Текст
                    ТЕОРИЯ, РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Москва Издательство МАИ 2003
ТЕОРИЯ, РАСЧЕТ
И ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК
Под редакцией д-ра техн, наук, проф. В. А. Сосунова и д-ра техн, наук, проф. В. М. Чепкина
Третье издание, переработанное и дополненное
Допущено Министерством образования Российской Федерации в качестве учебника для студентов высших учебных заведений, обучающихся по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки» направления подготовки дипломированных специалистов «Двигатели летательных аппаратов»
Поддержка проекта ОАО «НПО “Сатурн”»
Москва Издательство МАИ 2003
НПО/ДсАТУРН
ББК 27.5.4
Т 11
Авторы:
В. И. Бакулев, В. А. Голубев, Б. Л. Крылов, Е. Ю Марчуков. Ю. Н. Нечаев. И. И. Опищик, 13. А. Сосунов, В. М. Че.пкин
Т 11 Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник/В. И Бакулев. В. А. Голубев, Б. А. Крылов и др.; Под редакцией В. А. Сосунова, В. М. Чепкипа — М.: Изд-во МАИ, 2003. — 688 с.: ил.
ISBN 5 7035-2347-8
Изложены вопросы теории расчета и проектирования авиационных воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и газотурбинных энергетических установок (ГТУ), созданных на их базе. Дан анализ термодинамических циклов, рассмотрены характеристики и эксплуатационные особенности двигателей.
В третье издание (2-е издание — «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей» под ред. С. М. Шляхтснко—вышло в издательстве «Машиностроение», 1987 г.) помещены новые разделы по стационарным ГТУ, сверхзвуковым и гиперзвуковым прямоточным ВРД, а также по экологии. Переработаны и расширены разделы по входным и выходным устройствам ВРД, теории и расчету двухконтурных и комбинированных двигателей.
Учебник соответствует курсу «Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок* (ГОСТ 2000 г.)
Рецензенты: Академик РАН О Н. Фаворский:
кафедра «Двигатели ютательных аппаратов
и теплотехника» MATH и и. К. 3. Циолковского
т 2705040000-499
094(02)-03
ББК 27.5.4
ISBN 5-7035-2347-8
© В. И. Бакулев, В- А. Голубев, Б. А. Крылов, Е. Ю. Марчуков, К). II Нечаев, И. И. Онищик. В. А. Сосунов, В. М. Чепкин. 2003
© Московский авиационный институт (государственный технический университет), 2003
ПРЕДИСЛОВИЕ
Памяти основателя и первого заведующего кафедрой ВРД ректора МАИ (1946—1956) Иноземцева Николая Викторовича посвящается...
Третье издание учебника выходит спустя 15 лет после второго, выпущенного в 1987 году под названием “Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей”.
За этот период достигнут существенный научно-технический прогресс авиадвигатслестроепия, появились новые типы двигателей и внедрены качественно новые методы анализа и расчёта рабочего процесса и характеристик ВРД с применением ЭВМ. Поэтому содержание учебника расширено и его название скорректировано в соответствии с новой утверждённой Минобразованием РФ программой дисциплины.
В настоящее издание введены новые разделы по стационарным газотурбинным установкам, СПВРД, ГПВРД, экологии. Существенно переработаны и расширены разделы по входным и выходным устройствам ВРД, теории и расчёту двухконтурных и комбинированных двигателей.
Учебник предназначен для студентов, изучающих теорию и проектирование ВРД; он также может быть полезен аспирантам и инженерам, работающим в авиационной промышленности. Работа авторов над учебником распределилась следующим образом: В.И. Бакулев гл. 4, 7, 8, 14; В.А. Голубев — гл. 9, 10; Б.А. Крылов — гл. 1, 4, 11; Е Ю. Марчуков — гл, 11, 16, 20, 21, 22; Ю.Н. Нечаев — гл. 3, 6, 11, 18, 19, 20; И.И. Онищик — гл. 5; В.А. Сосунов — Введение и гл. 1, 2, 12, 13, 15, 16, 17, 21; В.М. Чепкин — Введение и гл. 8, 10, 20, 21, 22.
В книге использованы материалы В.М. Акимова, Р.И. Курзинера, В.В. Полякова и С.М. Шляхтенко.
Большое участие в редактировании и подготовке учебника к изданию принял Б.А Крылов.
Авторы признательны рецензентам: академику РАН О.Н. Фаворскому, коллективу кафедры “Двигатели летательных аппаратов и теплотехника” МАТИ им. К.Э. Циолковского и его руководителю зав. каф., д.т.н., проф. В.Г. Попову, а также ректору КГТУ им. Туполева д.т.н. проф. Г.Л. Дегтяреву и зав. каф. д.т.н. Б.Г. Мингазову за ценные замечания, сделанные ими при рецензировании и просмотре рукописи.
Поддержка проекта осуществлена ОАО «НПО “Сатурн’Ч.
3
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
—	скорость полета, м/с;
—	высота полета, м (км);
—	число Маха;
—	скорость звука, м/с;
—	критическая скорость звука, м/с;
—	приведенная скорость;
—	осевая скорость движения воздуха или газа, м/с;
—	окружная скорость, м/с;
—	давление, Па (кПа);
—	температура, К;
з
—	плотность, кг/м ;
—	энтальпия, Дж/кг (кДж/кг);
—	энтропия, Дж/(кг-К) (кДж/(кг-К));
—	газовая постоянная, Дж/(кг К) (кДж/(кг К));
—	количество тепла, подведенного (отведенного) к 1 кг рабочего тела, Дж/кг (кДж/кг);
—	скоростной напор, Н/м2 (даН/м2);
—	показатель адиабаты;
—	удельная теплоемкость, Дж/(кг-К) (кДж (кг К));
—	низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг (кДж/кг);
—	коэффициент аэродинамического сопротивления;
—	тяга двигателя, Н (даН, кН);
—	коэффициент тяги
—	удельная тяга двигателя, Н с/кг или м/с (даН-с/кг, кН-с/кг);
—	удельный расход топлива, кг/(Н с) или (кг/(даН ч), кг/(кНч));
2	2	2
—	лобовая тяга, Н/м (даН/м , кН/м );
—	эффективная тяга двигателя, Н (даН, кН);
—	тяговая мощность ГТД, Вт (кВт);
—	мощность винта ТВД, Вт (кВт);
—	мощность реактивной струи ТВД, Вт (кВт);
—	эквивалентная мощность ТВД, Вт (кВт);
—	удельная мощность ТВД, Дж/кг (кДж/кг);
—	удельный расход топлива по мощности, кг/(Вт с) кг/(кВт.ч);
—	удельный импульс, Н-с/кг или м/с (даНс/кг, кН с/кг);
—	расход воздуха через компрессор, вентилятор кг/с;
Gr — расход газа через турбину, кг/с;
GT — расход топлива, кг/с;
GT ф — расход топлива в форсажной камере сгорания, кг/с;
т	—	степень двухконтурности;
qT	—	относительный расход топлива;
Мдв	—	сухая масса двигателя, кг;
Удв	—	удельный вес двигателя;
~ удельная масса двигателя, кг/Н (кг/даН, кг/кН);
ZubJV — удельная масса ТВД двигателя по мощности, кг/Вт (кг/кВт);
п — частота вращения, 1/с;
Lt — теоретическая работа цикла, Дж/кг (кДж/кг);
L(,	— эффективная работа цикла, Дж/кг (кДж/кг);
LK	— работа компрессора, Дж/кг (кДж/кг);
Lr — работа турбины, Дж/кг (кДж/кг);
L*s — изоэнтропическая работа компрессора, Дж/кг (кДж/кг);
L*s — изоэнтропическая работа турбины, Дж/кг (кДж. кг);
*ф(ячх) — степень повышения давления во входном устройстве; ♦
гск — степень повышения давления в компрессоре;
*
лв — степень повышения давления в вентиляторе;
— общая степень повышения полного давления в ГТД;
тг£ — суммарная степень повышения полного давления в ГТД;
лт — степень понижения давления в турбине;
лс — располагаемая степень понижения давления в реактивном сопле;
яс — степень понижения давления в реактивном сопле;
6	— степень повышения температуры в цикле ГТД;
Т|/	—	термический КПД цикла;
Г)	—	эффективный КПД цикла;
Т]п	—	полетный КПД двигателя;
Т|о	—	общий КПД двигателя;
Т]т	—	механический КПД;
т|в	—	КПД	винта;
т|*	—	КПД	вентилятора;
Т]*	—	КПД	компрессора;
Т)т	—	КПД	турбины по параметрам заторможенного потока;
5
О	—	коэффициент	восстановления полного давления;
а	—	коэффициент	избытка воздуха в камере сгорания;
Lq	—	стехиометрический коэффициент;
Г|г	—	коэффициент	полноты сгорания топлива в камере	сгорания;
Т|ф	—	коэффициент	полноты сгорания топлива в форсажной	камере
сгорания;
ф — коэффициент расхода входного устройства;
фс — коэффициент скорости реактивного сопла;
ЛК г — запас устойчивости компрессора;
„ У	2
F — площадь проходного сечения, м ;
m	— коэффициент уравнения расхода (кг-К/Дж)°’° [(кг К/кДж)0,°];
и	— коэффициент изменения массового расхода
ИНДЕКСЫ
н — нсвозмущенный поток, окружающая среда;
В — сечение на входе в двигатель за входным устройством;
вн	—	сечение	за	вентилятором;
к	—	сечение	за	компрессором;
г — сечение за камерой сгорания (перед турбиной);
т	—	сечение	на	выходе из турбины;
ф	—	сечение	за	форсажной камерой;
кр — критическое сечение реактивного .сопла, критические параметры;
с — выходное сечение реактивного сопла, реактивное сопло;
вх	—	входное устройство	ГТД;
с.а	—	сопловой аппарат турбины;
в	—	воздух;
г	—	газ;
т	—	топливо;
пр	—	приведенные параметры;
р	—	расчетный режим;
гг	—	газогенератор;
О — параметры соответствующие МГ1 = 0; Н - 0; при р0 = 101325 Па и То = 288,15 К;
*	— параметры заторможенного потоки;
I	—	внутренний контур ТРДД;
II	—	наружный контур ТРДД;
ВД	—	ротор высокого давления;
НД	—	ротор низкою давления.
6
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ
с/(Х) = -рс = X Ркр Скр
k
ft- 1
iU) =
/г- 1 k + 1
-—-x2
k +1
Z(X) = X + |;
°кр
c
M = -a
7
ВВЕДЕНИЕ
Воздушно-реактивный двигатель прямой реакции (ВРД) — это тепловой двигатель для летательных аппаратов, создающий реактивную силу тяги за счет ускорения проходящего через него потока атмосферного воздуха, используе мого внутри двигателя как основное ра бочее тело в термодинамическом цикле непрерывного действия.
Роль двигателей в истории авиации
Столетняя история моторной авиации, начавшаяся первыми успешными полетами самолета братьев Райт в 1903 году, делится на два периода:
первый (сорокалетний) период — господство самолетов с поршневыми двигателями внутреннего сгорания и второй (шестидесятилетний) период — вступление в новую эру реактивной авиации.
Успешные полеты самолета братьев Райт стали возможными благодаря применению легкого (для того времени) бензинового поршневого двигателя. Начавшееся бурное развитие авиации было определено в значительной мере прогрессом в развитии поршневых двигателей, которые в 40-е годы достигли большой мощности и очень высокого конструктивного совершенства.
Однако непрерывные требования увеличения скорости и высоты полета самолетов к концу Второй мировой войны стали ограничиваться принципиальными техническими возможностями винтомоторных установок на базе поршневых двигателей (ПД). Максимальные скорости полета, достигшие 700...750 км/ч на высотах ~ 10 км, стали пределом для самолетов с такими двигателями. Эти ограничения были вызваны следующими принципиальными для ПД факторами:
1)	быстрым снижением тяги винта по скорости полета;
2)	ограниченностью максимально достижимой мощности многоцилиндровых ПД реальными пределами ~ 3000 кВт (~ 4000 л.с.);
3)	относительно большими массой и габаритами ПД, что связано в первую очередь с тактовой периодичностью рабочего процесса, сложностью конструкции кривошипно-шатунного механизма передачи мощности на вал винта и др. особенностями.
Появление реактивных газотурбинных двигателей (ТРД) сняло эти ограничения. В отличие от ПД ТРД работают по непрерывному циклу, имеют “прямой” газодинамический тракт с большим расходом воздуха, принципиально простую роторную конструкцию и создают тягу прямой реакцией без винта. Вследствие этого были сильно уменьшены габариты и масса двигателей, сняты ограничения по тяговой мощности, к тому же тяга ТРД увеличи
Ь
вается с ростом скорости полета. Авиация получила качественно новые возможности для развития, в частности, для освоения сверхзвуковых скоростей полета.
На дозвуковых транспортных самолетах ПД первоначально были вытеснены турбовинтовыми газотурбинными двигателями (ТВД), имевшими существенно меньшие габариты и массу, а также возможность получения больших мощностей. Современная “большая” транспортная авиация использует уже не ТВД, а скоростные и более совершенные двухконтурные турбореактивные двигатели прямой реакции (ТРДД):
ПД в настоящее время используются в “малой” авиации и на небольших вертолетах.
Как видим, именно авиационные двигатели сыграли определяющую роль в формировании и внедрении всех решающих этапов 100 летней исторцр авиации.
Начало применения реактивных двигателей в авиации
Не касаясь богатой предыстории появления реактивных двигателей (РД) в авиации (она отражена в многочисленных публикациях) приведем данные о фактическом применении этих двигателей на самолетах.
Идеи 20—30-х годов о преимуществах реактивных двигателей в авиации привели в Англии, Германии и СССР к развертыванию исследований по созданию экспериментальных двигателей и самолетов с реактивными двигателями, вначале с жидкостно-реактивными ЖРД, а затем и с воздушно-реактивными (ВРД).
Первым реактивным самолетом (с ЖРД) стал самолет немецкой фирмы Хейнкель Не-176 (первый полёт — 20 июня 1939 г.).
В 1940 г. в СССР совершили первый полет ракетопланер конструкции С.П. Королева, а в 1942 г. — опытный образец ракетоплана БИ-1 конструкции А.Я. Березняка с пилотом Г.Я. Бахчиванджи.
Однако неэкономичность ракетной установки и эксплуатационные трудности привели к закрытию работ по ракетопланам.
К этому времени имелись значительные успехи в разработках ВРД в Англии и Германии.
Основоположником авиационных ВРД считается английский инженер сэр Фрэнк Уитт i Именно он первым начал проектирование ТРД в 1928 г. (патент — 1930 г.) и запустил свой первый ТРД в 1937 г.
Основоположником работ по ТРД в Германии был Ханс фон Охаин, который в 1937 г. запустил свой первый простейший ТРД, состоявший из центробежного компрессора и центростремительной турбины.
Самолет Хейнкель Не ! 78 с двигателем фон Охайна стал первым в мире самолетом с ТРД. совершившим полет (27 августа 1939 г).
В Англии первый полёт реактивного самолета с двигателем Уиттла состоялся в 1941 г., а уже в 1943 г. был создан серийный реактивный истреби тель Глостер “Метеор", который успешно участвовал в боевых действиях. Особенностями ТРД Уиттла были двухсторонний центробежный компрессор и осевая газовая турбина. К производству двигателей были подключены крупные фирмы, в частности, Роллс-Ройс, Бристоль и др.
9
В Германии на фирмах Юнкере и БМВ были разработаны первые ТРД с осевыми компрессорами, и в 1944 г. построен серийный истребитель Мессершмитт-262, который из-за неполадок практически не использовался в военных действиях. После войны в Германии разработки реактивных двигателей прекратились.
В США в эти годы собственных разработок ТРД не было и производились двигатели по английским прототипам. Впоследствии создание новых реактивных двигателей возглавили крупнейшие двигателестроительные фирмы Дже-нерал Электрик, Пратт-энд-Уитни, Аллисон.
Работы по созданию воздушно-реактивных (ТРД, СПВРД) и газотурбинных (ТВД) двигателей начались в СССР еще до Великой Отечественной войны, но были прерваны из-за необходимости решения насущных задач развития боевой авиации. Сразу после окончания войны мощная индустрия и научный потенциал двигателестроения страны были переведены на освоение и разработку реактивных двигателей.
У истоков советского реактивного авиадвигателестроения стояли выдающиеся ученые: Б.С. Стечкин, А.М. Люлька, В.В. Уваров.
Еще в 1929 г. академик Борис Сергеевич Стечкин разработал основы теории воздушно-реактивного двигателя.
В 30 е годы стали разрабатываться конструктивные схемы ТРД и ТВД. Основоположником разработок турбореактивных двигателей в СССР является академик, Генеральный конструктор Архип Михайлович Люлька. К работам по ТРД А.М. Люлька приступил в 1937 г. В 1940 г. был закончен технический проект и начато изготовление турбореактивного двигателя РД-1. С началом войны работа над двигателем была прекращена. В 1941 г. AM. Люлька запатентовал новую схему двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД), а в 1943 г. возобновил работу над ТРД. Первым отечественным ТРД стал дви гатель ТР-1 конструкции А.М. Люльки, прошедший государственные испытания в 1947 г. Двигатель имел осевой компрессор, кольцевую камеру сгорания и одноступенчатую турбину, т. е. особенности, характерные для многих последующих поколений ТРД.
Профессор Владимир Васильевич Уваров в 1930 г. начал работы над газовыми турбинами и в 1939 г. создал экспериментальный высокотемпературный турбовинтовой двигатель.
В первые послевоенные годы к работам над реактивными двигателями подключилось большинство двигателестроительных ОКБ. С целью освоения опыта, накопленного в Германии и Англии, наряду с созданием оригинальных конструкций ТРД в СССР стали серийно выпускаться двигатели с осевыми компрессорами на основе немецких трофейных ТРД, а также английские лицензионные двигатели с двухсторонними центробежными компрессорами.
Первые полеты отечественные реактивные истребители Я к-15 и МиГ-9 с этими двигателями совершили в 1946 г., а в 1947 г. был осуществлен первый полет знаменитого истребителя МиГ-15, получившего массовое распространение в СССР и многих других странах.
