Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:Методология проектирования двигателей для сверхзвуковых скоростей полета. Учебное пособие
.pdf
(1.51)
(1.52)
где ;
;
– коэффициент усиления тяги, представляющий собой отношение
количества движения потока, вытекающего из двигателя, к тяге, вычисляют по
формуле
,
,
;
(1.53)
– отношение функций средних показателей изоэнтропы продуктов
сгорания в камере и воздухе, вычисляют по формуле
(1.54)
В приведенных уравнениях отсутствуют члены, учитывающие утилизацию
энергии отобранного воздуха. Очевидно, что они достаточно легко могут быть
.
найдены аналогично представленным коэффициентам влияния исходных данных на
параметры двигателя для заданных условий истечения из сопла системы отбора или
использования энергии отбираемого воздуха любым другим способом (например, в
61
виде мощности на валу воздушной турбины энергопривода вспомогательных
агрегатов и т.п.).
Анализ приведенных уравнений показывает, что все коэффициенты влияния
зависят от коэффициента усиления тяги двигателя, т.е. от степени влияния
выходного импульса на внутреннюю удельную тягу двигателя
, вычисляют по
формуле
(1.55)
где
– тождественно равны соответствующим коэффициентам влияния
исходных данных на величину выходного импульса продуктов сгорания,
покидающих двигатель.
Видно также, что большинство коэффициентов влияния существенно зависит
от степени теплоподвода в камере сгорания, характеризуемой относительным
приращением энтальпии рабочего тела
, а коэффициенты влияния полного
,
давления в проточной части (
давления в камере, определяющей отношение давлений в реактивном сопле
) и М
зависят также от степени повышения
п
.
Следует ответить, что коэффициенты влияния исходных данных на величину
выходного импульса продуктов сгорания, как правило, во всем диапазоне условий
полета меньше или равны единице, рисунок 1.27.
62
а – зависимость коэффициентов влияния и
на удельную тягу;
б – зависимость коэффициентов влияния и
на выходной импульс тяги.
Рисунок 1.27 – Зависимость коэффициентов влияния и
на удельную тягу
и выходной импульс тяги продуктов сгорания на выходе из реактивного сопла от
условий полета
Видно, что наибольшее влияние на удельные параметры ПВРД оказывают
потери полного импульса потока, для которых
а
заметно
увеличивается с ростом Мп. При этом любое уменьшение удельного импульса,
обусловленного или снижением
воздуха (ростом
) усиливается тем значительнее, чем больше М
(увеличением потерь тяги сопла
), или отбором
п
и
коэффициент избытка воздуха . Последнее объясняется тем, что с увеличением α
уменьшается удельная тяга двигателя.
Среди приведенных выше коэффициентов значения достигает и KМп –
коэффициент влияния Мп на удельную тягу, рисунок 1.28.
63
–– – 1,0; – – 2,0.
Рисунок 1.28 – Зависимость коэффициента усиления относительной тяги
сопла
, коэффициентов усиления
и
от
: Н = 20 км;
топливо – водород
Из рисунка 1.28 видно также, что потери полного давления в проточной части
оказывают существенно меньшее влияние на
, чем потери импульса
потока. Это закономерно, т.к. увеличение потерь полного давления в проточной
части с ростом М
оказывает все меньшее влияние на выходной импульс двигателя в
п
результате увеличения степени повышения давления воздуха от скоростного напора,
приводящего к уменьшению
что в значительной степени парирует рост
обусловленный повышением коэффициента усиления.
2 Турбопрямоточные двигатели
2.1 Основные схемы турбопрямоточных двигателей
64
Ухудшение характеристик основных типов воздушно-реактивных
газотурбинных двигателей, работающих по циклу Брайтона, при М
= 3,5–4,0
п
связано с увеличением температуры сжимаемого в компрессоре воздуха и
увеличением относительной доли затрат мощности турбины на сжатие подогретого
воздуха в компрессоре. Это приводит к уменьшению давления за турбиной по
сравнению с давлением воздуха перед компрессором при определенных значениях
скорости полета, зависящих от степени подогрева воздуха в двигателе
степени совершенства турбины и компрессора (
Из рисунка 2.1 видно, что отношение
чисел М
= 3,0–4,0 в зависимости от
п
(М
≈ 3,0 при
п
).
достигает единицы в диапазоне
= 1200 К, М
= 4,0 при
п
,
, и
=
1600 К).
Рисунок 2.1 – Зависимость изменения отношения
в ТРД от
(H = 11 км)
С увеличением чисел М
отношение
п
становится меньше единицы и
давление газа перед соплом уменьшается по сравнению с давлением перед
компрессором, что приводит к ухудшению параметров ТРД по сравнению с ПВРД.
В работе [11] приводится приближенное уравнение для определения М вырождения
65
ТРДДФсм, выше которого ПВРД становится термодинамически эффективнее
ТРДДФсм.
Из рассмотрения приведенных на рисунке 2.2 зависимостей следует, что
удельные параметры ТРДФ и ПВРД примерно одинаковы в диапазоне чисел
М
= 3,5–4,0, а при Мп = 4,5–5,0 удельные расходы топлива ПВРД становятся
п
меньше, чем
ТРДФ.
–– – ПВРД; заштрихованная область – ТРДФ.
