коэффициентом. сохранения полного давления в прямом скачке σ_п = / , где и , соответственно полные давления на входе в воздухозаборник и набегающего потока. При М<1,5. величина σ_п оказывается достаточно высокой (не менее 0,93…0,96), поэтому дозвуковой воздухозаборник с закругленной входной кромкой позволяет обеспечивать скорость полета до чисел М_Н < 1,2...1,5.

1.17.СВЕРХЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА (СВУ)

При обтекании какого-либо тела потоком газа каждая точка его поверхности создает возмущения, которые распространяются в виде волн давления во все стороны со скоростью, равной скорости звука. При сверхзвуковых скоростях указанные малые возмущения имеют скорость распространения, меньшую скорости движения тела, поэтому, не могут отойти от тела. В результате впереди тела образуется скачок уплотнения.

Косым называют скачок, поверхность которого образует с направлением набегающего потока острый угол. Интенсивность скачка уплотнения оценивается по степени понижения скорости в скачке и степени повышения в нем давления.

Рис. 1.24. СВУ внешнего сжатия	Рис. 1.25 СВУ внутреннего сжатия	Рис. 1.26 СВУ комбинированного типа

Для больших сверхзвуковых скоростей полета необходимы воздухозаборники иной формы. Ввиду широкого диапазона эксплуатационных скоростей сверхзвуковых летательных аппаратов их воздухозаборники и воздушные каналы должны одинаково хорошо работать в различных условиях, обеспечивая как при взлете, так и в полете с максимальной скоростью необходимый подвод воздуха. В зависимости от расположения системы скачков относительно плоскости входа СВУ подразделяются на три типа: внешнего (рис.1.24), внутреннего (рис.1.25) и смешанного сжатия (рис.1.26). Требуемая система скачков для сжатия сверхзвукового потока создается специальным профилированием центрального тела, выдвинутого навстречу набегающему потоку (СВУ внешнего и смешанного сжатия), или профилированием внутренней поверхности канала воздухозаборника (СВУ внутреннего сжатия). В последнем случае центральное тело в конструкции СВУ отсутствует.

Входные сверхзвуковые устройства внешнего сжатия

Во входных сверхзвуковых устройствах внешнего сжатия генератор скачков размещается относительно входа в воздухозаборник таким образом, чтобы первый и последующие скачки (фокус системы скачков) касались входной кромки обечайки СЗУ в расчетных условиях полета. При этом обеспечивается максимальный расход (захват) воздуха, минимальные потери в процессе сжатия (внутренние потери) и минимальное внутреннее сопротивление входного устройства.

Рис1.27 Схема расположения скачков уплотнения и изменение параметров.

На рис.1.27 показано изменение направления линии тока воздуха при прохождении скачков уплотнения и соответственное изменение числа Маха - М и давления – р. После прямого замыкающего скачка скорость становится дозвуковой (М_Е) с последующим плавным уменьшением до скорости входа в компрессор – М_В Здесь же дан характер изменения площади поперечного сечения дозвукового канала (F_E – F_В).

Влияние числа М полета на работу сверхзвукого диффузора.

Рис.1.28. Схема скачков уплотнения при М<М расч.

Рассмотрим теперь влияние изменения числа М полета на работу входного сверхзвукового диффузора с центральным телом. Число М полета влияет прежде всего на углы наклона косых скачков уплотнения. Если на расчетном числе М полета косые скачки фокусируются на передней кромке обечайки (рис.1.27), то на нерасчетных значениях чисел М, они уже не попадают на переднюю кромку.

Рис. 1.29. Схема корректировки положения скачков

При числах М полета, меньших расчетного, углы наклона скачков возрастают, и они не фокусируются на обечайке (см. рис.1.28). По этой причине площадь потока F_{вх 2}< F_{расч 1}, вследствие отклонения линии тока на косом скачке меньшей интенсивности. Это приводит не только к уменьшению расхода воздуха, но и к возникновению дополнительного сопротивления.

Вместе с тем при уменьшении числа М полета значительно уменьшается скоростной напор набегающего воздушного потока, что приводит к уменьшению давления и плотности воздуха в горле диффузора.

С целью расширения эксплуатационного диапазона скоростей производится корректировка положения скачков за счет перемещения центрального тела (конуса). Так, рассматривая предыдущий случай уменьшения скорости полета, центральное тело необходимо переместить по направлению стрелки (см. рис.1.29). Скачки уплотнения будут возвращены на обечайку входного устройства (или близко к ней) и площадь потока F_{вх 3} = F_расч со всеми вытекающими последствиями.

Входные сверхзвуковые устройства внутреннего сжатия

Диффузор с внутренним сжатием простейшей схемы представляет собой профилированный канал, вначале сужающийся, а затем расширяющийся (рис.1.30). Наименьшее сечение канала принято называть горлом.

Рис.1.30. Схема СЗВУ внутреннего сжатия

Принцип работы идеального диффузора с внутренним сжатием состоит в следующем. В сужающейся части канала сверхзвуковой поток затормаживается до скорости звука. Дальнейшее торможение потока, уже ставшего дозвуковым, осуществляется в расширяющейся части канала. Переход через скорость звука происходит в горле. Участок диффузора до горла является сверхзвуковым, а за горлом - дозвуковым. На расчетном режиме площадь струи в набегающем потоке равна площади входа.

Для лучшего понимания работы СЗВУ с внутренним сжатием рассмотрим его промежуточную модель. Внутреннюю поверхность ВУ представим в виде составных конических поверхностей с уменьшающимися площадями по движению потока (см. верхнюю часть рис.1.30). В месте соединения конусов возникает излом поверхности, что и является источником косых скачков уплотнения. Таким образом, проходя через совокупность косых скачков уплотнения, поток тормозится.

Рис. 1.31. СЗВУ смешанного типа

Из газодинамики известно, что чем больше скачков уплотнения, тем меньше потери механической энергии при торможении потока. Поэтому внутреннюю поверхность диффузора необходимо выполнять с плавным изменением контура. Если количество конических поверхностей устремить к бесконечности, то ломаная поверхность преобразуется в плавную. Конечное число скачков уплотнения превращается в бесконечное количество слабых волн сжатия (см. нижнюю часть рис. 1.30). Это позволяет осуществлять торможение потока без потерь.

Такой идеальный диффузор, у которого скачки уплотнения и пограничный слой отсутствуют, работал бы без потерь полного давления, т. е. он имел бы коэффициент σ_вх равный единице.

В реальном сверхзвуковом диффузоре значительное влияние на характер течения оказывает вязкость газа. Следует отметить, что такой диффузор хорошо работает только на расчетных режимах полета, в противном случае его характеристики существенно ухудшаются.

На рис 1.31 представлена схема СЗВУ комбинированного типа: первый косой скачек – К1 располагается перед входом в воздухозаборник, остальные – К2, К3 и П (прямой замыкающий) внутри канала. Такой вид входного устройства имеет промежуточные характеристики по величине внешнего и внутреннего сопротивлений.

