книги / Введение в авиационную и ракетную технику
..pdf3.3.2. Принцип создания тяги ТРД
Принцип создания тяги ТРД основан на увеличении количества движения рабочего тела, проходящего по тракту двигателя. На входе в двигатель (сечение 0-0) (рис. 3.3) секундное количество движения рабочего тела – МвV, на выходе (сечение с-с) – Мгсс, где Мв и Мг – секундные массовые расходы воздуха и газа через входное (0-0) и выходное (с-с) сечения ТРД соответственно.
Рис. 3.3. Изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД
Массовый расход газа |
|
Мг = Мв + Мт – Мв.отб, |
(3.3) |
где Мт – секундный массовый расход топлива, |
поступающего |
в камеру сгорания; |
|
Мв.отб – масса воздуха, отбираемого в секунду на охлаждение |
|
узлов двигателя и другие цели. |
|
Так как Мг ≈ Мв, а сс > V, то Мг сс > МвV, тогда тяга ТРД |
|
R = Мгсс – МвV = Мв(сс – V). |
(3.4) |
|
101 |
Величина R является тягой, определенной по внутренним параметрам ТРД. Часть этой тяги тратится на преодоление внешнего сопротивления ТРД с мотогондолой Хвн, оставшаяся часть Rэф (эффективная тяга) расходуется на совершение полезной тяговой ра-
боты (увеличение скорости полета V): |
|
Rэф = R – Хвн. |
(3.5) |
Из формулы (3.4) видно, что при V = 0 тяга имеет максималь- |
|
ное значение Мвсс. При увеличении скорости полета V |
все |
большая часть кинетической энергии истекающей струи |
газа |
cc2 2 превращается в полезную тяговую работу по увеличению |
|
скорости полета, и величина избыточной тяги R уменьшается |
R Мв cc V . При достижении скорости полета V = сс всяcc2 2 превратится в полезную тяговую работу, и дальнейшее уве-
личение скорости полета, станет невозможным (R = 0). Скорость V = сс называется скоростью «вырождения ТРД». Однако необхо-
димо помнить, что на полезную тяговую работу V тратится
только полезная (эффективная) часть тяги Rэф = R – Хвн. Из этого следует, что скорость полета всегда меньше скорости истечения газа из сопла и скорость «вырождения ТРД» достижима только теоретически при полном отсутствии силы аэродинамического сопротивления Х.
3.3.3. Энергетические превращения и изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД
ТРД состоит из следующих основных узлов (см. рис. 3.3):
•воздухозаборник (ВЗ);
•осевой (центробежного, комбинированного) компрессор (ОК);
•камера сгорания (КС);
•газовая турбина (ГТ);
•реактивное сопло (РС).
ОК + КС + ГТ составляют газогенератор, формирующий сжатый и нагретый газ, способный совершить полезную работу при расширении.
102
Характерные сечения ТРД между узлами ТРД принято обозначать как:
•н-н – сечение невозмущенного потока;
•0-0 – сечение на входе в воздухозаборник;
•вх-вх – сечение на входе в компрессор (собственно на входе
вТРД);
•к-к – сечение на выходе из компрессора и входе в камеру сгорания;
•г-г – сечение на выходе из камеры сгорания и входе в газовую турбину;
•т-т – сечение на выходе из газовой турбины и входе в реактивное сопло;
• с-с – сечение на выходе из реактивного сопла (выходе из двигателя).
До сечения н-н (см. рис. 3.3) воздушный поток является невозмущенным, т.е. температура Тн и давление рн воздуха – атмосферные.
От сечения н-н до сечения вх-вх поток воздуха первоначально тормозится в свободно расширяющейся струе газа перед входом в ВЗ от скорости набегающего потока, равной скорости полета V до скорости на входе в ВЗ с0, определяемой прокачивающей способностью ТРД и зависящей от режима его работы. Затем торможение продолжается в диффузоре (расширяющемся канале) ВЗ. Скорость потока с уменьшается, следовательно, уменьшается его кинетическая энергия c2/2. Так как на этом отрезке пути к воздуху не подводится и от него не отводится энергия, то в соответствии с законом сохранения энергии уменьшение кинетической энергии c2/2 приводит к пропорциональному возрастанию энтальпии (потенциальной энергии) i потока. Увеличение энтальпии сопровождается ростом давления и температуры рабочего тела (воздуха).
