- •Введение
- •Канал; 6—сопло
- •Часть первая рабочие процессы в элементах гтд
- •Глава 1 параметры трд
- •1.1. Тяга двигателя
- •12. Удельные параметры врд
- •Глава 2 входные устройства
- •2.1. Принцип действия и параметры
- •Входного устройства
- •2.2. Воздухозаборники для дозвуковых и небольших – сверхзвуковых скоростей полета
- •2.3. Сверхзвуковые воздухозаборники
- •2.4. Характеристика воздухозаборника
- •2.5. Регулирование сверхзвуковых воздухозаборников
- •Компрессоры
- •3.1. Типы компрессоров
- •3.2. Работа сжатия воздуха и кпд компрессора
- •3.3. Ступень осевого компрессора
- •3.3.2. Параметры решетки и профиля
- •3.3.3. План скоростей ступени
- •3.3.4. Работа ступени
- •3.3.5. Степень реактивности ступени
- •3.3.6. Типы ступеней
- •3.3.7. Профилирование лопаток по их высоте
- •3.4. Многоступенчатый компрессор
- •3.5. Характеристики компрессоров
- •3.6. Помпаж компрессора
- •3.7. Газодинамический расчет осевого компрессора
- •3.7.1. Определение основных параметров
- •3.7.2. Расчет первой ступени
- •3.7.3. Расчет второй и последующей ступеней
- •3.7.4. Определение параметров потока по радиусу лопатки
- •3.7.5. Построение профиля лопатки
- •3.8. Пример расчета осевого компрессора
- •3.8.1. Определение основных параметров компрессора
- •3.8.2. Расчет I ступени
- •3.8.3. Расчет II и последующих ступеней
- •Глава 4 камеры сгорания
- •Требования, предъявляемые к камерам сгорания
- •Топливо и его горание
- •Авиационные топлива
- •4.2.2. Понятие о процессе горения топлива
- •4.3. Типы камер сгорания:
- •4.4. Организация процесса сгорания
- •4.5. Характеристики камер сгорания
- •Глава 5 газовые турбины
- •5.1 Типы газовых турбин
- •5.2. Работа расширения газа в турбине
- •5.3. Потери в турбине и ее кпд
- •5.4. Ступень газовой турбины
- •Параметры и размеры ступени и решетки
- •Степень реактивности ступени турбины
- •5.4.3. План скоростей ступени
- •5.4.4. Работа газа на окружности колеса
- •Зависимость кпд турбины от различных факторов
- •Многоступенчатые турбины
- •Характеристики турбин
- •Газодинамический расчет газовой турбины
- •5.8.2. Расчет первой ступени турбины на среднем диаметре
- •3. Определяем площадь сечения проточной части на выходе из ступени
- •10. Из уравнения расхода, записанного для сечения на входе рк,
- •5.8.3. Определение параметров потока на различных радиусах
- •5.8.4. Построение профиля лопаток
- •2. По значениям tса ср и tрк ср определяем числа лопаток са и рк:
- •5. Определяем угол потока в относительном движении на выходе из рк (са]
- •Пример расчета газовой турбины
- •5.9.1. Предварительный расчет
- •1. Параметры потока газа на выходе из турбины: температура торможения
- •2. Площадь проходногоo сечения турбины на выходе
- •5.9.2. Расчет первой ступени по среднему диаметру
- •4. Газодинамическая функция расхода
- •6. Окружная скорость на среднем диаметре
- •7. Окружная составляющая относительной скорости
- •19. Осевая -составляющая абсолютной скорости газа на выходе из рк:
- •5.9.3. Расчет второй ступени по среднему диаметру
- •4. Окружная составляющая относительной скорости на входе в рк
- •6. Угол потока -на входе в рк по абсолютной -скорости определяется, как и в расчете первой ступени, по двум формулам:
- •Глава 6 выходные устройства
- •6.1. Назначение и параметры выходных устройств
- •6.2. Суживающиеся сопла
- •6.3. Сверхзвуковые сопла
- •6.4. Реверс тяги
- •Часть вторая газотурбинные двигатели
- •Глава 7
- •7.1. Действительный цикл гтд
- •7.2.Работа цикла
- •7.3. Зависимость удельных параметров двигателя от параметров цикла
- •7.3.1. Зависимость удельных параметров двигателя от температуры газа перед турбиной.
