книги из ГПНТБ / Лигум Т.И. Некоторые особенности аэродинамики турбовинтового самолета [учебное пособие]

как воздух, проходящий с большой скоростью через сужающуюся щель, препятствует набуханию и срыву пограничного слоя. Такие закрылки называются щелевыми.

На турбовинтовых самолетах Ил-18 и Ан-10 применяются двухшелевые закрылки, которые дают прирост с^макс. на 80—100%. Если на самолетах с поршневыми двигателями возможно произво­

Рис 34. Влияние выпуска шасси и механизации крыла на поляру самолета; 6 — угол отклонения закрылков; c,v — коэффициент сопротивления шасси; гХзакр — коэффициент сопротивления за­ крылков; 63 — угол отклонения закрылков.

самолетов, имеющих большую удельную нагрузку на крыло, взлет и посадка без использования механизации крыла увеличивает ско­ рости на 20—25%. Для самолетов с взлетным весом 50—60 т длина разбега возрастает на 300—400 м, а длина пробега может возрастать в еще большей степени.

Сжимаемость воздуха оказывает влияние на поляру самолета. Для каждого числа М полета можно построить поляру, определив для этого значение сх и су с учетом сжимаемости (рис. 35).

Таким образом, вследствие влияния сжимаемости воздуха на коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы, мы полу­

су и одновременно на больших углах атаки сдвигается вправо из-за

40

Г л а в а III. ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА

Турбовинтовой двигатель передает свою мощность на винт, поэтому характеристика изменения располагаемой мощности почти следует закону 'работы воздушного винта, а тяга, создаваемая вин­ том, зависит от скорости полета почти так же, как и для винта, при­ водимого во вращение поршневым двигателем. Наличие тяги, созда­ ваемой частично за счет реакции выхлопа у турбовинтового дви­ гателя, накладывает на характеристику располагаемой мощности и тяги самолета сравнительно небольшой отпечаток. Это происхо­ дит от того, что на винт передается большая часть располагаемой энергии газового потока, а другая, меньшая часть, реализуется в реактивном сопле, создавая непосредственно тягу в дополнение к тяге, получаемой от воздушного винта.

Существующие турбовинтовые двигатели 70—90% располагае­ мой энергии газового потока используют на валу винта, а оставшие­ ся 10—30% используются непосредственно в виде реактивной силы тяги. Мощность газовой турбины используется для вращения ком­ прессора и воздушного винта. Располагаемой энергией называется та часть энергии, которая идет на вращение винта. Таким образом, обладая некоторыми свойствами поршневого двигателя (большая располагаемая мощность при малых скоростях полета, которая уменьшает длину разбега и увеличивает скороподъемность самоле­ та), турбовинтовой двигатель обеспечивает самолету хорошие ско­ ростные данные.

При небольшом размере и весе турбовинтовой двигатель как

иТРД при больших скоростях полета создает большие мощности.

Внедалеком будущем турбовинтовые двигатели будут развивать

колоссальные мощности в одном агрегате.

По своим высотным характеристикам турбовинтовой двигатель относится к разряду высотных двигателей, так как эквивалентная мощность с увеличением высоты вначале поддерживается постоян­ ной, а затем падает. Если турбовинтовой двигатель выполнен не высотным, то с высотой, начиная от земли, его мощность умень­ шается. Однако на больших высотах полета (8—10 км) эти двигатели создают необходимую мощность, которая обеспечивает турбовинтовому самолету большие скорости полета.

42

§ 1. КОНСТРУКЦИЯ и СХЕМА РАБОТЫ ТУРБОВИНТОВОГО ДВИГАТЕЛЯ АИ-20

Двигатель АИ-20 развивает мощность Ыэкв = 4015 л. с. на максимальном режиме. Эквивалентная мощность турбовинтового двигателя — это мощность с учетом тяги винта и реактивной тяги. Эквивалентная мощность вычисляется по формулам:

Р .у

1) в условиях полета N экв = N e -f----- ”------

75 -tj

Так, для самолета Ил-18 на Н = 8000 м при скорости 600 км/час, мощности на валу двигателя 1800 л. с., реактивной тяге 100 кг и к. п. д. винта 0,8, эквивалентная мощность одной силовой установки", составляет 2077 л. с.

до определенной высоты полета, на которой при максимальном ре­ жиме достигается предельно-допустимая температура газа перед турбиной. Зона высот, где мощность постоянная, называется зо­ ной ограничения мощности;

б) поддержание температуры газов перед турбиной постоян^ ной в зоне высот, больших высот ограничения мощности. Зона вы­

43>

сот, где температура поддерживается постоянной, называется зо­ ной ограничения температуры (рис. 36).

На высоте ограничения мощности температура газов перед

в двигатель, вплоть до +25°С; изменение подачи топлива зависит только от давления воздуха и скоростного напора на входе в дви­

системой регулирования постоянной. Обе эти характеристики (из­ менение мощности и температуры газов) обеспечиваются путем автоматической корректировки расхода топлива, установленного рычагом управления для выбранного режима двигателя.

Двигатель состоит из следующих основных узлов: планетар­ ного однорядного редуктора, осевого десятиступенчатого компрес­ сора, камеры сгорания кольцевого типа, трехступенчатой реактив­ ной турбины, нерегулируемого реактивного сопла, коробок приво­ дов агрегатов двигателя и агрегатов, обслуживающих самолет. Кроме того, на двигателе установлены агрегаты питания топливом, агрегаты системы смазки, агрегаты регулирования и управления двигателем, агрегаты запуска. Редуктор двигателя служит для передачи избыточной мощности турбины на воздушный винт. Пере­ даточное число редуктора 11,45, что при 12300 об/мин газовой турбины сообщает винту 1075 об/мин (рис. 37).

