- •2. ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
- •2.1.2. Аэродинамические характеристики крыла
- •2.1.3. Равновесие самолета
- •2.1.4. Устойчивость самолета
- •2.1.5. Управление самолетом в полете
- •2.7.5.1. Обеспечение продольной управляемости самолета
- •2.1.5.4. Неустойчивый режим полета (штопор)
- •2.2. Основы конструкции самолета
- •2.2.1. Основные составные части самолета
- •2.2.1.1. Крыло
- •2.2.2. Классификация самолетов
- •2.2.2.1. Гражданские самолеты
- •22.4.3. Автожир
- •2.2.47. Космические летательные аппараты
- •Контрольные вопросы
- •3. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛА
- •3.1. Поршневые двигатели внутреннего сгорания как силовые установки ЛА
- •3.2. Классификация реактивных двигателей
- •3.3. Принцип работы турбореактивного двигателя (ТРД)
- •3.3.1. Преимущества ТРД перед поршневой СУ
- •3.3.3. Энергетические превращения и изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД
- •3.3.4. Вывод формулы для определения тяги ТРД
- •3.4. Основные параметры ТРД
- •3.5. Области применения реактивных двигателей
- •3.6. История развития авиационных ВРД
- •3.7. Идеальный цикл ТРД
- •3.7.1. Сущность второго закона термодинамики
- •3.7.2. Условия и диаграммы идеального цикла
- •3.7.3. Работа идеального цикла
- •3.7.4. Термический КПД идеального цикла
- •3.8. Характеристика ВРД различных типов
- •3.8.1. ТРД с дополнительным подогревом воздуха (ТРДФ)
- •3.8.2. Двухвальный ТРД
- •3.8.3. Двухконтурный ТРД (ТРДД)
- •3.8.5. Прямоточные ВРД (ПВРД)
- •3.9. Наземное применение авиационных газотурбинных двигателей
- •3.11. Ракетные двигатели (РД)
- •3.11.1. Классификация РД по источнику энергии
- •3.11.1.1. Создание тяги в химическом РД
- •3.11.1.2. Расходный комплекс РД
- •3.11.1.2. Тяговый комплекс РД
- •3.11.2. Ракетные топлива
- •3.11.2.2. Твердые ракетные топлива (ГРТ)
- •3.11.3. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)
- •3.11.3.1. Классификация ЖРД
- •3.11.4. Ракетный двигатель твердого топлива
- •Контрольные вопросы
- •БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
Степень форсирования RyKф /Rya зависит от степени подогрева газа в ФК T ’TJ T T и скорости полета V. Например, при Г*ф/Г т = 2
иМ = 0 7гуд.ф//гуд~ 1,4...1,5; при Г*ф/Т т= 2 иМ = 2,5 7?улф//?уд- 2,5.
Такой способ форсирования тяти используют для быстрого разгона самолета при взлете и наборе высоты, а также при полете со сверхзвуковой скоростью.
Недостатком ТРДФ является низкая экономичность Цсд) на форсажных режимах работы, а также значительное увеличение массы и габаритов двигателя за счет форсажной камеры, что суще ственно ограничивает применение ТРДФ в гражданской авиации.
3.8.2. Двухвальный ТРД
Для совершенствования ТРД как тепловой машины без ухуд шения экономичности необходимо было увеличивать работу Lw получаемую от каждого килограмма рабочего тела (газа) в основ ном цикле. Решение этой задачи возможно за счет создания более жаропрочных и жаростойких материалов, совершенствования кон струкции и системы охлаждения ГТ. В этом случае можно повы
сить Тгтах,* |
а следовательно, и пдв =к от. Однако |
на этом пути |
конструкторы столкнулись с проблемой. Увеличение |
осущест |
вляется увеличением количества ступеней осевого компрессора (ступень ОК состоит из ряда неподвижных направляющих лопа ток, закрепленных радиально на наружном корпусе ОК и ряда вращающихся рабочих лопаток, закрепленных на роторе). Высо конапорный компрессор, имеющий большое количество ступеней, работает согласованно (углы набегания потока на рабочие лопатки всех ступеней расчетные) только при расчетных скорости, высоте полета и режиме работы двигателя. При любом отклонении от расчетных условий наблюдается газодинамическое рассогласо вание в работе первых и последних ступеней. При этом снижается запас газодинамической устойчивости АКУи КПД ОК г\к, следова тельно, повышается опасность выхода ОК на неустойчивый режим
Недостатками двухвальных ТРД являются:
•более сложная конструкция ротора;
•тяжелые условия работы межвальных подшипников, обу словленные затрудненной подачей масла для охлаждения, смазки
ивывода продуктов износа, а также повышенным износом (реали зацией) роликов подшипников из-за их скольжения вместо каче ния вследствие отсутствия радиальных сил;
•относительно большое время, потребное на изменение частот вращения роторов при саморегулировании из-за их инерцион ности.