Рисунок 2.2 – Дроссельные характеристики ТРДФ и ПВРД (топливо –
керосин) при различных скоростях полета
При этом в области больших чисел М ПВРД будет развивать высокие
абсолютные тяги, чем ТРДФ, из-за существенно больших значений приведенного
расхода воздуха
Это нетрудно обнаружить при анализе
закономерностей изменения приведенного расхода воздуха через двигатели при
регулировании ТРДФ путем поддержания постоянной максимальной частоты
вращения ротора. Из рисунка 2.3 видно, что с увеличением чисел М
приведенный
п
расход воздуха ПВРД будет превосходить приведенный расход воздуха ТРДФ тем
значительнее, чем больше степень повышения давления в компрессоре ТРДФ.
66
Поэтому и абсолютная тяга ПВРД при М
тяги ТРДФ.
> 3,5–4,0 становится больше абсолютной
п
,
Рисунок 2.3 – Зависимость изменения приведенного расхода воздуха
степень повышения давления воздуха в компрессоре
от
Наряду с ухудшением эффективности при увеличении чисел М
выше от 3,5
п
до 4,0 чрезвычайно сложно обеспечить работоспособность ТРДФ. Из рисунка 2.4
видно, что при ограничении максимальной температуры воздуха значением от 1100
до 1200 К только условиями жаростойкости стенок конструкции область
максимально допустимых чисел М
в то время как ПВРД может работать вплоть до чисел М
ТРДФ ограничивается значениями Мп = 3,5–4,3,
п
= 4,5–5,0.
п
67
Рисунок 2.4 – Зависимость температур газа на входе в компрессор
выходе из него
от
и на
Если иметь в виду отсутствие вращающихся деталей в ПВРД и возможность
охлаждения топливом стенок, фронтовых и стабилизирующих устройств, то
допустимые максимальные значения числа М
для ПВРД могут быть выше 5,0.
п
Таким образом, в двигателях, рассчитываемых на работу в широком диапазоне
скоростей полета, следует сочетать высокую термодинамическую эффективность,
свойственную ТРД и ТРДФ в диапазоне от М
удельными параметрами ПВРД при М
> 3,4–4,0.
п
0 до 4,0 с удовлетворительными
п
Этим условиям удовлетворяют комбинированные турбопрямоточные
двигатели (ТПД), сочетающие в одном агрегате элементы турбореактивного
двигателя (ТРД или ТРДД) и прямоточного ВРД, эффективно работающие в
достаточно широком диапазоне чисел М
(от 0 до 4,5).
п
В соответствии с общими принципами классификации комбинированных
двигателей различают ТПД с энергообменом между генераторным и основным
циклом, т.е. передачей энергии от газотурбинного контура ТРД или ТРДД воздуху,
68
поступающему в прямоточный контур, и ТПД, имеющие общие элементы при
работе на газотурбинном и прямоточном режимах.
К первой группе относятся турбопрямоточные двигатели эжекционного типа
(
), в которых ТРД (или ТРДД) играет роль эжектирующего контура ПВРД, а
функцию основного выполняет прямоточный контур, рисунок 2.5.
Рисунок 2.5 – Двигатель эжекционного типа
В двигателях этого типа за счет сжатия воздуха в прямоточном контуре
теоретически можно было бы улучшить характеристики ПВРД и, в особенности, на
режимах малых скоростей полета. Однако для организации эффективного рабочего
процесса в ТПД
при М = 0, Н = 0 и на малых скоростях полета необходимо
э
предусмотреть ряд конструктивных мер, обеспечивающих минимизацию потерь при
смешении и теплоотводе в камере:
- применение зауженной камеры смешения и специального смесителя;
- предкамерного диффузора с большим отношением площадей сечения и
камеры сгорания больших поперечных размеров.
При высоких скоростях смешивающихся потоков чрезвычайно трудно
обеспечить высокий КПД струйного эжектора.
Поэтому из-за больших потерь при смешении потоков и утяжеления
конструкции вследствие больших линейных размеров камеры смешения и установки
громоздких элементов (смесителя, камеры смешения диффузора) ТПД
к
э
настоящему времени не нашел применения.
В ТПД второй группы форсажные камеры представляют собой одновременно
и камеры сгорания прямоточных двигателей, образуемых путем отключения
69
турбокомпрессорных контуров и подачи топлива только в форсажные камеры
сгорания. Принципиальные схемы двигателей с общими элементами при работе на
газотурбинном и прямоточном режимах представлены на рисунках 2.6 и 2.7.
Рисунок 2.6 – Принципиальная схемы двигателя с общими элементами при
работе на газотурбинном режиме
Рисунок 2.7 – Принципиальная схемы двигателя с общими элементами при
работе на прямоточном режиме
Целесообразность применения турбопрямоточного двигателя на базе
одноконтурного или двухконтурного ТРД определяется назначением ЛА. Для
достижения максимальной экономичности в условиях малых (дозвуковых)
скоростей полета и высокой эффективности в условиях крейсерского полета на
больших скоростях (М
= 4,5–5,0), наиболее целесообразно применять
п
турбопрямоточный двигатель на базе двухконтурного двигателя (ТРДДП); если
решающую роль играет большая взлетная тяга и высокая эффективность на
больших скоростях полета или только высокая эффективность при больших Мп, то
70
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]