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

При отсутствии потерь механической энергии критический перепал давления газов, выходящих из сопла ВРД, равен:

1,82-1,85.

В дозвуковом сопле угол конусности обычно составляет:

2 3=10-15°.

Если располагаемый перепад на реактивном сопле больше

водит к снижению, а уменьшение — к повышению T*v Програм­

ма независимого регулирования температуры газов перед турбиной изменением площади проходного сечения PC позво­ ляет получить наивыгоднейшие режимы работы двигателя в различных условиях эксплуатации и используется во многих современных ТРД.

Применение регулируемых реактивных сопел совершенно необходимо для двигателей, имеющих форсажную камеру.

Реверс тяги ТРД. Реактивные сопла могут снабжаться ре­ версивными устройствами, обеспечивающими создание отрица­ тельной тяги без снижения режима работы двигателя.

Применение реверса обеспечивает:

—сокращение длины пробега самолета после посадки;

—повышение безопасности посадки;

—увеличение ресурса колес;

—улучшение маневренных свойств самолетов.

60

Реверсивные устройства считаются приемлемыми, если ве­ личина отрицательной тяги составляет 30—40% от максималь­ ной тяги двигателя.

Принцип работы реверсивных устройств основан на поворо­

Сущность данного способа форсирования состоит в том, что при испарении жидкости в возДухе от последнего отбирается тепло, равное теплу парообразования жидкости. Благодаря этому температура воздуха понижается, и при неизменной за­ траченной работе на сжатие повышается степень сжатия в компрессоре тс*, увеличивается давление за турбиной, что, в

свою очередь, приводит к увеличению скорости истечения газов из реактивного сопла С5.

Кроме того, увеличение степени сжатия компрессора приво­ дит к увеличению G„.

Таким образом, тяга двигателя при впрыске жидкости, испаряемой в сжимаемом воздухе, будет возрастать вследствие увеличения как удельной тяги двигателя, так и расхода воз­ духа.

Применение этого способа форсирования тяги связано с большим расходом впрыскиваемой жидкости. Так, например,

61

расход поды, необходимый для увеличения тяги ТРД на 20— 25%. превышает расход топлива примерно в 2 ,2 —2,4 раза. Из-за этого недостатка, а также некоторых технических причин

кого распространения в авиационных двигателях не получил. 2. Впрыск воды в камеру сгорания приводит к образованию

большого количества пара и падению температуры газа. Для того, чтобы поддерживать постоянной температуру газа перед турбиной, необходимо увеличивать подачу топлива в камеру сгорания.

Большое количество пара и сжигание дополнительного топ­ лива увеличивает общий расход рабочего тела через турбину (смеси пара и газа), препятствуя в то же время поступлению воздуха из компрессора, в результате чего GB уменьшается. Таким образом, при некотором снижении расхода воздуха че­ рез компрессор, при впрыске воды в камеру сгорания, повыше­ ние тяги происходит за счет повышения давления перед турби­

значительно больший, чем при впрыске ее в компрессор. По этой причине данный способ форсирования также распростра­ нения не получил.

3. Наиболее широкое распространение получил способ фор­ сирования авиационных ТРД путем сжигания дополнительного

62

Основными элементами форсажной камеры являются: диф­ фузор, служащий для снижения скорости газа до величины, соответствующей числу М = 0,25-г 0,3, что необходимо для устойчивого горения топлива; корпус форсажной камеры; ста­ билизаторы пламени, выполняемые обычно в виде одного или нескольких колец уголкового сечения 2, топливные форсунки 4.

Сгорание топлива в форсажных камерах происходит благо­ даря наличию кислорода в газах, поскольку в камерах сгора­ ния используется примерно четвертая часть кислорода, содер­ жащегося в воздухе. Топливо, впрыскиваемое в форсажную камеру, поджигается специальным запальным устройством 5, имеющим электрическую свечу, а иногда и подвод кислорода для повышения надежности разжига форсажа.

развиваемая турбиной, и начнут падать обороты ротора двига­ теля. На уменьшение оборотов двигателя сработает специаль­ ное регулирующее устройство в топливной аппаратуре (автомат постоянства числа оборотов), которое будет стремиться сохра­ нить обороты неизменными путем увеличения подачи топлива в камеру сгорания, а это приведет к росту температуры газов перед турбиной' Т* и превышению ее максимально допустимого

значения.

