книги из ГПНТБ / Наумец С.М. Основы теории и устройства авиационных силовых установок конспект лекций

невелика, а коэффициент избытка воздуха велик. Как показы­ вает расчет, величина произведения аР уд при малых Т3 мала.

газа перед турбиной

При температуре T3mln удельный расход топлива становится бесконечно большим, удельная тяга при этом равна нулю. При температуре Т3зк произведение аР уд достигает максимума, а затем уменьшается. Поэтому при Т3= Т 3зк удельный расход топлива оказывается минимальным, а при дальнейшем увели­ чении температуры Т3 возрастает.

На максимальном режиме современных ГРД Т3 на 300— 400°С выше, чем Т3зк. Выбор такой температуры газов перед турбиной объясняется стремлением повысить удельную тягу и получить более компактный и легкий двигатель, хотя по сообра­ жениям экономичности следовало бы иметь несколько меньшую температуру.

2) Влияние температуры окружающего воздуха Т„ на вели­ чину удельного расхода топлива ТРД.

При увеличении температуры окружающего воздуха удель­ ная тяга Руд уменьшается за счет уменьшения разности темпе­ ратур Тъ—Т2 (при 73 = const), однако удельная тяга уменьшает­ ся быстрее, чем растет коэффициент избытка воздуха, поэтому СУд растет.

30

При понижении температуры окружающего воздуха Суд уменьшается.

3) Влияние коэффициентов полезного действия процессов сжатия и расширения.

При уменьшении коэффициентов полезного действия про­ цессов сжатия и расширения удельная тяга уменьшается, а удельный расход топлива растет.

т)т оказывает большее влияние на Руд и Суд, чем т]к. Это объясняется тем, что адиабатическая работа расширения Ьал,р значительно больше по абсолютной величине, чем адиабатиче­ ская работа сжатия.

4) Влияние степени повышения давления.

Величина произведения аРуд имеет максимальное значение при так называемой экономической степени повышения давле­ ния «к.9к, которая больше чем як.н. Удельный расход топлива изменяется обратно пропорционально аРуд (рис. 15).

Рис. 15. Зависимость удельного расхода топлива, удельной тяги и количества подведенной теплоты от степени повышения давления

Степень повышения давления должна выбираться в зависи­ мости от назначения двигателя. Для современных ТРД ко­ леблется в пределах 5-Ы2.

Для двигателей, предназначенных для установки на истре­ бители, важно получить малый удельный вес и большую удель­ ную тягу. В этом случае целесообразно выбрать як = 5-г8, обес­ печивающую удельную тягу, близкую к максимальной.

31

Двигатель, предназначенный для бомбардировщика или транспортного самолета, должен в первую очередь обладать малым удельным расходом топлива. В данном случае целесо­ образно выбрать более высокую степень повышения давления, например, ~к = 1 0 -г !2 .

Коэффициенты полезного действия ТРД

Совершенство преобразования тепла в двигателе в полез­ ную работу оценивается коэффициентами полезного действия. В теории реактивных двигателей различают три коэффициента

только часть тепла, подведенного за цикл, может быть исполь­ зована для увеличения кинетической энергии протекающего через двигатель газового потока. Количественно эта часть энергии (эффективная работа) определится по формуле (2 ).

Под эффективным к. п.д. понимается отношение тепла, пре­ вращенного в эффективную работу, к теплу, введенному в дви­ гатель в виде химической энергии топлива:

в процессе преобразования химической энергии топлива в кине­

Тяговый к. п.д. ТРД. Полезной работой двигателя является работа, используемая на перемещение самолета в воздухе.

Полезная работа силы тяги в 1 секунду выражается фор­ мулой:

L„= PV.

Однако в двигателях не вся эффективная работа Le превра­ щается в полезную, часть ее ДД, рассеивается в окружающей среде. Для оценки величины этих потерь вычтем из эффектив­ ной работы (имея в виду, что ее можно выразить через прира-

32

шение кинетической энергии газовой струи) величину полезной работы одного килограмма газа:

Величина потерь кинетической энергии со скоростью выхо­ дящих газов представляет собой энергию движения выходяще­ го потока газа относительно окружающей среды. Из формулы

Следовательно, полностью преобразовать эффективную ра­ боту в полезную, т. е. в работу силы тяги, невозможно, так как скорость истечения газов из реактивного сопла всегда должна быть больше скорости полета самолета.

Полнота использования кинетической энергии газовой струи в тяговую работу оценивается тяговым к. гкд.

Тяговым (полетным) к. п.д. ТРД называется отношение

П о д с т а в и в з н а ч е н и е т я г и и з в ы р а ж е н и я ( \ ) , п о л у ч и м :

2

( И )

1

V

Для современных ТРД на максимальных скоростях полета

Q

~ 2, поэтому rJP = 0,667, т. е. у современных Т РД на макси­

мальных скоростях полета около 2/3 эффективной работы пре­ вращается в работу силы тяги и 1/3 остается неиспользованной.