Главным достоинством двухвальных ТРД является отсутствие необходимости в сложных автоматических устройствах регулиро вания ОК.
3.8.3. Двухконтурный ТРД (ТРДД)
Совершенствование ТРД как тепловой машины - рост работы
цикла Ьц за счет увеличения параметров рабочего процесса Т*гтах
и кдв - привело к росту скорости истечения газа из PC сС5 а ско
рость полета гражданских (дозвуковых) самолетов осталась прак тически без изменений: V= 900...950 км/ч.
Это привело к росту недоиспользования (потере) кинетиче
ской энергии истекающей из PC струи газа сЦ 2 на совершение
полезной тяговой работы по увеличению скорости полета V ЛА (]сс - V)2/2. Потери кинетической энергии становились тем выше, чем больше была работа цикла, а следовательно, величина сс. В результате удельная тяга 7?уд = ]сс - V росла, а экономичность ТРД как силовой установки для самолета стала ухудшаться и пе ред конструкторами встала задача: как, сохранив полученную вы сокую работу цикла, избежать потерь кинетической энергии (сс - Vf/22 Решение нашлось - необходимо избыточную часть ра боты цикла использовать не на увеличение сс, а на сжатие допол нительного количества воздуха, который будет участвовать в соз дании реактивной тяги R = ЕМВ7?уд.
При увеличении степени двухконтурности т снижается удель ный расход топлива (улучшается экономичность двигателя), так как при одном и том же часовом расходе топлива увеличивается тяга вследствие роста расхода воздуха. Но одновременно умень шается доля 1ц, идущая на разгон потока в PC, следовательно, уменьшается сс, а значит, и Rya. Для того чтобы с увеличением т удельная тяга Ryn оставалась в приемлемых пределах, необходимо иметь большую работу цикла. Преимущества ТРДЦ существенно возрастают при увеличении температуры газа Т 'твх, а следова
тельно, тг*а и Ьп. Поэтому первые ТРДЦ появились только тогда,
когда удалось разработать и применить системы охлаждения ГТ ТРД, обеспечивающие их надежную работу при высо ких Г*.
Платить за лучшую экономичность приходится увеличением диаметра двигателя (увеличением сечения миделя F„), следова тельно, ростом величины аэродинамического сопротивления X.
ТРДЦ классифицируются:
1.По количеству валов: одновальные, двухвальные, трехвальные.
2.По организации истечения газа: с раздельным выходом по токов; со смешением потоков.
3. По способу форсирования: без форсажной камеры (ФК); с форсажной камерой: с общей ФК; с раздельными ФК.
Двухвальная схема оптимально сочетает газодинамические преимущества (саморегулирование) и надежность конструкции. Трехвальная схема является наилучшей с точки зрения газодина мической устойчивости КВД, но сложна конструктивно, следова тельно, недостаточно надежна.
Схема с раздельным выходом потоков, как правило, применя ется при большой степени двухконтурности ( т >4). Схема со сме шением потоков, как правило, применяется при т >4 и позволяет снизить массу двигателя, облегчает компоновку ТРДЦ внутри фюзеляжа самолета и упрощает конструкцию реверсивного уст
ройства (РУ). Однако при этом за счет камеры смешения увеличи вается длина двигателя.
Схема без форсажной камеры применяется на дозвуковых ЛА, схема с форсажной камерой и малой т - на всережимных ЛА.
Схема ТРДЦ была предложена А.М. Люлькой в конце 30-х го дов прошлого столетия, но реализовать ее удалось только в конце 50-х годов, после создания охлаждаемых ГТ.
В настоящее время все маршевые ВРД для ЛА разрабатывают ся по схеме ТРДЦ.