От сечения вх-вх до сечения к-к к потоку воздуха подводится механическая энергия от вращающихся рабочих лопаток ОК, которая превращается в потенциальную энергию воздуха. Рост энтальпии влечет за собой возрастание давления и температуры воздуха. Энтальпия растет в основном за счет подводимой
103
механической работы и лишь частично за счет кинетической энергии самого потока, поэтому скорость потока с уменьшается незначительно. Необходимость некоторого снижения скорости потока в ОК объясняется следующими соображениями. Так как расход воздуха через все сечения ОК постоянный (Мв = const), а его объем при движении вдоль тракта компрессора уменьшается за счет существенного увеличения плотности ρ при сжатии, то для сохранения неразрывности потока (постоянства расхода) необходимо пропорционально уменьшать площадь проходного сечения ОК F
Мв с F const . В компрессоре с большой степенью по-
вышения давления площадь в выходном сечении Fк, а следовательно, высота рабочих лопаток hк становится очень маленькой, что усложняет технологию изготовления таких лопаток и приводит к росту потерь энергии. Для замедления темпа падения величины площади F, а следовательно, темпа уменьшения hк, рост плотности ρ частично компенсируют снижением скорости
с Мв с F const .
От сечения к-к до сечения г-г к рабочему телу, сжатому в ОК, подводится теплота QКС, выделяющаяся при сжигании в КС топливно-воздушной смеси (ТВС), состоящей из смеси воздуха и авиационного керосина. Рабочий процесс в КС организован таким образом, что статическое давление остается постоянным, вследствие роста скорости потока при увеличении объема газа из-за его нагрева (роста температуры). Энтальпия резко возрастает за счет подведенной извне энергии (теплоты).
От сечения г-г до сечения т-т рабочее тело (сжатый и нагретый воздух и газообразные продукты сгорания топлива) расширяется в ГТ, совершая полезную внешнюю работу, т.е. часть энтальпии превращается в крутящий момент, называемый располагаемым
моментом Мрасп, на валу ГТ, который необходим для привода ОК (благодаря ОК ТРД может создавать тягу при V = 0) и дополни-
тельных агрегатов (топливных, масляных и гидравлических насосов, электрогенераторов и т.п.). При этом уменьшается давление и температура газа и несколько возрастает скорость потока
p; Т; с . Необходимость некоторого роста скорости потока
104
в ГТ объясняется следующими соображениями. Так как расход газа через все сечения ГТ постоянный (Мг = const), а его объем при движении вдоль тракта турбины уменьшается за счет существенного снижения плотности ρ при расширении, то для сохранения неразрывности потока (постоянства расхода) необходимо пропорционально увеличивать площадь проходного сечения ГТ F
Мг с F const . Площадь в выходном сечении Fт, а сле-
довательно, высота рабочих лопаток последних ступеней ГТ hт становится очень большой, что снижает их прочность. Для замедления темпа роста величины площади F, а следовательно, темпа увеличения hт, падение плотности ρ частично компенсируют уве-
личением скорости с Мг с F const .
Так как ОК сжимает атмосферный (холодный) воздух, а в ГТ расширяется горячий газ, то работа, совершаемая расширяющимся газом в ступени ГТ, значительно выше, чем потребная работа сжатия воздуха в ступени ОК. Это позволяет одной ступени ГТ вращать несколько ступеней компрессора.
От сечения т-т до сечения с-с происходит расширение рабочего тела (газа) в РС. Так как в РС отсутствует подвод энергии извне и практически отсутствует отвод энергии в окружающую среду, то при расширении газ совершает внешнюю механическую работу по разгону потока, т.е. полная энергия рабочего тела не изменяется, но часть энтальпии превращается в кинетическую энергию истекающей струи газа (создание реактивной тяги R). При этом уменьшается давление и температура газа и значительно возраста-
ет скорость потока p; Т; с .
