7.5.7. Скоростные характеристики

Скоростными характеристиками называются зависимости тяги, удельного расхода топлива и других параметров от скорости поле­та на постоянной высоте и постоянном режиме (рис. 7.20). При­мем закон регулирования п=n_max = const и T_T = T_max=const.

Увеличение скорости полета при Я = const приводит к росту давления р_в* и температуры T_в* воздуха на входе в компрессор.

При Т_r* = const и сверхкритическом истечении газа при измене­нии V_n работа компрессора L_K и работа турбины L_T остаются по­стоянными. Поэтому увеличение 1в на входе в компрессор при L_K = const приводит к снижению степени повышения давления в компрессоре л_к*, но из-за роста увеличивается суммарная сте­пень повышения давления jt_s (рис. 7.21), вследствие чего растут степень расширения газа в сопле я_с и скорость истечения газа с_с.

Увеличение с_с и V_n по разному влияют на удельную тягу Р_уд= с_c-V_n- Вместе с тем в подразд. 7.3.3 было показано, что с рос­том скорости полета Р_уд уменьшается. Объясняется это тем, что в рабочем диапазоне скоростей тяговая работа Р_уд V_n остается при­мерно постоянной величиной. Поэтому одной и той же тяговой работе соответствует малая Р_уд при большой V_n или большая Р_уд при малой V_n. При некоторой предельной скорости полета V_n.np удельная тяга обращается в нуль. Это значит, что при росте V_п при постоянной Т_т* уменьшается количество тепла, подводимого к 1 кг воздуха, и на скорости V_n. его хватает только на покрытие потерь.

Рост суммарной степени повышения давления л₂ при увеличе­нии V_п приводит к увеличению расхода воздуха: небольшому при дозвуковой скорости и резкому его росту при сверхзвуковых ско­ростях полета (рис. 7.22).

Изменение тяги по скорости полета, объясняется характером изменения Р_уд и G. Вначале тяга Р уменьшается, так как более сильное влияние оказывает снижение Р_уд, а расход воздуха увели­чивается незначительно. Когда же преобладающее влияние ока­зывает рост расхода воздуха, тяга увеличивается. Достигнув мак­симума, тяга снова падает и наконец обращается в нуль, когда Р_уд=0 (при V_п.пр).

Характер изменения С_уд по скорости полета можно объяснить с помощью формулы (1.8). Рост V_п приводит к уменьшению Р_уд (рис. 7.23) и количества тепла, подводимого к 1 кг воздуха, так как растет Т_т* при постоянной Т_г*. Уменьшение Р_уд более интен­сивно, чем уменьшение теплоподвода Q₀, поэтому при увеличении V_п удельный расход топлива непрерывно возрастает. Когда Р_уд и Q₀ уменьшаются до нуля, С_уд стремится к бесконечности.

Увеличение С_уд не является показателем ухудшения экономич­ности ТРД. Рост С_уд объясняется тем, что при большей V_п каж­дый ньютон тяги совершает большую тяговую работу, для чего тре­буется расходовать большее количество топлива.

Протекание скоростных характеристик зависит от температуры газа перед турбиной Т_т* и степени повышения полного давления воздуха в компрессоре _к*. Увеличение Т_т* (при постоянном рас­ходе воздуха) приводит к росту скорости истечения с₀ и тяги дви­гателя Р. При этом чем больше Т_г*, тем при больших числах Маха наступает момент вырождения двигателя (когда тяга его становит­ся равной нулю). Вместе с тем рост с_с приводит к уменьшению тягового КПД , что приводит к росту удельного расхода топли­ва (рис. 7.24).

Рис. 7.25 показывает, как влияет величина _к* на протекание скоростных характеристик. Чем больше _к*, тем сильнее нагрева­ется воздух в компрессоре, тем раньше (при меньших числах Ма­ха) наступает вырождение двигателя. Вместе с тем увеличение эффективного КПД с ростом _к* приводит к тому, что удельный расход у двигателей с большим _к* меньше, чем у двигателей с меньшим _к*.

М аксимальная скорость полета самолета с ТРД определяется характером изменения тяги по скорости полета и значением пре­дельной скорости полета F_n. Для увеличения максимальной ско­рости полета и расширения диапазона применения самолета необ­ходимо подводить к рабочему телу как можно больше тепла, для чего нужно увеличить температуру газов перед турбиной или снизить температуру воздуха на выходе из компрессора, снизить степень повы­шения полного давления воздуха в компрессоре _к*. Поэтому двигате­ли, предназначенные для больших сверхзвуковых скоростей полета, должны иметь как можно большую температуру газа перед турбиной. Они также отличаются меньшей степенью повышения полного дав­ления в компрессоре по сравнению с достигнутой величиной.

Скоростная характеристика (рис. 7.20) была получена для закона ре­гулирования, предусматривающего постоянную частоту вращения рото­ра n = const. При этом поддержива­ется примерно постоянная темпера­тура газов перед турбиной Т_т*, что, в свою очередь, обеспечивает прак­тически постоянную максимальную удельную тягу. Но сохранение n_пр = const и Т_г* = const приводит к снижению, с ростом скорости полета, приведенной частоты враще­ния ротора, к смещению рабочей точки по линии совместной рабо­ты влево, что соответствует меньшему расходу воздуха и тяги дви­гателя.

Возможно регулирование по закону постоянной приведенной ча­стоты вращения ротора _пр = const. В этом случае при изменении скорости полета сохраняются расход и тяга, но изменяется темпе­ратура газа перед турбиной, так как Т_г*/Т_н* = const. В частности, уменьшение скорости полета V_n приведет к снижению Т_т*, в резуль­тате на промежуточных скоростях, на взлете у земли не будет обеспечено максимальное значение тяги.

Наличие на двигателе регулируемых сечений позволяет приме­нять закон регулирования, при котором температура газа перед турбиной и приведенный расход воздуха на максимальном режи­ме сохраняются максимальными.

Изменение эффективного КПД по скорости полета (рис. 7.26) определяется количеством тепла, вносимого с топливом, и законо­мерностью изменения работы цикла. С ростом V_п повышается тем­пература Т_к* воздуха, выходящего из компрессора, что приводит к снижению количества тепла, подводимого в камеру сгорания. В то же время работа цикла на дозвуковых скоростях мало изменяется, поэтому КПД [см. формулу (7.14)] с ростом V_п вначале увеличи­вается, а на больших V_п из-за падения работы цикла КПД снижа­ется вплоть до нуля.

Зависимость тягового КПД от V_п была рассмотрена в подразд. 7.5. Общий (полный) КПД определяется закономерностью изменения _е и _Р. При V_п = 0, _п = 0, так как равен нулю . С ростом V_п КПД возрастает, достигает максимума на боль­шой сверхзвуковой скорости полета, а затем уменьшается до нуля (см. рис. 7.26).

Полный КПД ТРД достигает больших значений только на ско­ростях, где снижаются потери кинетической энергии газа в абсолютным движении (относительно Земли). Поэтому целесообразно использовать ТРД на больших скоростях полета.