книги / Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок. Т. 2 Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства

ми корпусами б. Способ крепления защитных корпусов должен обеспечивать компенсацию разности линейного расширения холодных за­ щитных корпусов и горячих деталей корпуса и диффузора.

Встречаются конструкции улиток, в которых теплоизоляция накладывается не на наружные, а на внутренние поверхности корпуса и диффузо­ ра. В этом случае проточная часть улитки будет образовываться защитными корпусами теплоизо­ ляции. Основные же детали корпуса и диффузора окажутся снаружи и будут работать при низких температурах. Преимуществом такого варианта является то, что жаростойкий материал потребу­ ется только для тонких защитных корпусов, а мас­ сивные детали корпуса и диффузора можно изго­ товить из дешевой конструкционной стали. Одна­ ко при таком варианте труднее обеспечить тепловую развязку горячих и холодных деталей.

Подвеска улитки и элементы соединения улитки с двигателем должны обеспечивать воз­ можность тепловых перемещений улитки отно­ сительно двигателя и рамы ГТУ. Существует большое разнообразие схем подвески. На рис. 9.69 показана подвеска, включающая в себя кронштейн подвески 4 и систему тяг 5, б, соеди­ няющихся с опорными элементами улитки и кронштейнами рамы 7 с помощью сфериче­ ских подшипников, состоящих из сферы 8, обоймы 9, которая крепится к тяге с помощью гайки 10. Кронштейн подвески фиксирует улит­ ку в продольном и (вместе с горизонтальной тя­ гой подвески) в поперечном направлениях, а вертикальные тяги подвески - в вертикальном направлении.

В зависимости от особенностей компоновки ГТУ улитка может иметь самую разнообразную

Т

S

Рис. 9.66. Процесс торможения газа в диффузорном ВУ

гтд

9.8. Выходные устройства диффузорного типа

конструкцию (см. рис. 9.4). Она может представ­ лять собой отдельную сборочную единицу или быть объединенной с силовой турбиной, может крепиться на общую с двигателем раму с помо­ щью специальной подвески или устанавливаться непосредственно на двигатель, может распола­ гаться выходным каналом вверх или под углом к вертикальной плоскости, может быть разбор­ ной или неразборной и т.д.

На рис. 9.71 приведены основные геометриче­ ские параметры, используемые при проектирова­ нии улитки. Как видно из рисунка, улитка - мно­ гопараметрическое устройство, в связи с чем вы­ бор ее геометрии является сложной задачей.

Следует отметить, что нельзя проектировать диффузор и корпус отдельно друг от друга, так как взаимное влияние течений в диффузоре и корпусе может быть значительным. Некоторые экспериментальные данные и рекомендации по проектированию улиток представлены в [9.10], [9.11] и др.

Рис. 9.67. Геометрические параметры конического диффузора

Рис. 9.68. Геометрические параметры осекольцевого диффузора

Глава 9. Вы ходные уст ройст ва ГТД

ные демпферы с относительно небольшим уси­ лием трения (4...8 кгс на Д-30Ф6) и обеспечить минимальные динамические нагрузки, гаранти­ рующие надежную работу PC в течение заданно­ го ресурса.

9.10. Приложение 2.

Принцип работы выходных устройств диффузорного типа

Принцип работы ВУ можно понять из анализа уравнения Бернулли.

Будем считать поток газа в ВУ равномерным и несжимаемым. Тогда уравнение Бернулли можно записать в виде [9.25]

где Р] - полное давление на выходе из турбины (на входе в ВУ);

Р2 - полное давление на выходе из ВУ; АР* - потери полного давления, обусловлен­

ные преобразованием (в результате

2 ' 2

где Р„ F, - статическое давление и скорость газа на входе в ВУ;

Р2, V2- статическое давление и скорость газа на выходе ВУ;

р- плотность газа.

Если двигатель работает без выходного устрой­ ства и газ после турбины выходит в атмосферу, то статическое давление на выходе из турбины будет равно атмосферному Р]=Рн. Если же за турбиной установить ВУ, то Р2 =Рн и из уравнения (9.17):

Из этого выражения следует, что при V2/V]< 1 и достаточно низком сопротивлении ВУ АР* ста­ тическое давление на входе в ВУ Р] может быть меньше давления Ри9т.е. установка ВУ приведет к снижению статического давления за турбиной (напомним, что без ВУ за турбиной давление рав­ но Ри) и, следовательно, к увеличению перепада давлений на ней. Согласно (9.18) разница давле­

ний (Р„ - Р,) тем больше, чем меньше величина потерь АР* в ВУ и отношение скоростей V2/V Последнее говорит о том, что скорость потока в выходном устройстве должна снижаться (V2< К,). Снижение скорости в выходном уст­ ройстве достигается за счет плавного увеличения его проходной площади. Это следует из уравне­ ния неразрывности

