книги из ГПНТБ / Конструкция и эксплуатация турбореактивных двигателей типа М-701 учеб. пособие

риала в определенном сечении к суммарным напряжениям в этом сечении называется запасом прочности лопатки в данном сечении:

Изменение запаса прочности К по высоте лопатки также приве­ дено на рис. 36,6.

В периферийных сечениях лопатки турбины температура невысокая, напряжения небольшие и, следовательно, запас прочности значительный. В средних сечениях лопатки предел прочности ма­ териала снижается из-за увеличения температуры, напряжения увеличиваются и запас прочности уменьшается, достигая миниму­ ма. Минимальный запас прочности зависит от распределения и ве­ личины температуры газов, жаропрочности материала и действу­ ющих на лопатку нагрузок. В корневых сечениях вследствие умень­ шения температуры предел прочности материала увеличивается. Это приводит к возрастанию запаса прочности, несмотря на уве­ личение действующих напряжений.

' Нормами предусмотрен минимальный запас прочности лопа­ ток, который в зависимости от жаропрочных свойств материала и. действующих нагрузок определяет предельно допустимую темпера­ туру газов перед турбиной. Благодаря успехам в области металлур­ гии удалось создать высоколегированные жаропрочные сплавы, что позволило повысить температуру газов до 1000—1050°С. Дальней­ шее увеличение максимальной температуры достигается применени­ ем системы воздушного охлаждения лопаток турбины и соплового аппарата.

Выполненные на двигателях системы охлаждения основаны на отводе тепла от стенок лопаток турбины и соплового аппарата про­ ходящим воздухом. Охлаждающий воздух отбирается за одной изступеней компрессора и подводится к замковой части лопатки. Эф­ фективность системы охлаждения определяется ее конструктивным выполнением, количеством воздуха, участвующем в охлаждении, и его температурой.

Выбор системы охлаждения с той или иной эффективностьюобусловливается температурой газов перед турбиной.

При температурах 1050—1090°С достаточно пропускать охлаж- - дающий воздух в количестве 2—3% от общей величины проходя­ щего через двигатель, по нескольким радиальным каналам, вы­ полненным в лопатке. При температурах порядка 1100—1150°С эф­ фективность рассмотренной системы становится недостаточной, и она заменяется системой с организацией потока охлаждающеговоздуха во внутренней полости лопатки. Охлаждающий воздух по­ дается в лопатку по дефлектору, вставленному во внутреннюю по­ лость и по сверлениям выходит из дефлектора, охлаждая перед­ нюю кромку лдпатки с внутренней стороны. Наличие ребер (штырь­ ков) на внутренних стенках лопатки увеличивает площадь и эф-

50

фективность охлаждения. Для охлаждения выходных кромок, под­ вергающихся наиболее резкому перепаду температур, воздух из-- лопатки выходит в газовый поток через щели в выходной кромке. При повышении температуры до 1200—1230°С количество возду­ ха, отбираемого на охлаждение, необходимо увеличить до 5—7% от общего количества, проходящего через двигатель.

Дальнейшее повышение температуры газов перед турбиной по­ требует значительного увеличения количества охлаждающего воз­ духа. Так, например, по данным [10], при температуре 1500°С по­ требуется отбирать для целей охлаждения уже 16—17% воздуха,, проходящего через двигатель. Это не может не оказать влияния на ухудшение основных параметров двигателя. Поэтому в конст­ рукторских бюро ведутся работы в двух направлениях: во-первых,, по созданию системы охлаждения охлаждающего воздуха и, вовторых, по применению другого, более эффективного принципа ох­ лаждения. В частности, фирма Кертисс-Райт предложила конст­ рукцию рабочей лопатки турбины, работающей с охлаждением ис­ парением. По данным [10] эффективность охлаждения в этом слу­ чае увеличивается, причем наиболее существенно при высоких тем­ пературах.