Выдающиеся отечественные конструкторы авиадвигателей и ученые: А.М. Люлька, АА. Микулин, В.Я. Климов, Н.Д. Кузнецов, С.К. Туманский, ВЛ. Добрынин, ПЛ. Соловьев, А.Г. Ивченко и их последователи в самое короткое время полностью освоили реактивную технику, организовали специализиро
ванные опытные конструкторские бюро (ОКБ) и создали новые оригинальные конструкции турбореактивных двигателей и ТВД. Работы по созданию сверхзвуковых прямоточных двигателей (СПВРД) успешно возглавил М.М. Бондарюк.
Отечественное двигателестроение стало быстро развиваться и оснащать авиацию высокоэффективными газотурбинными двигателями, позволившими ей занять по летно техническим показателям передовые позиции в мировой авиационной технике.
Создание авиационных реактивных двигателей потребовало интенсивных научных исследований и разработок. Значительный вклад в развитие теории авиационных двигателей внесли ученые: Б.С. Стечкин, В.В. Уваров. Н.В. Иноземцев, Л.И. Седов, TAI. Мелькумов, ГЛ. Свищев, Г.Г. Черный, ГЛ. Лб рамович, К.В. Холщевников. В.И. Дмитриевский, М.М. Бондарюк, ЮЛ. Не чаев и др. Их труды и монографии по теории ВРД и газовой динамике во многом способствовали созданию отечественной школы ученых и специалистов по воздушно-реактивным двигателям. Первостепенная роль в объединении научных сил и отработке двигателей принадлежит созданному в 1930 году на базе головного авиационного научного центра — ЦАГИ Центральному институту авиационного моторостроения (ЦИАМ), а также научным школам исследовательских и учебных институтов: ВИАМ, ВВИА, МАИ, МГТУ и др.
Важнейшим фактором интенсивного развития авиадвигателестроения стало принятое в 1947 г. решение о строительстве в ЦИАМ национального экспери ментально исследовательского комплекса для испытаний всех создаваемых в ОКБ двигателей и их основных элементов в имитированных высотно-скоростных условиях полета. Этот созданный в 1955 г. крупнейший в Европе испытательный комплекс (филиал ЦИАМ) обеспечивает необходимые испытания и доводку двигателей до настоящего времени.
Классификация авиационных двигателей и области их применения
К авиационным двигателям относятся все типы тепловых машин, используемых как движители для летательных аппаратов авиационного типа, т. е. аппаратов, использующих аэродинамическое качество для перемещения, маневра и т. п. в пределах атмосферы (самолеты, вертолеты, крылатые раке ты классов “В-В”, “В-3”, “3-В”, “3-3”, авиакосмические системы и др.). Отсюда вытекает большое разнообразие применяемых двигателей — от поршневых до ракетных. Авиационные двигатели (рис. В.1) делятся на три обширных класса: поршневые (ПД), воздушно реактивные (ВРД включая ГТД) и ра кетные (РД или РкД). Более детальной классификации подлежат два последних класса, в особенности класс ВРД.
По принципу сжатия воздуха ВРД делятся на компрессорные, т. е. включающие компрессор для механического сжатия воздуха, и бескомпрессор-ные — прямоточные ВРД (СПВРД) со сжатием воздуха только от скоростного напора и пульсирующие ВРД (ПуВРД) с дополнительным сжатием воздуха в специальных газодинамических устройствах периодического действия.
Класс ракетных двигателей ЖРД также относится к компрессорному типу тепловых машин, так как в этих двигателях сжатие рабочего тела (топлива) осуществляется в жидком состоянии в турбонасосных агрегатах.
11
Рис. В.I. Классификация авиациинных двигателей
Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) не имеет специального устройства для сжатия рабочего тела. Оно осуществляется при начале горения топлива в полузамкнутом пространстве камеры сгорания, где располагается заряд топлива.
По принципу действия существует такое деление: ПД и ПуВРД работают по циклу периодического действия, тогда как в ВРД, ГТД и РкД осуществляется цикл непрерывного действия. Это дает им преимущества по относительным показателям мощности, тяги, массе и др., что и определило, в частности, целесообразность их использования в авиации.
По принципу создания реактивной тяги ВРД делятся на двигатели прямой реакции и двигатели непрямой реакции. Двигатели первого типа создают тяговое усилие (тягу Р) непосредственно — это все ракетные двигатели (РкД), турбореактивные без форсажа и с форсажными камерами (ТРД и ТРДФ), тур бореактивные двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ), прямоточные сверхзвуковые и гиперзвуковые (СПВРД и 1ПВРД), пульсирующие (ПуВРД) и многочисленные комбинированные двигатели
Газотурбинные двигатели непрямой реакции (ГТД) передают вырабатываемую ими мощность специальному движителю (винту, винтовентилятору, несущему винту вертолета и т. п.), который и создает тяговое усилие, ис
12
пользуя тот же воздушно-реактивный принцип (турбовинтовые, турбовинто-вентиляторные, турбовальные двигатели — ТВД, ТВВД, ТВГТД). В этом смысле класс ВРД объединяют все двигатели, создающие тягу по воздушно-реактивному принципу.
На основе рассмотренных типов двигателей простых схем рассматривается ряд комбинированных двигателей, соединяющих особенности и преимущества двигателей различных типов, например, классы: турбопрямоточных двигате леи — ТРДП (ТРД или ТРДД + СПВРД), ракетно-прямоточных — РПД (ЖРД или РДТТ + СПВРД или ГПВРД), ракетно-турбинных — РТД (ТРД + ЖРД) и многие другие комбинации двигателей более сложных схем.
Примерные области применения различных авиационных двигателей по высоте и числу Маха полета в так называемом “коридоре” возможного применения крылатых летательных аппаратов (ЛА) показаны на рис. В.2.
Рис. В-2. Области применения авиационных двигателей по высоте и числу Маха полета:
1 — турбовальные ГТД; 2 — ТВД, ТВВД, ТРДД: 3 — ТРД, ТРДФ, ТРДДФ;
4 — СПВРД, комбинированные ВРД; 5 — ГПВРД; 6 — ЖРД;
7 — первая космическая (орбитальная) скорость, 7,85 км/с (Я—100 км);
8 — ограничение по подъемной силе ЛА; 9 — ограничение по аэродинамическому нагреву и прочности ЛА
Мы видим, что использование ВРД позволяет применить авиационные ЛА в широкой области высот и скоростей полета от Мп = О (ТВГТД вертолетов, самолеты вертикального взлета) до полетов с Мп = 10...15 и более (ГПВРД). Сочетание различных типов ВРД и ЖРД в комбинированной силовой установке
13
делает возможным создание в перспектив экономичных авиационно-космических систем, способных осуществлять многократные выходы на околоземную орбиту при горизонтальном старте с аэродромов.
Поколения самолетных двигателей
Из-за сложности освоения повой газотурбинной техники качественное обновление двигателей происходило этапами не ранее чем через 10 лет. За это время количественные накопления научных и технологических достижений, появление новых материалов, непрерывное ужесточение требований со стороны новых самолетных разработок создавали техническую возможность и необходимость разработки новых двигателей с качественно более высоким уров нем совершенства конструкции и характеристик — так называемых двигателей нового поколения. Каждое новое поколение двигателей характеризуется комплексом новых признаков, таких как назначение (военное, гражданское), тип и схема двигателя и его основных элементов, увеличенные парамет ры термодинамического цикла, сниженные значения удельного веса и расхода топлива, уменьшенное число ступеней, применение новых материалов и т. п.
За 60 лет развития ВРД сменилось четыре поколения двигателей, и в 90-х годах началось внедрение пятого поколения, причем этапность внедрения новых поколений по мере их усложнения удлинялась. Годы внедрения новых поколений ВРД можно определить весьма условно, в разных странах они различались, в то время как характерные технические признаки поколений проявлялись везде довольно устойчиво.
В табл. В.1 показаны характерные данные пяти поколений самолетных ВРД, определяющие их основной облик и главные параметры. Эти данные демонстрируют выдающийся 70-летний прогресс авиационных двигателей (по лучшим показателям): снижение удельного веса в 10 раз, удельного расхода топлива в 2,5 раза, рост температуры газа перед турбиной с 900 до 1950 К, увеличение степени повышения давления в компрессорах с 3 до 50 и более. Минимальная тяга ТРД для малых аппаратов осталась на первоначальном уровне (3...5 кН), а максимальная тяга одного двигателя для современных гражданских двух-и четырехдвигательных самолетов достигла уровня 400...500 кН и более.
Остановимся более подробно на характерных особенностях современных двигателей пятого поколения, прежде всего — военных.
ТРДДФ пятого поколения создаются в настоящее время в основном для военных сверхзвуковых маневренных самолетов и остаются единственным применяемым типом двигателя подобного назначения. Эти двигатели имеют небольшую степень двухконтурности, высокую общую степень повышения давления, двухвальную конструкцию, как правило, с противовращением роторов. Температура газов перед турбиной существенно повышена благодаря использованию интенсивного конвективно-пленочного охлаждения, монокристаллических рабочих лопаток (табл. В.1).
Увеличение напорности лопаточных венцов компрессоров, рост окружных скоростей и применение новых материалов позволили уменьшить общее число ступеней лопаточных машин до 10—11 против 15—17 у ТРДДФ четвертого поколения. В конструкции двигателей применяются оболочки из композиционных материалов, диски турбин из порошковых материалов, цельные конструкции компрессорных дисков с лопатками (типа blisk: “blade-disk”). Вследствие роста термодинамических параметров, газодинамического совер
14
шенства элементов, применения новых материалов и технологий отношение тяги к весу двигателей увеличено до - 10:1.
Для увеличения маневренности самолета на ряде двигателей пятого поколения применяются сопла с поворотом вектора реактивной струи.
Повышены требования к надежности, ресурсу, быстрому обслуживанию, простоте ремонта. Эти факторы эксплуатационной пригодности являются приоритетными.
Дозвуковые ТРДД в пятом поколении также достигли высокого технического совершенства (табл. В.1). Приоритетными для двигателей гражданской авиации являются экологические требования: снижение уровня шума и, что особенно важно, вредных выделений (оксидов азота), а также высокие надежность и ресурс, низкая стоимость производства и эксплуатации.
Несмотря на этапный прогресс поколений авиационных ВРД, следует отметить некоторые рубежи, характеризующие качественно переломные “события” в развитии авиадвигателестроения и авиации в целом.
1.	Появление гражданских ТРД и ТВД во втором поколении (1950-е гг). на самолетах Ту-104 и Ил-18.
2.	Внедрение охлаждаемых турбин, позволивших создать ряд ТРДД (третье поколение, 1960-е гг).
3.	Массовое внедрение двухконтурных ТРД третьего поколения на гражданских самолетах (1960-70-е гг).
4.	Внедрение в дозвуковой авиации ТРДД с большой двухконтурностью (четвертое поколение начиная с 70-х гг.).
5.	Массовое внедрение форсированных ТРДД в военной авиации (четвертое — пятое поколение, 1970—90-е гг.).
Предмет курса "Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок”
Теория авиационных ВРД в настоящее время значительно расширилась и охватывает области от наземного использования модифицированных ГТД до гиперзвуковых полетов, вследствие чего книга содержит много аспектов, требующих всестороннего глубокого подхода и изучения.
Предметом курса является изучение следующих основных проблем:
1.	Возможные типы ВРД и принципиальные области их применения.
2.	Термодинамические и энергетические основы ВРД,
3.	Особенности ВРД как движителей летательных аппаратов.
4.	Особенности элементов двигателя и условия их совместной работы и согласования,
5.	Характеристики и регулирование ВРД различного типа и основы их расчета,
6.	Основы проектирования и расчета элементов ВРД и их проточных частей, 7. Экологические характеристики авиационных ВРД и стационарных ГТД.
8. Энергетитические установки, созданные на базе авиационных ГТД.
Изучению теории воздушно-реактивных двигателей должно предшествовать изучение ряда дисциплин: термодинамики, газовой динамики, теории горения, теории лопаточных машин.
15
<л
“ Таблица В.1
Поколения самолетных газотурбинных двигателей
Поколения, годы	Назначение самолетов	Основные схемы двигателей	Компрессор	Турбина	Удель -ный вес	Удельный расход топлива Мп = 0,8. Я = 11 км	Степень двух-контур-ности	Ч, max
Первое, 1940-е	Военные	ТРД. ТРДФ, ТВД	Одновальный осевой или центробежны й лк = 3...5,5	Неохлаждае-мая 7* = 900...1150 К	0,6—1,0	1.2—1.1* (ТРД)	0	<1,0
Второе, 1950-е	Военные	ТРДФ, ТРД, ТВД	Осевой одновальный с регулируемыми НА или двухвальный Як=7...13	Неохлаждае-мая (охлаждаемые лопат-ки первого СА). 7> =-1150...1250 К	0,22...0,26 (военные)	0,8 ...1.1 (ТРД)* 0,25 (ТВД)**	0	2. 2.3
	Гражданские	ТВД. ТРД			—		0	<1.0
Третье 1960-е	Граж-данекие	ТРДД	Осевой двухвальный или одно-вальный Пк = 10...15 (ТРД) и с лкЕ ~ 16...20 (ТРДД)	С внутренним конвек-тивным охлаждением лопаток Т> = 1300—1450 К	—	0,8...0,7	0,5...2,5	<1,0
		ТРДСПС)			—	—	0	2,0...2,2
	Военные	ТРДФ, ТРДВВП			0,14...0,18	—	—	2,5...3.0
		ТРДДФ (ТРДД)				—	0.7...1,5	<2,5 (<1.0)
Окончание табл. В.1
Поколения, годы	Назначение самолетов	Основные схемы двигателей	Компрессор	Турбина	Удельный вес	Удельный расход топлива Мп = 0,8, Н = 11 км	Степень двух-контур-ности	шах
Четвертое, 1970— 1980	Военные	ТРДДФ	Осевой двухвальный или трехвальный лк£ ~ 20”-30	С конвективнопленочным охлаждением лопаток Т> =1500...1700 К	0,12...0,1	—	0,4...2,0	2,2...2,5
		ТРДД			—	—	со CD	<1,0
	Гражданские	ТРДД			—	0,65...0,58*	4...6	<1,0
11ятое, 1990— 2010	Военные	ТРДДФ	Осевой двухвальный 25...35	С конвективнопленочным охлаждением монокристаллических лопаток Т> =1850...1950 К	-0,1	—	0,2...0,4	2,0...2,5
	Гражданские	ТРДД тягой от 100 до 500 кН	Осевой двух-(трех-) вальный ~ 35...50	=1700...1800 К	—	0,55...0,45* ***	от 5...6 до 8...12 (15...20)	<1,0
* кг/(даН.ч); ** кг/(кВт.ч); *** Большие Суд и меньшие т относятся к ТРДД с тягой - 100кН. Обратная тенденция — у ТРДД большой тяги (300...500 кН).
Часть I.
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ
ОСНОВЫ ВРД
Глава 1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ТЕОРИИ ВРД
1.1. Основные типы и принцип действия ВРД
1.1.1. Газотурбинные двигатели
Турбореактивный двигатель (ТРД) является наиболее простым типом газотурбинного двигателя прямой реакции (рис. 1.1). Двигатель состоит из воздухозаборника 1, компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины 4 и реактивного сопла 5—6. Характерными являются сечения:
1)	струя невозмущенного потока перед входом в двигатель (Н);
2)	за воздухозаборником (В);
3)	за компрессором (К);
4)	за камерой сгорания (Г);
5)	за турбиной (Т);
6)	на срезе сопла (С).
Рис. 1.1. Схема и термодинамический цикл ТРД в координатах р - и и Т - S. Точками отмечены значения параметров в характерных сечениях проточной части двигателя
18
При полете со скоростью Vn набегающая струя воздуха тормозится и сжимается в воздухозаборнике (динамическое сжатие, точка В). Дальнейшее сжатие воздуха происходит в компрессоре (точка К). При больших сверхзвуковых скоростях динамическое сжатие так возрастает, что может составлять существенную долю всего повышения давления в двигателе. Так, например, у самолета Ту-144 уже при скорости 1'п = 2200 км/ч повышение давления воздуха в воздухозаборнике равно девяти и такова же степень повышения давления в компрессоре.
Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания 3. Здесь в него впрыскивается горючее (как правило, авиационный керосин), и затем происходит сгорание топливовоздушной смеси, в процессе которого температура продуктов сгорания повышается до величины, допускаемой жаропрочностью горячей части двигателя (точка Г). В турбине 4 часть потенциальной энергии газов преобразуется в механическую работу на валу, передаваемую компрессору 2. Степень понижения давления газа в турбине, необходимая для получения работы на валу, равной работе, затрачиваемой на сжатие воздуха в компрессоре, преодоление трения в подшипниках и привод вспомогательных агрегатов, всегда меньше, чем степень повышения давления в компрессоре, из-за более высокой работоспособности продуктов сгорания в связи с их высокой температурой. Перед реактивным соплом, следовательно, избыточное давление всегда больше давления в воздухозаборнике, перед компрессором, а температура перед соплом всегда выше температуры торможения набегающего потока. Поэтому скорость истечения продуктов сгорания из реактивного сопла ТРД больше скорости полета, что и обусловливает появление реактивной тяги двигателя.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) (рис. 1.2) отличается от рассмотренного выше ТРД наличием форсажной камеры 5 между турбиной 4 и реактивным соплом 6. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки. Процесс горения организуется и стабилизируется с помощью фронтового устройства, обеспечивающего перемешивание испаренного топлива и основного потока. Повышение температуры, связанное с подводом тепла в форсажной камере, увеличивает располагаемую энергию продуктов сгорания и, следовательно, скорость истечения из реактивного сопла. Соответственно, возрастает и реактивная тяга. ТРДФ обычно предназначается для сверхзвуковых скоростей полета и поэтому оборудуется сверхзвуковым воздухозаборником 1. В связи с тем, что при больших скоростях полета степень расширения в реактивном сопле ТРДФ получается больше критической, оно выполняется в виде сопла Лаваля, т. е. с расширяющейся частью после критического сечения.
