Метрология / Том 2. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок / 9-10-Prilozhenije2

пферов, надежно работающих при температуре до 800°С, – непростая задача.

Применение комбинированного решения – совместно аэродинамического и механического демпфирования – позволяет использовать надежные демпферы с относительно небольшим усилием трения (4…8 кгс на Д-30Ф6) и обеспечить минимальные динамические нагрузки, гарантирующие надежную работу РС в течение заданного 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]:

(9.16)

ãäå P*1 – полное давление на выходе из турбины (на входе в ВУ);

P*2 – полное давление на выходе из ВУ;

∆ Ð* – потери полного давления, обусловленные преобразованием (в результате трения) части механической энергии в тепловую.

Учитывая, что

,

получаем

(9.17),

ãäå P1, V1 – статическое давление и скорость газа на входе в ВУ;

P2, V2 – статическое давление и скорость газа на выходе ВУ;

ρ– плотность газа.

Если двигатель работает без выходного устройства и газ после турбины выходит в атмосферу, то статическое давление на выходе из турбины будет равно атмосферному P1 = Pí. Если же за турбиной установить ВУ, то P2 = Pí и из уравнения (9.17):

(9.18).

Из этого выражения следует, что при V2/V1 < 1 и достаточно низком сопротивлении ВУ ∆ P* статическое давление на входе в ВУ P1 может быть меньше давления Pí, т.е. установка ВУ приведет к снижению статического давления за турбиной (напомним, что без ВУ за турбиной давление равно Pí) и, следовательно, к увеличению перепада давлений на ней. Согласно (9.18) разница давлений (Pí - P1) тем больше, чем меньше величина потерь ∆ Ð* в ВУ и отношение скоростей V2/V1. Последнее говорит о том, что скорость потока в выходном устройстве должна снижаться (V2 < V1). Снижение скорости в выходном устройстве достигается за счет плавного увеличения его проходной площади Это следует из уравнения неразрывности:

(9.19),

ãäå G – расход газа;

F1 è F2 – проходные площади на входе и выходе ВУ.

Отсюда:

Фактически снижать статическое давление на входе в ВУ за счет увеличения проходной площади можно только до определенного предела, так как с ростом отношения F2/F1 растет и величина потерь ∆ Ð* и для каждого конкретного выходного устройства существует вполне определенное оптимальное соотношение площадей, при котором обеспечивается минимальное давление Ð1. В общем случае величина ∆ Ð* зависит, как от газодинамических параметров потока на входе в ВУ (Ð*1, Ð1, V1 и др.), так и от геометрических параметров ВУ (формы, отношения площадей F1/F2, плавности увеличения проходной площади и др.). Оптимизация ВУ с точки зрения аэродинамики заклю- чается в выборе таких геометрических параметров, при которых в заданных габаритных ограничениях оно обеспечивает наибольшую разность стати- ческих давлений на выходе и входе (Ð2 - Ð1).

Для характеристики аэродинамического совершенства выходных устройств используются следующие коэффициенты.

Коэффициент восстановления статического давления (или коэффициент восстановления кине-

тической энергии), равный отношению изменения статического давления в ВУ к кинетической энергии потока на входе в него и показывающий, какая часть входной кинетической энергии переходит в стати- ческое давление:

(9.21).

Следует отметить, что при большом сопротивлении ∆ Ð* согласно формуле (9.17) разница давлений (Ð2-Ð1), а значит и коэффициент ξ , могут быть отрицательными. В этом случае выходное устройство приводит не к снижению, а к повышению статического давления за турбиной. Такое выходное устройство работает как дополнительное выходное сопротивление, ухудшая характеристики двигателя, и единственное его назначение – 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 характеризующий величину потерь механической энергии внутри ВУ:

. (9.22)

Коэффициент восстановления полного давле-

íèÿ:

. (9.23)

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

. (9.24)

В литературе встречаются и другие, менее используемые характеристики выходных устройств. Значения аэродинамических коэффициентов для различных выходных устройств определяются, как правило, экспериментальным путем и приведены в специальной литературе. Знание этих коэффициентов позволяет по известным параметрам на входе в ВУ определить параметры на выходе (или наоборот), а также оценить потери в ВУ, что необходимо при его проектировании.

Контрольные вопросы

1.В каких случаях нерегулируемое сопло ГТД выполняется сужающимся, а в каких оно должно быть сужающееся-расширяющимся?