1.18. КОМПРЕССОРЫ

Общее устройство и принцип действия

В ТРД сжатие воздуха происходит в лопаточных машинах, в которых осуществляется передача механической энергии от вращающихся лопаток газовому потоку при взаимодействии потока и движущихся лопаток.

В современных авиационных двигателях и газотурбинных установках наибольшее применение получили осевые компрессоры, обладающие большим КПД и меньшей удельной (на единицу расхода газа) массой по сравнению с другими компрессорами.

Рис. 1.32. Схема устройства осевого компрессора

Основными принципиальными элементами осевого компрессора являются расположенные попарно венцы вращающихся и неподвижных лопаток. Каждый венец вращающихся лопаток образует рабочее колесо (РК), а каждый венец неподвижных лопаток - спрямляющий аппарат (СА) (рис. 1.32). Каждая пара РК и СА представляет собой ступень компрессора, т. е. секцию, в которой полностью реализуется процесс повышения давления. Степень повышения давления в одной ступени дозвукового компрессора обычно не более 1,3-1,4; число ступеней - от 5-6 до 15-17, общая степень повышения давления в компрессоре может достигать до 25-30 и более.

Воздушный поток в осевом компрессоре движется по поверхностям, близким к цилиндрическим, с образующими почти параллельными оси компрессора (отсюда компрессоры и получили название осевых). Повышение давления в одной ступени относительно невелико, поэтому осевые компрессоры всегда выполняются многоступенчатыми.

Благодаря сжатию воздуха плотность его в каждой ступени возрастает и при неизменном массовом расходе объемный расход воздуха падает. Поскольку осевая скорость воздуха в компрессоре уменьшается, то это приводит к необходимости уменьшения проходных сечений, поэтому высота лопаток по ходу движения воздуха сокращается.

Для придания воздуху нужного направления движения при поступлении его в первую ступень компрессора перед ней часто располагают входной направляющий аппарат (ВНА) (см. рис. 1.32).

Поскольку принцип действия компрессора реализуется в каждой ступени, то для его выяснения достаточно рассмотреть работу одной ступени. На рис. 1.33 показана схема одной ступени компрессора. Любую из ступеней компрессора удобно рассечь цилиндрической поверхностью, проходящей, например, через середину высоты лопаток компрессора (по среднему диаметру), а затем развернуть это цилиндрическое сечение на плоскость. На рис. 1.33 показаны полученные таким образом сечения лопаток рабочего колеса (РК) и направляющего (спрямляющего) аппарата (СА); рабочее колесо вращается с окружной скоростью u на среднем диаметре, спрямляющий аппарат - неподвижен. Обозначим цифрами 1 и 2 входное и выходное сечения рабочего колеса, и - аналогично сечения для направляющего аппарата. Скорость воздуха в абсолютном (по отношению к неподвижной системе координат) движении обозначают буквой с.

Предположим, что на входе в рабочее колесо на среднем диаметре известен вектор абсолютной скорости с₁, который направлен вдоль оси компрессора (угол α₁ = 90°). На треугольнике скоростей (см. рис. 1.33) показано, что при окружной скорости и направление вектора относительной скорости w₁ составляет угол β₁ с плоскостью вращения. Поэтому передние кромки рабочих лопаток компрессора необходимо ориентировать в соответствии с направлением вектора относительной скорости w₁.

Рис. 1.33. Сечения лопаток рабочего колеса и направляющего аппарата, и треугольники скоростей

Повышение давления воздуха происходит за счет работы сжатия в диффузорном (расширяющемся т.к. f_1k,< f_2k) межлопаточном канале рабочего колеса, в связи с чем модуль относительной скорости w₂ на выходе из колеса уменьшается, угол β₂ возрастает (за счет скоса потока), а давление р₂ - увеличивается.

Переносная окружная скорость u, складываясь с относительной скоростью w₂ на выходе из РК, увеличивает скорость потока на выходе из РЛ с₂>с₁. Увеличение скорости воздуха (с) указывает на повышение его кинетической энергии.

Полученная на колесе кинетическая энергия используется для дальнейшего сжатия воздуха в СА, межлопаточные каналы которого также делаются диффузорными. В результате скорость воздуха падает от с₂ до с₃, которая по величине и по направлению обычно близка к с₁ т. е. c₃≈с₁ и α₁≈ α₃

Таким образом, в ступени компрессора сжатие воздуха обычно происходит двумя этапами: на РК и в СА, вследствие снижения соответственно относительной скорости w и абсолютной скорости с. Кинетическая энергия сжатого воздуха сохраняется при этом почти такой же, как и перед ступенью, поскольку с₁≈с₃.Схема изменения основных параметров (температуры, давления и скоростей) представлена на рис 1.33.

Принцип работы центробежного компрессора

Рис 1.34. Схема центробежного компрессора

Как видно из схемы на рис. 1.34 ступень компрессора состоит из рабочего колеса с рабочими лопатками и диффузора. При входе в компрессор воздушный поток поворачивается межлопаточными каналами в радиальном направлении. Поперечное сечение этих каналов приблизительно постоянное, поэтому относительная скорость потока будет неизменной. Окружная составляющая, определяемая радиусом колеса, будет возрастать, увеличивая кинетическую энергию воздуха. В результате колесо покидает сильно закрученный воздушный поток со скоростью, близкой к окружной скорости колеса.

Диффузор служит для преобразования полученной на колесе кинетической энергии в работу сжатия воздуха. Изменение параметров воздуха в ступени центробежного компрессора показано на рис.1.34.

Следует отметить, что в связи с:

1) относительно малой производительностью;

2) небольшой степенью повышения давления (π_к≤4…5);

3) низкого КПД (η^*_{к ад.}= 0,76…0,86)

центробежные компрессоры нашли применение лишь во вспомогательных и малогабаритных газотурбинных двигателях.

Процесс сжатия воздуха в компрессоре

Работа, затраченная на сжатие 1 кг воздуха в компрессоре L _{k ад} в адиабатическом процессе (изоэнтропном), определится разностью энтальпий воздуха на выходе из компрессора и выходе из входного устройства (см. рис35).

Рис. 1.35. Процесс сжатия в компрессоре в i*-s координатах

L _{к. ад} =i^*_{к ад} - i^*_в=с_рТ^*_{к ад}- с_рТ^*_в= с_рТ^*_в =с_рТ^*_{в =} с_рТ^*_в( ).

Используя уравнение Майера и критерий Пуассона, получаем:

с_р= .

Теоретическая работа сжатия выразится:

L _{к. ад}= Т^*_в( ).

Действительная работа сжатия L _к= L _{к. ад}/η^*_{к ад}.

Величина КПД оценится:

η^*_{к ад}= L _{к. ад} / L _к= .

Здесь к=1,41 – показатель адиабаты для воздуха; n=(1.52…1.54) - показатель политропы для воздуха (при наличии потерь). Тогда η^*_{к ад.}≈ (0,86…0,89).