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) в настоящее время является наиболее распространенным типом авиационного ГТД (рис. 1.3). В этом двигателе воздух, выходящий из воздухозаборника I, сжимается в первой (передней) части компрессора 2, называемой также вентилятором, а затем разделяется на два потока. Внутренний поток подвергается сжатию в задней части компрессора, а затем поступает в камеру сгорания 4, где подогревается, как и в ТРД. В турбинах 6 и 7 продукты сгорания расширяются до установления давления, более низкого, чем в ТРД, так как работа, получаемая в турбине, должна быть несколько больше, чем в ТРД, в связи с затратой до-
19
20
Рис. 1.2. Схема и термодинамический цикл ТРДФ в координатах р - и и Т - S
Рис. 1.3. Схема и термодинамический цикл ТРДД в координатах р - v и Т - S
полнительной части ее на сжатие вентилятором 2 воздуха, поступающего во внешний контур. Располагаемая энергия перед реактивным соплом внутреннего контура ТРДД 8 поэтому получается меньшей, как и скорость истечения. Вместе с тем, дополнительная масса воздуха, поступающая из вентилятора 2 во внешний контур 5, расширяясь в кольцевом сопле 9, создает дополнительную тягу, и общая тяга двигателя поэтому возрастает. Отношение расхода воздуха, проходящего через внешний контур, к расходу воздуха через внутренний контур получило название степени двухконтурности и обозначается т.
Нашли широкое применение двухконтурные двигатели с форсажными камерами (ТРДДФ). На рис. 1.4 показана схема двухконтурного двигателя, у которого продукты сгорания, выходящие из турбины, смешиваются с воздухом, поступающим из внешнего контура, а затем к общему потоку подводится тепло в форсажной камере, работающей по такому же принципу, как и в ТРДФ. Продукты сгорания в этом двигателе истекают из одного общего реактивного сопла. Такой двигатель называется двухконтурным двигателем с общей форсажной камерой.
Рис. 1.4. Схема ТРДДФ
Большое распространение в авиации получили турбовинтовые двигатели (ТВД) и их разновидность — турбовальные двигатели для вертолетов (ТВГТД). Принципиальная схема и рабочий процесс ТВД — как и у ТРДД без форсажной камеры (см. рис. 1.3). Различие лишь в том, что в ТРДД избыточная мощность турбины затрачивается на привод вентилятора, сжимающего воздух во внешнем контуре, а в ТВД — на привод винта (через редуктор). И винт, и внешний контур выполняют по существу одну и ту же функцию — ускорение дополнительной массы воздуха и получение в результате этого дополнительной силы тяги. Тяга, создаваемая винтом ТВД, оказывается во много раз больше тяги самого двигателя. Поэтому ТВД называют двигателем непрямой реакции.
1.1.2. Прямоточные воздушно-реактивные
и комбинированные двигатели
Как было сказано, при больших сверхзвуковых скоростях полета повышение давления за счет динамического сжатия воздуха может быть достаточно большим. Поэтому можно создавать воздушно-реактивные двигатели для больших скоростей полета без использования компрессора и турбины. Такие двигатели получили название прямоточных двигателей (ПВРД).
Схема прямоточного ВРД для сверхзвуковых скоростей полета (СПВРД) показана на рис. 1.5. Здесь сжатие набегающего потока осуществляется в воздухозаборнике 1, после которого воздух с дозвуковой скоростью по-
21
ступает в камеру сгорания 2. Процесс сгорания заканчивается перед реактивным соплом 3 типа сопла Лаваля.
Рис. 1.5. Схема и термодинамический цикл СПВРД в координатах р - и и Т - S
При очень больших скоростях полета, превышающих Мп = 7...8, сжатие воздуха в воздухозаборнике ПВРД целесообразно производить не до дозвуковой, а до умеренной сверхзвуковой скорости, так как в этом случае уменьшаются потери полного давления в воздухозаборнике и эффективность рабочего процесса повышается. Такой двигатель называется гиперзвуковым прямоточным ВРД (ГПВРД). Снижение давления и температуры на входе в камеру сгорания ГПВРД при сжатии воздуха до сверхзвуковой скорости оказывается целесообразным и по другим соображениям, в том числе из-за облегчения условий работы основных узлов двигателя. В то же время возникают значительные трудности с организацией процесса сгорания в сверхзвуковом потоке вследствие малого времени пребывания топливовоздушной смеси в камере сгорания и ряда других особенностей высокоскоростных течений.
В качестве возможных двигателей для полета с высокими скоростями рассматриваются многочисленные схемы комбинированных двигателей, объединяющих в себе принципы работы нескольких типов воздушно-реактивных или даже ракетных двигателей: турбопрямоточные, ракетно-турбинные, ракетно-прямоточные и др. Некоторые из комбинированных двигателей рассмотрены в V части этой книги.
Поскольку в теории ВРД рассматриваются гиперзвуковые и комбинированные двигатели, рассчитанные на очень высокие скорости полета, а также 22
и на применение на авиационно-космических аппаратах, мы будем в дальнейшем пользоваться некоторыми аналогиями с ракетными двигателями (РкД).
Сопоставляя рабочие процессы рассмотренных выше ВРД некомбинированных схем, можно сделать вывод, что большинство из них, в частности ТРД, ПВРД, ТВД и ТРДД без теплоподвода в форсажной камере, работают по одному и тому же термодинамическому циклу с подводом тепла при р = const. Этот цикл будет предметом нашего детального рассмотрения.
Предлагались разнообразные схемы ВРД, использующих термодинамический цикл с подводом тепла при постоянном давлении V - const (например, пульсирующий ПВРД), не нашедшие применения в современной авиации.
1.1.3. Авиационный двигатель как система
Авиационный двигатель любого типа может быть представлен и проанализирован как система, из следующих пяти главных составляющих компонентов, на которые можно воздействовать, увеличивая эффективность двигателя (рис. 1.6):
1.	Тепловая машина (осуществляющая термодинамический цикл).
2.	Рабочее тело в термодинамическом цикле.
3.	Источник энергии (в конечном виде — тепло).
4.	Движитель, т. е. устройство, создающее тягу (в двигателях прямой реакции движитель функционально объединен с основным двигателем, в ТВД — это винт).
5.	Газодинамическое и механическое устройство (собственно двигатель как машина в ее материальном и конструктивном воплощении).
Рис. 1.6. Авиационный двигатель как система (А — двигатели прямой реакции)
Значение каждой из этих пяти категорий для определения эффективности авиационного двигателя различно. Они тесным образом взаимосвязаны, но
23
могут рассматриваться отдельно, так как характеризуют двигатель с разных сторон.
Первые четыре категории относятся к общей теории ВРД, и им посвящена первая часть книги; пятой, наиболее объемной и конкретной, посвящены все остальные части книги.
В наименьшей степени влияет на принципиальные особенности авиационных ВРД обычных (некомбинированных) схем свойства рабочего тела в их термодинамическом цикле. С краткого рассмотрения особенностей рабочего тела цикла ВРД и начнем анализ перечисленных выше категорий.
Рабочим телом в цикле ВРД служит атмосферный воздух, который имеет неизменный химический состав, а изменение его физических параметров (р и Т) у земли и на высоте хорошо изучены и стандартизованы для анализа.
Приведем стандартный состав и некоторые физико-химические данные сухого атмосферного воздуха на уровне моря:
Компоненты	Объемная доля, %	Массовая доля, %	Молекулярная масса
Азот	78,09%	75,55%	28
Кислород	20,95%	23,1%	32
Аргон	0,93%	1,3%	40
Углекислый газ	0,03%	0,05%	44
Средняя молекулярная масса воздуха цв = 29. Газовая постоянная воздуха о _	_ gey дж/(кг . К). Показатель адиабаты воздуха Л =1,4. В качестве
Мв нормальных параметров атмосферного воздуха на уровне моря принимают давление рп = 101325 Па и температуру воздуха = 288,16 К. “о	о
Другая функция воздуха в цикле двигателя заключается в том, что входящий в его состав кислород служит окислителем при горении топлива. При этом изменяются термодинамические свойства продуктов сгорания (“газа”), являющихся рабочим телом в замыкающей части цикла. Для полного окисления 1 кг горючего вещества требуется вполне определенное число килограммов воздуха, характеризуемое его стехиометрическим коэффициентом Lo . При сжигании авиационного керосина в воздухе Lq = 14,9.
Существенным для процессов в цикле являются показатель адиабаты /г с (теплоемкость с ) и газовая постоянная R , связанные зависимостью /г =-Е— .
Р	1	с — R
р г
Теплоемкость продуктов сгорания зависит от двух переменных: температуры газа и состава продуктов, определяемого относительным расходом сгоревшего
Gt 1
топлива — <?_ =	=----, где а — так называемый коэффициент избытка воз
v.Lo
24
духа. Эта зависимость показана на рис. 1.7. Газовая постоянная в слабой сте пени зависит только от состава газа (расхода топлива) — рис. 1.8.

теплоемкости газов от температуры и состава газа (топливо — керосин)
Рис. 1.8. Зависимость газовой постоянной от относительного расхода топлива (топливо — керосин)
При обычных оценочных расчетах принимают для воздуха и подогретого газа величины k и R равными соответственно: Л =1,4, &г=1,33, а /?в = Rr = 288 Дж/(кг К).
Итак, рабочее тело цикла как компонент системы ВРД, вследствие неизменности его химического состава не позволяет активно влиять на характеристики двигателя. При очень высоких скоростях полета (например в ГПВРД), когда велико влияние диссоциации и неравновесности продуктов сгорания при расширении, этот фактор необходимо учитывать при расчетах характеристик.
В этом отношении от ВРД существенно отличаются ракетные, двигатели (РкД — ЖРД и РДТТ). Рабочим телом в цикле РкД служат продукты сгорания горючего и окислителя, свойства которых взаимно связаны и сильно влияют на эффективность двигателя. Поэтому свойства рабочего тела (горючего и окислителя) в цикле РкД являются предметом детального анализа. Возможность влиять на свойства рабочего тела относится в меньшей степени и к комбинированным ВРД, схема которых содержит элементы ракетного цикла.
1.2. ВРД как тепловая машина
Эффективность ВРД как тепловой машины определяется эффективностью его термодинамического цикла, которая характеризуется двумя параметрами: удельной механической работой, совершаемой 1 кг рабочего тела в результате подвода тепла, и коэффициентом полезного действия, оценивающим эф фективность преобразования тепловой энергии в механическую. В идеальном и действительном (реальном) циклах это соответственно: идеальная работа Lt и аффективная работа Le , идеальный (или термический) КПД T)f и эф фиктивный КПД Т|с .
25
Поскольку идеальный цикл р = const образуется двумя изоэнтропами и двумя изобарами (см. рис. 1.1), он полностью определяется двумя основными
параметрами: общей степенью повышения давления
Р»
и общей степенью
Tv
повышения температуры в цикле. 0 = ~ - . Эти же параметры остаются основ-* >i
ними определяющими параметрами и в действительном цикле, при анализе которого учитывается также и влияние потерь.
Анализ зависимости работы и КПД термодинамических циклов от основных параметров циклов 0 и и выявление наивыгоднейших значений этих параметров являются главными целями при оценке эффективности ВРД как тепловой машины.
1.2.1. Идеальный цикл ВРД
На рис. 1.9 в Т—S'-диаграмме показан идеальный рабочий цикл р = const турбореактивного двигателя, т. е. цикл, который мог бы быть осуществлен идеальным газом (газовая постоянная R и показатель адиабаты k остаются
неизменными), без потерь в
Рис. 1.9. Т—S’-диаграмма идеального цикла ТРД
процессах сжатия, подвода тепла и расширения. Будем также пренебрегать изменением массы рабочего тела, связанным с добавкой топлива и возможными утечками в проточной части.
Для удобства выкладок будем использовать для характеристики состояния газа в характерных сечениях внутри двигателя (кроме сечений н и с) параметры заторможенного потока, что является условным. Однако эффекты, зависящие от скорости течения рабочего тела в проточной части ВРД, для большинства схем этих двигателей весьма невелики, а рассмотрение цикла в заторможенных параметрах значительно упрощает его анализ.
Изоэнтропические процессы н—в (см. рис. 1.9) соответствуют сжатию в воздухозаборнике, а в—к—в компрессоре. Процесс подвода тепла ха
рактеризуется изобарой к—г. Изоэнтропический процесс расширения в турбине обозначен отрезком г—т, и расширение в реактивном сопле — отрезком т—с. Термодинамический цикл н—к—г—с—н условно замыкается изобарой
рн = const, соответствующей атмосферному давлению и характеризующей про
цесс отвода тепла от цикла.
Работа идеального цикла
По условию сохранения энергии, работа цикла равна разности теплот — подведенного (Qi) и отведенного (Q2)
L, = Qt - Q2 •
(1.1)
26
Работа идеального цикла р = const Lt характеризуется в T-S-диаграмме площадью н — к—г—с, ограниченной кривыми процессов, так как должна быть равна разности подведенного тепла Qj = ср (Т* - Г*) , пропорционального площади н'—к—г—с, и отведенного тепла Q2 = ср (Тс — Тн) , пропорционального площади н'—н—с—с'.
Так как ср = —-— R , то работа цикла может быть записана в виде
Ь, =	- <?2 = тЧ Д - К) - <Тс - Тн>
К — L	-
= ^4тЛ[(Г;-Тс)-(Т--Тн)].	(1.2)
Из термодинамики известно, что
л <ТК - Ю = Us
— работа изоэн-
тропического сжатия, а -	— В (Тг — Тс) = Lpg — работа изоэнтропического
tif X
расширения. Поэтому работу цикла (1.2) можно записать как разность работ изоэнтропического расширения и сжатия:
~ LPS ~ LCS •	С1»3)
Выразим работу цикла через его основные
параметры
и 0 = =Л
* II
. Вы-
ражение (1.2) для Lt можно переписать так:
к
Т
— - 1
Т
и
1 - — - т,
к
Учитывая, что процессы изоэнтропических
ходят между одинаковыми уровнями давлений (р* = рг и рн = рг), и, следова-
расширения и
сжатия проис-
f k -1
н
тельно,
>•	гр*
г	1 к
Рк
Рн
с н
fe -1 k
k -1 k " = лт
можно получить окончательное через его основные параметры:
выражение для работы идеального цикла
‘ k-

0
k-J k
Л- 1 k
KL
(1.4)
Степень повышения давления в цикле л2 может быть представлена как произведение степеней повышения давления в воздухозаборном устройстве и в компрессоре двигателя:
27
Рк _
Рн " Рн
Pk
Ph
-
Очевидно, в СПВРД л^ = nv .
В выражении (1.4), кроме параметров л£ и 0, присутствует температура окружающей среды Тп , которая не может выбираться произвольно, так как она однозначно зависит от высоты полета Н. Чтобы исключить влияние Тн , введем понятие безразмерной работы цикла lt , отнеся величину Lt к энталь-пии атмосферного воздуха /и = с Тп = ---— RTU :
/,=0
А - 1
к лъ 7
(1.5)
та цикла имеет максимальную
Рис. 1.10. Т—S-диаграмма идеальных циклов при Т* = const
Выражение (1.5) показывает, что только величины и 0, назначаемые нами по тем или иным соображениям, являются основными параметрами рабочего процесса в цикле.
Из (1.5) следует, что увеличение степени повышения температуры 0 всегда приводит к росту работы цикла.
Иначе обстоит дело с зависимостью работы цикла от величины лх . Рабо величину при некотором значении п£ . В этом легко, в частности, убедиться из рассмотрения рис. 1.10, где в Т—S-диаграмме изображены идеальные циклы с разными значениями Л£ , но ограниченные одинаковым значением Т , лимитируемым на практике жаропрочностью выбранных конструктивных материалов для горячей части двигателя. Площадь цикла я—к—г'—с' с очень малой величиной л^ , как и площадь цикла я—к"—г"—с" с большой величиной степени повышения давления, явно меньше площади я—к—г—с, характеризующей работу цикла
с промежуточным значением Пу .
Наличие максимума у зависимости lt = /(л£) также может быть объяснено следующими соображениями. При л>#= 1 работа lt равна нулю, т. к. цикла
при этом нет; при некотором значении л^. тах, при котором Т* = Т* , lt также равна нулю, т. к. в этом цикле при заданной величине Т* нельзя подвести
тепло к рабочему телу. Из выражения (1.5), при lt = 0 выводится очевидное
соотношение
28
k
Klmax=® •	(1-6)
Следовательно, максимальное значение lt должно достигаться при некото
ром промежуточном значении л^- .
Оптимальная величина ^optL » соответствующая максимальной работе k - 1 k цикла, может быть найдена из анализа выражения (1.5) на экстремум по л : k
^optL = ©2(fc"1) = ' —
Характерно, что	= ^л£тах .
Из выражения (1.7) следует, что с ростом температуры газа Тг (или с по
н
нижением 7’н , что соответствует, например, увеличению высоты полета до 11 км) оптимальная величина 7Ц возрастает. На рис. 1.11 показаны зависимости безразмерной величины работы цикла lt от степени повышения давления для разных значений О. Оптимальные значения л^- достигают при реальных величинах О порядка 5...7 очень больших величин (K£optL= 15... 50).
Аналитическое выражение максимальной безразмерной работы цикла, которое получается подстановкой выражения для 7i£OptL (1.7) в (1.5), оказывается очень простым:
2
,п.х = (V® - 1) •	d-8)
Таким образом, величина максимальной безразмерной работы идеального цикла зависит только от степени подогрева газа в
Рис. 1.11. Зависимость безразмерной работы идеального цикла от Лт и 0 (пунктир — k - 1,4: сплошные линии — k = 1,33)
цикле.
КПД идеального цикла
Коэффициент полезного действия идеального цикла (термический КПД) показывает, какая часть подведенной в цикле теплоты превращается в работу:
г4я[(г;-т-)-(Гс-т„)’
К “ X_L_____________-
7^-7 « (Т’г - ^к) ль “ X
Отсюда после преобразований
29
Т - Т с н
Л* = —---7
Т - Т г к
т - т ‘с н
т* т*
> _ г. _ m _J£ ст 1 н т с	н
— 1 _	с 11
* ~ 1
получим окончательно
Рис. 1.12.
КПД идеального цикла р - const (пунктир — k - 1,4; сплошные линии — Л = 1,33)
Ч, = 1--Г7Т-	(1-9)
k ъ
Термический КПД, как видно из выражения (1.9), зависит только от степени повышения давления в цикле, и монотонно увеличивается с ростом (рис. 1.12). Таким образом, все факторы, приводящие к увеличению суммарной степени повышения давления в ВРД, работающем по идеальному циклу р = const (повышение л* или рост
Лу с увеличением скорости полета), приводят к
росту термического КПД цикла.
Располагаемая работа ВРД
В результате осуществления идеального цикла в ВРД образуется механическая энергия. Эта энергия, которую мы будем называть располагаемой работой, в двигателях прямой реакции равна увеличению кинетической энергии 1 кг газа в двигателе:
с2 - V2 — с 11
'расп “	2
(1.10)
(Здесь сс — скорость истечения из сопла при расширении до рн .)