3.3.4. Вывод формулы для определения тяги ТРД
Тяга ТРД – это результирующая газодинамических сил, действующих на внутренние поверхности двигателя Rд во время его работы (динамическая составляющая тяги), и сил воздействия невозмущенной окружающей среды на внешние поверхности двигателя Rст (статическая составляющая тяги).
105
Примем допущения:
•движение рабочего тела внутри двигателя установившееся;
•массовые силы отсутствуют;
•газ невязкий;
•течение газа – осевое;
•силы внешнего аэродинамического сопротивления не учитываются.
Тогда в соответствии с определением
R = Rд + Rст. |
(3.6) |
Статическая составляющая тяги |
|
Rст = (рс – рн)Fc. |
(3.7) |
На рис. 3.4 видно, что силы от давления окружающей среды рн, действующие по внешним границам контура ТРД, в общем случае взаимно уравновешивают друг друга, за исключением среза сопла. Это объясняется тем, что при нерасчетных режимах работы РС давление на срезе рс может быть как больше, так и меньше атмосферного давления рн.
Рис. 3.4. Распределение внешних сил
Сила, равная произведению разности давления на срезе сопла и давления окружающей среды (рс – рн) на площадь среза сопла Fc, будет действовать в направлении полета, если рс > рн (режим недорасширения), и против направления полета, если рс < рн (режим перерасширения).
В случае расчетного режима работы сопла (рс = рн) статическая составляющая тяги будет равна нулю.
106
Динамическая составляющая тяги. Для ее определения вос-
пользуемся теоремой импульсов (уравнение Эйлера о количестве движения).
Уравнение Эйлера является следствием второго закона Ньютона:
Rд = ma = m(cc – V)/Δτ Rд Δτ = mгсс – mвV. |
(3.8) |
Изменение количества движения тела массой m за время Δτ равно импульсу равнодействующей всех сил, щих на тело за то же время.
Преобразуем выражение (3.8)
R |
|
|
mг |
с |
|
|
mв |
V M |
с |
|
М |
V. |
|
|
|
|
|
||||||||
|
д |
|
|
с |
|
г |
|
с |
в |
|
При допущении, что Мг = Мв
Rд = Мв(cc – V).
Тяга ТРД
некоторое действую-
(3.9)
(3.10)
R = Мгсс – МвV + Fc(рс – рн). |
(3.11) |
При расчетном режиме работы РС (рс = рн) величина тяги, определяемая как R = Rд = Мгсс – МвV, максимальна.
На режиме недорасширения (рс > рн) статическая составляющая тяги Rст = (рс – рн)Fc больше нуля, однако снижение Rд из-за «недоразгона» потока cc превышает величину Rст. Следовательно, тяга ТРД уменьшается вследствие более энергичного снижения Rд R Rд Rст .
3.4.Основные параметры ТРД
1.Тяга R = (Мгсс – МвV) + Fc(рс – рн).
2. Удельная тяга (тяга, создаваемая 1 кг газа в 1 с) Rуд
= R / Мв (cc V ) |
Fc |
рc рн . |
|
||
|
M в |
107
При расчетном режиме работы РС (рс = рн) Rуд = сс – V. При V = 0, Rуд = сс. С помощью Rуд оценивают эффективность ТРД как тепловой машины, т.е. долю подведенной к воздуху в КС теплоты, превращенной в тягу ТРД.
3.Удельный расход топлива (масса топлива в килограммах, расходуемая в ТРД для создания тяги в 1 Н в течение 1 ч) cR = Мт/R, где Мт – часовой расход топлива в ТРД. С помощью cR оценивают экономичность ТРД.
4.Удельная масса двигателя («сухая» масса двигателя, приходящаяся на единицу создаваемой им тяги) mдв = Мдв/R. С помощью mдв оценивают конструктивное совершенство ТРД.
5.Тяговооруженность ТРД μдв = 1/mдв = R/Мдв.