Определение параметров воздуха на выходе из компрессора

1.Степень повышения давления π^*_к выбирается на основе оптимальной термической работы цикла, анализа характеристик самолета, его назначения.

2.Давление р_к^*=η_к р_в^* π^*_к =η_кσ_вхр_н(1+0,2М²)^к/(к-1) π^*_к

3.Температура воздуха Т_к^*

Из i-s диаграммы (рис.35) следует: L _к =i^*_k – i^*_в = L _{к. ад}/η^*_{к ад} .

Полагая, что с_р≈ const в интервале температур [Т_к^*,Т_в^*], можно получить:

Т_к^* - Т_в^*= . Решая относительно Т_к^*, получаем:

Т_к^*= Т_в^* - температура воздуха на выходе из компрессора.

4.Скорость воздуха на выходе из компрессора - с_к. Проточная часть компрессора профилируется таким образом, чтобы скорость воздуха на его выходе не превышала (120…180) м/с, что необходимо для уменьшения гидропотерь.

Принципиальные схемы осевых роторов компрессоров

Осевые компрессоры классифицируют по следующим признакам: числу роторов; отношению скорости воздуха в проточной части к скорости звука; конструкции ротора.

1.По числу не связанных между собой роторов компрессоры подразделяются на: однокаскадные, двухкаскадные и трехкаскадные.

2.По отношению скорости воздуха в проточной части к скорости звука компрессоры подразделяются на дозвуковые и сверхзвуковые.

3.По конструкции ротора компрессоры подразделяются на компрессоры с роторами барабанного, дискового и барабанно-дискового типов. Более детально рассмотрим только этот вопрос.

Рис.1.36. Принципиальные схемы осевых компрессоров

Ротор барабанного типа (рис. 1.36, а) представляет собой барабан, закрытый с торцов плоскими или коническими стенками, с цапфами, лежащими в подшипниках. На наружной поверхности барабана выполняются пазы для крепления лопаток. Роторы барабанного типа наиболее просты по конструкции и в изготовлении. Барабан может быть цельным или состоять из нескольких частей, соединенных друг с другом.

Выполнение дисков с барабанными участками несколько усложняет технологию их изготовления. Вместе с тем конструкция имеет высокую изгибную жесткость ротора и высокую частоту критических оборотов ротора, значительно превышающую рабочие обороты. Недостатком этих роторов является малая прочность стенок, ограничивающая их частоту вращения. Поэтому такие компрессоры применяются в малогабаритных или низкооборотных (низконапорных) двигателях.

Ротор дискового типа (см. рис. 1.36, б) имеет ряд дисков, посаженных на вал. Дисковые роторы, благодаря профилированию дисков, допускают работу при значительных окружных скоростях. Поэтому их применяют в высокооборотных (высоконапорных) компрессорах. Вместе с тем малая изгибная жесткость ротора определяет низкое значение критических оборотов, находящихся в зоне рабочих частот вращения ротора.

Ротор барабанно-дискового типа (см. рис. 1.36, в) состоит из отдельных дисков, соединенных между собой кольцевыми поставками, образующих барабан. Общего вала в этом роторе нет.

Роторы барабанно-дисковой конструкции обладают высокой изгибной жесткостью, присущей роторам барабанного типа, и высокой прочностью дисковых роторов допускают высокие окружные скорости вращения. Вследствие этого они получили широкое распространение в осевых компрессорах.

1.19. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

Камеры сгорания (КС) предназначены для преобразования химической энергии топлива в теплоту, с образованием высокотемпературных продуктов сгорания. Эти продукты сгорания служат рабочим телом для привода турбины (создание крутящего момента) и создания тяги. В качестве горючего применяется керосин, а в качестве окислителя – атмосферный кислород. Камеры сгорания воздушно-реактивных двигателей в зависимости от выполняемых функций подразделяют на основные и форсажные. Основные камеры сгорания расположены в воздушном тракте двигателя между компрессором и турбиной, форсажные - за турбиной двигателя.

Основные камеры сгорания

В процессе работы КС должны обеспечить:

1) максимально возможный коэффициент. полноты сгорания (коэффициент выделения тепла) η_г≈0,97…0,99;

2) устойчивость процесса горения во всем допускаемом диапазоне изменения режимов эксплуатации двигателя;

3) минимальные внутренние гидравлические потери, характеризующиеся коэффициента сохранения полного давления σ^*_к..с.= ≈0,92…0,96;

4) заданное распределение и стабильность поля температур на выходе;

5) надежный запуск двигателя, как на земле, так и в воздухе;

6) низкий уровень токсичных соединений в продуктах сгорания (СО, СН, NO_x) и сажи;

7) минимальные объем и габариты;

8) ряд других качеств (ресурс, простота конструкции и изготовления, удобство эксплуатации и т.д.).

Организация процесса горения

Сжигание топлива - сложный физико-химический процесс высвобождения химической энергии топлива и преобразования ее в теплоту продуктов сгорания (окисление топлива кислородом воздуха). Он зависит от большого числа факторов, к которым относится прежде всего состав смеси: соотношение между расходом топлива (горючего) и воздуха (окислителя).

Рис.1.37. Зависимость температуры Т г от коэффициента избытка воздуха αв при Тк* = 900 К (____) и 700 К (----)

Состав смеси характеризуется коэффициентом избытка воздуха α_в. Он представляет отношение расхода воздуха, действительно проходящего через камеру сгорания G_в., к расходу, теоретически необходимому, для полного сгорания подаваемого топлива.

Поскольку для полного сгорания 1 кг топлива требуется L₀ = 14,8 кг воздуха (стехиометрическое число), то:

α_в= ,

где G_т – количество топлива, подаваемого в двигатель, кг.

При α_в=1, как следует из самого определения, в камеру сгорания поступает воздуха ровно столько, сколько необходимо для полного сгорания топлива. Такое соотношение топлива с воздухом называется стехиометрическим. Если α_в<1, то воздуха поступает меньше, чем это необходимо для сгорания топлива. Часть топлива остается несгоревшей. Такая смесь называется богатой (топливом). Если α_в>1, то, наоборот, воздуха больше, чем необходимо (часть кислорода воздуха остается невостребованной для сгорания топлива). Такая смесь называется бедной. (Как будет показано далее, камеры сгорания воздушно-реактивных двигателей работают на бедных смесях.)

Рис. 1.38. Зависимости ин от состава керосиновоздушной смеси и ее температуры

Очевидно, что теоретически максимальная температура рабочего тела на выходе из камеры сгорания должна получаться (в отсутствии диссоциации) при α_в=1 (см. рис. 1.37). В любом другом случае несгоревшие окислитель (α_в>1) или горючее (α_в<1) охлаждают продукты сгорания, так как они имеют существенно более низкую температуру по сравнению с температурой непосредственных продуктов сгорания.

