5.6. Высотные характеристики турбовальных двигателей

Для ТВаД принято рассматривать характеристики трех видов: высотные, дроссельные и климатические. Вследствие малых максимальных скоростей полета вертолетов скоростные характеристики для них не рассматриваются. Считается, что для всех режимов полета параметры двигателя и его выходные данные (N_е и С_е) от скорости полета не зависят.

На характеристики турбовального двигателя на максимальном режиме сильное влияние оказывают эксплуатационные ограничения. Чтобы лучше понять роль этих ограничений и их влияние на данные двигателя, целесообразно каждый вид характеристик рассматривать вначале при отсутствии ограничений, а затем анализировать влияние ограничений.

Высотными характеристиками турбовальных двигателей называются зависимости мощности на валу N_e и удельного расхода топлива С_е от высоты полета при заданной программе управления двигателя. Их определяют для максимального, номинального и крейсерского режимов работы двигателя. Рассмотрим в качестве примера высотные характеристики для максимального режима.

Рис. 5.10. Высотные характеристики турбовального двигателя при Н_р = 0 (а) и при Н_р > 0

Предположим вначале, что двигатель является невысотным, т.е. имеет расчетный режим при Н = 0, а его программа управления соответствует условиюn_т.к = const (или= const), и никаких других ограничений двигатель не имеет. В этом случае его высотные характеристики будут такими, как показано на рис. 5.10асплошными линиями. Мощность в таком случае с высотой сильно снижается и несколько уменьшается величинаС_е.

Основной причиной снижения N_e с увеличением Н является уменьшение расхода воздуха через двигатель. Удельная мощность N_е.уд = L_с.т при этом немного возрастает, что объясняется увеличением _с.т вследствие повышения и, вызванного уменьшением температуры Т_Н. Причина снижения С_е та же, что и у ГТД других типов – с увеличением Н возрастают параметры термодинамического цикла  и  и повышается внутренний КПД двигателя. Поэтому

С_e =.

уменьшается, что является следствием улучшения использования теплоты в термодинамическом цикле.

Хотя максимальные высоты полета вертолетов не превышают обычно 6…8 км, на высотные характеристики малоразмерных вертолетных ГТД, как указывалось, оказывает значительное влияние уменьшение с высотой полета чисел Рейнольдса. В области Re < Re_кpэто приводит к уменьшению КПД элементов двигателя и снижениюG_в, что вызывает менее интенсивное снижениеС_еи более интенсивное уменьшениеN_eс ростом высоты полета (см. штриховые линии на рис. 5.10а).

В реальных условиях на вертолетах используются высотные турбовальные двигатели. Они проектируются из условия получения заданной мощности на расчетной высоте полета Н = Н_р.

Тогда на высотах полета, больших расчетной, у них протекание высотных характеристик качественно не отличается от рассмотренного для двигателя, имеющего Н_р = 0 (рис. 5.10 а). На высотах, меньших Н_р, двигатель работает на режимах ограничения по N_е = N_e.max. Для этого при Н < Н_р его нужно дросселировать, т.е. снижать температуру газа перед турбиной и соответственноn_т.к таким образом, чтобы обеспечивалось во всем диапазоне высот полета от Н = 0 до Н = Н_р условие N_e = N_e.max = const. Дросселирование двигателя при Н < Н_р приводит вследствие снижения  и  к дополнительному возрастанию удельного расхода топлива на величину С_е (рис. 5.10 б).

Рис. 5.11. Высотная характеристика

турбовального двигателя (а) и

программа его управления для

режима «максимал» (б) при Н_р>0

Построение высотной характеристики вертолетных ГТД с учетом реальных эксплуатационных ограничений может осуществляться с использованием характеристик ГГ и полученных зависимостей (n_т.к.пр)_огр от температуры Т_Н(рис. 5.8 и рис. 5.9). Построенная таким способом высотная характеристика приведена на рис. 5.11а. От земли до расчетной высоты (на участкеI,

На расчетной высоте (в точке «р») режим работы ГГ в данном примере выходит на ограничение по n_т.к.max(рис. 5.11б). При дальнейшем уменьшении температурыТ_Нс высотой полетадвигатель на максимальном режиме работает вдоль ЛПРр-2-1. Температура газа перед турбинойна участкеII(гдеn_т.к = const) в данном случае снижается(компрессор «облегчается» при снижении температуры Т_Н), итемпература по высотной характеристике нигде не достигается. Увеличение жеn_т.к.прпри уменьшенииТ_Нс высотой полета приводит к снижениюK_укомпрессора, и в данном примере в точке 2 наступает ограничение поn_{т.к.пр.max}. Далее с ростомН(на режимах ограничения поn_{т.к.пр.max}) температурауменьшается пропорциональноT_Н, а частота вращенияn_т.к– пропорционально. МощностьN_eначинает падать еще интенсивнее. Удельный расход топлива на участкеIIIперестает снижаться, так как здесь условиям= const и= const соответствует_вн = const. Следовательно, на этом участке, с точностью до изменения КПД свободной турбины, можно приниматьС_е= const.