Для измерения передаваемого винту крутящего момента в

44

4^

СЛ

конструкции редуктора вмонтирован гидравлический измеритель крутящего момента ИКМ.

Управление двигателем после запуска осуществляется с помощью одного рычага, воздействующего на дроссельный кран, посредством которого устанавливается требуемая мощность. Чис­ ло оборотов регулируется автоматически с помощью регулятора числа оборотов воздушного винта изменением шага лопастей вин­ та, а расход топлива регулируется командно-топливным агрега­ том. Правильность установки требуемого режима контролируется по указателю положения рычага топлива (УПРТ) и ИКМ. На двигателе устанавливается четырехлопастный автоматический флюгерный тянущий винт левого вращения с изменяемым в поле­ те шагом.

Через входной канал, образованный входным заборником капо­

воздух поступает в кольцевую камеру сгорания, где поток делится на две части: первичный, в который через рабочие форсунки впры­ скивается топливо, и вторичный поток, который, охлаждая стенки камеры, постепенно подмешивается к продуктам сгорания для по­ лучения необходимой температуры газа перед турбиной. На выхо­ де из камеры сгорания газ, имея высокую температуру и давление, обладает большим запасом энергии. Энергия горячего газа исполь­ зуется для вращения турбины и связанных с ней компрессора, воз­ душного винта и вспомогательных агрегатов, устанавливаемых на двигателе.

Кинетическая энергия газа, выходящего из реактивного сопла,

•преобразуется в реактивную тягу, суммирующуюся с тягой воздуш­ ного винта. На двигателе АИ-20 на максимальном режиме пример­

При полете со скоростью 630 км/час на высоте 8000 м при крейсер­

э. л. с.-час.

46

С ростом скорости высота ограничения мощности возрастает

§ 2. ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТВД

Режим работы турбовинтового двигателя на заданной скорости полета определяется в основном расходом топлива, так как обороты турбины и винта постоянные.

Под дроссельными характеристиками турбовинтового двигате­ ля понимают зависимости эквивалентной мощности, реактивной тяги и удельного расхода топлива для разных по­ дач топлива в двигатель.

При работе на мини­ мальных оборотах, т. е. на малом газе, когда обороты турбовинтовых двигателей составляют

7000—10300 об/мин, рас­ ход топлива и воздуха через двигатель незначи­ телен. Поэтому разви­ ваемая мощность мала. Как уже было сказано в главе I, для облегчения запуска лопасти винта устанавливаются на угол минимального сопроти­ вления вращению, и на­ грузка на двигатель не­ значительна. На рис. 38 представлено изменение мощности по оборотам двигателя, где отрезок

«а—б» представляет дроссельную характеристику с минимальным углом установки ф0.

Регуляторы оборотов, устанавливаемые на турбовинтовые дви­ гатели, поддерживают на всех режимах, кроме близких к режиму земного малого газа, заданное число оборотов, переставляя лопа­ сти на такие углы установки, когда обеспечивается равенство мо­ ментов сопротивления вращению и двигателя.

Необходимо отметить, что наличие постоянных оборотов дает турбовинтовому двигателю ряд преимуществ перед ТРД. В част­ ности, обеспечивается лучшая, чем у ТРД, приемистость двига­ теля, так как при увеличении мощности не требуется преодоле­ вать инерцию ротора двигателя и винта. Приемистость турбовин­ товых двигателей от малого газа до взлетного на земле соста­ вляет 8—14 сек. и зависит от быстроты загрузки винта. В воздухе

47

приемистость от полетного малого газа до взлетного составляет 4—6 сек., так как обороты двигателя все время постоянные.

Для турбореактивного двигателя время приемистости гораздо больше -и составляет 15—18 сек. Для поршневого двигателя прие­ мистость наименьшая и составляет от 2 до 5 сек.

Если продолжить увеличение подачи топлива после выхода дви­ гателя на расчетные обороты, то будет увеличиваться угол уста­ новки, а тяга, развиваемая винтом, будет возрастать. Мощность двигателя после выхода его на расчетные обороты представлена отрезком «б—в». В точке «в» угол установки лопастей достигнет

Реактивная тяга двигателя Рр, образующаяся за счет скорости истечения газов из реактивного сопла, с увеличением числа оборо­ тов и далее с ростом расхода топлива возрастает. Реактивная тяга Рр турбовинтового двигателя может быть определена по следую­ щей формуле:

сек.

Из формулы видно, что максимальная реактивная тяга полу­ чается на старте при отсутствии поступательной скорости. С появ­ лением скорости V величина (W — V) уменьшается, уменьшается реактивная тяга.

Изменение удельного расхода топлива для ТВД по числу оборо­ тов интереса не представляет, так как двигатель на основных рабо­ чих режимах работает на номинальных расчетных оборотах. Поэто­ му проследим его изменение с возрастанием подачи топлива в дви­ гатель. Так как увеличивается степень повышения давления воздуха в компрессоре, возрастает температура газов перед турбиной, а так­ же улучшается гидравлика проточной части (возрастает к. п. д. компрессора и турбины), удельный расход уменьшается. Выше бы­ ло отмечено, что для двигателя АИ-20 на взлетном режиме при 1/=0,

значительно больше. На рис. 39 графиком представлено изменение удельного расхода топлива с увеличением мощности двигателя. Как видно из графика, работа на повышенных режимах имеет преимущества с точки зрения достижения малых удельных рас­ ходов.

48