Кроме того от α_в и Т^*_г зависит скорость распространения фронта пламени. Как видно из рис. 1.38, для углеводородного топлива максимальная нормальная скорость горения в ламинарном потоке при α_в≈1 составляет u_н=2 м/с. В то же время скорость потока воздуха на выходе из компрессора на два порядка выше. Это означает, что фронт пламени будет сноситься по течению, и это приведет к срыву горения.

Жаростойкость материалов лопаток турбины ограничивает допустимые значения температур газов на выходе из камеры сгорания (Т^*_г=1600…1800К), которые определяются (рис. 1.37) α_в=2,5…3,5. Важно отметить, что при α_в,<0,6 и при α_в,>1,7 воздушно-топливные смеси являются негорючими.

Принципиальная схема камеры сгорания

Рис. 1.39. Схема основной камеры ВРД: 1 - кожух камеры, 2 – форсунка, 3 - жаровая труба, 4- фронтовое устройство (завихритель), 6, 7 - отверстия для подвода вторичного и смесительного воздуха, 8 – воспламенитель.

Как оказывается, сжигание топлива с вышеперечисленными условиями представляет серьезные трудности.

Решение проблемы сжигания обеспечивается распределением в основных камерах подвода воздуха по их длине.

Схема основной камеры сгорания ВРД показана на рис. 1.39. Подвод топлива осуществляется в головной части жаровой трубы. По длине камеры сгорания поступление воздуха распределяется, приблизительно, следующим образом: 5-15% поступает через фронтовое устройство 4 (первичный воздух); 20-40% - через 1-3 пояса крупных отверстий 6 в первой половине жаровой трубы (вторичный воздух) и столько же через крупные отверстия во второй половине трубы 7 (смесительный воздух); остальной расход воздуха используются для охлаждения жаровой трубы при подаче его вдоль поверхностей.

Рис. 1.40. Компоновочная схема трубчатой камеры сгорания: 1-жаровая труба; 2-кожух;3-фиксатор; 4-форсунка; 5-соединительный патрубок

Для эффективного процесса горения в камерах сгорания двигателей необходимо обеспечить хорошую подготовку горючей смеси: распыливание, испарение и смешение с воздухом, подаваемого с помощью форсунок топлива.

Образование неподвижных в пространстве рециркуляционных зон достигается с помощью завихрителей. Постоянными источниками воспламенения служат обратные токи горячих продуктов сгорания в этих зонах, вступающие в контакт со свежей смесью.

Конструктивные схемы основных камер сгорания

Камера сгорания независимо от схемы состоит из двух основных частей - жаровой трубы, в которой происходит сжигание топлива, и внешнего кожуха, расположенного вокруг жаровой трубы. Топливо впрыскивается через форсунки в начальную, фронтовую, часть жаровой трубы.

По общей компоновке различают три основных типа камер сгорания: трубчатую (или индивидуальную), кольцевую и трубчато-кольцевую.

Трубчатая камера сгорания образована трубчатой жаровой трубой, размещенной в трубчатом кожухе. На различных двигателях применяют несколько (6-14) трубчатых камер, размещенных равномерно вокруг оси двигателя, как это показано на рис. 1.40 (на приведенной схеме, как и на последующих двух, отверстия для вторичного воздуха в жаровой трубе не показаны).

Рис. 1.41. Компоновочная схема кольцевой камеры сгорания: 1 и 5-внешняя и внутренняя стенки жаровой трубы; 2 и 6-наружный и внутренний кожухи;3-фиксатор жаровой трубы; 4-форсунка

Кольцевая камера сгорания представляет собой жаровую кольцевую трубу, размещенную между наружным и внутренним кожухами. В двигателе всегда используется только одна кольцевая камера, расположенная коаксиально с ротором (рис. 1.41).

Трубчато-кольцевая камера имеет наружный и внутренний кожухи, между которыми размещены трубчатые жаровые трубы, т. е. она представляет собой комбинацию двух предыдущих типов (рис. 1.42).

В рабочем состоянии температура жаровой трубы намного выше, чем кожуха. Поэтому для устранения тепловых напряжений при всех компоновочных решениях жаровая труба фиксируется в осевом направлении по отношению к кожуху только в одном месте, причем способ фиксации предусматривает возможность свободной деформации трубы в радиальном направлении. Установка форсунки и ее крепление во фронтовой части жаровой трубы допускает свободное осевое перемещение жаровой трубы и одновременно фиксирует ее положение в радиальном направлении (как это видно на рис.1.40 – 1.42).

В трубчатых и трубчато-кольцевых камерах отдельные жаровые трубы дополнительно связаны друг с другом соединительными патрубками 5 (на рис. 1.40 и 1.42). Этим повышается надежность работы камер, поскольку при срыве пламени в одной из жаровых труб горючая смесь поджигается раскаленными газами, поступающими через патрубки из соседних, работающих, труб. Кроме того, применение соединительных патрубков упрощает систему запуска, так как позволяет устанавливать пусковые устройства (пусковые воспламенители) не на всех жаровых трубах.

Рис. 1.42. Компоновочная схема трубчато-кольцевой камеры сгорания: 1-жаровая труба; 2 и 6-наружный и внутренний кожухи; 3-фиксатор 4-форсунка; 5-соединительный патрубок

Трубчатая камера сгорания более проста для экспериментальной отработки, чем кольцевая; в случае каких-либо дефектов в эксплуатации ее смена не требует разборки двигателя, что невозможно при кольцевой камере. Вместе с тем комплект трубчатых камер на двигатель при одинаковой общей площади поперечного сечения, что и у кольцевой камеры, имеет существенно больший диаметральный габарит и массу; имеет повышенные гидравлические потери и усложняет конструкцию двигателя; кожухи кольцевой камеры в отличие от трубчатых кожухов могут использоваться в качестве силовых элементов двигателя.

Трубчато-кольцевая камера сгорания во многих отношениях позволяет объединить преимущества трубчатой и кольцевой камер. Однако в сравнении с кольцевой камерой при одинаковом поперечном габарите она имеет меньшие площади газового поперечного сечения. В настоящее время применяются в основном только кольцевые и трубчато-кольцевые камеры.

Коэффициент полноты сгорания топлива

Коэффициент полноты сгорания (выделения тепла) η_г есть отношение количества теплоты, подведенного к воздуху в камере сгорания Q_в к располагаемой энергии топлива, внесенной в двигатель Q₀ : η_г= Q_в/ Q₀ .

Эта зависимость определяется из уравнения теплового баланса на входе и выходе камеры сгорания:

G_вс_{р в}Т^*_к+G_тH_uη_г+G_тс_{р топл.}Т^*_топл.= (G_в+G_т)с_{р г} Т^*_г.

Здесь теплосодержание топлива (G_тс_{р топл.}Т^*_топл) значительно меньше остальных составляющих теплового баланса, поэтому:

с_рТ^*_кG_в+G_тH_u η_г.≈(G_в+G_т)с_{р г}Т^*_г.