Особое значение охлаждение деталей турбины приобретает наг двигателях сверхзвуковых самолетов. С увеличением скорости по­ лета повышается температура воздуха на входе в компрессор, чтоприводит к увеличению температуры охлаждающего воздуха и сни­ жению, эффективности системы охлаждения. Поэтому для двигате­ лей сверхзвуковых самолетов необходимо или снижать температу­ ру газов перед турбиной, или повышать эффективность системыохлаждения.

Таким образом, повышение допустимой температуры газов пе­ ред турбиной, которое необходимо для улучшения основных дан­ ных двигателя, ограничивается жаропрочностью материала, эф ­ фективностью системы охлаждения, обусловленной ее конструк­ тивным выполнением, и принципом работы, количеством охлаж­ дающего воздуха и ' его температурой.

§ 5. Реактивная и удлинительная труба, сопловой насадок; их назначение и конструкция

Выходное устройство двигателя предназначено для преобразо­ вания потенциальной энергии газового потока в кинетическую, уве­ личения скорости и получения тяги. Оно состоит из реактивной тру­ бы и реактивного сопла.

Для уменьшения гидравлических сопротивлений и потерь в вы­ ходном устройстве непосредственно за турбиной устанавливается.' реактивная труба, выполненная в виде диффузора. Реактивная тру­ ба (рис. 37) состоит из наружного кожуха /, к которому с по -

5*

т

~с

î— реактивное сопло.

мощью стоек-обтекателей 2 крепится внутренний конус 3. Послед­ ний служит для создания плавного перехода от кольцевого к кру­ говому сечению. Стойки соединены с кожухом и конусом теле­ скопически, что обеспечивает свободу термических перемещений.

В реактивной трубе происходит падение скорости и некоторое увеличение температуры и давления газового потока. Если компо­ новка двигателя на самолете выполнена таким образом, что реак­ тивная труба удалена от конца фюзеляжа или мотогондолы (при расположении двигателя в крыле), то между реактивной трубой и сопловым насадком устанавливается удлинительная труба 4. По­ следняя обеспечивает отвод горячих газов за пределы конструкции планера самолета и представляет собой цилиндрическую оболочку. Изменения параметров в удлинительной трубе не происходит, за исключением потерь на гидравлические сопротивления, которые практически незначительны.

Реактивное сопло (насадок) 5, выполненное конфузорно, обес­ печивает окончательное расширение газа до атмосферного давле­ ния (полное расширение) или до давления несколько выше ат­ мосферного (неполное расширение). Давление и температура га­ зов в реактивном сопле падают (рис. 37).

Ввиду высоких температур корпус реактивного сопла обдувает­ ся холодным воздухом. Для организации движения охлаждающе­ го воздуха корпус 1 реактивного сопла (рис. 38) имеет наружный кожух 2, через отверстия которого подсасывается охлаждающий

52

воздух. Подсасывакие происходит за счет эжекторного эффекта от

обеспечения полного расширения газа на всех режимах, а не толь­ ко на расчетном, реактивные сопла регулируются в зависимости от режима работы двигателя.

Регулируемое реактивное сопло применяется и на дозвуковых двигателях, если они снабжены форсажной камерой. Увеличение проходного сечения необходимо при включении форсажа для сохра­ нения 'заданного режима работы компрессора, турбины. При рабо­ те двигателя со сжиганием дополнительного количества топлива в форсажной камере регулируемое сопло раскрывается, так как вы­ ходящие газы имеют более высокую температуру и поэтому мень­ шую плотность и больший объем.

Форсажная камера (рис. 39) состоит из диффузора 1, снижа­ ющего скорость газового потока до 100—150 місек в начальной ча-

Рис. 39. Принципиальная схема форсажной ка­ меры и изменение параметров газового потока в

ее элементах:

.' — наружная стенка диффузора,- 2 — стабилизаторы шіаменн; 3 — топливные форсунки; 4 — рабочий объ­ ем для сгорания топлива; 5 — регулируемое сопло

53

сти камеры; стабилизаторов пламени 2, топливных форсунок 3, рабочего объема 4 для сгорания топлива и регулируемого сопла 5.