3.8.4.Турбовальные (ТВаД)
итурбовинтовые (ТВД) двигатели
ТВаД являются двигателями непрямой реакции, т.е. у ТВаД, в отличие от ТРД, работа цикла Ьцтепловой машины превращается не в реактивную тягу, а в избыточную мощность, получаемую на валу ГТ (одновальные ТВаД (рис. 3.17)), или в механическую работу (крутящий момент) на валу свободной (силовой) турбины (СТ) (рис. 3.18) и может быть использована для привода воздуш ного винта (ВВ) самолета, несущего винта (НВ) вертолета, назем ных и водных транспортных средств, электрогенераторов, нагне тателей (компрессоров) для перекачки по газопроводам природного газа и др. Таким образом, после совершения работы по приводу ОК в ГТ газ продолжает расширяться не в PC, а в до полнительных ступенях ГТ или в свободной (силовой) турбине, совершая работу по ее вращению.
•лучшая приемистость (меньшее время раскрутки ротора при переходе на повышенные режимы работы);
•слабое (только газодинамическое) влияние изменения внеш ней нагрузки на валу СТ на работу газогенератора;
•простота конверсии (переделки) авиационных ТРД и ТРДЦ
вТВаД наземного применения.
Недостаток - более сложная конструкция.
Особенности конструкции ТВаД со свободной турбиной.
Наиболее распространенной является схема ТВаД со свободной (силовой) турбиной (см. рис. 3.18). Вал СТ механически не связан с валом газогенератора и практически не влияет на его работу при запуске ТВаД и изменении нагрузки на валу СТ.
При высоких значениях к кр газогенератор ТВаД может быть
выполнен по двухвальной схеме.
В ТВаД, особенно вертолетных ГТД, необходимо значительно понижать частоту вращения вала двигателя для привода потреби телей (ВВ, НВ, генератор электрического тока и т.п.), передавать большие мощности, поэтому понижающий редуктор имеет значи тельные массу и габариты, которые снижаются с применением СТ, вращающейся с частотой пст < Итк-
Необходимость применения тяжелых редукторов является общим недостатком ТВД, особенно ТВаД.
В ТВаД применяются дозвуковые сужающиеся ВЗ с большим радиусом закругления передних кромок. Чтобы исключить попа дание в двигатель посторонних предметов, ВЗ защищают с помо щью сеток. Вертолетные ГТД (ТВаД) от песка и пыли защищают с помощью центробежных пылеотделителей, установленных на входе в двигатель.
Компрессоры мощных ТВаД не имеют существенных отличий от ОК ТРД. В маломощных ТВаД иногда используют комбиниро ванные компрессоры, состоящие из нескольких осевых ступеней и одной центробежной, или центробежные компрессоры (ЦБК). Это объясняется тем, что при малых потребных мощностях рас ход воздуха, следовательно, площадь проходного сечения и длина
3. NJSI = Ntr\t - тяговая мощность, где т|в - КПД ВВ, учиты
вающий потери на трение, отбрасывание и закрутку потока
воздуха.
4 |
N |
N Т| |
R _ ш_ = _ 5_и _ тягаВВ. |
*V V
RJ
5.7Ve = Ув н— 5— - LtM b - эквивалентная мощность, где Rp -
реактивная тяга, развиваемая соплом; RpF/r|B- мощность, которую потребовалось бы развить на валу ВВ для получения тяги, равной реактивной тяге Rp.
К |
|
6 . N.. = —-— удельная эквивалентная мощность. |
|
м . |
|
м тч |
3600& |
7. с. = —— = ----- — - удельньш расход топлива. |
|
К |
4.H .L. |
s- |
------2- - удельная тяга ТВД. |
|
К |
Основные параметры ТВаД: |
|
1. Мощность СТ ТВаД Уст = LMМт, где Ьы- механическая ра |
бота, совершаемая 1 |
кг газа, при расширении в С Т ; Мт- расход |
||||
газа через СТ. |
|
|
|
||
2. |
Эффективная (полезная) мощность У е= У с т Л с т |
- мощность, |
|||
создаваемая на выходном валу СТ, где т |с т - КПД СТ. |
|
||||
3. |
|
Удельная эффективная мощность |
N ya |
- эффек |
|
тивная мощность, создаваемая в ТВаД 1 кг воздуха. |
|
||||
, |
v |
|
м тч |
3600Q0 |
количество |
4. |
|
Удельный расход топлива с = ——= ----—— |
ЛгЯ„Ууд
топлива, потребное для создания единицы мощности в течение 1 ч.