Рис. 1.13. Идеальный цикл ТРД в р - и координатах
В двигателях непрямой реакции располагаемая работа включает еще и механическую работу, снимаемую с вала двигателя.
Очевидно, располагаемая работа, приходящаяся на 1 кг рабочего тела, проходящего через двигатель, должна равняться работе его термодинамического цикла Lt . Покажем это на примере ТРД.
На рис. 1.13 изображен идеальный цикл ТРД в координатах р - V. Работа цикла Lt здесь
равна площади н—в—к—г—т—с—и как разности работы расширения (1—4—г—т—с— 1) и работы сжатия (1—4—к—в—н—1). С другой сто-
роны, в ТРД работа турбины равна работе компрессора, т. е. равны заштрихованные площади на диаграмме: 3—4—г—т— 3 — 2—4—к—в—2. В этом случае работа цикла Lt может быть изображена площадью н—в—2—3—т—с—н.
30
Кинетическая энергия газов, выходящих из двигателя прямой реакции (так называемая свободная энергия LVK), образуется в результате изоэнтропичес-е2с
кого расширения от точки т до точки с: L„_ = тг = (работа расширения т—с) = = площади 1—3—т—с—1 в н—в—2—3—т—с—н + 1—2—в—н—1 = L( + 1 — 2—в—н — 1. Здесь площадь 1—2—в—н—1 соответствует работе динамического сжатия от точки н до точки в, которая равна кинетической энергии набегали
ющего потока воздуха -g- .
Таким образом,
V2
£/ = £св-Т	(1-И)
и
с2-Г2
=	(1.12)
т. е. располагаемая работа равна работе цикла.
1.2.2. Действительный цикл ВРД
В реальном цикле ВРД все процессы, протекающие в его элементах, сопровождаются потерями. Кроме того, физические свойства рабочего тела не остаются неизменными как в связи с изменением температуры в процессах
сжатия и расширения, так и за счет различия химического состава продуктов сгорания и воздуха. Точный учет всех условий протекания процессов в ВРД даже с применением современных ЭВМ представляет собой исключи
тельно трудоемкий процесс, и на стадии анализа цикла это не является не
обходимым.
Чтобы найти аналитические зависимости работы и КПД реального цикла
от основных параметров рабочего процесса, необходимо принять ряд упроще-
ний. Будем считать (как и в идеальном цикле) неизменным количество рабочего тела, т. е. пренебрежем отбором воздуха, утечками и подводом массы топлива. Далее будем учитывать изменение теплоемкости воздуха и газа введением разных показателей адиабаты для воздуха и газа. Примем также, что суммарная степень повышения давления nv равна степени расширения газов, т. е. при одинаковом начальном и конечном давлениях рп и рс одинаковыми принимаются максимальные давления р* и р* . Это значит, что потери давления в камере
Рис. 1.14.
Действительный цикл
сгорания не учитываются. Наконец, КПД процессов сжатия в воздухозабор-
31
нике и компрессоре и процессов расширения в турбине и реактивном сопле будем характеризовать осредненными величинами т|с и г|р соответственно.
Действительный цикл в Т—S-диаграмме показан на рис. 1.14.
Эффективная работа действительного цикла
При сделанных допущениях её можно определить как разность тельных работ расширения и сжатия:
действи-

cs
He
(1.13)
где изоэнтропические работы сжатия и
« k _ 1
— RT,
н
расширения
A - i
( k
h? -и
и
A - 1 Г
A
:z r
г
Индексом г снабжены показатель адиабаты и газовая постоянная индекса даются те же величины для воздуха. Если ввести коэффициент
А -1 Г \ * I г J
газа, без
е ~
kr
Лг - 1
В,
k
k - 1
А- 1 ' А
учитывающий различие между R и k для газа и воздуха, то работа цикла (1.13) может быть записана в виде
Аг1 А Ъ ~ 1
Пс
k
'e
k -

е 0 Пр
А - 1 А

или в безразмерном виде
А -
I
А ____
Пс
- 1 (еО г| п
jc ‘р а -1 А \ Ку
- 1
(1-14)
При величинах k и гретого газа (а именно циент е в зависимости
которые
1.4, Аг =
от имеет
В, k -
обычно принимаются для воздуха и подо-1,33 и Лв ~ Нг = 288 Дж/(кг - К)), коэффи-следуклцие значения-
32
е
5
1,035
10
1,048
50	100
1,06	1,073
Таким образом, коэффициент е близок к единице и слабо зависит от лЕ . Так же мало он меняется при изменении подогрева газа в цикле: всего на = 1% при изменении Т* на 200 К. Поэтому без большой погрешности при анализе влияния параметров цикла на его работу будем считать величину е постоянной.
Эффективная работа цикла уже не характеризуется площадью, ограниченной кривыми процес-ссв, а меньше ее на величину, пропорциональную работе трения.
На рис. 1.15 построены зависимости эффективной безразмерной работы цикла от величины Kj- для разных значений степени повышения температуры G. Эти зависимости качественно такие же, как и для идеального цикла. При = 0 работа равна нулю, при ^opt£ достигает максимума и при некоторой mfiV вновь обращается в нуль. Однако Ill<1 Л.
абсолютный уровень работы действительного цикла
/ 10 50100200 500 1000 Ж
Рис. 1.15. Зависимость безразмерной работы цикла от степеней повышения давления и температуры (т| = 0,85, п = 0,92)
при тех же значениях
О тем меньше величины lt идеального цикла, чем ниже КПД процессов
(рис. 1.16). Как и в идеальном цикле, имеется оптимальное значение л^ .
Беря производную --------- в урав-
/	~ 1 \
Л |	к I
нении (1-14) и приравнивая ее нулю, можно найти это оптимальное значение л£ для цикла с потерями, при котором работа максимальна:
k "EoptL^OncTlp)**-1). (1-15)
Выражение (1.15) показывает, что потери приводят к снижению оптимальной величины JCj- . Объясняется это тем, что при заданной величине степени повышения температуры в цикле с ростом л£ (стало быть и Т*), как и в идеальном цикле, уменьшается количество подводи-
Б. А. Крылов
Рис. 1.16. Зависимость безразмерной работы циклов от степени повышения давления: действительный цикл (сплошные линии); идеальный цикл, k = 1,4 (пунктирные линии)
33
мого с топливом тепла, а абсолютная величина потерь, неизбежных в действительном цикле, даже при постоянных значениях Т]с и "Пр растет. При этом все большая часть подведенного тепла должна тратиться на компенсацию потерь в процессах сжатия и расширения. Если 0 увеличивается, то ^opt£ возрастает, так как растет количество подводимого с топливом тепла, а относительная величина части энергии, которая идет на преодоление потерь, убывает.
Подставив (1.15) в (1.14), получим простое выражение для максимальной работы действительного цикла при ^optL*
max
Как и в идеальном цикле (ср. с (1.7), величина максимальной работы цикла не зависит от степени повышения давления, при которой она достигается. Однако в отличие от идеального цикла в действительном цикле L зависит не только от 0, но и от КПД сжатия и расширения. Увеличение степени повышения температуры О всегда приводит к росту работы цикла. Поэтому увеличение температуры газа Г* целесообразно для получения возможно большей мощности двигателя.
Приравняв нулю выражение для величины 1е (1.14), можно найти максимальную степень повышения давления в цикле, при которой 1е - 0:
_k
'tzmax = (e04cnp)*-1 •	(1-16)
Сравнение (1.16) с (1.15) показывает, что как и в идеальном цикле,
opt L ~ max ’
Располагаемая работа действительного цикла ВРД
Так же, как и в идеальном цикле (1.10), при осуществлении реального цикла ВРД образуется механическая энергия (располагаемая работа цикла). Как и в идеальном цикле (1.11), работа действительного цикла Le равна разности свободной энергии на линии расширения и кинетической энергии набегающего потока:
Г _ J Г Ze - <рс LC13 g .
9
Здесь фс учитывает все потери от сечения за турбиной до сечения на срезе сопла.
2	2
В ВРД прямой реакции LCB = сс/(2(рс) и располагаемая работа цикла равна разности кинетических энергий газа на выходе из двигателя и на входе в него:
34
т. е. и в этом случае работа действительного цикла (1.17) представляет собой располагаемую работу 1 кг рабочего тела ВРД, Le = L п [ср. (1.10) и (1.12)].
КПД действительного цикла (эффективный КПД)
т|(, определится как отношение эффективной работы к подведенной в
цикле теплоты:

L(, Le
^1 с (Т* - Г*) pr V Г KJ
(1.18)
где срг =
(_______/г
( k - 1
— условная средняя теплоемкость рабочего тела в процес-
се его подогрева от Т* до Т‘ . Так как Т’ - Т*. - = Т„
т
, то учитывая,
k - 1
k
* ~
что Т - Т =	, получим
К	М	М	уч
•с
Окончательное выражение для эффективного КПД действительного цикла
может быть записано следующим образом:
(1-19)
Нетрудно убедиться, что при условии n = n = 1 и постоянной теплоем-кости газа во всех процессах (е = 1) формулы (1.14) и (1.19) совпадают с (1.4) и (1.9) для работы и термического КПД идеального цикла.
Из выражения (1.19) следует, что в отличие от идеального цикла КПД действительного цикла зависит от степени повышения температуры 0. Вследствие уменьшения относительной доли работы, идущей на преодоление потерь, рост О приводит к увеличению КПД действительного цикла (рис. 1.17).
Так как с увеличением возрастает относительная величина энергии, затрачиваемой на преодоление потерь при сжатии и расширении в действительном 2*	35
Рис. 1.17. Зависимость КПД циклов от степеней повышения давления и температуры: сплошные линии — действительный цикл (цс = 0,85, пр = 0,92); пунктирная линия — идеальный цикл
цикле, зависимость Пе = имеет максимум, тогда как Г), идеального цикла
непрерывно растет при увеличении Лу . КПД действительного цикла обращает
ся в нуль, когда работа цикла равна нулю, т. е. при лу = 1 и при лу (1.16).
Оптимальные по КПД значения Луор11] всегда больше, чем ^optL (1.15).
Это следует из анализа выражения КПД (1.18). При увеличении подведен-
Рис. 1.18. Рост безразмерной работы цикла и его КПД при увеличении степени подогрева газа при соответствующих ему оптимальных степенях повышения давления (Пс =0.85, Цр = 0,92): 0/ щах ’ max •
ная к циклу теплота Qj непрерывно уменьшается вследствие уменьшения разности температур Т*- Т* (G = const), а работа цикла имеет максимум. Поэтому величина Kv t смещается вправо от значений
opt L •
На рис. 1.18 показано изменение максимальных параметров цикла Gfmax 11 Летах) от степени подогрева газа 0 и соответствующие оптимальные степени увеличения давления в цикле: nZoptL и ПуорП1 .
Эти данные и предшествующий анализ показывают, что увеличение работоспособности ВРД (рост 1е) и его эффективности (экономичности: рост Г|г) могут быть достигнуты только при одновременном увеличении степени повышения давления л^- и температуры газоь 0 (Т*) в сочетании, диктуемом конкретными требованиями.
Историческое развитие реальных двигателей соответствует указанной
36
фундаментальной тенденции одновременного роста степени повышения давления и температуры газа. Оптимальные сочетания этих параметров зависят от типа, назначения и условий применения двигателя, но, как правило, они находятся в рамках “коридора”, показанного на рис. 1.18 (между кривыми opt L й opt п
Приведенные выше рассуждения относились к величине суммарной степени повышения давления , характеризующей термодинамический цикл ВРД. Для упрощения выкладок и формул совершенство процесса сжатия в воздухозаборнике и компрессоре ГТД оценивалось общим КПД сжатия. Однако следует иметь в виду, что
ЛЕ - nv Пк .
Величина пу определяется из выражения
k
’17 = <’вх[1+~^Мп|	•	(1-20)
где овх — коэффициент восстановления полного давления в воздухозаборнике, выбирается в зависимости от Мп на основании закономерностей, изложенных в гл. 3.
Так как Tty является функцией только только числа Мп полета и потерь в воздухозаборнике, при выборе суммарной степени повышения давления в цикле ГТД для заданной скорости полета мы можем изменять только я* . Поэтому для практических целей имеет смысл говорить об оптимальных значениях работы цикла и его КПД не по суммарной степени повышения давления, а по степени повышения да1 ления в компрессоре л* . Для этого опти-
мальные величины , определенные ранее, необходимо разделить на Лу .
1.2.3. Увеличение работы цикла путем подвода
дополнительного тепла за турбиной
(форсирование ГТД)
Из сказанного выше следует, что работа и КПД цикла при р = const увеличиваются с ростом температуры газа и соответствующим ростом степени повышения давления. С этой точки зрения целесообразно было бы иметь максимально возможную температуру газа и значительную степень повышения давления.
Максимально достижимая температура газа определяется из условия полного использования для процесса горения кислорода воздуха (коэффициент избытка воздуха а = 1). Для углеводородного топлива эта “стехиометрическая” температура, зависящая также от температуры воздуха на входе в камеру сгорания и от величины отбора воздуха для охлаждения горячих элементов камеры сгорания и турбины, составляет 2200...2500 К. Соответствующие этой температуре суммарные степени повышения давления в цикле, оп-
37
тимальные по работе и оптимальные по КПД цикла, составляют величины 35...50 и 250...600 в первом и втором случаях.
Если рассмотреть величины Т* , фактически используемые в авиационных газотурбинных двигателях с начала их развития до настоящего времени, и экстраполировать полученные данные на ближайшие годы, то, как следует из рис. 1.19, предельные значения Т* , приведенные выше, пока еще далеки от практической реализации (см. также Введение, табл. В.1).
Суммарная степень повышения давления в цикле, как уже отмечалось, слагается из двух компонентов — динамической степени повышения давления тф , обусловливаемой сжатием набегающего потока во входном устройстве
*
двигателя, и степени повышения давления в компрессоре лк , определяемой ве-личиной подведенной к компрессору механической работы и температурой на входе в компрессор 7* . При современных максимальных скоростях полета самолетов, соответствующих М = 3...3,5, динамическая степень повышения давления в реальных воздухозаборниках достигает 30...50. При дозвуковых скоростях (при низких значениях Т* ) степень повышения давления в компрессорах достигла = 40...45 (рис. 1.19). Суммарная степень повышения давления в ВРД на больших сверхзвуковых скоростях уже достигает 100... 150. Иными словами, главным препятствием для дальнейшего увеличения работоспособности рабочего тела в цикле являлось и будет являться в дальнейшем ограничение, связанное с предельной температурой газа перед турбиной. Это обстоятельство обусловило потребность внедрения уже в первых поколениях авиационных газотурбинных двигателей термодинамических циклов, более сложных, чем цикл р = const, позволяющих увеличить работоспособность цикла или улучшить его КПД при ограниченных температурах газа перед турбиной.
Цикл с промежуточным подогревом (ТРДФ)
Наиболее распространенными форсированными двигателями с подводом дополнительного топлива за турбиной являются турбореактивные и двухконтурные двигатели с форсажными камерами (рис. 1.2 и 1.4). Рассмотрим более простой тип двигателя — ТРДФ. Детальный анализ схемы ТРДДФ дается в гл. 10.
Работа цикла ТРДФ может быть увеличена за счет увеличения работы расширения при том же значении Т’ , если после частичного расширения газа в турбине до промежуточного давления рт к нему вновь подвести теплоту в дополнительной, так называемой форсажной камере, а затем осуществить расширение до конечного давления рс = рн .
Увеличенная располагаемая работа используется в этом случае для увеличения кинетической энергии газа, истекающего из реактивного сопла. Отсутствие турбины за форсажной камерой сгорания позволяет повысить температуру газа перед соплом практически до предельного значения Тф = 1800...2200 К (при коэффициенте избытка воздуха (Д = 1,1. ..1,2).
38
Т*г,К
Титлах
1950	I960	1970	1980	1990	2000 2010 г.
Рис. 1.19. Изменения температуры газа перед турбиной и максимальной степени повышения давления в компрессоре газотурбинных двигателей по годам
Рассмотрим особенности термодинамического цикла ТРДФ (н—к—г—т— ф—с—н, рис. 1.20,6), в сравнении с циклом ТРД (н—к—г—с—н, рис. 1.20,а). Степень повышения давления и температуру газов перед турбиной Т* в
обоих циклах примем одинаковыми. В этом случае без учета потерь полного давления в форсажной камере величины давления перед соплами ТРД и ТРДФ будут одинаковыми (р* = Рф), равны будут также располагаемые степе-
ни понижения давления в соплах этих двигателей
* *
."срасп рс рс
При
этом условии работа расширения газа в сопле и кинетическая энергия газов, выходящих из двигателя (свободная энергия LCB), будут пропорциональны температуре торможения газа перед соплом. Действительно, пренебрегая изменением теплоемкости газа и потерями в процессах расширения, получим
для идеальных циклов: в ТРД
в ТРДФ
'св.ф 2
“ О = Сс
1 >
k ]_ k
71
с.расп /
Отсюда
Используя связь свободной энергии с работой идеального цикла (1.11), найдем выражение для относительного увеличения работы цикла ТРДФ (L^) по сравнению с циклом ТРД (Lt):
(1.21)
Увеличение работы цикла ТРДФ в стартовых условиях (Уп = 0) пропорци-
Т* онально степени увеличения температуры газа в форсажной камере ——. При
Т* л т
увеличении скорости полета относительный рост работы цикла ТРДФ увеличивается. При практически достигнутых значениях температур и Т* уве-
личение работы цикла ТРДФ на старте может составлять:	= 2...2,3, а при
ht
40
большой скорости полета (порядка 1000 м/с) это отношение возрастает до 3 и более.
Рис. 1.20. Сравнение идеальных циклов ТРД (а) и ТРДФ (б)
Сравним КПД идеальных циклов ТРДФ и ТРД при одинаковых рах Лу- и Г’ (см. рис. 1.20). Термический КПД цикла ТРД с учетом ния (1.2) может быть записан следующим образом:
парамет-
выраже-
(1.22)
Очевидно, что это общее выражение термического КПД справедливо для любого идеального цикла, в том числе и для цикла ТРДФ. Однако здесь, в отличие от ТРД, подведенная в цикле теплота выражается суммой Ql = Q1+Q(J) (площадь н—к—г—т—ф—с'—н' на рис. 1.20,6), отведенная теплота Q2 выражается площадью н'—н—с—с'—н', а полезная работа цикла Lt^y — заштрихованной площадью н—к—г—т—ф—с—н.