Решая это уравнение относительно η_г получаем:

η_г= . Подставляя G_в / G_т=α_вL₀ получим:

η_г=

Рис. 1.43. Схема двухступенчатой осевой турбины

Так как (1+ α_вL₀) _.≈ α_вL₀ и с_{р в.}≈с_{р г} , то

η_г= .

В расчетных условиях в камерах сгорания обеспечивается высокое качество подготовки топливно-воздушной смеси, что обеспечивает η_г.≈0,980…0,995.

При необходимости для конкретных условий по заданной величине η_г и Т^*_г из последней формулы можно получить α_в.

Коэффициент сохранения полного давления σ_кс= , определяющий гидравлические и тепловые сопротивления, для большинства ГТД, находится в пределах σ_кс=0,94…0,96.

1.20. ГАЗОВЫЕ ТУРБИНЫ

Назначение и принцип действия

Газовые турбины, как и компрессоры, относятся к классу лопаточных машин. Они предназначены для получения механической энергии, которая необходима для вращения компрессора, а также для привода вспомогательных устройств, установленных на двигателе и планере самолета. Дополнительная энергия, отбираемая на дополнительные агрегаты, составляет не более 3,0% общей энергии турбины. Поэтому далее следует считать, что мощности турбины и компрессора равны.

Рис. 1.44. Развертка на плоскость сечения турбины по середине высоты лопаток

В конструктивном отношении существуют осевые и центростремительные турбины. Однако, последние малопригодны для использования при больших расходах газа и перепадах давлений и вследствие этого почти не нашли применения в авиационных двигателях. Поэтому далее будут рассматриваться только осевые турбины.

На рис.1.43 приведена схема двухступенчатой турбины. Каждая ступень состоит из двух основных элементов: неподвижного лопаточного венца, называемого сопловым аппаратом (СА), и вращающегося рабочего колеса (РК), имеющего на диске венец рабочих лопаток. СА вместе с корпусом образуют статор турбины, РК с диском и валом – ротор.

Развертка на плоскость сечения, проходящего по середине высоты сопловых и рабочих лопаток одной ступени, показана на рис. 1.44. В СА происходит расширение газа (преобразование потенциальной энергии в - кинетическую), поэтому его давление и температура падают, а скорость возрастает (c₁>c₀). При этом газовый поток закручивается в направлении вращения РК. Для получения такого движения потока межлопаточные сопловые каналы имеют уменьшающиеся проходные сечения и изогнуты в сторону вращения.

Газ поступает на рабочие лопатки с относительной скоростью W₁. В общем случае на колесе происходит дальнейшее расширение газа, поэтому его скорость возрастает до W₂. Для снижения гидравлических потерь входной угол профиля рабочих лопаток делается соответствующим направлению скорости W₁.

Рис. 1.45. Изменение параметров потока в ступени турбины

В результате поворота и расширения газа на колесе окружная составляющая его абсолютной скорости уменьшается. Поэтому скорость газа за колесом с₂ (геометрическая сумма скоростей W₂ и U) получается меньшей, чем с₁ и имеет примерно осевое направление (крутка газового потока практически отсутствует). Изменение параметров потока в ступени показано на рис. 1.45.

Уменьшение на колесе окружной составляющей абсолютной скорости газа, т. е. снижение его количества движения в направлении вращения колеса, приводит к появлению разности давления на рабочих лопатках (большего давления на вогнутой стороне, чем на выпуклой). Эта разность давления обусловливает появление на лопатках окружного усилия, которое создает действующий на валу турбины крутящий момент.

Процесс расширения газа в турбине

Работа, полученная при расширении 1 кг воздуха в турбине L_{т ад} в адиабатическом (изоэнтропном) процессе определится разностью энтальпий газа на входе в СА и выходе из РЛ турбины (см. рис. 1.46).

L_{т. ад.} – адиабатическая (изоэнтропная) работа расширения;

L_т. – действительная работа расширения

Внутренний коэффициент полезного действия (без учета механических потерь) η_т= _. По статистике его величина составляет η_т=0,86…0,93.

L_{т. ад}=i^*_г - i^*_т.ад.=c_{р г} Т^*_г - c_{р г} Т^*_{т. ад.}=

Рис.1.46. Процесс расширения газов в турбине

=c_{р г}Т^*_г (1- Т^*_{т. ад}/ Т^*_г)= ,

L_т=L_{т. ад} η_т = η_т.

Степень понижения давления в турбине

π_т= или = :

L_т = .

Определение полного давления газов при их расширении в турбине р^*_г

Как указывалось ранее, работа турбины равна работе компрессора L_т=L_к или L_{т ад} η_т=L_к.ад /η_к (см рис.1.47); тогда:

L_т = = .

Отсюда следует:

.

Решая это уравнение относительно π^*_т , получаем:

π^*_{т =}

Давление за турбиной: р^*_т =р^*_г/π^*_{т .}

Оценка температуры газов на выходе из турбины Т^*_т

Из диаграммы на рис.1.46 следует:

i^*_г – i^*_т =(i^*_г- i^*_{т ад})η_т .Как и ранее принято допущение, что в диапазоне температур [Т^*_г, Т^*_{т. ад}] теплоемкость газов с_{р г} = const, тогда

с_{р г}(Т^*_г - Т^*_т)= с_{р г}(Т^*_г - Т^*_т.ад) η_т;

(Т^*_г - Т^*_т)=Т^*_г

Т^*_т = Т^*_{г .}

Рис 1.47 Процессы сжатия воздуха в компрессоре и расширения газов в турбине.

Процессы сжатия и расширения связаны с затратой или получением работы. При одинаковой работе в случае расширения газа степень понижения давления на турбине будет ниже, чем степень повышения давления в компрессоре. Поэтому в одной ступени турбины может эффективно использоваться большая работа расширения, чем работа сжатия, сообщаемая воздуху в ступени осевого компрессора. Поэтому турбины выполняются с намного меньшим числом ступеней, чем компрессоры. В ТРД турбины обычно имеют 1…2, в ТВД – 3…4 и в ТРДД до 5…7 ступеней.

Рассмотренные выше турбины относятся к реактивным турбинам, в которых расширение газов осуществляется, как в СА, так и в РЛ. Степень реактивности ρ ступени турбины определяется отношением работы расширения на РЛ L_р.л к общей работе расширения в ступени L_ст.:

ρ= .

1.21. ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА

Выходное устройство предназначено для преобразования оставшегося теплосодержания газа после турбины в кинетическую энергию вытекающей струи.

Затурбинный диффузор 1, образованный внешним корпусом и затурбинным конусом 3 (см. рис. 1.48), обеспечивает плавный переход кольцеобразного потока, вытекающего из газовой турбины в поток с сечением круглой формы. Кроме того, конусный обтекатель 3 предохраняет диск турбины от дополнительного нагрева горячим газом, а спрямляющие удобообтекаемые стойки 2, соединяющие внутренний и внешний корпуса диффузора, раскручивают поток газа, закрученный турбиной.

В процессе прохождения газа через диффузор его скорость уменьшается, что способствует уменьшению гидропотерь. Такой характер изменения параметров газового потока благоприятно сказывается на работе форсажной камеры (для ТРДФ), так как при этом повышается устойчивость и эффективность горения.