6.Удельная лобовая тяга RF = R/Fдв, где Fдв – сечение миделя. RF характеризует поперечные размеры двигателя и, следова-
тельно, |
величину |
внешнего |
сопротивления его |
мотогондолы, |
а при |
размещении |
внутри |
фюзеляжа – внешнее сопротивле- |
|
ние ЛА. |
|
|
|
|
7. Удельный объем двигателя (характеризует |
совершенство |
|||
объемной компоновки двигателя) дв Vдв / R . |
|
8. Удельная объемная тяга RV 1/ дв R /Vдв . RV и дв особенно важно учитывать при проектировании подъемных двигателей для самолетов с вертикальным взлетом и посадкой.
3.5. Области применения реактивных двигателей
Ограничения по скорости и высоте полета летательного аппарата (ЛА) с реактивным двигателем (рис. 3.5) связаны с возможностью реактивных двигателей соответствующего типа создавать достаточную тягу, а также с аэродинамическими свойствами и конструкцией летательного аппарата.
108
Рис. 3.5. Области применения различных типов РД |
Наименьшую скорость полета имеют вертолеты с ТВаД, за ними следуют самолеты с ТВД, имеющие ограничения скорости из-за использования в качестве движителя воздушного винта. У самолетов с двигателями прямой реакции (ТРД) ограничение скорости полета наступает из-за «вырождения» двигателя.
При увеличении высоты полета с уменьшением плотности воздуха ρ уменьшается скоростной напор q = ρV2/2, а значит, пада-
ет подъемная сила Y cY qS . |
Для осуществления горизон- |
||
тального полета ЛА (Y = GЛА) на большей высоте необходимо уве- |
|||
|
|
V 2 |
|
|
|
|
|
|
|
||
личить скорость полета V Y GЛА cY |
2 |
S const . |
|
|
|
|
При больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета q происходит значительный аэродинамический нагрев
элементов конструкции ЛА и снижается прочность конструкционных материалов, а динамические нагрузки возрастают. Возникает необходимость ограничения скорости и высоты полета.
3.6. История развития авиационных ВРД
Газотурбинные двигатели (ГТД) во второй половине ХХ века стали доминирующими в военной и гражданской авиации, как обеспечившие значительно бóльшие отношения тяги к массе
109
двигателя по сравнению с предшествовавшими поршневыми двигателями.
Применение газотурбинных двигателей позволило совершить качественный скачок в грузоподъемности авиации, высоте и скорости полета, освоить сверхзвуковые полеты с числом Маха до 3,0–3,3.
Несмотря на то, что принципиальные схемы турбовинтовых и турбореактивных двигателей были предложены в ряде стран еще в первой четверти ХХ века, они могли быть реализованы как эффективные и надежные двигатели лишь после Второй мировой войны как синтез достижений одновременно и в аэродинамическом совершенстве лопаточных машин, и в металлургии.
Речь идет о достаточных коэффициентах полезного действиякомпрессоров и турбин и длительной термопрочности конст-
рукционных материалов, допускающей достаточно высокий уровень температуры газа перед турбиной.
Наиболее серьезными проблемами, которые пришлось преодолевать всем конструкторам-первопроходцам при создании турбореактивных двигателей, также были:
•организация устойчивого горения;
•вибропрочность лопаток компрессоров и турбин;
•помпаж компрессора;
•высокий удельный расход топлива;
•психологический фактор недоверия.
Создание турбореактивных двигателей различных схем нельзя приписать одному изобретателю или одной стране, их создание является результатом исследований и экспериментов, начатых почти одновременно в ряде развитых государств.
Не умаляя роли передовых промышленных стран, таких как Германия и Англия, в создании первых газотурбинных авиационных двигателей, следует отметить достойный вклад русских ученых и инженеров в развитие авиационной газотурбинной техники.
Основополагающими теоретическими разработками в области реактивного движения и лопаточных машин были еще дореволюционные труды И.В. Мещерского, Н.Е. Жуковского, К.Э. Циолковского. К началу ХХ века относятся первые проекты ГТД
110