- •7.3.2. Зависимость удельных параметров двигателя от суммарной степени повышения давления
- •Зависимость удельных параметров двигателя от внешних условий
- •7.3.4. Зависимость удельных параметров двигателя от потерь в узлах
- •7.4. Коэффициенты полезного действия и энергетический баланс трд
- •7.4.1. Коэффициенты полезного действия трд
- •7.4.2. Энергетический баланс трд
- •Характеристики трд
- •7.5.1. Совместная работа узлов гтд
- •7.5.2. Зависимость основных данных двигателя от атмосферных условий
- •7.5.3. Формулы приведения
- •7.5.4. Понятие о регулировании двигателя
- •7.5.5. Режимы работы двигателя
- •7.5.6. Дроссельные характеристики
- •7.5.7. Скоростные характеристики
- •7.5.8. Высотные характеристики
- •7.6. Неустановившиеся режимы работы трд
- •7.7. Термогазодинамический расчет трд
- •7.7.1. Одновальный трд
- •7.7.2. Особенности расчета двухвального трд
- •7.7.3. Термогазодинамический расчет трд с помощью газодинамических функций
- •7.8. Приближенный расчет высотно-скоростных характеристик трд
- •3. Из уравнения баланса мощности определяем работу компрессора
- •5. По уравнению баланса давлений находим степень понижения давления в реактивном сопле
- •Глава 8 турбореактивные двигатели с форсированием
- •Методы форсирования тяги
- •8.2. Особенности рабочего процесса в трдф
- •8.3. Особенности характеристик трдф
- •8.4. Особенности термогазодинамического расчета трдф
- •Глава 9 двухконтурные турбореактивные двигатели (трдд)
- •9.1. Схемы трдд
- •9.2. Параметры трдд
- •9.3. Оптимальное распределение работы цикла между контурами трдд
- •9.4. Влияние параметров рабочего процесса и степени двухконтурности на удельные параметры трдд
- •9.5. Особенности характеристик трдд
- •9.6. Термогазодинамический расчет трдд
- •Глава 10 турбовинтовые двигатели
- •10.1 Принцип работы твд
- •10.2. Параметры твд
- •10.2.1. Тяговая и эквивалентная мощности
- •10.2.2. Суммарная тяга твд
- •10.2.3. Удельные параметры твд
- •10.3. Зависимость удельной мощности и экономичности твд от параметров рабочего процесса
- •10.3.1. Зависимость Ng,yK и Сд от степени повышения давления
- •10.3.2. Зависимость iVa.YH и Сэ от температуры газа перед турбиной
- •10.4. Характеристики твд
7.4.2. Энергетический баланс трд
Общее распределение тепла в двигателе, называемое энергетическим балансом (рис. 7.9), дает возможность проследить, как преобразуется располагаемая энергия топлива Q0, приходящаяся на 1 кг рабочего тела, в тяговую работу — работу по передвижении летательного аппарата. Величину Q0, представляющую собой тепло, которое могло бы выделиться при полном сгорании топлива причем за 100%.
Из-за неполноты сгорания и других причин часть тепла не выделяется в камере сгорания. Если =0,98, то 2% тепла выбрасывается з атмосферу с продуктами неполного сгорания, и к рабочему телу в двигателе подводится тепло в количестве Q1 равное 98% от Q0.
В процессе преобразования тепла в работу цикла часть тепла выбрасывается в атмосферу с выхлопными газами (это тепло учитывается термическим КПД идеального цикла двигателя). В работу цикла, на увеличение кинетической энергии газового потока, расходуется тепло Q1—Q2.
Работа цикла преобразуется в полезную работу по передвижению самолета РyдVп. При этом часть работы цикла идет на преодоление потерь кинетической энергии рабочего тела, движущегося относительно неподвижной среды.
Характеристики трд
Двигатель эксплуатируется в широком диапазоне режимов. При этом изменяются скорость и высота полета, что приводит к изменению внешних условий и основных данных двигателя: тяги, удельного расхода топлива. Зависимости их от величин, характеризующих режим работы двигателя и условия полета, называются характеристиками двигателя. Характеристики служат для анализа основных свойств двигателя, их используют для сравнения двигателей между собой, для оценки применения летательного аппарата.
По характеристике независимыми переменными являются внешние условия (высота Н, скорость полета Vп температура Тн и давление рн наружного воздуха) и параметры, характеризующие режим работы. Все остальные параметры являются переменными, они изменяются при изменении внешних условий и режима работы. Так, например, при перестановке РУД изменяется подача топлива в камеру сгорания, из-за чего становятся другими температура газа Тт* перед турбиной, частота вращения п ротора и связанные с частотой вращения расход воздуха через двигатель и степень повышения давления компрессора. В свою очередь, это ведет к изменению скоростей газа в элементах двигателя и КПД узлов. Таким образом, изменение режима работы влечет за собой рост или уменьшение большого числа параметров, от которых зависят Р И Суд.