Рис. 1.48 Схема выходного устройства 1 – затурбинный диффузор, 2 – стойки, 3 – затурбинный конус, 4 – удлинительная труба, 5 – форсажная камера, 6 – девиатор тяги, 7 – реверсор тяги, 8 – шумоглушитель, 9 – реактивное сопло (насадок).

Удлинительная труба 4 входит в состав выходного устройства в тех случаях, когда компоновка двигателя на летательном аппарате требует отдаления места выхода газов от места установки двигателя.

Форсажная камера 5 применяется на некоторых двигателях для кратковременного увеличения тяги.

Девиатор тяги 6 дополнительный элемент выходного устройства, обеспечивающий отклонение вектора тяги.

Реверсор тяги 7 - устройство, обеспечивающее поворот газового потока против направления полета, чем создается отрицательная тяга (дополнительная сила сопротивления).

Шумоглушащее устройство 8, устанавливаемое вместо сопла, обеспечивает за счет конструктивных особенностей, снижение шума истекающего газового потока

Реактивное сопло 9 обеспечивает максимально возможную скорость истечения газов, создавая максимальный импульс.

Простейшее выходное сопло для полета самолета с числом Маха М_Н ≤ 1,5 выполняется сужающимся с нерегулируемым проходным сечением. Для больших сверхзвуковых скоростей полета ТРДФ и ТРД делают с расширяющимися выходными соплами (сопла Лаваля), в которых регулируется не только критическое сечение, но и сечение на выходе из расширяющейся части сопла (изменяется степень уширения сопла). Это обеспечивает работу сопла в различных условиях на режимах, близких к расчетным, т. е. улучшает характеристики двигателя.

Расширение газов в сопле

Рабочее тело, попадая в сопло, расширяясь, производит работу, которая затрачивается на увеличение скорости истечения газов. На рис. 1.49 показана диаграмма i – s процесса расширения, которая устанавливает соотношения между изменяемыми параметрами и скоростью истечения газа из сопла.

Из диаграммы рис.1.49 следует:

i^*_т – i_с =(i^*_т - i_{с ад})η_с .Как и ранее принято допущение, что в диапазоне температур [ Т^*_т , Т_{с. ад}] теплоемкость газов с_{р г} = const, тогда

L_{c ад}= с_{р г}Т^*_т-с_{р г}Т_{с ад}=с_{р г}(Т^*_т-Т_{с ад})= с_{р г} Т^*_т(1- Т_{с ад}/ Т^*_т)= с_{р г} Т^*_{т .}

Используя уравнение Майера и критерий Пуассона, получаем:

с_{р г}= ,

и теоретическая работа расширения выразится:

L_{c ад} = Т^*_{т .}

Расширение газа в политропном процессе (с учетом гидравлических и тепловых потерь) определяет скорость истечения газов из сопла:

L_c=с_{р г}Т^*_т-с_{р г}Т_с=с_{р г}(Т^*_т-Т_с)=С²_с/2 и L_{c ад}= L_c/η_с. Здесь η_с – коэффициент полезного действия сопла. Тогда:

Рис.1.49 Процесс расширения газов в сопловом устройстве

L_c= С²_с/2= Т^*_т η_с.

Откуда скорость газа из сопла определится:

С_с= .

Выражение - действительная степень понижения давления в сопле и С_с – соответствующая ей скорость в выходном сечении сопла.

Оценка температуры газов на срезе сопла Т_с

η_с= , тогда:

Т_с = Т^*_т{1- η_с[1- ]}.

Из газодинамики известно, что скорость газа из сужающегося сопла определяется степенью понижения давления . Для критического режима при β_кр= , скорость газа достигнет скорости звука, которая будет определяться температурой Т^*_т. Тогда подставляя =β_кр= в выражения скорости С_с и температуры Т_с , находим их значения при сверхкритическом истечении:

С_с= ;

Т_с= Т^*_т .

При β>β_кр скорость газа на срезе сопла меньше скорости звука.

1.22. РЕВЕРСИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ

Необходимость в отрицательной тяге возникает для тяжелых самолетов с реактивными двигателями в связи с уменьшением длины пробега при посадке, а также для военных самолетов, с целью улучшения маневренности в воздухе. На турбореактивных двигателях отрицательная тяга получается за счет разворота газовой струи из двигателя на противоположное направление. Обычный процесс торможения осуществляется с помощью аэродинамических сил сопротивления, сил трения пневматиков о взлетно-посадочную полосу. В случае неблагоприятных условий (боковой ветер, обледеневшая полоса) дистанция торможения существенно возрастает, что может привести к аварийным ситуациям. Эффективность применения отрицательной тяги при пробеге оценивается коэффициентом реверсирования , равным отношению величины отрицательной тяги R_обр к прямой тяге двигателя на взлете R_взл.:

Рис. 1.50 Реверсивное устройство решетчатого типа, расположенное до среза реактивного сопла: а - прямая тяга; б - режим реверсирования

Длина пробега самолета при различных величинах коэффициента реверсирования по сравнению с длиной пробега при торможении только колесными тормозами (коэффициент трения f_тр=0,2) сокращается в 1,5…2 раза при этом больший эффект наблюдается при посадке с отказавшими тормозами и на обледеневшие аэродромы (коэффициент трения f_тр=0,03).

Использование реверса тяги в полете с целью улучшения маневренности самолета может оказаться более эффективным средством торможения, чем щитки, которые используются в настоящее время.

Большинство современных двигателей с реверсирсирующими устройствами (РУ) имеют в пределах 0,4…0,5, редко 0,55. Уменьшение угла выхода струй до углов меньших 40…45^о к продольной оси двигателя для увеличения вызывает вероятность прилипания реверсивных струй к конструкциям гондолы с последующим попаданием их в тракт двигателя.

Рис. 1.51. Реверсивное устройство ковшового типа, расположенное за срезом реактивного сопла: а - прямая тяга; б - режим реверсирования

В настоящее время получили распространение реверсивные устройства двух типов: с поворотом потока до выходного сечения сопла и с поворотом потока за выходным сечением. Первые называют также реверсивными устройствами давления, так как в них разгон потока осуществляется за счет понижения давления в поворотных лопатках.

Вторые называют реверсивными устройствами скорости, так как они разворачивают уже разогнавшийся поток в сопле.

Реверсивные устройства первого типа выполняются обычно решетчатыми (см. рис. 1.50), вторые - ковшовыми (рис. 1.51).

В решетчатых реверсивных устройствах направление движения потока изменяется под воздействием лопаточных решеток, к которым поток подводится на режимах реверса с помощью направляющих, перекрывающих прямое движение потока через срез сопла. На режимах прямой тяги эти направляющие закрывают решетки, образуя проточную часть выходного устройства.

