Глава 4 характеристики одноконтурных и двухконтурных трд Характеристики одноконтурных трд

На протекание скоростных и высотных характеристик ТРД влияет много различных факторов. Закономерности изменения тяги Р и удельного расхода топлива С_уд от скорости полета, высоты полета и режима работы двигателя зависят от расчетных параметров рабочего процесса двигателя (;), программы управления, эксплуатационных ограничений и ряда других факторов.

На уровень параметров, обеспечиваемых двигателем, влияет режим его работы, задаваемый положением РУД.

Высотно-скоростные характеристики принято рассматривать для максимального режима, характеризующего предельные возможности двигателя по создаваемой тяге, а его данные на пониженных режимах принято оценивать по дроссельным характеристикам. Предельные режимы работы двигателя определяются с учетом конкретных эксплуатационных ограничений.

Для качественного объяснения основных физических закономерностей, свойственных высотно-скоростным характеристикам ТРД, будем рассматривать программу управления

n = n_max = const; = = const, (4.1)

как обеспечивающую наибольшую тягу ТРД при всех условиях полета.

Для объяснения характера изменения величин Р и С_уд в зависимости от различных факторов будем пользоваться следующими соотношениями

Р = G_вР_уд; С_уд = илиС_уд =,

определяя величину удельной тяги по формуле Р_уд = с_с – V.

4.1. Скоростные характеристики трд

Скоростными характеристиками двигателя называют зависимости его тяги (мощности) и удельного расхода топлива от скорости (числа М) полета при постоянной высоте полета и принятой программе управления.

Проанализируем характер изменения тяги и удельного расхода топлива по скорости (числу М) полета у ТРД при программе управления (4.1).

Тяга двигателя, равная Р = G_в Р_уд, зависит от характера изменения расхода воздуха G_в и удельной тяги Р_уд от скорости полета V (и соответственно числа М полета – М_Н).

Расход воздуха

G_в =. (4.2)

при увеличении скорости полета на заданной высоте возрастает, главным образом, по причине повышения давления воздуха на входе в двигатель и далее по всей его проточной части, т. к.

Величина _вх с ростом V повышается за счет сжатия воздуха от скоростного напора во входном устройстве. Темп повышения G_в, зависящий от интенсивности роста скоростного напора, тем выше, чем больше скорость полета V (рис. 4.1).

Фактором, ослабляющим увеличение G_в с ростом V (М_Н), является повышение температуры , влияющее непосредственно наG_в в соответствии с формулой (4.2), а также вызывающее снижение =, что приводит к уменьшению относительной плотности тока на входе в двигательq(_в). Поэтому темп возрастания G_в по V зависит от расчетной величины степени повышения давления воздуха в компрессоре .Чем выше , тем интенсивнее снижается q(_в) при уменьшении и тем медленнее повышается G_в с ростом скорости полета.

Рис. 4.1. Изменение , и по скорости полета	Рис. 4.2. Влияние на зависимости от V

Удельная тяга Р_уд = с_с – V при увеличении скорости полета V уменьшается. Это объясняется тем, что с ростом скорости полета V скорость истечения газа из реактивного сопла с_с повышается медленнее, чем растет сама скорость полета V (рис. 4.3).

Рис. 4.3. Зависимости Руд, Lц и Q от скорости полета V	Рис. 4.4. Изменение Р и Суд ТРД по числу М полета

В этом можно убедиться, если представить Р_уд через работу цикла в виде соотношения

L_ц = =, (4.3)

откуда Р_уд = 2L_ц /(с_с+V). С ростом V работа цикла при  > _опт снижается (рис. 4.3), а величина (с_с+V) увеличивается, что и приводит к уменьшению Р_уд при увеличении V. При очень больших скоростях полета, когда ,L_ц = 0, удельная тяга обращается в ноль (скорость V_max на рис. 4.3), происходит «вырождение» двигателя). Это соответствует при параметрах существующих двигателей М_{Н max} ≈ 3,0…3,5.

При М_Н = М_{Н max}, соответствующем «вырождению» двигателя, когда L_ц = 0, подводимая теплота Q_min = с_п(–) (вследствие увеличения температурыпри ограничении максимально-допустимой температуры) оказывается настолько малой, что она полностью расходуется на преодоление гидравлических потерь в двигателе.

Тяга двигателя, равная произведению G_в на Р_уд, определяется рассмотренными закономерностями изменения G_в и Р_уд от числа М (или скорости V) полета. На начальном участке скоростной характеристики (а-б, рис. 4.4) G_в возрастает медленнее, чем уменьшается Р_уд и тяга снижается. При М_Н ≈ 0,4…0,5 и Н = 0 она обычно достигает минимума, а затем (на участке б-в, рис. 4.4) возрастает из-за более интенсивного увеличения G_в по сравнению с падением Р_уд. Затем интенсивное снижение Р_уд замедляет рост Р и уже в данном примере при М_Н = 2,0…2,5 тяга достигает максимальной величины и далее на участке в-г уменьшается, стремясь к нулю при М_{Н max} ≈ 3,0…3,5, когда Р_уд = 0.

Удельный расход топлива, равный С_уд = , с возрастанием числа М полета непрерывно повышается и стремится к бесконечности, когдаР_уд = 0. Это объясняется тем, что, несмотря на уменьшение Q = с_п (–) из-за увеличенияпри= const, величинаР_уд очень интенсивно падает, что и вызывает повышение С_уд. При числе М_{Н max}, когда Р_уд  0, С_уд  ∞.

Рис. 4.5. Зависимости _вн, _тяг

и _п ГТД прямой реакции от М_Н

Возрастание С_уд с увеличением М_Н не означает ухудшения экономичности рассматриваемых ГТД. Экономичность двигателя характеризуется величиной полного КПД, который равен

_п = _вн_тяг.

Характер протекания КПД по М_Н для ГТД прямой реакции показан на

рис. 4.5. Величина h_п при увеличении М_Н возрастает во всем рабочем диапазоне режимов полета по следующим причинам.

Тяговый КПД с ростом М_Н увеличивается из-за более медленного роста скорости истечения с_с (рис. 4.3) по сравнению со скоростью полета V. Это приводит к уменьшению отношения скоростей и к росту.

Увеличение внутреннего КПД объясняется улучшением использования теплоты в цикле за счет повышения . Но при больших М_Н, когда величина Q = с_п(–) становится малой, а относительные гидравлические потери в двигателе резко возрастают,L_ц и h_п стремятся к нолю.

Полный КПД резко падает лишь при тех числах М_Н, при которых Р_уд стремится к нулю и происходит «вырождение» двигателя. Эти числа М полета лежат за пределами возможных режимов полета ЛА с рассматриваемыми двигателями.

Рост С_уд =в основном диапазоне режимов полета объясняется тем, что скорость полета растет быстрее, чем растет полный КПД.