Превышение температуры Г* приведет к разрушению лопа­

Для того, чтобы этого не допустить, применяют регулиру­ емое реактивное сопло/ Вместе с разжигом дополнительного топлива в форсажной камере (даже с некоторым опереже­ нием) увеличивают диаметр реактивного сопла с таким расче­ том, чтобы повышения давления в форсажной камере не проис­ ходило и температура Гзшахоставалась неизменной. Таким обра­

зом, при сжигании дополнительного топлива в форсажной камере при одновременном открытии створок реактивного сопла (увеличении диаметра PC) перепад давления на реак­ тивном сопле гс* с остается неизменным. За счет чего же про­

исходит увеличение тяги?

63

Тяга двигателя увеличивается прежде всего за счет роста скорости истечения газа из реактивного сопла С5 вследствие увеличения температуры газа.

Известно, что скорость истечения газов пропорциональна корню квадратному из температуры газа:

где А — коэффициент пропорциональности.

Физически это можно объяснить так: горячий газ расши­ ряется легче, чем холодный (так как он более упругий). В су­ живающихся каналах при С5< а происходит расширение газов, т. е. падает их давление и температура.

Увеличение, таким образом, скорости истечения из реактив­ ного сопла приводит к росту удельной тяги РУД) следовательно, тяги двигателя. Кроме того, за счет дополнительного сжигания топлива в форсажной камере возрастает количество (расход) газа через реактивное сопло при неизменном расходе воздуха через двигатель, а это также ведет к увеличению тяги.

При форсировании ТРД путем сжигания дополнительного топлива в форсажной камере значительно ухудшается эконо­ мичность двигателя. Удельный расход топлива резко возра­ стает. При увеличении тяги на 30% удельный расход топлива увеличивается примерно на 70%.

Однако с увеличением скорости полета прирост тяги двига­

По вышеуказанным причинам включение форсажной каме­ ры для получения наибольшей выгоды целесообразно произво­ дить, предварительно увеличив скорость летательного аппа­ рата.

§ 7. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ

Энергию, затрачиваемую компрессором ТРД на сжатие воздуха, он получает от газовой турбины, с которой жестко связан. В свою очередь, условия работы компрессора предопре­

64

деляют мощность турбины. Таким образом, компрессор и газо­ вая турбина ТРД работают совместно.

Эксплуатация двигателя на самолете протекает на различ­ ных режимах работы, определяемых обычно числом оборотов турбокомпрессора. При этом различают установившиеся и переходные режимы ТРД. •

Установившимися (равновесными) режимами работы ТРД

называются такие его режимы, при которых мощность турбины равна мощности компрессора и вспомогательных агрегатов, в силу чего число оборотов по времени остается неизменным.

Из определения следует, что основным условием установив­ шегося режима работы ТРД является равенство мощности тур­ бины и компрессора (включая мощность вспомогательных агрегатов):

NT= N K.

Неустановившимися (переходными) режимами работы ТРД

называются такие его режимы, в процессе которых совершает­ ся переход двигателя с одного установившегося режима на другой.

Для обеспечения неустановившегося режима обязательным условием является неравенство мощностей турбины и компрес­ сора (вместе со вспомогательными агрегатами):

N ^ N K.

Наличие неравенства мощностей турбины и компрессора влечет за собой изменение числа оборотов двигателя.

Если переходные режимы сопровождаются увеличением числа оборотов, то"они называются режимами разгона двига­ теля.

Переходные режимы, сопровождающиеся уменьшением чис­

сора.

Разность между мощностью турбины и мощностью компрес­ сора называется избытком мощности:

A N ^ N r- N K,

при этом:

—есди избыток мощности будет положительным, то проис­ ходит разгон двигателд;

—если же избыток мощности будет отрицательным, то .бу­ дет происходить торможение двигателя.

Рассмотрим условия получения отрицательного или поло­ жительного избытка мощности турбины над. мощностью

компрессора. Для этого совместим одноименные характеристики компрессора и турбины и установим условия, при которых воз­ можна совместная работа турбины и компрессора.

Мощность, потребляемая компрессором, с изменением числа оборотов при неизменной площади выходного сечения реактив­ ного сопла изменяется примерно пропорционально кубу числа оборотов (рис. 40), т. е.