Термический КПД цикла тем выше, чем больше отношение полезной ра-Lt
боты к отведенной теплоте 75- в выражении (1.22). Для сравнения циклов
ТРД и ТРДФ по этому показателю введем в рассмотрение новый цикл ТРД с тем же значением Лу- , но с существенно более высокой температурой газа Т*2 (площадь н—к—г2—с—н, см. рис. 1.20,6). Рассматривать такой цикл удобно, потому что в нем отведенная теплота <?2 равна отведенной теплоте в цикле ТРДФ, а термический КПД равен термическому КПД исходного ТРД (вспомним, что Т), зависит только от Пу- и не зависит от уровня Т*). Полезная работа цикла нового ТРД больше работы цикла ТРДФ на величину площади т—г—г2—ф—т, так как в ТРДФ часть тепла (?ф подводится при более низ-41
ком давлении (р*), чем в ТРД (р*). Таким образом, в ТРДФ отношение всегда ниже, чем в ТРД при одинаковой степени повышения давления лх , а следовательно, ниже и термический КПД цикла. Из рис. 1.20,6 также следует, что повышение температуры газа перед турбиной (например, от Т* до Тр1) при Тф = const увеличивает работу цикла ТРДФ и его термический КПД, который все же остается ниже КПД цикла ТРД.
Прежде чем перейти к рассмотрению влияния степени повышения давления ft, на работу и КПД цикла ТРДФ, остановимся на одной его особенности. Подведенная в цикле теплота может быть выражена зависимостью
= Qi + Фф = ср (т* - Т*) + + ср (Тф - Т*) . Так как работа компрессора равна работе турбины, ср 7, - Г’) = ср ‘Тк - 7*) или при ср = const: ср ,7^ - 7'J = = Ср ^7* - 7*J . Сделав замену в выражении для (Д , получаем
«X - s (г; - г,)+Ср (т; - т;)=Ср (т; - ?•).
(Это выражение справедливо и для ТРД, если заменить 7ф на ТТ .)
Следовательно, общее количество теплоты, подведенной в цикле ТРДФ, зависит только от разности полных теплосодержаний газа в форсажной камере и воздуха на входе в компрессор и не зависит от степени повыше ния давления в цикле Яу и температуры га^а перед турбиной Т'Г . Полученная закономерность проиллюстрирована на рис. 1.21,а (7ф = const, л^-= const, 7* = var) и рис. 1.21,6 (Тф = const, л£ = var, 7* = const). В первом случае при росте Т] увеличивается Qj (пл. н'—к—г—т'—н'), а (2ф (пл. т—т—ф—с—т') уменьшается так, что Qv = const. Во втором случае, наоборот, при увеличении лу уменьшается Qp но растет <?ф , а их сумма остается постоянной.
Если зафиксировать температуру газа 7ф , то максимальная работа цикла ТРДФ достигается при максимальном давлении за турбиной, определяющем максимальную степень расширения в реактивном сопле и максимальную скорость истечения газов из него. Как следует из рис. 1.21,6, при увеличении степени повышения давления л^ при 7* = const давление за турбиной сначала возрастает, а затем начинает снижаться. Таким образом, существует оптимальное значение лу , при котором работа цикла ТРДФ максимальна. Показанная ранее независимость величины подведенной теплоты от л£ означает, что КПД цикла при Тф = const достигает своего максимального значения одновременно с достижением максимума располагаемой работы цикла. Поэтому в ТРДФ в отличие от ТРД имеется одна оптимальная величина лЕ t, при которой достигаются Lt ф тах и Г|г гпах . 42
н' г'	Cr $ нг	т* с* «г
a)	ff)
Рис. 1.21. Изображение циклов с промежуточным подогревом при различных Т* (а) и я (б)
Величину Лу о можно найти аналитически для общего случая действительного цикла ТРДФ с потерями при сжатии и расширении. Если пренебречь потерями давления в основной и форсажной камерах сгорания, то степень повышения давления в цикле Лу может быть связана со степенью по
вышения давления в компрессоре лк и степенями понижения давления в турбине л.* и сопле л* очевидным соотношением = лк = лт лс ’ откуда
* ДК	у
лс =----. Поскольку при T. = const полезная работа цикла достигает макси
мума при максимальном значении л* , достаточно исследовать на максимум
* *
Л„ Л,, СК	м	*	X тт
отношение — = — , так как при заданной скорости полета л^ = const. Из равен-лг Лт
ства работ компрессора и турбины
получаем k -1 г
к - I
* к
Умножая обе части равенства на лк , дифференцируя правую часть его по к -1 4 k л и приравнивая производную нулю, получим оптимальное значение л :
43
Для перехода к общей степени повышения в цикле лу . = п* t nt ис-Opi К Opv г
пользуем выражение для Лу , а также уравнение связи Т* и Тп :
Т* = Т f 1 + ~ 1 мА н 1 н х 2 п • \ /
Окончательно получим
А- 1 k
(1.24)
k — 1 - 2 .	/-ч *	*
2 МП + е ®
opt °вх 2
Сравнение действительных циклов ТРДФ и ТРД
На рис. 1.22 показано изменение по степени повышения давления я^- безразмерной работы и эффективного КПД действительных циклов ТРДФ и ТРД на старте и в полете. Работа цикла ТРДФ существенно превышает работу цикла ТРД, особенно при полете с большой скоростью. Оптимальная по работе степень повышения давления в цикле ТРДФ существенно выше, чем лу opt L в Чикле ТРД, и увеличивается с ростом скорости полета. При Мп = О Klopti] ТРДФ несколько меньше, чем KZoptn ТРД, а при больших скоростях полета может превышать эту величину. Различие в величинах п^ opt цикла ТРДФ и лх t L , лх t , цикла ТРД объясняется тем, что в первом случае (ТРДФ) при изменении л^ температура газа перед соплом Гф и подводимая к циклу теплота Qj- остаются постоянными, а во втором случае (ТРД) при увеличении л^ и при
Т* = const температура газа перед соплом Т* и подводимая к циклу теплота Qj уменьшаются. Это приводит к сдвигу оптимума ^ZoptL ТРД влево от nZoptL ТРДФ и увеличивает л^ opt п ТРД по сравнению с п% opt L этого двигателя.
Уровень эффективного КПД действительного цикла ТРДФ в стартовых условиях (М = 0) и при небольших скоростях полета ниже величины КПД цикла ТРД. Причины этого указывались выше. Однако при высоких скоростях полета (в примере, приведенном на рис. 1.22, при Мп = 2) КПД цикла ТРДФ уже превышает КПД цикла ТРД. При увеличении скорости полета растет Лу , уменьшается я* (л^ = const) и возрастает давление за турбиной. Подвод теплоты в форсажной камере при более высоком давлении, как указывалось, приводит к увеличению КПД цикла.
В предельном случае при яЕ = Лу (л* = 1) цикл ТРДФ превращается в цикл прямоточного двигателя СПВРД (начальные точки на кривых 2 на рис. 1.22). 44
Рис. 1.22. Безразмерные работы и эффективные КПД цикла с промежуточным подогревом (ТРДФ) и простого цикла р = const (ТРД) в зависимости от степени повышения давления в цикле в полете и на старте к*
Т*
(0=5, т* = 7; Пк = 0,85; Пт = 0,92; <рс = 0,98):
1	- ТРДФ при Мп = 0 (Овх = 1);
2	— ТРДФ при Мп = 2 (Овх = 0,94);
3	- ТРД (М„ = var)
КПД СПВРД выше, чем у ТРД с тем же значением , вследствие более вы
сокого подогрева газа в СПВРД (Тф > Тт).
При сопоставлении цикла с дополнительным подогревом с учетом специфики его применения в ВРД (ТРДФ) с простым циклом р = const (ТРД) можно установить следующие особенности.
1.	При фиксированной температуре газа перед турбиной дополнительный подогрев увеличивает полезную работу цикла. Для достигнутых в настоящее время температур Г* увеличение работы в стартовых условиях может соста-
вить
=2,0. При увеличении скорости полета работа цикла ТРДФ возрасте
тает в большей степени.
2.	С увеличением относительной доли тепла, подводимого к рабочему телу в форсажной камере, КПД цикла снижается, так как это тепло подводится к газу, имеющему более низкое давление, чем перед турбиной.
3.	В полете с большими сверхзвуковыми скоростями эффективный КПД цикла ТРДФ становится больше КПД цикла ТРД при одинаковой температуре газа перед турбиной.
4.	В отличие от цикла ТРД в цикле ТРДФ степени повышения давления, оптимальные по полезной работе и по его КПД, совпадают и не зависят от уровня Тф . Эта величина opt, в отличие от цикла ТРД, увеличивается с ростом скорости полета.
1.3. Работа воздушно-реактивного двигателя как движителя
1.3.1. Тяга двигателя
Сила тяги двигателя, непосредственно используемая для движения лета тельного аппарата, называется эффективной тягой. Эффективная тяга — ре
45
зультирующая газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя. Величина эффективной тяги существенно зависит от компоновки силовой установки на летательном аппарате. Поэтому обычно в практике анализа и расчетов собственно характеристик двигателей рассматривают тягу, определяемую по внутреннему потоку, проходящему через двигатель (внутренняя тяга ВРД).
Внешнее сопротивление и эффективную тягу двигателя оценивают отдельно. Такой подход особенно целесообразен, когда двигатель “интегрирован” с самолетом, т. е. помещен в крыле или в фюзеляже самолета. В этом случае силовые взаимодействия тяги двигателя, аэродинамических сил сопротивления двигателя и самолета становятся неопределенными, и их разделение из-за этого оказывается предметом специальных исследований и конкретных регламентирующих договоренностей.
Поэтому в дальнейшем будем рассматривать изолированную силовую установку в мотогондоле, вынесенной из общей компоновки самолета.
При изолированной силовой установке в гондольной компоновке режимы работы двигателя в полете сказываются на характере обтекания входного и выходного устройств и слабо влияют на обтекание ЛА. Схема обтекания гондолы силовой установки при дозвуковых скоростях показана на рис. 1.23, а на рис. 1.24 дана схема обтекания гондолы силовой установки, предназначенной для сверхзвуковых скоростей полета, с выделением контрольного контура для определения тяги.
Внутренняя тяга ВРД
Ниже приводится вывод формулы внутренней тяги силовой установки с ВРД или тяги ВРД по внутренним параметрам Р, которая обычно применяется в расчетах и стандартизована при представлении официальных характеристик двигателей.
В данном случае контрольный объем ограничен сечением н—н, расположенным перед силовой установкой вверх по потоку (рис. 1.23 и 1.24) на таком расстоянии, где отсутствует ее влияние на параметры набегающего потока, разграничительной линией тока на участке между сечением н—н и входом в двигатель, наружной поверхностью гондолы и замыкается выходным сечением сопла силовой установки. Значения параметров потока в выходном сечении сопла принимаются постоянными, а скорость — осевой. При таком выборе контрольного объема весь поток, набегающий на силовую установку, разделяется на внутренний, проходящий через двигатель, и наружный, обтекающий силовую установку снаружи.
Рис. 1.23. Контрольный контур для определения тяги при дозвуковой скорости полета
46
Рис. 1.24. Контрольный контур для определения тяги при сверхзвуковой скорости полета
Примем условие, что двигатель не вызывает возмущений внешней среды и, следовательно, давление по всему контуру выделенных объемов (рис. 1.23, 1.24) равно атмосферному рн (кроме среза сопла, которое может работать с недорасширением или перерасширением). Тяга в этом случае по уравнению импульсов будет равна разности полных импульсов потоков Ф = Gc + pF в сечениях син минус интеграл силы от атмосферного давления па внешнюю границу контура.
с
р = *»с-Ч’и-1 PndF-
К или, окончательно,
p = Grcc-GBF„ + (Po-P.,)^-	(1-25)
Здесь Gr = ^1 + <7Т) Gu — увеличенный массовый расход газа в выходной струе за счет подвода топлива в двигатель: GT - r/T GB .
При полном расширении в реактивном сопле (рс=рч, тяга равна приращению количества движения потока в двигателе:
Р = «г Сс - Св Г„ •	(1.26)
Следует иметь в виду, что величина внутренней тяги (1.25) в принципе отличается от фактической равнодействующей сил Р , приложенных к внутренней поверхности двигателя и его элементов, так как, например, входящий поток воздуха на участке н—d может расширяться, создавая внешнее сопротивление, учитываемое как часть тяги Р в (1.25), но отсутствующее в Рвн .
Величина фактической внутренней тяги Рап обычно не определяется в расчетах, но ее можно оценить по величине внутренней тяги Р и внешнему сопротивлению струи, расширяющейся перед входом в двигатель (рис. 1.23, 1.24). Это так называемое дополнительное сопротивление входного устройства X, (“сопротивление по жидкой линии тока”) определяется как проекция на ось двигателя интеграла избыточного давления по контуру а—d:
d
ХД=	•	(1-27)
а 4
47
Тогда
р.н = р-хд-	а.28)
Если втекающая струя цилиндрическая, то Р = Рвн и “стандартная” внутренняя тяга равна фактической равнодействующей внутренних сил: Рвн .
Непосредственное определение фактической внутренней тяги Рвн , как равнодействующей всех сил внутри двигателя, нецелесообразно и осуществить его весьма трудно, так как эти силы многочисленны, действуют как в направлении полета, так и против, величина некоторых из них во много раз больше тяги двигателя, которая получается как сумма и разность больших величин. Поэтому внутренние силы, действующие в двигателе, оцениваются при проектировании и расчетах его прочности, работоспособности роторов и т. п.
Эффективная тяга двигателя
Определим эффективную тягу как разность внутренней тяги Р и проекции на ось двигателя суммы сил внешнего сопротивления ЕХ:
Рэф = Р-ЕХ.	(1.29)
Сумма сил внешнего сопротивления ZX состоит из дополнительного сопротивления входного устройства (“по жидкой линии тока”) Хд (1.27), сопро-S
тивления сил избыточного давления Х„„ = Ир - рЗ dF и силы трения Х,_ _ , d 7
действующих на внешнюю поверхность гондолы:
ЕХ = Хд + Хрг + Хтрг.	(1.30)
Окончательно выражение эффективной тяги имеет вид
Лф = Р - *л - Хрт - XTp.r •	<1-31)
Коэффициент относительного уменьшения эффективной тяги выразится следующим образом:
=	(1.32)
Исследования характера обтекания гондолы силовой установки показывают, что в широком диапазоне изменения режима работы входное и выходное устройства практически не оказывают влияния друг на друга как при до звуковых, так и при сверхзвуковых скоростях полета. Этот факт позволяет рассматривать раздельно сопротивление входного и выходного устройств, в связи с чем целесообразно общее сопротивление силовой установки ЕХ (1.30) разделить на сопротивление входного и выходного устройств (сопротивление кормовой части двигателя Х„). Подобное разделение полезно и при эксперименталь-ном исследовании этих элементов силовой установки. Вводя такое разделение, выражение для эффективной тяги можно записать так:
48
РЭ<Ь = Р- Хвх " Хк • €"ip	НА	Х\
(1.33)
Сопротивление входного устройства Хвх состоит из дополнительного сопротивления по жидкой линии тока XR , сопротивления трения и давления части гондолы от входного сечения до сечения с максимальной площадью, за пределами которого нельзя ожидать влияния входа:
*вх + ^рвх + -^ТР-ВХ •
Соответствующим образом можно записать и значение Хк :
*к ^7>к + ^тр.к ’
где Хрк и Хтр к — соответственно сопротивление давления и трения кормовой части внешней поверхности гондолы, которая не вошла в определение Хвх .
В аэродинамике принято оценивать величины сопротивлений в безразмерном виде, относя величину сопротивления к скоростному напору набегающего потока и к характерной площади. Применительно к входному и выходному устройствам в качестве характерной площади принимается площадь миделя гондолы. Используя эти обозначения, коэффициенты сопротивления входного и выходного устройств можно записать в следующем виде:
с = X ХВХ ВХ
(1-34)
Если двигатель располагается в фюзеляже или в основании крыла, суммарное лобовое сопротивление двигательной установки относят к самолету, складывая его с лобовым сопротивлением крыла, фюзеляжа и органов управления. Тяга в этом случае рассчитывается по обычной формуле (1.25).
На дозвуковых скоростях полета лобовое сопротивление правильно спрофилированной гондолы двигателя сравнительно невелико (3...8% от тяги двигателя), что и следует учитывать при аэродинамических расчетах самолета. На сверхзвуковых скоростях, особенно на нерасчетном режиме полета, лобовое сопротивление двигателя, главным образом за счет сопротивления входа, может быть существенным и должно учитываться даже при грубых оценочных расчетах характеристик самолета.
1.3.2. Связь тяги с работой цикла двигателя
и условиями полета
Для выявления закономерностей влияния на тягу основных параметров рабочего процесса, высоты и скорости полета и других факторов будем пользоваться в дальнейшем выражением (1.26) или еще более простым приближенным выражением
(1.35)
Формула (1.35) получается из (1.26) в предположении равенства секундного расхода воздуха на входе в двигатель и секундного расхода газа, вытекающего из реактивного сопла. Такое предположение в первом приближении допустимо, так как даже, если в двигатель подается максимально возможное количество топлива, для сжигания которого используется весь кислород воз
49
духа (а = 1), отношение Gr и GB и составляет величину 1 + </т = 1,067 при использовании обычного авиационного углеводородного топлива. На практике этот крайний случай может реализоваться у двигателей с форсажными камерами, а у нефорсированных двигателей отношение <?г и GB пока не превышает 1,03 ... 1,04.
Для анализа закономерностей, определяющих тягу ВРД, удобно представлять тягу двигателя как произведение Р = <?в Руд , где Руд — удельная тяга двигателя. В соответствии с (1.35) удельная тяга определяется приближенно по формуле
^Уд = сс-Гп-	(1-36)
Между работой цикла Le и удельной тягой двигателя прямой реакции существует зависимость, определяемая выражениями (1.17) и (1.36):
Руд =	- Va .	(1.37)
Из (1-37) следует, что при заданной скорости полета направленность влияния изменения основных параметров рабочего процесса л* и Т* , а также потерь, связанных с несовершенством реального рабочего процесса, принципиально одинакова как для Руд , так и для Ее .
Рассмотрим влияние скорости и высоты полета на тягу ВРД прямой реакции.
При неизменной L увеличение скорости полета согласно (1.37) приводит к уменьшению Р . Однако скорость полета может влиять и на Le через величину Лу , зависящую от динамического сжатия воздуха перед двигателем (л^- = л^ л’).