7.5.1. Совместная работа узлов гтд
Изменение параметров рабочего: процесса, связанное с изменением режима работы или внешних, условий, определяется совместной работой узлов двигателя: воздухозаборника, компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного сопла. Все эти узлы: при работе связаны газодинамически одинаковым расходом воздуха (газа), проходящего через них (без учета отбора воздуха). Что касается компрессора и турбины, то они, кроме того, связаны механически, так что для этих узлов добавочными условиями являются равенство мощностей (развиваемой турбиной Nт и поглощаемой компрессором NK) -и частот вращения их роторов (nк = nт).
Для рассмотрения совместной работы воздухозаборника и компрессора нужно приравнять расходы воздуха через них, выраженные в параметрах в сечении н—н (для воздухозаборника) и к—к (для компрессора), и решить уравнение относительно: коэффициента восстановления полного давления
Полученная зависимость для воздухозаборника с нерегулируемой площадью входа при неизменном режиме полета может быть записана так:
и в координатах и представляет собой прямую линию. Задаваясь произвольными значениями (считая величину q( ) для разных Мп одинаковой), можно определить значение и отложить прямые линии на характеристике воздухозаборника. пересечение прямой, полученной по уравнению (7.20), и линии f( ) при соответствующем числе Мп дает точку совместной, работы воздухозаборника и компрессора. В этой точке удовлетворено равенство расходов воздуха через них, и она определяет режим работы воздухозаборника, согласованный с режимом работы компрессора [в уравнении (7.20) характеризуемым величиной ]. Соединив точки пересечения, полученные при разных значениях Мп, получим линию совместной работы воздухозаборника и компрессора (на рис. 7.10 она изображена штриховой линией). Оптимальное положение линии совместной работы обеспечивается регулированием воздухозаборника (см. подразд. 2.5).
Решение уравнений, определяющих расходы газа через сечения на входе в турбину и на выходе из сопла, дает график (рис. 7.11) функциональной зависимости . Как видно, в зоне докритического истечения газа изменение яс сопровождается уменьшением , а в зоне сверхкритического истечения остается постоянным, поскольку при этом изменяющиеся внешние условия не могут повлиять на сопротивление за турбиной.
Сказанное справедливо по отношению к двигателю с неизменяемыми характерными сечениями турбины и сопла. Вместе с тем [изменение площади минимального сечения FKр сопла и площади [минимального сечения СА может привести к изменению степени понижения давления в турбине. Так, если уменьшить площадь Fкр до F’кр то через уменьшенную площадь газ может пройти только при увеличенном давлении рт*, что приведет к уменьшению т* = =рг*/рт*.
Для двухвального ГТД решение уравнений неразрывности для j,минимальных сечений СА первых ступеней турбин НД и ВД и критического сечения выходного сопла дает график зависимости твД и (рис. 7.12). Особенность совместной работы турбин двухвального ТРД и сопла согласно этому графику заключается незначительном изменении твд и тнд от я0 (до с<1,4)- Поскольку на основных режимах работы ТРД режим истечения остается сверхкритическим, можно считать постоянной степень понижения давления в турбине т*.
Применение уравнения неразрывности потока для камеры сгорания и турбины дает зависимость, изображенную на рис. 7.13, из которой видно, что с ростом степени подогрева в камере сгорания с ростом Тг* уменьшается коэффициент скорости к на выходе из компрессора.
Увеличение температуры газа Тг* перед турбиной приводит к унижению его плотности, а поскольку менее плотный газ в том же количестве не может пройти через минимальное сечение СА первой ступени турбины, то давление за компрессором должно возрасти. Таким образом, подогрев газа в камере оказывает на компрессор тепловое дросселирующее воздействие. Подобным же образом влияют гидравлические сопротивления в камере, уменьшающие плотность газа.
Применение уравнения неразрывности для компрессора и камеры сгорания, при котором используются выражения для расходов воздуха для входа в компрессор (сечение в—в) и входа в камеру сгорания (сечение к—к), дает зависимость между к* и q( в) и приведенной скоростью на выходе из компрессора.
При K = const эта зависимость на характеристике компрессоре (рис. 7.14) изображается в виде линии, связывающей газодинамическую функцию расхода q( в) на входе в компрессор с к*
Как видно, чем больше q( в) при данном к, тем больше зткх- Поскольку величина А.к определяет сопротивление на выходе ш компрессора, то при данном сопротивлении Як увеличение расход! воздуха (увеличение q (Хв)) должно сопровождаться ростом якЧ т. е. больший расход может пройти через выходное сечение компрессора только при больше: давлении. Чем сильнее дросселируется компрессор, чем больно сопротивление на выходе (чем меньше Хк), тем выше линия Як =const по характеристике и те* она ближе к границе устойчивой работы.