Фактически снижать статическое давление на входе в ВУ за счет увеличения проходной площа­ ди можно только до определенного предела, так как с ростом отношения F2/Fxрастет и величина потерь АР* и для каждого конкретного выходно­ го устройства существует вполне определенное оптимальное соотношение площадей, при кото­ ром обеспечивается минимальное давление Р,. В общем случае величина АР* зависит, как от га­ зодинамических параметров потока на входе в ВУ (Р*, Р„ Vxи др.), так и от геометрических параметров ВУ (формы, отношения площадей FjF2, плавности увеличения проходной площади

идр.). Оптимизация ВУ с точки зрения аэродина­ мики заключается в выборе таких геометриче­ ских параметров, при которых в заданных габа­ ритных ограничениях оно обеспечивает наиболь­ шую разность статических давлений на выходе

ивходе (Р2 - Р,).

Для характеристики аэродинамического со­ вершенства выходных устройств используются следующие коэффициенты.

Коэффициент восстановления статического давления (или коэффициент восстановления ки­ нетической энергии), равный отношению изме­ нения статического давления в ВУ к кинетиче­ ской энергии потока на входе в него и показы­ вающий, какая часть входной кинетической энергии переходит в статическое давление:

Р —Р

PZl_

2

Следует отметить, что при большом сопро­ тивлении АР* согласно формуле (9.17) разница давлений (Р2 -Р ,), а значит и коэффициент £, мо­ гут быть отрицательными. В этом случае выход-

ное устройство приводит не к снижению, а к по­ вышению статического давления за турбиной. Такое выходное устройство работает как допол­ нительное выходное сопротивление, ухудшая ха­ рактеристики двигателя, и единственное его на­ значение - отвод газа от двигателя.

Коэффициент потерь полного давления (или коэффициент гидравлического сопротивления), равный отношению потерь полного давления в ВУ к кинетической энергии на входе и характе­ ризующий величину потерь механической энер­ гии внутри ВУ:

ар*_р;-р;

(9.22)

рЦ рК '

2 2

Коэффициент восстановления полного давле­ ния:

р;

Коэффициент полных потерь, учитывающий потери внутри ВУ АР* и потери кинетической энергии на выходе из ВУ:

Англо-русский словарь-минимум

3.В чем достоинства и недостатки выходных устройств ТРДД со смешением потоков?

4.В каких случаях и для чего сопла ГТД дела­ ют регулируемыми?

5.В чем достоинства и недостатки регулируе­ мого сопла ТРДЦФ с разрывом сверхзвукового контура и аэродинамическим регулированием

выходного сечения?

6.В чем достоинства и недостатки плоского регулируемого сопла?

7.Для каких двигателей и самолетов исполь­ зуются сопла с управляемым в пределах ±15° вектором тяги?

8.Перечислите требования к соплам с управ­ ляемым вектором тяги.

9.Для каких двигателей и самолетов исполь­ зуются сопла с углом поворота вектором тяги на 90°?

10.Перечислите требования к выходным уст­ ройствам двигателей самолетов укороченного

ивертикального взлета-посадки.

11.Перечислите требования к реверсивным устройствам ГТД.

12.Что такое коэффициент реверсирования?

13.Какие меры принимаются для предотвра­ щения попадания на вход в двигатель реверсив­ ных струй и посторонних предметов?

14.В чем достоинства и недостатки реверсив­ ных устройств створчатого типа?

15.В чем достоинства и недостатки реверсив­ ных устройств ковшового типа?

16.В чем достоинства и недостатки реверсив­ ных устройств решетчатого типа?

17.В чем достоинства и недостатки гидравли­ ческого и пневматического привода выходных устройств?

18.В каких случаях ГТД имеют выходные устройства диффузорного типа?

Англо-русский словарь-минимум

Глава 9. Выходные устройства ГТД

ejector nozzle - эжекторное сопло flat nozzle - плоское сопло

axisymmetric nozzle - осесимметричное сопло supersonic nozzle - сверхзвуковое сопло variable (area) nozzle - регулируемое сопло movable evelids - подвижные створки interblocking flaps - проставки

hydraulic actuator - гидропривод link - тяга

swivelling nozzle - поворотное сопло nozzle deflector - дефлектор сопла

two-position nozzle - двухпозиционное сопло

vertical/short take-off and landing - вертикальный/короткий взлет и посадка

thrust reverser - реверсивное устройство reverse thrust - реверсивная (обратная) тяга pre-exit reverse - РУ* расположенное до сопла post-exit reverse - РУ, расположенное за соплом blocker door - блокирующая створка

cascade - решетка (лопаток)

rotating cascade - отклоняющая решетка (РУ решетчатого типа

rotating buckets - отклоняющиеся створки (РУ ковшового типа)

clamshell - отклоняющая створка (РУ створчатого типа) exhaust system - выхлопная система

exhaust duct - выходной (выхлопной) тракт noice suppressor - шумоглушитель

ram - скоростной напор

Список литературы

9.1.Нечаев Ю.Н. Выходные сопла воздушно-реактив­ ных двигателей / Ю.Н. Нечаев. - М.: Типо-литография ВВИА имени профессора Н.Е. Жуковского, 1961.

