10.3.Методы получения ЭХ

10.3.1.Экспериментальные методы

Экспериментальным путем ЭХ получают в процессе специ­ альных испытаний на наземных стендах или в условиях полета.

ЭХ. полученные экспериментально, являются наиболее точными, так как учитывают реальные условия работы двигате ­ ля. Однако для их получения требуются дорогостоящие стенды и летающие лаборатории. Поэтому, обычно на наземных стен­ дах при Н = 0 и М = 0 экспериментально получают только ДХ.

10.3.2. Расчетные методы

ЭХ получают в результате расчета R и cR при различных значениях п, М, Н Расчетные методы позволяют получать ЭХ с меньшими затратами сил и средств, а также получать ЭХ вновь проектируемых двигателей.

Основная сложность при расчете ЭХ заключается в том, что необходимо иметь характеристики отдельных узлов (ВЗ, ОК, КС, ГТ, PC) двигателя с нанесенными на них линиями ра­ бочих режимов (ЛРР) в соответствии с заданной ПР. Характери­ стики отдельных узлов также необходимо получить экспери­ ментально или рассчитать.

Таким образом, получение ЭХ расчетными методами с дос­ таточно высокой точностью тоже требует значительных затрат сил и средств.

Для приближенной оценки двигателя при минимуме ин­ формации о нем с приемлемой точностью можно применить приближенные аналитические методы расчета ЭХ.

Сущность этих методов заключается в том, что характери­ стики всех узлов задаются приближенно, аналитическими зави­ симостями, либо принимаются постоянными, что и определяет погрешность метода.

Численные значения коэффициентов потерь энергии в уз­ лах двигателя и КПД узлов задаются исходя из статистических данных для данного класса двигателей.

Учитывая, что современные ГТД имеют осевые компрессо­ ры с высокой степенью регулирования, допущение о том, что

КПД KOiMripeccopa остается примерно постоянным при измене­ нии режима полета и режима работы двигателя является вполне корректным.

10.4. Приведение параметров ТРД к стандартным атмосферным условиям

По аналогии с приведением данных испытаний при по­ строении характеристик ОК к стандартным атмосферным ус­ ловиям

можно привести к стандартным атмосферным условиям данные испытаний, полученные при построении дроссельных харак­ теристик.

На подобных режимах должно соблюдаться условие равен­ ства комплексных параметров (при М = 0):

10.5. Области эксплуатационных ограничений ТРД

При регулировании ВРД помимо поддержания наиболее выгодного протекания эксплуатационных характеристик необ­ ходимо обеспечить устойчивую работу элементов двигателя и исключить механические и тепловые перегрузки в узлах и де­ талях конструкции. Поэтому САУ осуществляет ряд эксплуата-

При увеличении Н от 0 до 11 км уменьшается Тп и со­

ответствующая «срыву» Гвхсрыоа достигается при больших

значениях М полета. При увеличении Н > 11 км ( Гп = const)

ср достигается при Мсрыва = const независимо от Н

(рис. 10.25, 10.26).

10.5.2. Ограничение по устойчивой работе ВЗ

«Помпаж» и «зуд» ВЗ повышают уровень нестационарности потока на входе в ОК и могут вызвать «помпаж» ОК.

Запас газодинамической устойчивости ВЗ ЛК вз зависит от:

-условий совместной работы ВЗ и ОК;

-числа М и угла атаки (скольжения) самолета. Регулирование ВЗ не всегда может охватить весь диапазон

изменения условий полета, поэтому вводится ряд ограничений: 1. Запрещение дросселировать двигатель ниже итах при

больших сверхзвуковых скоростях полета. Это связано с тем, что при уменьшении п чснижается прокачивающая способность ОК с/(Хвх), следовательно, необходимо уменьшать пропускную

способность ВЗ. Но при больших М полета возможности регу­ лирования ВЗ, как правило, исчерпаны (конус полностью вы­ двинут).

2.Ограничение углов атаки и скольжения.