Т*
Характер и интенсивность этого влияния зависят от величины 9 = — и уровня 7 и
потерь в реальном цикле, но в большинстве случаев (например, у ГТД прямой реакции) они таковы, что с увеличением скорости полета происходит непрерывное падение Руд .
С другой стороны, секундная масса рабочего тела, проходящего через двигатель, Gr с увеличением скорости полета возрастает вследствие увеличения (в результате роста л^) полного давления на входе в двигатель и перед турбиной, определяющей пропускную способность двигателя. С учетом противоположного влияния скорости полета на Руд и <?в изменение их произведения, т. е. тяги турбореактивного двигателя по скорости полета, отнесенное к значению тяги при Mf| = 0, имеет вид (рис. 1.25), характерный для данного диапазона изменения числа Мп полета.
Влияние высоты полета при Мп = const определяется характером изменения атмосферных условий (рн и Я) и сводится к уменьшению расхода воздуха через двигатель из-за падения рн и увеличению Руд (работы цикла Lr)
50
Рис. 1.25. Изменение отношения тяги ТРД по скорости полета к его тяге при Мп = О
Г*
до высоты 11 км из-за увеличения 0 = —- , если Т* остается постоянной по * н
высоте. Падение рп и GB оказывает превалирующее влияние, и тяга ВРД с увеличением высоты непрерывно падает. В диапазоне изменения высоты от 11 до 25 км температура атмосферного воздуха не изменяется, тяга ВРД по высоте полета уменьшается более интенсивно (прямо пропорционально величине рн).
1.8.3 Тяговая мощность ВРД или полезная работа передвижения ЛА
ВРД прямой реакции, создающий тягу Р в полете со скоростью Уп , совершает в единицу времени полезную работу передвижения летательного ап парата, иначе развивает тяговую мощность
Wp = PV„ .	(1.38)
Это конечный полезный эффект работы реактивного двигателя.
Тяговая мощность прямо пропорциональна скорости полета. У неподвижного двигателя сила тяги не совершает работы, и Л/р = 0. При увеличении скорости полета тяговая мощность ВРД значительно возрастает. Двигатели прямой реакции при полете с большими скоростями способны развивать огромные мощности.
На рис. 1.26 для примера показано изменение тяговой мощности ТРД Роллс-Ройс “Олимп-593” сверхзвукового пассажирского самолета ’’Конкорд" в зависимости от скорости полета на высоте 18 км. (На земле при Мп = 0 этот двигатель имеет тягу 14500 даН.) Здесь же точкой показана тяговая мощность четырехдвигательной силовой установки, потребная для крейсерского полета самолета массой 120 т, имеющего аэродинамическое качество К = 8 при Мп = 2,2. Четыре двигателя типа “Олимп” могут обеспечить рассматриваемому самолету скорость, соответствующую Мп = 2,2 при Np ~ 95000 кВт.
Рассмотрение тяговой мощности ВРД прямой реакции является показательным при анализе их КПД (см. ниже), а также при сравнении ВРД с другими тепловыми двигателями, вырабатывающими механическую мощность на приводном валу (т. е. с двигателями непрямой реакции). Приведенный пример показывает, что воздушно-реактивные двигатели прямой реакции по развиваемой ими огромной мощности находятся вне конкуренции при больших скоростях полета. Однако для характеристики ВРД прямой реакции тяговая мощность используется редко, так как ее величина сильно зависит от скорости полета.
51
Более характерным параметром этих двигателей является сила тяги, зависящая от скорости полета в меньшей степени (ср. рис. 1.25 и 1.26).
Рис. 1.26. Тяговая мощность силовой установки сверхзвукового пассажирского самолета, состоящей из четырех ТРД, в полете на высоте Н = 18 км: 1 — мощность одного двигателя; 2 — тяговая мощность четырех двигателей
Тяговая мощность ВРД прямой реакции (1.38) может быть сопоставлена с тяговой мощностью ГТД непрямой реакции (например, ТВД), которая выражается следующим образом:
ЛГр = ^в nB + PV„,
v Рв Vu
где =-------- — мощность, передаваемая на винт; РП — тяга винта и его
Пв
КПД (Т|в); Р — реактивная тяга потока, проходящего через двигатель.
В ТВД общую тяговую мощность N называют эквивалентной мощностью двигателя N„ в отличие от винтовой мощности .
Так как основное тяговое усилие в ТВД создает винт (Pfi » Р), а его тяга по скорости быстро падает, ТВД не может конкурировать с ВРД прямой реакции по величине тяговой мощности при больших скоростях полета.
1.4. Коэффициенты полезного действия ВРД и удельные показатели совершенства авиационных двигателей
Общее совершенство (качество) авиационного двигателя, представляющего собой сложную термодинамическую и механическую систему (см. разд. 1.1.3), обычно оценивается теоретическими безразмерными показателями — коэффициентами полезного действия, а также системой размерных (или безразмерных) удельных показателей совершенства двигателя, более удобных для практического использования.
1.4.1. Коэффициенты полезного действия
Качество (эффективность) ВРД прямой реакции в установившемся горизонтальном полете характеризуют три связанных между собой вида КПД:
1)	эффективность ВРД как термодинамической машины — эффективный кпд Ле;
2)	эффективность ВРД как движителя — полетный (или тяговый) КПД Т]п ;
52
3)	эффективность ВРД как авиационного двигателя в целом — полный (или общий) КПД Т|о •
Эти КПД позволяют оценить эффективность преобразования затраченной энергии топлива в располагаемую энергию двигателя ЛГрасп , и затем — и в полезную (тяговую) мощность передвижения летательного аппарата
N N N . затр расп р
(В дальнейшем вместо удельных работ будем использовать мощности, относящиеся к двигателю в целом с расходом воздуха GB кг/с: N = GB L.) Рассмотрим составляющие этой цепочки преобразования энергии.
Затраченная энергия топлива
Энергия израсходованного топлива GT равна сумме термохимической энергии топлива GT Нц и приобретенной топливом кинетической энергии при раз-
GT
гоне летательного аппарата —т— (нагревом топлива в баках и системах дви-гателя пренебрегаем):
+ ~/| •	(1-39)
При максимальных скоростях полета самолетов М < 3...3.5 величина Уп ~«Н , что упрощает выражение (1.39): Li	и
=	(1.40)
Однако, например, при рассмотрении ракетных двигателей и при больших скоростях полета используется выражение (1.39).
Можно приближенно полагать, что W3aTp равна теплу GB Qp подведенному к циклу, но при этом надо пренебречь неполнотой сгорания топлива, что обычно принимается, так как GB = r\r GT Ни . В этом случае понятие (1.18) сохраняет свое значение.
Располагаемая механическая мощность двигателя
Эта может быть определена как сумма полезной (тяговой) мощности N = РКП (1.38) и механической энергии, потерянной с выхлопными газами, отбрасываемыми с абсолютной скоростью сс - Vn .
Пренебрегая внешним сопротивлением двигателя и принимая полное расширение газов в реактивном сопле, получим выражение тяговой мощности в виде
Wp = -Р^п = (G. + °т) сс	•	(1-41)
Потерянная в единицу времени со струей выходящих газов механическая энергия определяется выражением
53
(с - V )
N«m = (G» + GT) ° 2	•	d-42)
Очевидно, полная располагаемая механическая мощность двигателя равна сумме полезной работы передвижения и энергии, потерянной с отходящими газами. Складывая (1.41) и (1.42), получим выражение
c2-V2
*расп =	+ ^пот =	+ Ст) - ’2— •	(1-43)
которое при Gv + GT ~ GB превращается в уже известное выражение (1.17).
Эффективность преобразования энергии в полете оценивается тремя коэффициентами полезного действия следующим образом: располагаемая мощность двигателя
затраченная энергия топлива ’	( • а)
полезная мощность передвижения	ал-ч
располагаемая мощность двигателя ’	( 	°)
полезная мощность передвижения
затраченная энергия топлива ‘	( • в)
Эффективный КПД двигателя
Согласно (1.44а), (1.43), (1.39), разделив на расход воздуха GB , получим
 р -	о	.
rr	П
<7т Ни + g
Приближенно, полагая (1 + qr) ~ 1 и при условии (1.40), имея в виду (1.17), получим выражение эффективного КПД двигателя'.
<1Л6)
Тепло, подведенное к 1 кг рабочего тела в термодинамическом цикле связано с относительным расходом топлива выражением — Г|г qr Ни . Обычно полнота сгорания топлива Т|г близка к единице, тогда Q1 ~ qT Ни и эффективный КПД двигателя (1.46) становится равным эффективному КПД цикла (1.18).
Полетный КПД двигателя
По определению (1.44,6), используя выражения (1.41) и (1.43), разделив все на расход воздуха GB получим
_ (1 + <7Т) сс ~ хч \ / 2 тг2х * С1 + ЯД (Сс - Уп>
54
Полагая, как прежде 1 + <ут ® 1, после преобразований получим 2	2v
Т|п =----- или Г1 = ---------
П	С	*П 1 Л. А,
1+е
(1.47)
и
своего максимального значения
п где v = — . П се Как видим, полетный КПД зависит только от отношения скоростей полета и
Уп истечения газов из сопла двигателя — (рис. 1.27). Полетный КПД достигает Сс
Лтах = 1* когДа скорость истечения газов из
сопла равна скорости полета. В этом случае потери струей выходящих газов равны нулю, так как относительно земли они неподвижны (сс - Vn = 0), однако реактивная тяга при этом равна нулю.
Полетный КПД становится равным нулю, когда скорость полета равна
нулю. При увеличении отно-
шения — > 1 вместо Сс выражение
тяги создается тормозящая
сила и смысл.
Для
(1.47) теряет физический
реальной области работы воздушно-реак-
механической энергии со
Рис. 1.27. Полетный КПД двигателя прямой реакции в стационарном полете (Vn = const)
двигателей 0<-^<1, т. е. скорость истечения газов из сопла ВРД больше скорости полета. Поэтому полетный КПД всегда меньше единицы. Полетный КПД может быть увеличен лишь при
тивных
увеличении отношения
v = — , т. е. с уменьшением скорости истечения газов (например, Сс
пени двухконтурности ТРДД) или увеличением скорости полета
Выражение (1.47) было впервые получено академиком Б.С.
при росте сте-
самолета.
Стечкиным.
Полный КПД реактивных двигателей
Полный КПД двигателей всех типов (ВРД, ТВД, ракетных — РкД и др.) выражается одинаково как отношение полезной “тяговой” мощности РД к затраченной в единицу времени термохимической и кинетической энергии топлива, находящегося на борту летательного аппарата (1.48):
По
f ’
2 .
(1.48)
и
где Р — реактивная тяга двигателя; Уц
лива (и окислителя в РкД) во всех камерах сгорания двигателя в единицу вре
— скорость полета; G — расход топ-
55
мени; Ни — теплота сгорания 1 кг топлива в ВРД или 1 кг смеси горючего и окислителя в РкД.
При рассмотрении ВРД, используемых при относительно небольших ско-
2
ростях полета, обычно величиной по сравнению с Ни пренебрегают и используют выражение полного КПД в упрощенном виде:
(1.49)
Взаимосвязь коэффициентов полезного действия реактивных двигателей ВРД прямой pt а кции
У ВРД взаимосвязь КПД определяется условиями (1.44), откуда следует, что
т1о = 'Пгт1п»	(1-50)
т. е. полный КПД двигателя есть произведение эффективного и полетного его КПД.
На рис. 1.28 показан характерный уровень КПД турбореактивного двигателя в зависимости от скорости полета. Полетный КПД двигателя при увеличении скорости полета непрерывно увеличивается из-за увеличения отношения — . Сс Эффективный КПД при этом также растет в связи с увеличением общей степени повышения давления в двигателе из-за динамического сжатия. Полный КПД как произведение Г|е и Пп непрерывно увеличивается с ростом Vn .
_i-----1------1-------1
1ft Д 2,0Мп(Н>Нкм)
Рис. 1.28. Изменение эффективного, полетного и полного КПД ТРД в зависимости от скорости полета (Уг = 0...100 м/с при Н = 0, Уп = 250...800 м/с при Н > 11 км)
Приведенный пример показывает, что современные ВРД достигли весьма высокого совершенства и по внутреннему эффективному КПД и по полному КПД, характеризующему их совершенство и как тепловой машины, и как движителя. Для сравнения укажем, что эффективный КПД современного дизеля, наиболее совершенного поршневого двигателя внутреннего сгорания обычной схемы, достигает лишь величины порядка 0,4.
Турбовинтовые двигатели. У ТВД, как двигателей непрямой реакции эффективный КПД, т) определяется отношением эквивалентной мощности N€ к затраченной в единицу времени энергии топлива:
G_ Ни ‘
56
Полетный. КПД ТВД имеет сложное выражение, но по величине он близок к КПД винта;
В II
где Рв и N — тяга винта и мощность на его валу.
Поэтому с некоторой степенью условности полный КПД ТВД может быть представлен выражением
(1-51)
Ракетные двигатели (РкД). Проведем аналогию между авиационными ВРД и ракетными двигателями, которые создают тягу в результате сжатия в ЖРД в жидком состоянии рабочего тела — топлива, состоящего из горючего и окислителя (<7Т = (7гор + GO4), горения смеси в камере при р = const и ускорения газа в сопле до скорости на его срезе при полном расширении сс . Тяга ракетного двигателя выражается уравнением
P = GTcc.	(1.52)
Так как ракеты, особенно, баллистические или космические, могут перемещаться с высокими скоростями, причем Ип может существенно превышать величину с , кинетическую энергию расходуемого топлива —„— необходимо с	2
учитывать.
Поэтому для полного КПД ракетного двигателя справедливо выражение (1.48). Далее, не приводя теоретических обоснований, сформулируем конечный результат по другим КПД, интересный для сравнения с авиационными ВРД. (Все приводимые выражения КПД РкД справедливы для установившегося полета).
У ракетных двигателей эффективный КПД определяется как отношение “располагаемой” работы (в виде суммы кинетических энергий вытекающих из сопла газов и топлива, находящегося на борту летящего со скоростью Vn аппарата) к полной энергии топлива, т. е.
•'г"	/ у2 
Полетный КПД РкД выражается формулой
Зависимости Т]п от vn = — для РкД в сравнении с ВРД в характерных об-Сс
ластях их работы показаны на рис. 1.29. Эти зависимости показывают, что ракетные двигатели баллистических или космических летательных аппаратов сохраняют высокий полетный КПД при скорости полета, существенно превышающей скорость истечения газов из реактивного сопла » сс , что отли-
57
Рис. 1.29. Полетный КПД реактивных двигателей:
1 - ТРДФ и ТРДДФ (Pmex; Мп = 2...2,5);
2 — ТРДД (т = 4...8; Мп = 0,8...0,85);
3 — ЖРД баллистических и космических ракет
vn
чает их от авиационных ВРД, у которых отношение — не может превышать Сс
единицу.
1.4.2. Удельные показатели совершенства
авиационных двигателей
Для сравнительной оценки ВРД на практике широко пользуются относительными величинами, характеризующими уровень технического совершенства двигателей. Эти величины носят название удельных параметров двигателя и делятся на три группы:
1)	тяговые или мощностные параметры;
2)	параметры, характеризующие относительную затрату топлива (экономичность);
3)	показатели массы (веса) и объема двигателя.
Удельные параметры тяги или мощности
Удельная тяга ВРД (Руд) определяется отношением тяги, развиваемой двигателем, к секундному расходу воздуха:
Руд = ^-.	(1.53)
в
2
Размерность удельной тяги Нс/кг или м/с (1 Н = кг м/с ), т. е. удельная тяга имеет размерность скорости, что также следует из сравнения (1.26) и (1.53). Удельная тяга — один из наиболее важных параметров ВРД. Чем больше удельная тяга двигателя данного типа, тем большую абсолютную тягу он будет иметь при заданных условиях полета, размере и массе двигательной установки.
У двигателей непрямой реакции (ТВД) параметром, аналогичным удельной тяге, служит так называемая удельная мощность в Вт  с/кг или Дж/кг, 58
т. е. мощность двигателя, приходящаяся на 1 кг воздуха, проходящего через двигатель в единицу времени. При этом используют понятие эквивалентной мощности двигателя Ne , которая равна сумме мощности, развиваемой на валу двигателя (винта), условной мощности, развиваемой за счет прямой реакции выходящих из сопла газов:
d-54)
Лобовая тяга — тяга ВРД, отнесенная к наибольшей площади поперечного сечения двигателя — площади миделевого сечения. Размерность лобо-о вой тяги двигателя — Н/м .
F "
mid
(1.55)
Часто лобовую тягу определяют по площади входа в воздухозаборник:
=	(1.56)
вх
9
Лобовая тяга, или тяга, которую можно получить с 1 м площади миделевого сечения (или входа), является важной характеристикой авиационных реактивных двигателей. Она характеризует возможность получения заданной величины тяги при ограничениях максимального диаметра двигателя (например, при расположении двигателя в фюзеляже самолета). При наружном расположении двигателя на летательном аппарате (в гондоле двигателя) величина лобовой тяги, определяющая его лобовую площадь при данной тяге, в значительной степени определяет внешнее сопротивление двигательной установки. В однотипных двигателях увеличение лобовой тяги косвенно свидетельствует также об улучшении их массовых характеристик.
Коэффициент тяги. Безразмерным коэффициентом тяги Ср называют от-
А -	В	₽Н
ношение лобовой тяги к скоростному напору набегающего воздуха q = —»— , где рн — плотность невозмущенного потока. Если используется лобовая тяга по “миделю” (1.55), коэффициент тяги равен
С '*_ Р
Р q *mid Рн ^п/2
или, если используется площадь входа,
Р F р V2/2 ВХ ГН П
(1.57)
(1.58)
Коэффициентом тяги обычно пользуются для оценки бескомпрессорных прямоточных и комбинированных воздушно-реактивных двигателей, применяемых на крылатых ракетах. Тяга этих двигателей с использованием коэффициента Ср (1.57) и выражения (1.55) определяется формулой
Ср ^mid Рн
2
(1.59)
59
По структуре это уравнение совпадает с выражением для силы аэродинамического сопротивления при движении тела в воздухе. Часто прямоточный ВРД и ракета органически связаны в единый агрегат “ракета-двигатель”, причем мидель двигателя определяет и мидель ракеты. В этом случае сила сопротивления движению ракеты может быть выражена через ее коэффициент сопротивления Сх и площадь миделя:
С'х ^mid Рн
и тогда использование коэффициента тяги Ср становится особенно удобным.