Конструкция форсажной камеры должна обеспечивать мини­ мальные гидравлические потери, которые не должны превышать "2—3%. На нефорсированных режимах форсажная камера работа­ ет как реактивная труба.

Изменение параметров газа в форсажной камере при работе двигателя на -форсаже приведено на рис. 39. В рабочем объеме форсажной камеры температура газов возрастает в результате выделения тепла от сгорания топлива, поступающего через топлив­ ные форсунки, скорость газа увеличивается, а давление несколько падает.

В зависимости от типа двигателя и назначения самолета в вы­ годной системе может устанавливаться реверсивное устройство,

в положении реверсирования составляет 30—40% от номинальной, что значительно сокращает длину пробега самолета.

На двигателях, предназначенных для самолетов гражданской авиации, устанавливаются еще и устройства для глушения шума, вытекающего из двигателя потока газов. Принцип действия шумоглушения основан на раздроблении потока на отдельные струи и уменьшении их скорости путем смешения с холодным воздухом. Снижение уровня шума < в этих устройствах достигает 10—15 дб.

Реверсом тяги и устройством для глушения шума оборудованы двигатели НК-8, устанавливаемые на самолеты Ил-62, и другие отечественные и зарубежные двигатели.

IV. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

§ 1. Понятие о характеристиках

Характеристикой турбореактивного двигателя называется зави­ симость основных параметров, и прежде всего тяги и удельного расхода топлива, от числа оборотов ротора двигателя и режима по­ лета самолета (высота и скорость). Характеристики двигателя не­ обходимы для проведения инженерно-штурманского расчета даль­ ности и продолжительности полета, определения тяговооруженности самолета, оценки совершенства двигателей, сравнения их между собой и с зарубежными образцами, определения тактикотехнических данных самолета, его боевых возможностей и для других исследований.

При проектировании опытного образца двигателя его характе­ ристики определяются теоретическими расчетами. После изготов­ ления двигатель устанавливается на стенд и при испытании снима­ ются его наземные характеристики. Высотно-скоростные характе­ ристики двигателя определяются на стенде в турбобарокамере,

54

имитирующей высоту и скорость полета, и уточняются при летных испытаниях на летающей лаборатории и на самолете, для кото­ рого он предназначен.

§ 2. Скоростная характеристика

Скоростной характеристикой называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета самолета на данной высоте при постоянном числе оборотов двигателя.

Скоростные характеристики строятся при условии постоянства эффективной работы компрессора и турбины; постоянной принима­ ется также температура газов перед турбиной.

С увеличением скорости полета в результате скоростного сжа­ тия возрастает плотность воздуха во входном устройстве, увели­ чивается секундный расход воздуха через двигатель. На рис. 40

личению общей степени повышения давления в двигателе, к увели­ чению термического и эффективного к. п. д. Увеличение степени сжатия вызывает повышение температуры воздуха за компрессо­ ром (Т2 ) и уменьшение подводимого тепла на один килограмм газа, так как температура газов перед турбиной (7з) остается постоян­ ной. Количество подводимого тепла уменьшается значительно мед­ леннее, чем увеличивается термический к. п. д., и поэтому эффек­

Тяга двигателя, как известно, равна произведению удельной тя­ ги на секундный расход воздуха через двигатель — R=Ryll- G„ . Поэтому изменение тяги по скорости будет происходить в резуль­ тате взаимного влияния этих двух факторов. До скорости полета, соответствующей М=0,4-ь 0,5, увеличение расхода воздуха не мо­ жет компенсировать уменьшение удельной тяги, в результате чего тяга двигателя падает. При дальнейшем увеличении скорости по-

55

лета расход воздуха возрастает настолько, что превышает падение удельной тяги — тяга двигателя начинает возрастать (рис. 41).

Увеличение тяги двигателя с увеличением скорости полета вы­ годно отличает турбореактивный двигатель от поршневого. С уве­ личением скорости полета растет аэродинамическое сопротивление самолета и возрастание тяги позволяет это компенсировать и полу­ чить большие скорости полета.