В реверсивных устройствах второго типа ковшеобразные створки (которые на режимах прямой тяги располагаются на наружной поверхности сопла, исполняя роль мотогондолы) выдвигаются на режимах обратной тяги за выходное сечение сопла и перекрывают поток, изменяя направление его движения.

Вывод формулы реверсирующей тяги

Рис. 1.52 Схема двигателя с РУ

На рис.1.52 представлена схема ТРД с реверсирующим устройством (РУ) со всеми необходимыми параметрами, где G_в и V_н - секундный расход воздуха и его скорость на входе в двигатель; G_р и С_с – секундный расход газа и скорость его истечения из сопла и РУ.

В общем случае рассматривается неполное реверсирование, когда часть рабочего тела истекает через РУ - G_р , а остальная часть – через неполно перекрытое створками сопло – (G_в- G_р). С учетом ранее принятых допущений, полагаем, что G_в ≈ G_г. Угол отклонения реверсирующего газового потока - φ

1. Прямая тяга двигателя Р составляет: Р = (G_в - G_р)С_с - G_вV_н.

2. Обратная тяга: Р_обр.= G_рС_с cosφ

3. Тяга двигателя в режиме реверсирования:

Р_рев.= Р_обр – Р = G_рС_с cosφ – [(G_в - G_р)С_с -G_вV_н ] =

=G_рС_с cosφ - G_вС_с+G_рС_с +G_вV_н =

= G_рС_с(1+cosφ) - G_в(С_с -V_н)

В случае полного реверсирования: G_в = G_р., тогда

Р_рев= G_в[С_с(1+cosφ)-(С_с -V_н)] =

= G_в(С_с+С_с cosφ -С_с+V_н) =

= G_в(С_с cosφ+V_н).

Как видно из окончательных формул для Р_рев, эффективность РУ тем выше, чем больше скорость набегающего потока (V_н). При торможении на земле включение РУ целесообразно производить сразу после касания самолетом полосы; однако, отключение его должно осуществляться при скоростях не менее 100…120 км/час для предупреждения попадании на вход двигателя реверсивных струй, которые в этот момент начинают обгонять самолет.

1.23. ФОРСИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ

Режим работы двигателя, при котором его тяга превышает максимальную тягу, установленную для двигателя данного образца называется форсированным режимом. Наибольшее распространение получили следующие три способа форсирования авиационных ГТД.

Рис.1.53 Диаграмма форсирования ГТД увеличением температуры газов перед турбиной

1. Форсирование двигателя путём подачи дополнит количества топлива в камеру сгорания, в результате чего увеличиваются частота вращения роторов, температуpa газа перед турбиной, степень повышения давления и расход воздуха с соответствующим возрастанием тяги. На рис. 1.53 показано, что увеличение подводимого тепла вызывает увеличение температуры перед турбиной (Т_г.ф.>Т_г). Это приводит к тому, что термическая работа цикла (площадь Н-К_ф-Г_ф-С) возрастает по сравнению с исходной (площадь Н-К-Г-С), что в итоге увеличивает скорость истечения газов из сопла.

Поскольку на таком режиме механические и тепловые нагрузки на некоторые узлы и детали двигателя превышают их максимально нормированные значения, режим получил название чрезвычайного. В силу этого время работы на этом режиме ограничено.

2. Форсирование двигателя впрыском жидкости (как правило, воды) на входе в компрессор или в камеру сгорания. В данном случае рост тяги двигателя обеспечивается увеличением массы рабочего тела. При впрыске воды на входе в компрессор снижение температуры воздуха на входе (см. рис.1.54) приводит к уменьшению потребной мощности компрессора при сохранении располагаемой мощности турбины. Это дает возможность увеличить степень сжатия (Р_к.ф>Р_к) и подвести дополнительное тепло. Несмотря на сохранение Т_г =const, термическая работа идеального цикла при форсировании увеличивается (площадь Н_ф –К_ф –Г_ф-С) по сравнению с исходной (площадь Н-К-Г-С). Дополнительно рост тяги двигателя обеспечивается увеличением массы рабочего тела (из-за впрыска воды). Этот способ форсирования двигателя уступает предыдущему по экономичности, его применение ограничивается некоторыми типами ТВД.

Рис.1.54 Диаграмма форсирования ГТД уменьшением температуры воздуха перед компрессором

Первые два способа форсирования применяются кратковременно, а на самолётах пассажирской и транспортной авиации - в экстремальных случаях (например, взлёт с короткой ВПП, отказ одного из двигателей, неблагоприятное сочетание атмосферных условий - высокая температуpa и пониженное атмосферное давление).

2. Форсирование двигателя подачей топлива (дополнительный подвод тепла) в специальную форсажную камеру сгорания, расположенную за турбиной перед реактивным соплом. При этом все параметры газа перед турбиной остаются прежними. Подвод тепла (см. рис.1.55) с возрастанием температуры от Т_г до Т_г.ф. вызывает увеличение термической работы цикла и, как следствие, скорости иссечения газов из сопла. Этот способ легко реализуется потому, что для основных камер сгорания α_в=2,5…5,0 и в газовом потоке за турбиной достаточно кислорода для сжигания дополнительного топлива.

Рис.1.55 Диаграмма форсирования ГТД увеличением температуры газов за турбиной

Однако сжигание топлива при пониженных давлениях (р_т<р_г) снижает термический КПД цикла. Экономичность при форсировании таким способом ухудшается, поэтому длительный полет на форсажном режиме не целесообразен. Тем не менее, с ростом скорости полёта это ухудшение становится меньше, и на скоростях, соответствующих 2,5-3 скоростям звука, форсажный двигатель становится даже более экономичным, чем бесфорсажный.

На старте этот способ позволяет увеличивать тягу двигателя на 40…60 %, чего нельзя достигнуть другими способами. С увеличением скорости полёта относительное приращение тяги возрастает.

Такое форсирование двигателя применяется практически на всех самолётах, имеющих сверхзвуковую скорость полёта. Однако форсажная камера сгорания несколько. утяжеляет и заметно удлиняет двигатель. В некоторых случаях она определяет миделевое сечение.

1.24. ФОРСАЖНАЯ КАМЕРА

Продукты сгорания, образовавшиеся в основной камере, содержат большое количество свободного кислорода, так как коэффициент избытка воздуха для них составляет примерно 2,5…5,0. Поэтому представляется возможным использовать оставшийся в продуктах сгорания кислород для сжигания керосина в форсажной камере. Соотношение компонентов между воздухом и топливом (керосином) в форсажной камере приближается к стехиометрическому и соответствует коэффициенту избытка воздуха α_в =1,1…1,3.

