Характерный параметр трдд – степень двухконтурности:

, (2.15)

где – расход воздуха, проходящего через наружный контур; – расход воздуха, проходящего через внутренний контур .Тяга ТРДД складывается из тяг внутреннего и наружного контуров:

(2.16)

Тогда полная тяга ТРДД:

, (2.17)

где – скорость истечения газа из реактивного сопла внутреннего контура; – скорость истечения воздуха из наружного контура.

Для реактивных двигателей тяговый к.п.д.:

, (2.18)

где – скорость истечения газа из выходного устройства двигателя; – скорость полета.

Уменьшение скорости истечения газа из выходного устройства способствует увеличению . Благодаря наличию наружного контура в ТРДД масса воздуха, вытекающего из него с малой скоростью, смешивается с газовым потоком, выходящим из внутреннего контура, и общая скорость газовоздушного потока снижается, приближаясь к скорости полета. Таким образом, чем больше степень двухконтурности ТРДД, тем меньше скорость истечения газа из выходного устройства и тем выше тяговый к.п.д. Это очень важное преимущество ТРДД перед ТРД, применяемых на самолетах с дозвуковыми скоростями.

ТРДД находят применение и на сверхзвуковых самолетах, но для увеличения их тяги необходимо предусмотреть сжигание топлива в наружном контуре. Для быстрого увеличения (форсирования) тяги ТРДД иногда топливо сжигается дополнительно либо в воздушном потоке наружного контура, либо за турбиной внутреннего контура.

2.2.5. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели

В бескомпрессорных ВРД сжатие воздуха осуществляется только за счет скоростного напора, т.е. кинетической энергии набегающего потока воздуха. К таким двигателям относятся прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД). ПВРД предназначены для больших сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростей полета (рис. 2.6). Они чрезвычайно просты по конструкции, имеют небольшой удельный вес и хорошую экономичность на расчетных режимах полета, однако они неэффективны на малых скоростях полета и, в частности, не могут развивать тягу на взлете.

Рис. 2.6. Схема сверхзвукового ПВРД

2.3. Основные задачи и классификация сау силовых установок

2.3.1. Задачи автоматики авиационных газотурбинных силовых установок летательного аппарата

Авиационные газотурбинные силовые установки (СУ) современных летательных аппаратов достигли весьма высокой степени совершенства. История их развития является яркой иллюстрацией непрерывной работы конструкторов в направлении повышения эффективности СУ и обеспечения безопасности полетов.

Эффективность СУ зависит прежде всего от ее удельных показателей (удельной тяги, удельной массы и удельного расхода топлива) и от эксплуатационных высотно-скоростных и дроссельных характеристик на форсажных и бесфорсажных режимах. Эксплуатационные характеристики существенно зависят от характеристик воздухозаборника, турбокомпрессора и выходного устройства, составляющих силовую установку, их согласования и совместной работы в системе летательного аппарата. В свою очередь, характеристики указанных элементов СУ определяются их конструктивным совершенством и принятым способом управления.

Для улучшения характеристик СУ по тяге (мощности для ТВД), экономичности и запасу газодинамической устойчивости основных элементов по мере расширения диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов возникает необходимость в управлении все большим числом параметров рабочего процесса, в усложнении программ управления и в повышении точности их выполнения. Это обусловливает необходимость в механизации элементов, т. е. в применении управляемых воздухозаборников, компрессоров, выходных устройств, в ряде случаев турбин и, как следствие, в усложнении СУ как объектов автоматического управления. Усложнение СУ происходит три одновременном повышении уровня основных газодинамических параметров: степени повышения давления воздуха в компрессоре, температуры газа перед турбиной, температуры газа в форсажной камере сгорания и т. д.

Если бы геометрические характеристики газовоздушного тракта СУ не изменялись и силовая установка эксплуатировалась на одном неизменном, заранее известном режиме при строго определенных внешних условиях (давлении и температуре окружающей среды) и не было необходимости в частом и быстром изменении режима, то можно было бы вручную вывести ее на этот режим и предоставить возможность работать. Устойчивость работы СУ можно было бы обеспечить соответствующим выбором характеристик ее элементов и системы топливоподачи. В подобных условиях не было бы необходимости в какой-либо автоматике.

В действительных условиях эксплуатации режим работы СУ часто и в широком диапазоне изменяется. Изменение режима и поддержание его мог бы осуществить летчик (оператор), воздействуя на силовую установку. Для этого ему потребовались бы приборы, сообщающие информацию о задачах и результатах управления в любой момент времени, рычаги для приведения, в действие управляющих органов и знание законов управления. Летчик непрерывно должен был бы следить за измерительными приборами, определять величины управляемых параметров, сравнивать эти величины с заданными значениями, оценивать рассогласования и принимать решения о направлении перемещения рычагов для ликвидации возникающих рассогласований;

Однако сложность СУ как объектов управления, специфические особенности газодинамических и тепловых процессов, происходящих в управляемом объекте, случайность действующих на него возмущений, которые быстро изменяются во времени в широком диапазоне, занятость экипажа в полете переработкой информации, необходимой для выполнения боевой задачи, делают невозможным качественное ручное управление ими. Решать задачу управления СУ в таких условиях возможно только средствами автоматики, которая позволяет свести функции управления лишь к перемещению рычага управления двигателем (РУД).

Чем шире диапазон изменения режимов работы СУ, высот и скоростей полета, тем большая потребность в автоматизации управления.

Системы автоматического управления (САУ) современных СУ решают в общем случае большой комплекс задач:

– реализацию выбранных программ управления с требуемой точностью и приемлемым качеством переходных процессов во всем диапазоне изменения условий полета летательного аппарата;

– защиту конструкции от механических и тепловых перегрузок;

– предотвращение неустойчивой работы элементов силовой установки при применении бортового оружия;

– обеспечение запуска пускового устройства (стартера) и двигателя в любых условиях эксплуатации, выхода их на заданный режим за минимальное время и возможности быстрого останова;

– коррекцию динамических свойств отдельных звеньев или контуров автоматической системы по режимам работы или условиям полета для получения требуемого качества управления;

– обеспечение различных блокировок, т. е. выключение одного автомата или контура АС при включении другого, а также отключение того или иного автомата при строго определенных условиях;

– переключение питания топливом форсажного контура на питание от системы топливоподачи основного контура при изменении условий полета и уменьшение потребного расхода топлива для снижения циркуляционных расходов и, следовательно, подогрева топлива;

– переключение с основных АС на резервные в целях обеспечения безопасности полетов при отказе основных АС.

Непрерывное усложнение авиационной техники в связи с расширением диапазона скоростей, высот полета и задач, решаемых экипажем, обусловливает необходимость и практическую целесообразность комплексной автоматизации не только силовой установки, но и летательного аппарата в целом.

Уже в настоящее время включение САУ СУ в комплексную систему автоматики летательного аппарата позволяет осуществить автоматическую посадку и полет по заданной траектории, в котором режим работы силовой установки выбирается автоматически в соответствии с заданной величиной продольной перегрузки.

В перспективе, при наличии на борту летательного аппарата электронной вычислительной машины, включенной в комплексную систему, экипаж может быть полностью освобожден от функций управления силовой установкой и в значительной степени от функций управления летательным аппаратом.