2.При каких условиях статическое давление на срезе сопла Лаваля может оказаться меньше давления в окружающей среде?

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

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

5.В чем достоинства и недостатки регулируемого сопла ТРДДФ с разрывом сверхзвукового контура и аэродинамическим регулированием выходного сечения?

6.В чем достоинства и недостатки плоского регулируемого сопла?

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

8.Перечислите требования к соплам с управляемым вектором тяги.

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

10.Перечислите требования к выходным устройствам двигателей самол¸тов укороченного и вертикального взл¸та-посадки.

11.Перечислите требования реверсивным устройствам ГТД.

12.Что такое коэффициент реверсирования?

13.Какие меры принимаются для предотвращения попадания на вход в двигатель реверсивных струй и посторонних предметов?

14.В чем достоинства и недостатки реверсивных устройств створчатого типа?

15.В чем достоинства и недостатки реверсивных устройств ковшевого типа?

16.В чем достоинства и недостатки реверсивных устройств решетчатого типа?

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

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

Англо-русский словарь-минимум

exhaust arrangement - выходное устройство ГТД propelling nozzle - реактивное сопло convergent nozzle - суживающееся сопло

convergent-divergent nozzle - суживающе-расширя- ющееся сопло

plug nozzle - сопло с затурбинным конусом (с центральным телом)

rear support struts - стойки задней опоры flow mixer - смеситель

mixer shutes - каналы смесителя

corrugated mixer - рифленый (лепестковый) смеситель

turbofan engine mixing chamber - камера смешения ТРДД

exhaust cone - конус выпуска (затурбинный конус) insulating blankets - изолирующие (шумоглушащие) панели

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 решет- чатого 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

Перечень использованной литературы

9.1Нечаев Ю.Н. Выходные сопла воздушно-реак- тивных двигателей.Типо-литография ВВИА имени профессора Н.Е. Жуковского, 1961г.

9.2Шляхтенко С.М. Теория воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1975г.

9.3Масленников М.М., Шальман Ю.И. Авиационные газотурбинные двигатели. - М.: Машиностроение, 1975г.

9.4The jet engine. ROLLS-ROYCE plc.

9.5Зимонт В.Л. О величине импульса сопла при неравномерных газодинамических параметрах потока. Изв. ВУЗ «Авиационная техника», ¹2, 1970г.

9.6Стенькин Е.Д. Оптимальное соотношение полных давлений в камере смешения ДТРД. Изв. ВУЗ «Авиационная техника», ¹1, 1963г.

9.7Стенькин Е.Д. Определение параметров смеси двух газовых потоков с учетом переменной теплоемкости. В сб.: «Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей», КуАИ (г. Самара), 1974г.

9.8Стенькин Е.Д. Влияние неполноты смешения на эффективность двух-контурного турбореактивного двигателя. Изв. ВУЗ «Авиационная техника», ¹3, 1963г.

9.9«Ñó-27 и его модификации» СD-ROM студии «Крылья России». (http://legion.wplus.net/guide/air/ i/su27ll.shtml)

9.10Дейч М.Е., Зарянкин А.Е. Газодинамика диффузоров и выхлопных патрубков турбомашин. - М.: Энергия, 1970

9.11Довжик С.А. Исследования по аэродинамике осевого дозвукового компрессора. - М.: Труды ЦАГИ, выпуск 1099, 1968

9.12Ammer R.S., Punch W.F. Variable geometry exhaust nozzles and their effects on airplane performance. SAE Paper ¹ 680295 (Техническая информация ЦАГИ, 1969, ¹21-22).

9.13Alford J.S., Taylor R.P. Aerodynamic Stability Consideration of high-Pressure Ratio Variable-Geometry Jet Nozzles. Journal of Aircraft, 1965, vol.2, ¹4.

9.14Патент США ¹ 3051825 êë.60-35.6, 1970 ã.

9.15Johns A.L. (Lewis Research Center) NASATMX 2173, Feb. 1971 (Перевод ЦИАМ ¹30239, 1973).

9.16Johns A.L., Steffen F.W. Performance of an Auxiliary Inlet Ejector Nozzle with Fixed Doors and Single-Hinge Trailing-Edge Flap. NASA TMX-2027, 1970.

9.17Алешин В.М., Волынкин С.К., Грицаенко В.И., Ротмистров Ю.П., Туманский С.К., Ушаков А.А., Авторское свидетельство 39571, 1967 г.

9.18Dusa D.J., McCardleA. Simplified Multi-Mission