Рис.1.56. Схема форсажной камеры ВРД: 1- диффузор, 2 – фронтовое устройство, 3 - топливные коллекторы, 4 - стабилизаторы пламени, 5 -антивибрационный экран, 6- теплозащитный экран, 7- корпус, 8-. сопло переменного сечения , 9 - регулирующее устройство

Перед подачей топлива в камеру (рис. 1.56) осуществляется торможение газа в диффузоре, расположенном после турбины. Фронтовое устройство 2, включает систему топливных коллекторов 3, которые служит для организации подачи топлива. Стабилизаторы пламени 4 необходимы для создания устойчивой зоны горения за счет образования обратных токов за плохо обтекаемыми телами. В диффузоре скорость потока снижается до 150…200м/с, что позволяет снизить гидропотери и улучшить процесс сгорания. Топливные коллекторы представляют собой трубчатые кольца с равномерно расположенными форсунками, ориентированными вдоль или против потока. Для защиты внешнего кожуха от теплового потока устанавливается теплозащитный экран 6. Антивибрационный экран 5, представляющий перфорированную и гофрированную оболочки, снижает вероятность вибрационного горения на форсажном режиме. Регулируемое сопло 8 состоит из определенного количества “лепестков”, перемещение которых с помощью силового кольца 9 изменяет выходное сечение сопла.

С целью поддержания необходимых параметров газа перед турбиной на форсированном режиме необходимо применять сопло с изменяемой площадью выходного сечения. Принимая, что массовый расход газа как на бесфорсажном, так и на форсажном режимах G_г≈ G_г..ф.≈G_в, имеем:

C_c.ρ_c.F_c. = C_c.ф.ρ_c.ф.F_c.ф,

где C, ρ, F - соответственно скорость, плотность и площадь поперечного сечения сопла. Индекс ф означает форсажный режим.

Исходя из того, что С_с~ , р_т=р_т.ф., а ρ_с~ ,

получаем ~ ~ = .

Эта формула дает необходимое увеличение площади узкого сечения сопла на форсированном режиме.

1.25. ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Характеристиками ГТД называются зависимости основных параметров двигателя (тяги, мощности, удельного расхода топлива) от внешних условий полета (скорости, высоты) при заданной программе регулирования и положении рычага управления двигателем. Ниже рассматриваются более подробно скоростные и высотные характеристики ТРД с неизменяемой геометрией проточной части.

Скоростная характеристика - зависимость основных параметров ГТД (тяги – Р и удельного расхода топлива С_уд) от скорости полета (числа М) при постоянной высоте полета Н и принятом законе регулирования.

Рис.1.57. Зависимости πv. πк,, πо и Gв от числа М

Пусть выбранный ТРД имеет программу регулирования при ограничении максимальной частоты вращения ротора т.е. n_max = const и максимальной температуры газов перед турбиной Т*_{г. mах} = const.

Тяга двигателя при р_с= р_н выражается:

Р = G_в(С_с-V_н).

Рассмотрим, зависимость G_в = ƒ(М). Расход воздуха через двигатель определяется пропускной способностью минимального сечения (горла) соплового аппарата первой ступени турбины, в которой практически во всем диапазоне режимов сохраняется сверхкритическая степень понижения давления > β_кр (относительная плотность тока q (λ_с.а) =1). Тогда с учетом определения (Т^*_г=const, р_н=const, Н= const, n=const) уравнение расхода можно записать:

G_в~ .

Учитывая, что Т*_{г. mах}=const, получаем G_в~ р^*_г.

Рис.1.58. Зависимости сс,v и Q от скорости полета v

Для изоэнтропного течения воздуха (потери во входном устройстве и компрессоре отсутствуют: σ_вх=1, σ_к=1):

р^*_г=π_v. π_к р_н=π_о р_н. Выражения для π_v, π_к и Т^*_в.ад. даны ниже:

π_v= _, π_к = ,

T^*_н= Т^*_в.ад. = T_{н .}

С увеличением скорости полета температура воздуха перед компрессором Т_в* увеличивается, поэтому при постоянной работе сжатия воздуха в компрессоре L_к.ад. степень повышения давления воздуха в компрессоре π_к будет уменьшаться.

Качественный характер изменения π_v , π_к, π_о и G_в представлены на рис.1.57.

(М↑→ Т^*_в.ад. ↑→π_v↑↑→π_к↓→π_о↑ → р^*_г ↑ → G_в ↑)

Удельная тяга Р_уд.=(С_с-V_н) с ростом V_н – уменьшается. Это вызвано тем, что

с_с~ возрастает в связи с увеличением р_т^*, но в меньшей степени, чем V_н. На графиках, рисунков 1.58 и 1.59 представлены изменение тяги и удельного расхода топлива от скорости полета. V_н.

Количество тепла Q_t = с_р(Т_г* - Т_к*), подведенное к рабочему телу, а также степень его подогрева θ = Т_г*/Т_н с ростом числа М полета будут уменьшаться

Рис.1.59. Зависимость тяги и удельного расхода топлива ТРД от скорости полета.

При скорости V равной V_max = с_с, (теоретически) ТРД исчерпывает свои возможности. Удельная тяга двигателя Р_уд.= (С_с-V_н)=0, а удельный расход топлива стремится к бесконечно большой величине. В этом случае то количество теплоты, которое сообщается воздуху в камере сгорания, расходуется только на преодоление внутренних потерь. Работа цикла, а, следовательно, тяга двигателя равна нулю (см. рис.1.59).

Удельный расход топлива:

С_уд.= .

Из уравнения теплового баланса камеры сгорания:

.

(М↑→ π_о↑→Т_к^*↑→αL₀ ↑ →(с_с-V_н)↓↓ → С_уд. ↑).

Рис. 1.60. Зависимости πо, πv, πк, GB,, р*г, от высоты полета Н

Высотная характеристика - зависимость основных параметров ГТД от высоты полета Н при постоянном числе М полета и заданной программе регулирования (Т^*_{г max}=const).

Особенности этих зависимостей связаны с характером изменения температуры окружающей среды Т_н по высоте, которая с подъемом на высоту до 11 км уменьшается, а затем сохраняется постоянной. Давление атмосферного воздуха с ростом высоты уменьшается.

М= , π_v = _, π_к = , с_с~

Рис.1.61. Зависимость Р, G в и Руд ТРД от высоты полета

До высоты 11 км давление атмосферы р_н уменьшается, давление газа перед турбиной р_г^*, также падает, но менее интенсивно по сравнению с р_н . Расход газа (G_в~р^*_г.) тоже снижается. В связи с падением р_н, скорость истечения с_с и Р_уд возрастают. Однако уменьшение расхода газа G_г приводит к общему снижению тяги двигателя по высоте (см. рис.1.61). На высотах более 11 км, все величины сохраняются постоянными (рис. 1.60).

Удельный расход топлива С_уд.

С_уд.= ,

Рис. 1.62. Высотная характеристика ТРД

До высоты 11 км:

Н↑→Т^*_к↓ → (Т^*_г-Т^*_к) ↑→αL₀↓→Р_уд↑→( Р_уд αL₀) ↑ → С_уд. ↓

В результате суммарная степень повышения давления воздуха в силовой установке и удельная тяга до высоты Н=11 км увеличиваются, С_уд.- снижается а далее остаются постоянными. Качественный характер зависимостей удельного расхода топлива от высоты полета, представлен на рис. 1.62.