9.2.Шляхтенко С.М. Теория воздушно-реактивных дви­ гателей / С.М. Шляхтенко. - М.: Машиностроение, 1975.

9.3.Масленников М.М. Авиационные газотурбинные двигатели / М.М. Масленников, Ю.И. Шальман. - М.: Ма­ шиностроение, 1975.

9.4.The jet engine. ROLLS-ROYCE pic.

9.5.Зимонт В.Л. О величине импульса сопла при не­ равномерных газодинамических параметрах потока / В.Л. Зимонт // Изв. вузов. Серия «Авиационная техни­ ка». - 1 9 7 0 .-№ 2.

9.6.Стенькин Е.Д. Оптимальное соотношение полных давлений в камере смешения ДТРД / Е.Д. Стенькин // Изв. вузов. Серия «Авиационная техника». - 1963. - № 1.

9.7.Стенькин Е.Д. Определение параметров смеси двух газовых потоков с учетом переменной теплоемкости / Е.Д. Стенькин // Проектированиеидоводкаавиационныхга­ зотурбинных двигателей: сб. - Самара: Изд-во КуАИ, 1974.

9.8.Стенькин Е.Д. Влияние неполноты смешения наэф­ фективность двух-контурного турбореактивного двигате­ ля / Е.Д. Стенькин // Изв. вузов. Серия «Авиационнаятехни­ ка». -1963. -№ 3.

9.9.«Су-27 и его модификации» CD-ROM студии «Кры­ лья России» / Режим доступа: http://legion.wplus.net/ guide/air/i/su2711.shtml.

9.10.Дейч М.Е. Газодинамикадиффузоровивыхлопных патрубков турбомашин / М.Е. Дейч, А.Е. Зарянкин. - М.: Энергия, 1970.

9.11.Довжик С.А. Исследования по аэродинамике осе­ вогодозвукового компрессора/ С.А. Довжик // Тр. ЦАГИ. - 1968. - Выпуск 1099.

9.12.Ammer R.S., Punch W.F. Variable geometry exhaust nozzles and their effects on airplane perfo-rmance. SAE Paper

№680295 (Техническая информация ЦАГИ. - 1969. -

№21- 22).

9.13.Alford J.S., Taylor R.P. Aerodynamic Stability Con­ sideration of high-Pressure Ratio Variable-Geometry Jet Noz­ zles. Journal ofAircraft. - 1965. - vol. 2. - № 4.

9.14.Патент США № 3051825 кл. 60-35.6,1970 г.

9.15.Johns A.L. (Lewis Research Center) NASA TMX 2173, Feb. 1971 (ПереводЦИАМ №30239,1973).

9.16.JohnsA.L., Steffen F.W. Performance ofan Auxiliary Inlet Ejector Nozzle with Fixed Doors and Single-Hinge Trail- ing-Edge Flap. NASA TMX-2027,1970.

9.17.A.c. 39571, 1967 / B.M. Алешин, C.K. Волынкин, В.И. Грицаенко, Ю.П. Ротмистров, С.К. Туманский,

А.А.Ушаков.

9.18.Dusa D.J., McCardle A. Simplified Multi-Mission Ex­

haustNozzle System. AIAA Paper. - 1977. - № 77-9606.

9.19.Патент № 640578,1976. Сандрацкий В.Л. [и др.].

9.20.Патент № 600875, 1976. Сандрацкий В.Л. [и др.].

9.21.Патент № 867119,1979. Сандрацкий В.Л. [и др.].

9.22.Основы газовой динамики / под ред. Г. Эммонса,

И.Л .-М ., 1963.

9.23.Черный Г.Г. Неустановившиеся течения газа в ка­ налах с проницаемыми стенками. Об устойчивости скачка уплотнения в каналах / Г.Г. Черный // Тр. ЦИАМ. - 1953. - №244.

9.24.Hardy J.M. Blocage Tri-dimensional interne dansune tuyere convergente bi-conicue. Aeronautique/Astronautique. - 1978.-№ 73.-28-32.

9.25.Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика / Г.Н. Абрамович. - М.: Наука, 1969.