NK= k-na.

Мощность турбины при 7 3 = const с увеличением числа обо­

ротов возрастает медленней, чем мощность компрессора. С из­ вестным приближением можно считать, что в среднем мощность турбины при Т* = const возрастает примерно пропорционально

числу оборотов в степени 2,5:

кает характеристику компрессора . в точках а и 6. Характери­ стика, снятая при температуре Т*, пересекает характеристику

компрессора в точках г и г.

66

появится отрицательный избыток мощности турбины AN. Число оборотов турбокомпрессора, начнет падать до тех пор, пока мощность, потребляемая компрессором, не уменьшится до уровня мощности турбины, что будет иметь место, когда харак­ теристики компрессора и турбины пересекутся в точке а.

Из графика видно, что на установившемся режиме работы двигателя температура газа достигает максимального значения дважды: при nmi„ (точка а) и при пшах (точка б).

Минимальные обороты, с которых двигатель, работая при вы­ ключенном стартере, может быть переведен на максимальный режим, называются оборотами малого газа я„.г. Обычно пМшГ выше «т,п на 1000—1500 об/мин, так как в противном случае увеличить обороты двигателя, устойчиво работающего на режи­ ме, было бы невозможно (температура газов на выходе из камеры сгорания максимальна даже на установившемся режи­ ме, когда AN = 0).

Весьма важной эксплуатационной характеристикой двига­

Приемистость определяет маневренность самолета, на кото­ ром устанавливается данный двигатель.

С -увеличением высоты полета приемистость двигателя ухуд­ шается, т. е. время разгона двигателя с режима холостого хода

плотности воздуха происходит уменьшение секундного расхода

§8. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ УПРАВЛЕНИЯ

ИРЕГУЛИРОВАНИЯ ТРД

Впроцессе эксплуатации возникает необходимость управ­ лять двигателями, то есть изменять режим их работы. Так, для обеспечения взлета летательного аппарата, набора высоты, разгона или поддержания наибольшей скорости полета тре­ буется режим максимальной тяги. При полете на большую

68

дальность или продолжительность целесообразно переходить на экономические режимы, при которых тяга двигателя не­ сколько понижена, но зато обеспечивается возможно меньший расход горючего. Наконец, для обеспечения наибольшей дли­ тельности безотказной работы двигателя, то есть увеличения его ресурса, желательно, когда это представляется возможным, переходить на крейсерские режимы, позволяющие уменьшить нагрузку па основные элементы двигателя.

Управление двигателем достигается путем воздействия на параметры процесса, определяющие его тягу и удельный рас­ ход топлива.

На основании изложенного ранее можно заключить, что при заданных условиях полета основными параметрами, харак­ теризующими процессы в двигателе, являются две величины: температура газов перед турбиной 7^ и степень повышения

тов п и температура 7^ должны иметь максимальное значение.

На режимах пониженной тяги появляется возможность вы­ брать такую комбинацию Г* и п, которая позволит повысить

экономичность двигателя.

Одновременное воздействие на оба эти параметра можно оказывать путем изменения подачи топлива при неизменной геометрии реактивного' сопла.

С увеличением подачи топлива возрастают Т*3 и п.

Если, сохраняя"постоянной подачу топлива, изменять пло­ щадь проходного сечения реактивного сопла, то температу­ ра Т* остается неизменной, а число оборотов п изменяется.

Наряду с управлением двигателем важнейшей задачей является его регулирование, т. е. поддержание заданного режи­ ма работы при изменении высоты и скорости полета, а также сохранение устойчивой работы на всех режимах.

Известно, что в эксплуатации из-за развитого срыва потока в компрессоре или неустойчивости процесса горения могут воз­ никнуть условия, при которых нарушается равенство мощно­ стей турбины и компрессора. Мощность турбины в обоих этих случаях падает, а попытка восстановить ее дополнительной подачей топлива в камеру сгорания приводит к ухудшению го­ рения, еще большему падению мощности турбины и интенсив­ ному росту температуры Г* выше допустимых значений.

Двигатель попадает в режим неустойчивой работы (режим помпажа), очень опасный своими последствиями, так как при­ водит в лучшем случае к остановке двигателя, а иногда и к разрушению лопаток турбины.

69