входе в компрессор возрастает до таких значений, что разность между температурой газов перед турбиной и за компрессором уменьшается до сравнительно малых величин и, следовательно, уменьшаются количество тепла, подводимого к воздуху в двигате­

На рис. 41 приведено также изменение тяги ДТРД, которое по своему характеру аналогично скоростной характеристике ТРД, à по абсолютной величине зависит от степени двухконтурности.

С увеличением степени двухконтурности возрастает интенсив­ ность падения тяги с увеличением скорости полета.

Для анализа изменения удельного расхода топлива целесооб­ разно рассмотреть формулу:

При увеличении скорости полета уменьшаются количество теп­ ла, подводимого к газу в двигателе, и удельная тяга При этом удельная тяга уменьшается с большей интенсивностью, чем

56

количество подводимого тепла (рис. 40), поэтому удельный рас­ ход топлива с увеличением скорости полета возрастает. Наиболее

Рис. 42. Зависимость удельного расхода топлива тур­ бореактивных и двухконтурных двигателей от ско­

вых экономичней становится ТРД. С увеличением степени двух-

удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной ско­ рости полета самолета, числа оборотов двигателя и температуры газов перед турбиной.

При постоянном числе оборотов двигателя и неизменном коэф­ фициенте полезного действия компрессора адиабатическая работа компрессора L а д — величина постоянная, то есть •

L a u = -—- RT„ (*« * - 1) = пост. Л — 1

57

Проанализируем изменение составляющих адиабатической ра­ боты с подъемом на высоту. Температура наружного воздуха Тн уменьшается с высотой и после 11 км остается постоянной.

Из принятого условия постоянства адиабатической работы сле­ дует, что при уменьшении температуры наружного воздуха с подъ­ емом на высоту степень повышения давления воздуха в компрессо­ ре (як ) и степень повышения давления воздуха в двигателе я уве­ личиваются (рис. 43).

теле, его степень повышения давления и, следовательно, удельная тяга также не изменяются при дальнейшем увеличении высоты по­ лета.

С высотой уменьшается плотность наружного воздуха, что вы­ зывает уменьшение расхода воздуха через двигатель. До высоты 11 км вследствие увеличения степени повышения давления интен­ сивность падения расхода воздуха с высотой происходит медлен­ нее, чем падает плотность воздуха (рис. 43).

Ввиду того что тяга определяется произведением удельной тя­ ги на расход воздуха, то и ее изменение будет зависеть от этих параметров. Уменьшение расхода воздуха с высотой настолько зна­ чительно, что не может быть компенсировано некоторым увеличе­

Изменение с высотой удельного расхода топлива также проис­ ходит под влиянием двух факторов: степени сжатия и степени по­ догрева. При увеличении степени сжатия удельный расход топли­ ва уменьшается, а с увеличением степени подогрева — увеличи­ вается. Степень повышения давления оказывает преобладающее влияние и поэтому с высотой удельный расход топлива уменьша-

58

ется. На высотах 11 км. и более оба влияющие фактора не изме­ няются и удельный расход топлива остается постоянным.

В технических данных некоторых авиационных двигателей при­ водятся высотно-скоростные характеристики, то есть изменение тя­ ги и удельного расхода топли­ ва по 'скорости полета, постро- ' енные для различных высот (.рис. 44, 45).

На характер изменения тяги и удельного расхода топлива по скорости и высоте полета в значительной степени оказывают вли­ яние исходные значения степени повышения давления и температу­ ры газов перед турбиной. С увеличением степени повышения дав­ ления интенсивность увеличения удельного расхода топлива и уменьшения тяги двигателя с увеличением скорости полета воз­ растает (рис. 46). С увеличением температуры газов перед турби­ ной интенсивность роста удельного расхода топлива с увеличени­ ем скорости уменьшается, а роста тяги — возрастает ,(рис. 47).

_^- — М--15

..— 1.3

— 0,6

59