Полный к. п. д. Для оценки совершенства преобразования тепла, введенного в двигатель с топливом, в работу силы тяги (полезную работу) в теории ракетного двигателя вводится по­ нятие о полном (или экономическом) к. и.д. двигателя. Полный к. п.д. двигателя показывает, какая доля тепла, вводимого в

двигатель, превращается в работу силы тяги, т. е. в полезную работу.

Полным к. п.д. ТРД называется отношение тепла, эквива­ лентного полезной работе тяги, ко всему подведенному теплу:

теле в процессе преобразования тепла в работу силы тяги, т. е. тепловые, гидравлические, механические, а также потери кине­ тической энергии с выходящими из двигателя газами.

Таким образом, полный к. п.д. характеризует реактивный

ставлено преобразование тепла, внесенного с топливом в дви­ гатель, в работу силы тяги.

34

'S ~ JCV„

3*

Г л а в а II

РАБОТА И УСТРОЙСТВО ОСНОВНЫХ ЧАСТЕЙ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК САМОЛЕТОВ

§ 1. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Входные устройства воздушно-реактивных двигателей слу­ жат для отбора из внешнего потока определенного количества воздуха, необходимого для его работы. Процесс торможения и сжатия потока должен осуществляться с возможно меньшими потерями. По мере развития летательных аппаратов роль вход­ ных устройств (воздухозаборников) ВРД (и, в частности, ТРД) существенно повышалась.

во входном устройстве приводят к снижению тяги на 40% и росту удельного расхода топлива на 15%. Повышение давления воздуха в ТРД осуществляется частично во входном устройстве (в полете) и частично в компрессоре.

Отношение полного давления воздуха за компрессором р\ к

давлению его в невозмущенном потоке рп называется степенью повышения давления воздуха в двигателе «*в (степень сжатия

двигателя):

36

Умножив и разделив правую часть этого выражения на р\ (полное давление на входе в компрессор), получим:

где те*х — степень повышения давления во входном устройстве

(отношение полного давления на выходе из возду­ хозаборника к давлению в невозмущенном потоке); те*— степень повышения давления воздуха в компрессо­

ре (отношение полного давления на выходе из ком­ прессора к полному давлению на входе).

Во входном устройстве повышение давления происходит за счет скоростного напора, поэтому величина ~*х зависит от ско­

рости полета летательного аппарата.

На дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха за счет использования скоростного напора невелико, и повышение дав­ ления, необходимое для работы двигателя, обеспечивается в основном за счет компрессора.

Характер изменения те*х и в зависимости от числа М по­ лета для современных двигателей показан на рис. 17.

Рис. 17. Зависимость те* и те*х от числа М

На больших сверхзвуковых скоростях полета повышение давления воздуха во входном устройстве резко возрастает, что приводит к уменьшению потребной степени повышения

37

/

давления в компрессоре и к возрастанию роли входного устрой­ ства в общем процессе сжатия.

Потерн полного давления воздуха, входящего в двигатель, оцениваются обычно коэффициентом сохранения полного дав­ ления сг„, представляющего собой отношение полного давления на выходе воздухозаборника к полному давлению набегающего потока:

устройства можно разделить на дозвуковые и сверхзвуковые. Дозвуковой воздухозаборник профилируется так, чтобы ско­

раствора канала не более 8—12 °), так как иначе поток оторвет­ ся от стенок. Для выравнивания поля давления перед компрес­ сором вторая часть канала обычно выполняется несколько су­ живающейся, что вызывает ускорение потока и как следствие некоторое уменьшение давления воздуха. Принципиальная схе­ ма дозвукового воздухозаборника показана на рис. 18.

38

Дозвуковой воздухозаборник не обеспечивает сужения струи, а следовательно, в нем принципиально невозможно плав­ ное или многоступенчатое торможение сверхзвукового потока. Кроме того, тупые кромки обечайки сами по себе являются источниками сильных возмущений. Вследствие этого на сверх­ звуковой скорости полета перед входом в воздухозаборник возникает интенсивный головной скачок, характеризующийся наибольшими потерями полного давления (рис. 19). Поэтому

Рис. 19. Работа дозвукового заборника на сверхзвуковой скорости полета

На скоростях полета, соответствующих М > 1,5-г 1,7, приме­ няют специальные сверхзвуковые воздухозаборники, в которых снижение скорости до небольшой сверхзвуковой осуществляет­ ся в системе косых скачков уплотнения, а переход к дозвуко­ вой— в замыкающем прямом скачке меньшей интенсивности

(рис. 2 0 ).

Рис. 20. Схема сверхзвукового трехскачкового воздухозаборника с внешним сжатием

39