10.5.3. Ограничение по устойчивости горения в КС

Устойчивая работа КС в значительной степени зависит от

параметров воздуха на входе в КС (74J; ск; р'к), а также от со­ става ТВС (а).

При увеличении Н или уменьшении М снижаются Т*

и p i , следовательно, снижается турбулентность потока, а зна­ чит снижается скорость теплообмена и горения. Вследствие уменьшения Т* замедляется испарение капель, следовательно, ухудшается смесеобразование. Если при этом дросселировать

двигатель уменьшением n ( i М в М 1), уменьшается перепад

давлений на форсунках Дрф, следовательно, ухудшается распыл

топлива. Все это приводит к снижению Г|г и уменьшению диа­

пазона устойчивой работы (горения) КС.

В определенных обстоятельствах сочетание неблагоприят­ ных факторов может привести к погасанию КС или ее нерозжигу при включении. В связи с этим устанавливаются огра­ ничения:

! ) П 0 Ркmin i

2)по возможности дросселирования на больших высотах;

3)по возможности запуска двигателя в воздухе.

10.5.4.Ограничения по условиям прочности узлов

идеталей

При изменении условий полета ( М, Н ) и режимов работы двигателя (п ) значительно изменяются аэродинамические, ме­ ханические, температурные и вибрационные нагрузки на эле­ менты СУ. Это может привести к снижению запаса прочности. Ограничения по прочности вводятся из условия сохранения за­ данных запасов прочности элементов СУ:

Ограничения по л,пах и Гг‘тах

Необходимо помнить, что самый напряженный узел ГТД - ГТ. При увеличении л|гах на один процент запас прочности ра­ бочих лопаток ГТ снижается на (5... 10) %. Обычно ограничи­ вают время работы на режимах с л|ШХ и Гг',шх. Даже при крат­ ковременном превышении л|ШХ и Т*тх (чрезвычайный режим или второй форсаж) двигатель подлежит снятию с самолета и ремонту.

Ограничения по условиям полета

При увеличении М полета на малых высотах резко возрас­ тает расход воздуха М а через двигатель, следовательно, растут аэродинамические и вибрационные нагрузки на лопатках ОК и ГТ. Резко увеличивается крутящий момент М кр на валу дви­

гателя. Растут р х и р ‘ , способствуя росту растягивающих на­ пряжений в корпусах ОК и ГТ.

В связи с вышеизложенным вводят ограничения по />*тах,

М.твх’ Мкртах> ‘'/max (СКОрОСТНОМу НЭПОру).

Ограничение по /?*тах позволяет одновременно ограничить рост М и и М кр, но так как ограничивать р*кта)( в условиях уве­ личения М полета можно только снижением расхода топлива

М Т(i- Т 'г ), это приводит к снижению тяги двигателя R .

Ограничение по qmx обусловлено прочностью деталей ВЗ и ОК и контролируется экипажем по приборной скорости

Vr пр max

10.5.5. Ограничения по максимальной производительности топливных насосов (ТН)

Максимальная производительность ТН выбирается из ус­ ловия обеспечения работы двигателя на всех, наиболее важных режимах полета.

Так как производительность ТН напрямую связана с их га­ баритами и массой, то на некоторых, нехарактерных режимах полета производительность ТН ограничивают.

Таким режимом является полет на малых Н с большими (сверхзвуковыми) М для ДА с ТРДФ. Обычно ограничивают максимальный расход топлива в форсажной камере Мтфтах.

10.5.6. Области эксплуатационных ограничений режимов работы двигателя

Линии ограничений режимов работы двигателя обычно на­ кладываются на диаграмму «диапазона высот и скоростей» по­ лета самолета (рис. 10.27).

Левая граница ( Vnpmin) - минимальное число М полета, при котором подъемная сила Y больше веса самолета СЛА (набор высоты).

Рис. 10.27. Области эксплуатационных ограничений

Правая граница - ограничение по нагреву ЛА и прочности

срыв в ОК.

ности топливных насосов.