Коэффициент тяги двигателя можно непосредственно сравнивать с коэффициентом сопротивления, а избыточная тяга, идущая на разгон или подъем аппарата, определится разностью этих коэффициентов по формуле
(СР - с,) F„,id р„
ДР = Р - X = ---------~-----------
При горизонтальном установившемся полете сила тяги равна силе сопротивления, тогда Ср = Сх .
Удельные параметры экономичности
сового
Удельный расход топлива в двигателе определяется отношением часового мас-кг "h
расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем размерность —
G	9Т
Суд =3600^ = 3600^
уд
(1.60)
= ----отношение секундных расходов топлива и воздуха в двигателе,
^в
Удельный расход топлива характеризует экономичность рабочего процесса двигателя, так как показывает, сколько топлива затрачивает двигатель данного типа на заданной скорости в единицу времени полета для создания тяги, равной 1 Н.
Параметром, аналогичным С, служит удельный расход гателя:
где q.
' , у двигателей непрямой реакции (ТВД) У Д
топлива на единицу эквивалентной мощности дви-
Р _ Ст _ 9т е N N е суд
кг
Вт • с
<7Т или Се = 3600 -г:— л^уд
кг
ч
Вт •
тяги
Удельный импульс тяги характеризуется величиной торая образуется при сжигании 1 кг топлива в секунду, т. е. чиной, обратной удельному расходу топлива:
Р Руп _ 3600
УД Gr 9Т Суд 
двигателя, появляется вели-
(1-61)
60
Размерность удельного импульса тяги совпадает с размерностью удельной тяги, т. е [м/с]. Удельный импульс тяги, как и удельный расход топлива, является характеристикой экономичности двигателей и обычно используется для оценки воздушно-реактивных двигателей, устанавливаемых на ракетах (по аналогии с соответствующим параметром у ЖРД и РДТТ).
Удельные показатели массы и объема
Эти показатели оценивают весовое (массовое) и габаритное совершенство авиационных двигателей.
Одним из основных параметров совершенства авиационного двигателя прямой реакции является его удельный вес — безразмерный параметр, рав-9 ный отношению силы тяжести двигателя на уровне земли (g- 9,81 м/с ) к его максимальной (взлетной) тяге при стандартных атмосферных условиях:
_ & Мдв _ & Ндв
Yg - р “ р max уд max
(1.62)
АГ
где JW — сухая масса конструкции давигателя по ГОСТ 17106-71; ц =	---
д	А Сгв
конструкции, приходящая-
удельная масса конструкции двигателя, т. е. масса ся на 1 кг/с расхода воздуха через двигатель.
Применяется также параметр удельной массы Мдв
Ум = р^- t^/H],
шах
двигателя:
менсе удобный, в силу традиционности понятия удельного веса yG (1.62) и безразмерности этого параметра.
Весьма характерным показателем весового совершенства двигателя, часто используемым в оценках двигателей, служит удельная весовая тяга двигателя:
Р 1 ( _ max_____1
(1.63)
являющаяся величиной, обратной удельному весу (1.62), и “образно” показывающая, во сколько раз большую силу тяги “создает” каждая единица веса двигателя.
Удельная масса турбовинтового двигателя подсчитывается как отношение его сухой массы к максимальной эквивалентной мощности при взлете Л\,1пах Мдв в кг/кВт: = —------.
vcniex
Объем, занимаемый двигателем, особенно важен для самолетов-истребителей, самолетов вертикального взлета и посадки, крылатых ракет, т. е. для ЛА с большой тяговооруженностью или небольших размеров. Для характеристики объема двигателя Кдв используют обратную величину — удельную объем-
ную тягу'.
^гпах Г Н
V- у з
КДВ М
(1.64)
61
Объем двигателя (типа ТРДФ, ТРДДФ) весьма условно можно оценить, представляя его в виде цилиндра, по формуле Удв ~ FDLRB , где F и D — площадь и диаметр характерного сечения двигателя; LRB — длина двигателя в калибрах.
Тогда
_ 4 'Рщах
V~K
(1.65)
Отсюда следует, что величина удельной объемной тяги у геометрически и газодинамически подобных двигателей (или близких по схеме и конструкции)
должна изменяться обратно пропорционально характерному размеру двигате-
ля D, так как при этих условиях
Р шах
D2
~ const и Pv D ~ const. Иначе, удель-
ная объемная тяга теоретически уменьшается обратно пропорционально
корню квадратному из тяги двигателя.
Эта закономерность довольно хорошо подтверждается на практике у двигателей с „ > 10 кН. Таким образом, условный объем, занимаемый К дви-ГПЙл
гателями в многодвигательной силовой установке самолета, должен быть в .jf раз меньше условного объема одного большого двигателя с той же взлетной тягой.
Конечно, при такой условной оценке можно определить только тенден цию, поскольку при этом не учитываются такие факторы, как взаимное расположение двигателей, относительные размеры агрегатов и многое другое.
Связь КПД двигателя с удельными показателями экономичности
Связь полного КПД с удельным расходом топлива и удельным импульсом двигателя получим, используя выражения для удельного расхода топлива (1.60) и удельного импульса (1.61):
збоокп </уд '° СУД Ни
(1.66)
Из этих выражений следует, что используемые обычно для характеристики экономичности реактивного двигателя удельный расход и удельный импульс топлива отвечают своему назначению только при сравнении двигателей при одинаковой скорости полета, так как действительная эффективность двигателя, характеризуемая его полным КПД, зависит не только от этих параметров, но и от скорости полета:
~ £ ^уд уд
Для демонстрации связи различных факторов эффективности ВРД воспользуемся известным из аэродинамики понятием теоретической дальности полета самолета, которая является одним из показателей качества для оценки маршевых двигателей, работающих в длительном крейсерском полете.
62
Теоретическая дальность полета самолета LTeop определяется уравнением Брега при условии постоянной скорости (У = const), неизменного аэродинамического качества самолета (К — const) и полного израсходования топлива в крейсерском полете без учета участков разгона, набора высоты и снижения:
£„ор = 3600	In -i- .	(1.67)
уд 4	1 - Нг
Здесь lit —отношение массы топлива, расходуемого в полете с постоянной ско-
ростью к начальной массе самолета;
эф р
— коэффициент относительного
уменьшения эффективной тяги двигателя из-за внешнего сопротивления (1.32).
Используя связь полного КПД ВРД с удельным расходом топлива (1.66), найдем
L„n = — Пп н„	In —-— .
теор q и эф 1 — р.
(1.67а)
Таким образом, теоретическая дальность полета самолета прямо пропорциональна полному КПД двигателя и величине теплоты сгорания применяемого топлива.
Влияние других удельных показателей двигателя оказывается косвенным. Качественное влияние КПД, Ни и удельных параметров двигателя на теоретическую дальность полета самолета показано на рис. 1.30.
Рис. 1.30. Качественное влияние КПД, удельных параметров и Ни топлива на теоретическую дальность полета самолета
Удельный вес двигателя yG влияет через относительный запас топлива в самолете рт , причем, чем тяжелее двигатель, тем меньший относительный запас топлива может быть размещен в самолете и тем меньше его теоретическая дальность полета. При этом сама величина yG , согласно (1.62), зависит от уделъ-
63
ной массы конструкции рдв , определяющей совершенство конструкции, и удельной тяги, определяющей размер двигателя при заданной тяге. Коэффициент уменьшения эффективной тяги Р^ при прочих равных условиях (Р = const) зависит от диаметра двигателя, т. е. от его удельной тяги. Количественно это косвенное влияние различных удельных показателей двигателя может быть оценено детальным аэродинамическим расчетом системы “самолет — двигатель” на разных стадиях ее проектирования.
Система удельных параметров двигателей в целом является надежным средством сравнения их качественного совершенства.
Глава 2. ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ ВРД
Для работы ВРД любого типа необходимо осуществление термодинамического цикла, т. е. подвод извне тепловой энергии. Существует довольно много источников тепловой энергии, пригодных для использования в двигателях ЛА различного типа — от гражданских и военных самолетов до авиационно-космических систем. Большинство источников энергии (ИЭ) объединяются обычно понятием топливо.
Проблема обеспечения летательных аппаратов эффективными и доступными источниками энергии в последние годы сильно обострилась и не утратит особой значимости на перспективу.
2.1.	Основные функции топлив и возможные
источники энергии ВРД
1.	Главная функция топлива — быть источником тепловой энергии для нагрева рабочего тела в термодинамическом цикле.
2.	Топливо может служить также рабочим телом для получения механической энергии в цикле. Эта его функция полностью реализуется в ракетных двигателях. В ВРД основой рабочего тела в цикле служит воздух. В комбинированных ВРД (ракетно-прямоточнх, ракетно-турбинных) функция топлива как рабочего тела реализуется частично.
3.	Третья функция топлива — возможность охлаждения им элементов и систем двигателя и ЛА до подачи его в камеру сгорания. Это первоначальное “хладосодержание” топлива используется для охлаждения в специальных теплообменниках масла системы смазки двигателям или воздуха, идущего на охлаждение турбин. Применение переохлажденных (криогенных) топлив, таких как жидкий водород или метан, а также разлагающихся эндотермических топлив создаст в будущем возможность охлаждать конструкцию двигателя и летательного аппарата при очень высоких скоростях полета.
Требования, предъявляемые к топливам, различны для летательных аппаратов разного назначения. Приведем общие требования к топливам ВРД.
1.	Максимально высокая массовая удельная теплота сгорания Ни [кДж/кг или мДж/кг], определяющая при заданном подогреве рабочего тела в цикле минимальный расход топлива.
64
2.	Максимально возможная плотность топлива р7 или его объемная удельная теплота сгорания Hv = Ни рт [кДж/дм3], определяющая минимальный объем и массу топливных баков. Это требование особенно важно для сверхзвуковых маневренных и малоразмерных летательных аппаратов.
3.	Высокая удельная теплопроизводительнось [кДж/кг], т. е. тепловыделение на 1 кг стехиометрической смеси топлива с воздухом, определяющее максимальную температуру продуктов сгорания:
где Lq — стехиометрический коэффициент, т. е. количество воздуха (в кг), теоретически необходимое для сжигания 1 кг топлива (безразмерная величина); 1 + Lo — масса продуктов сгорания, отнесенная к 1 кг топлива.
Очевидно, увеличение Нт возможно как при росте Ни , так и при уменьшении Lo . Величина Нг в основном определяет максимально достижимую тягу двигателя (например, СПВРД).
4.	Высокая работоспособность продуктов сгорания, определяемая комплексом RT (множитель в выражениях работы газа, кинетической энергии истекающих газов и т. д.). Она может быть увеличена при увеличении Т* или изменением молекулярного состава продуктов сгорания (при уменьшении их сред-Q
ней молекулярной массы ц увеличивается газовая постоянная В ----, где В —
1	ц
“ср
универсальная газовая постоянная). Это требование выдвигается в случае использования топлива как рабочего тела (в ракетных и комбинированных двигателях).
5.	Высокая термостабильность при нагреве в баках при высоких скоростях полета и при охлаждении нагретых элементов. Она характеризуется температурой предельного нагрева топлива Ти ред .
6.	Высокое “хладосодержание”, т. е. теплопоглощение при нагреве от температуры топлива в баках до , характеризующее физические охлади-тельные возможности топлива. При дальнейшем нагреве так называемого “эндотермического” топлива может быть реализовано регламентированное химическое разложение его с эффектом значительного теплопоглощения (химическое хладосодержание), что существенно увеличивает общие охлаждающие возможности топлива в целом.
7.	Возможность подвода топлива (в общем случае тепла) в двигатель. Эта возможность затруднена при использовании, например, твердых, порошкообразных, загущенных топлив, ядерного горючего и др.
8.	Достаточная химическая активность и возможность эффективного сжигания (для химических топлив).
9.	Эксплуатационная пригодность (умеренная токсичность, безопасность, транспортабельность, стабильность при хранении и др.).
10.	Умеренная стоимость и достаточные ресурсы.
Перечисление общих требований к топливам ВРД показывает сложность проблемы обеспечения их эффективными источниками энергии.
3 К. А. Крылов	65
Потенциально возможные источники энергии ВРД по принципу образования тепловой энергии можно разделить на три класса (рис. 2.1): химические, т. е. использующие молекулярные реакции с тепловыделением; ядерные, использующие энергию распада или деления ядер химических элементов, и световые, использующие для получения тепла энергию светового излучения.
Рис. 2.1. Возможные источники энергии ВРД
Химические источники энергии ВРД (топлива), а именно их первая группа, использующая для получения тепла окислительно-восстановительную реакцию (горение), в настоящее время являются единственным видом, нашедшим практическое применение, и детально рассматриваются ниже. В принципе в ВРД можно использовать экзогенную реакцию разложения некоторых веществ, которая применяется в ЖРД с однокомпонентным топливом (перекись водорода, пропил нитрат и др.). В перспективе для высотных аппаратов с двигателем типа СПВРД не исключено использование тепловой энергии каталитической ассоциации свободных радикалов или преобразования неустойчивых молекул, присутствующих в высоких слоях атмосферы и образующихся под действием солнечного излучения.
Ядерные источники энергии ВРД прежде всего связываются с применением ядерного реактора на борту летательного аппарата, что представляет собой чрезвычайно сложную проблему и в техническом отношении, и по безопасности эксплуатации. В настоящее время задачи и целесообразность таких летательных аппаратов не определены. В некоторых специфических случаях (на космических аппаратах) может оказаться возможным применение в ВРД радиоактивных изотопов как источников тепловой энергии.
Световые источники энергии примечательны тем, что при их использовании становятся ненужными бортовые запасы топлива или реакторы. Уже имеются экспериментальные самолеты с солнечными батареями и электродвигателем, приводящим воздушный винт. Энергия Солнца широко используется в космической технике. Не исключено, что будут найдены способы использо
вания этой энергии в ВРД и определены области применения таких двигателей. Высказываются идеи о создании летательных аппаратов с ВРД, энергия к которым подводится с Земли или с космических солнечных электростанций посредством лазерного луча.
Характерная особенность рассмотренных классов источников энергии за ключается в способе передачи тепла в двигатель. При использовании химических ИЭ тепло образуется в результате горения непосредственно внутри двигателя, поэтому химические ИЭ должны быть в двигатель поданы или заранее в нем размещены. Тепло выделяется в ядерном реакторе, расположенном на борту ЛА, и требуются специальные системы с теплоносителем для передачи тепла в двигатели. Световые источники энергии расположены вообще вне летательного аппарата и требуют сложных передающих, приемных и преобразующих энергетических устройств.
2.2.	Химические топлива и их энергетические
характеристики
Химические топлива ВРД можно разделить на однокомпонентные и двухкомпонентные.
Однокомпонентные топлива представляют собой горючее вещество (или смесь нескольких горючих веществ), для сжигания которого в ВРД используется только кислород воздуха. К этому же классу относятся и унитарные (мономолекулярные) разлагающиеся топлива, применение которых принципиально возможно в комбинированных ВРД с элементами ЖРД.
Двухкомпонентные топлива ВРД содержат наряду с горючими веществами бортовой окислитель для частичного окисления горючего и его газификации с целью последующего дожигания в кислороде воздуха. При использовании жидких компонентов горючее и окислитель содержатся в отдельных баках; при использовании твердых топлив горючие и окисляющие компоненты входят в состав унитарных смесевых зарядов (брикетов) твердого топлива. Двухкомпонентные топлива используются только в комбинированных ВРД, включающих элементы ракетных двигателей. Основная масса ВРД работает на однокомпонентных топливах, использующих для горения воздух.
Большое значение для организации подачи топлива в двигатель и его эффективного сжигания имеет агрегатное состояние топлива. Топлива ВРД в принципе могут находиться во всех известных агрегатных состояниях: газообразном, жидком, твердом, в виде суспензии (взвесей порошков в жидких горючих)-
2.2.1.	Удельная массовая теплота сгорания химических топлив при сгорании в кислороде (воздухе)
Различают высшую и низшую удельные теплоты сгорания.
Высшей удельной теплотой сгорания Но называют количество тепла, выделяющегося при полном сгорании в воздухе 1 кг топлив, которые имеют одинаковую исходную базовую температуру при условии последующего охлаждения продуктов сгорания до этой базовой температуры с учетом тепловых эффектов всех фазовых превращений (в т. ч. конденсации воды).
3*
67
За стандартную базовую температуру берут 70 = 298,16 К, т. е. +25’С.
Так как продукты сгорания топлив обычно имеют температуру выше /кип воды, то обычно пользуются понятием низшей удельной теплоты сгори, ни я Ни , которая определяется так же, как и Но , но при условии охлаждения паров воды в продуктах сгорания до То без конденсации.
Очевидно, что Ни меньше Но на величину теплоты парообразования воды и разницы теплосодержания пара и воды при 70 . У топлив, не содержащих водорода (а следовательно, и воды в продуктах сгорани я), Ни = Hq .
Теплота сгорания может быть определена экспериментально в калориметрической бомбе либо расчетом по известным из справочников теплотам образования исходных веществ, входящих в состав топлива, и их продуктов сгорания, находящихся в соответствующем фазовом состоянии при базовой температуре 70 .
2.2.2.	Химические топлива, потенциально пригодные для ВРД
Все наиболее теплотворные химические элементы с Ни > > 25000 кДж/кг находятся в первых трех группах и первых четырех периодах периодической системы элементов Менделеева. Таких элементов всего семь: водород, литий, бериллий, бор, углерод, магний, алюминий. Именно эти элементы являются основой большинства используемых и перспективных химических топлив ВРД.
В табл. 2.1 и на рис. 2.2 даны основные свойства горючих веществ в сравнении с массовым авиационным топливом-керосином РТ при сгорании в воздухе. Основные свойства воздуха как рабочего тела и окислителя даны в разд. 1.1.3.
Рис. 2.2. Массовые и объемные удельные теплоты сгорания основных горючих веществ
68
Таблица 2.1
Свойство	Горючее							
	н2	Li	Be	В	С	Mg	Al	Керосин J
Атомная масса	1,01	6,94	9,01	10,81	12,01	24,3	26,98	—
гг	/	3 Плотность, кг/дм	0,0709 (ж) (-253'С)	0,476	1,84	2,3	2,25	1,74	2,7	0,775
Массовая удельная теплота сгорания Ни , МДж/кг	** 120	42,98*	62,8*	58,82	32,79	24,81*	30,98*	43,12
Обьемная удельная теплота сгорания Hv, МДж/кг	*** 8»51	21,7	115,56	135,3	73,77	43,16	83,65	33,42
Удельная теплопро-изводительность	, МДж/кг	3409	7175	7218	5549	2623	6444	6388	2712
Стехиометрический коэффициент Lq	34,2	4,99	7,7	9,6	11,5	2,85	3,85	14,9
Окисел в твердом виде.