К омпрессор и турбина на установившихся (равновесных) режимах работы связаны друг другом условиями неразрывности потока, баланса мощностей и равенства частот вращения.
Если не учитывать воздух, отбираемый от компрессора на охлаждение и на самолетные нужды, то расход газа через турбину Gr равен сумме расходов воздуха GB и секундного расхода топлив; GT: Gr= Gn+ GT.
Уравнение неразрывности потока (равенства расходов) для входа в компрессор (сечение в—в) и турбину (сечение г—г) при сверхкритическом перепаде давлений дает
Уравнение (7.21) изображается на характеристике компрессора (рис. 7.14) пучком прямых линий, исходящих из точки с координатами лк* = 0 и <7(ЯВ)=0 и характеризующихся постоянным отношением температур. Как видно, чем больше q{XB) (а значит, больше расход воздуха), тем выше як*, так как больший расход газа через минимальное сечение СА турбины можно пропустить только при большем як*. При постоянной q(XB) степень повышения давления в компрессоре лк* изменяется пропорционально; У тут*. Ранее было показано, что при увеличении Tv* уменьшается плотность газа, менее плотный газ не может пройти через минимальное сечение первого СА, и из условия неразрывности давление за компрессором должно возрасти. Зависимость як* от Тг* была объяснена выше.
Для постоянных условий на входе в компрессор (Тв* = const) уравнение (7.21) представляет собой зависимость расхода воздуха через компрессор от лк* (при 7V* = const). Как видно из уравнения, при заданной япр увеличение Тг* или уменьшение Тв* при Гг* = = const ведет к росту як* и приближению линии к границе устойчивой работы.
Кроме рассмотренных выше зависимостей, связывающих работу узлов друг с другом, узлы двигателя связаны условием баланса давлений, согласно которому произведение изоэнтропической степени повышения давления скоростным напором, степени повышения давления в компрессоре и коэффициента восстановления полного давления в камере сгорания равно произведению степени понижения давления в турбине и степени понижения давления газа в сопле, т. е.
В этом можно убедиться, подставив вместо членов равенства соответствующие отношения давлений. Как следует из (7.22), поскольку давления перед и за двигателем одинаковые, то и суммарная [степень повышения давления равна суммарной степени понижения I давления.
Пересечение каждой линии уравнение (7.21)] с напорной линией компрессора дает точки, характеризующиеся определенным сочетанием nпр и Тт*, при которых соблюдается заданный расход воздуха (газа) через компрессор и турбину.
Для того чтобы установить, в какой из точек характеристики будет работать двигатель, какая из точек характеристики соответствует равновесному режиму, нужно решить уравнение (7.21) с уравнением баланса мощностей (или эффективных работ) компрессора и турбины. Для случая ТРД с нерегулируемыми проходными сечениями и сверхкритического истечения газа из сопла (когда ят = const) решение уравнений принимает вид
Линия рабочих режимов построена, как сказано выше, для ТРД с нерегулируемыми характерными сечениями двигателя. Вместе с тем, если увеличить FKV, то это приведет к снижению противодавления за турбиной, росту т*, мощности турбины и частоты вращения. Регулятор вращения для поддержания n = const уменьшит подачу топлива в камеру сгорания, что приведет к снижению Tv*. Из условия согласования расходов воздуха (газа) через компрессор и турбину уменьшится и степень повышения давления к* В результате рабочая точка сместится вдоль линии , е линия рабочих режимов перейдет в область пониженных значение к* и Тт*.
На положение линии рабочих режимов также влияет изменение площади критического сечения СА турбины. Но в отличие от Fкр, увеличение Fca смещает линию рабочих режимов в область повышенных як* и Тт*.
Линия рабочих режимов должна находиться на достаточном удалении от границы устойчивой работы компрессора, чтобы был обеспечен нужный запас устойчивости компрессора, характеризуемый критерием
В формуле (7.24) индексы «раб» и «гр» соответствуют значениям к* и GB на рабочей линии и на границе устойчивой работы.. Запас устойчивой работы выражают в процентах
На рабочих режимах Ку больше единицы, а больше нуля.
Запас устойчивой работы показывает, на сколько процентов нужно изменить к* и GB, чтобы переместить рабочую точку с лиши рабочих режимов на границу устойчивой работы при пир = = const.
Надежная работа обеспечена, если для любой рабочей точки не менее 12 ... 15%.