Газообразный водород при +25*С.
Жидкий водород (—253*С).
о СО
Рис. 2.3. Связь удельной массовой теплоты сгорания II , стехиометрического коэффициента LQ и удельной теплопроизводительности горючих
ет отметить, что все металлы и
Удельная теплопроизводительность топлива согласно определению (2.1) в координатах Ни — (1 + Lo) характеризуется тангенсом угла наклона прямых И - const, выходящих из начала координат, что показано на рис. 2.3.
Из рассмотрения приведенных данных следует, что наивысшей массовой теплотой сгорания обладают водород, бериллий и бор (120...60 МДж/кг), средний уровень Ни (40...30 МДж/кг) характерен для лития, углерода и алюминия. Ио объемной теплоте сгорания выделяются ‘‘тяжелые” вещества — бор, бериллий, алюминий, углерод, О
имеющие HV=135...7O МДж/дм при плотности рт = 1,84...2,7 кг/дм3.
Высокой теплопроизводительностью (максимальной температурой горения) характеризуются металлы (Li, Be, Mg, Al) и металлоид бор (7200...5500 кДж/кг). Следу-бор образуют при сгорании твердые окислы,
снижающие работоспособность продуктов сгорания и дающие дым.
Вследствие сильной дифференциации свойств отдельных горючих веществ
целесообразны их комбинации в виде механических смесей или химических
соединений и, в первую очередь, соединений с водородом как наиболее теплотворным горючим. Хорошо известны соединения водорода с углеродом (уг
леводороды), с бором (боргидриды или бороводороды), тройные соединения
бора, углерода и водорода (бороорганические вещества). Гидриды металлов
Рис. 2.4. Основные виды горючих веществ, потенциально пригодных для использования в ВРД
(Li, Be, Al, Mg) практически непригодны к использованию как топлива ВРД.
На рис. 2.4 показаны основные типы горючих веществ, потенциально пригодных для использования в ВРД
Водород, заправляемый в баки в жидком виде и поступающий в двигатель в виде газа, как наиболее теплотворное из всех химических топлив, обладающее также высоким “хладосодержанием” и рядом других положительных свойств, рассматривается как одно из наиболее подходящих топлив для авиационно-космических и гиперзвуковых ЛА и, ввиду неисчерпаемых природных ресурсов, считается наиболее перспективным массовым топливом для авиации будущего.
Углеводородные топлива, получаемые из нефти, в настоящее время являются основным топливом авиации и других видов транспорта (см. разд. 2.3). Обладают средними значениями теплот сгорания и высокими эксплуатационными качествами. Как альтернативные
70
авиационные топлива могут рассматриваться также и природный газ (метан) и другие легкие углеводороды, используемые в ожиженном виде. Твердые углеводороды используются как компоненты зарядов твердого топлива ВРД.
Бороводородные топлива (например, пентаборан B5HQ и декаборан В10Н-14) представляют собой жидкости или легкоплавкие твердые вещества с высокой массовой теплотой сгорания (65...68 МДж/кг), крайне токсичны и малопригодны к эксплуатации. Как возможные топлива ВРД бороводороды исследовались в 1960-70-х годах экспериментально.
Органические производные бороводородов — алкилбораты, карбораны (соединения типа В—Н—С) — жидкие топлива, в отношении массовой теплоты сгорания занимают среднее положение между угле- и бороводородами, не обладают резкими токсичными свойствами последних и пригодны к эксплуатации. Наличие в составе этих топлив бора заметно увеличивает массовую, объемную теплоты сгорания и теплопроизводительность, что делает целесообразным применение их как топлив для двигателей некоторых беспилотных ЛА с габаритными ограничениями (типа СПВРД и др.)
Бор, как топливо ВРД, обладает уникальным сочетанием свойств. Он имеет массовую удельную теплоту сгорания, более чем на 30% превышающую Ни авиационного керосина, самую высокую из всех химических топлив объемную теплотворность и достаточно большую удельную теплопроизводительность Нт (в два раза большую, чем у керосина РТ). Поэтому представляет интерес использование бора как топлива ВРД, главным образом в малогабаритных ЛА при высоких потребных тяговых характеристиках двигателей типа СПВРД. Бор может применяться в виде мелкодисперсного порошка, который непосредственно подается в камеру сгорания с помощью специальных устройств, или используется в виде суспензии (взвеси) в углеводородном топливе, или входит как компонент твердого топлива ракетно-прямоточного двигателя (РПДТ).
Алюминий и магний в виде порошков используются как компоненты твердых топлив СПВРД и РПДТ, повышая за счет высокой температуры сгорания тяговые характеристики двигателей и уменьшая объем зарядов за счет высокой плотности.
Бериллий и литий, несмотря на высокие энергетические показатели, в настоящее время не используются как топлива ВРД вследствие неблагоприятных эксплуатационных свойств (продукты сгорания бериллия сильно токсичны, литий склонен к самовоспламенению при нагреве в воздухе и при контакте с водой и др.).
Ряд горючих в комбинированных ВРД (ракетно-прямоточных, ракетно-турбинных) используется в составе двухкомпонентного топлива, т. е. с бортовым окислителем, предназначенным для частичного сжигания горючего и его газификации. При использовании жидких компонентов в качестве окислителя может быть применена азотная кислота HNO или другой окислитель ЖРД. В твердых унитарных зарядах РПДТ в качестве окислителя применяются нитраты (KNO3 , NaNO3), перхлорат аммония NH4C1O(1 и другие твердые окислители, содержащие в избыточном количестве кислород.
Рассмотрим более подробно современные авиационные углеводородные топлива массового применения, а также перспективные альтернативные углеводородные топлива и топлива для высоких гиперзвуковых скоростей полета.
71
2.3.	Углеводородные реактивные топлива
В широкий класс авиационных топлив входят и топлива ВРД, и бензины для поршневых двигателей, поэтому в дальнейшем будем говорить только о топливах ВРД, или реактивных топливах.
2.3.1.	Получение реактивных топлив из нефти
Исходным продуктом для получения реактивных топлив служит нефть — полезное ископаемое органического происхождения.
g
Сорта нефти различаются по плотности (от легких с р < 0,87 г/см до тяжелых с р > 0,91 г/см3) и содержанию серы (от малосернистых с S < 0,5 % до высокосернистых с S>2%).
Состав нефти обычно характеризуется понятиями фракционного и группового составов.
Фракционный состав нефти определяется диапазонами температуры выкипания углеводородных компонентов, которые соответствуют стадиям процесса прямой фракционной перегонки нефти (табл. 2.2). Для производства реактивного топлива из легких фракций пригодны керосиновые и лигроиновые фракции.
Таблица 2.2
Фракции	Температурные пределы выкипания, С
Легкие	
Бензиновые	40...200
Лигроиновые	120...230	'
(Керосиновые	150...300
Тяжелые (мазут)	Остатки после нагрева до 310...350°С
Групповой состав нефти, т. е. состав по типу содержащихся в ней веществ, обычно контролируется. Эти же группы веществ присутствуют в реактивных топливах.
Основная масса углеводородных соединений, имеющих положительные свойства, представлена парафинами (из ряда предельных насыщенных углеводородов с наибольшим содержанием водорода) и нафтенами (циклические, насыщенные, обогащенные водородом соединения).
В нефти может содержаться до 20% ароматических циклических углеводородов с повышенным содержанием углерода. Они уменьшают теплоту сгорания топлива, ухудшают полноту его сгорания, увеличивают склонность к нагарообразованию. Их содержание в топливе должно быть ограничено.
Присутствие в нефти и в реактивных топливах непредельных углеводов (олефинов) крайне нежелательно из-за нестабильности и перерождения этих соединений при хранении, в результате чего образуются нежелательные вещества — органические кислоты, смолы и др.
72
Особенно вредны содержащиеся в нефти сера и сернистые соединения из-за их коррозионной активности. Реактивные топлива подлежат максимально возможной очистке от серы.
Переработка нефти для получения топлив осуществляется в три этапа: — первичная перегонка (выделение легких фракций);
—	вторичная деструктивная переработка (расщепление и направленное изменение строения молекул тяжелых фракций);
—	заключительная очистка.
Прямой перегонкой с последующей очисткой получают основную массу реактивных топлив. Однако при доле всех легких фракций 40...50% от нефти выход авиакеросина составляет всего 9...15%.
Вторичная переработка. Применяемый в производстве, например, автобензинов для расширения выхода легких фракций термический к ре -к и н г (расщепление) при высоких давлениях и температуре молекул тяжелых фракций нефти неприемлем для производства реактивных топлив из-за низкой стабильности крекинг-продуктов (вследствие высокого содержания непредельных углеводородов). В последнее время внедряется процесс гидрокрекинга, т. е. крекинга в присутствии газообразного водорода, насыщающего расщепленные молекулы водородом и устраняющего ряд вредных веществ. Выход высококачественных реактивных топлив возрастает до нескольких десятков процентов, но стоимость их существенно выше.
Обычная очистка прямогонных топлив от непредельных углеводородов, смол, органических кислот, соединений серы и других вредных примесей производится обработкой серной кислотой, многочисленными промывками водой и щелочными растворами с последующим отстоем.
В последнее время стала широко внедряться гидро-очистка прямогонных продуктов, заключающаяся в каталитической их обработке газообразным водородом. Гидроочистка и более глубокое воздействие — гидрирование существенно повышает качество топлива, в частности, почти полностью удаляет из него непредельные углеводороды и серу.
2.3.2.	Основные сорта реактивных топлив
В России вырабатывается несколько сортов реактивных топлив, различающихся, главным образом, возможностью массового производства и использования при сверхзвуковых скоростях полета, т. е. максимальной температурой нагрева в баках (термостабильностыо).
Для широкого применения вырабатываются две основные марки реактивного топлива: ТС-1 и РТ.
Топливо ТС-1 предназначено для дозвуковых и кратковременных сверхзвуковых полетов при mov < 120°С — прямогонная лигроиновая фракция сернистых нефтей, имеющих широкую сырьевую базу.
Топливо РТ является унифицированным топливом для дозвуковых и сверхзвуковых полетов при tr 111ах не более 180"С. Это высококачественное топливо, получаемое прямой перегонкой из любых сортов нефти с применением современных процессов гидроочистки.
Для длительного сверхзвукового полета производится топливо с повышенной термостабильностью Т-6. Получают топливо Т-6 селективной перегонкой с последующим гидрированием.
73
Отечественные массовые топлива ТС-1, РТ эквивалентны по качественным показателям аналогичным массовым зарубежным топливам JetA, Jet, Al (США).
2.3	3- Физико-химические свойства реактивных топлив
Основные показатели и свойства товарных реактивных топлив регламентированы стандартами. Приведем данные, касающиеся только главных параметров и свойств топлив.
Плотность реактивных топлив находится в пределах рг । = 0,77...0,84, причем меньшее значение относится к топливам ТС-1 и РТ, большее — к тяжелому термостабильному топливу Т-6.
Удельная теплота сгорания реактивных топлив должна быть не ниже гарантированных значений 4210...43100 кДж/кг (10250... 10300 ккал/кг).
Для единообразия всех термодинамических расчетов двигателей принято условное ' нормальное” углеводородное топливо, содержащее 85% углерода и 15% водорода и имеющее удельную теплоту сгорания /7^ = 42910 кДж/кг (10250 ккал/кг), стехиометрический коэффициент Lq = 14,9.
Фракционный состав топлив характеризуется кривыми выкипания топлив при нагреве и нормальном атмосферном давлении. Топлива типа ТС-1, РТ выкипают в пределах от 135... 150 до 250...280 С, а топливо Т-6 — в пределах 195...315 С. Фракционный состав определяет такие свойства топлив, как температура начала кипения, летучесть (температура испарения 10% топлива), давление насыщенных паров топлива в надтопливном пространстве баков, температуру вспышки смеси паров топлива с воздухом от искры и др. Эти свойства чрезвычайно важны для безопасности эксплуатации топлива на самолетах.
Высокая летучесть топлива и низкая температура вспышки (требующие пониженной температуры начала кипения) необходимы для надежного запуска двигателя, особенно ь полете на больших высотах и при низких атмосферных температурах. Однако при этом растут давление насыщенных паров, т. е. испаряемость топлива, и пожарная опасность. Особенно опасно испарение топлива при длительном сверхзвуковом полете самолетов на больших высотах, когда топливо в баках нагревается, давление его насыщенных паров растет, а атмосферное давление падает. В этих случаях применяют топлива с повышенной температурой начала кипения, а также делают наддув баков, повышая в них давление, и заполняют баки нейтральным газом (азотом) по мере выработки топлива; либо применяют азотированное (т. е насыщенное азотом на земле) топливо. По мере снижения давления на высоте азот выделяется из топлива, заполняя свободное пространство в баках.
Вязкость топлива — одна из важных эксплуатационных характеристик. Температура топлива при эксплуатации может изменяться в широких пределах. В баках сверхзвуковых самолетов топливо может нагреваться до 100...200’С и выше. С другой стороны, при длительных полетах дозвуковых самолетов в стратосфере (77 =10...12 км), где наружная температура может достигать минус 60...65 С, температура топлива в баках может опускаться до минус 30...40 С.
74
Вязкость топлив значительно снижается при высоких положительных температурах tT и быстро растет — при отрицательных. Поэтому в указанных выше широких температурных пределах эксплуатации топливо должно при высоких tT сохранять достаточную вязкость и смазывающую способность, необходимую для нормальной работы топливоподающей аппаратуры (плунжерных или шестеренчатых насосов, топливных регуляторов и др.). С другой стороны, вязкость топлива не должна быть очень высокой при отрицательных температурах, чтобы была возможность прокачки и достаточной мелкости распыла в форсунках, необходимой для эффективного сжигания топлива в камерах сгорания двигателей.
Стабильность и термостабильность являются важнейшими эксплуатационными характеристиками реактивных топлив.
Стабильность при хранении топлив зависит в основном от окисления их кислородом воздуха, которому в первую очередь подвержены непредельные углеводороды. Поэтому в результате процессов очистки, особенно гидроочистки, реактивные топлива практически освобождаются от непредельных углеводородов.
Термостабильность при нагреве топлива определяется количеством образующихся нерастворимых осадков, которое зависит от содержания в топливе непредельных углеводородов, сернистых, азотистых соединений, смол и других примесей, контактирующих с кислородом воздуха. Термостабильность топлива на сверхзвуковых самолетах может быть повышена наддувом баков инертным газом или азотированием топлива, так как при этом резко снижается содержание кислорода в окружающей среде.
Тяжелые углеводородные топлива. Рассмотренные выше высококачественно реактивные топлива вполне удовлетворяют современным требованиям эксплуатации дозвуковой и сверхзвуковой авиации.
Однако, как указывалось ранее, для малогабаритных ЛА требуется повышенная объемная теплота сгорания, т. е. топливо повышенной плотности. Существует общая закономерность, согласно которой увеличение плотности углеводородов достигается использованием тяжелых молекул с увеличенным отношением содержания углерода и водорода. При этом уменьшается их массовая теплота сгорания, но объемная — растет (рис. 2.5). Возникают трудности с удовлетворением требований по вязкости, температуре кристаллизации и др. При р >0,95...1,0 на смену топливам естественного нефтяного происхождения приходят синтетические углеводороды, свойства которых можно форми-
Рис. 2.5. Изменение массовой и объемной удельных теплот сгорания углеводородных топлив в зависимости от их плотности: 1— авиационные керосины (Т-1, ТС-1, Т-2, PT, Т-6);
2 — тяжелые синтетические топлива [24]
75
ровать в нужных направлениях. Примером подобных топлив может служить американское топливо Шелдайн, имеющее плотность рт = 1,8 кг/дм3 и объемную теплоту сгорания - 44850 кДж/л, что на 25...35% превышает этот показатель для обычных реактивных топлив.
2.4.	Альтернативные авиационные топлива
Запасы нефти на Земле не безграничны. С середины 70-х годов в мировой энергетике стали возникать трудности со снабжением нефтью (“нефтяные кризисы”). Во всех странах были предприняты усилия по экономии потребления нефти, переходу в энергетике на другие источники энергии, в результате чего на рубеже 2000 года эти трудности на какой-то период были преодолены, однако в стратегическом плане они остаются.
Авиация не является основным потребителем нефти. Даже в странах с наиболее развитым воздушным транспортом объем потребления авиационного топлива пока не превышает 10 % от всего потребления нефти. Однако, ввиду небольшого выхода из нефти прямогонного реактивного топлива, для его производства требуется значительное количество нефтяного сырья. Поэтому возможные в будущем новые трудности с нефтью будут иметь непосредственное отношение и к авиации.
Поиск и внедрение новых (альтернативных) источников энергии для авиации с широкой сырьевой базой ведется в нескольких направлениях.
2.4.1.	Углеводородные топлива из ненефтяного сырья
Из углеводородных альтернативных топлив рассматриваются сжиженные газы (метан и др.) и синтетические реактивные топлива (из нефтяных сланцев и угля).
Жидкий природный газ (метан). Метан как авиационное топливо может быть получен сжижением при низкой температуре природного газа, в составе которого доля метана (СН4) достигает 85...98 %. Жидкий метан является “криогенным”, т. е. сильно переохлажденным топливом, температура кипения которого при нормальном давлении равна -16ГС. Метан имеет массовую удельную теплоту сгорания Нц = 50000 кДж/кг, что на 16% выше, чем у обычных реактивных топлив. Однако вследствие низкой плотности в жидком виде, равной 0,424 кг/дм3, его объемная теплота сгорания на 35...40% ниже, что требует увеличения объема баков или использования подвесных баков. Стоимость производства метана с учетом затрат на сжижение в районе аэропортов оказывается близкой к стоимости обычного реактивного топлива.
Более высокая Ни и низкая стоимость дают метану определенные технико-экономические преимущества, с учетом того, что запасы природного газа существенно превосходят нефтяные. Специфика метана как криогенного топлива требует создания парка новых самолетов, внедрения новой системы их эксплуатации, разработки систем хранения и подачи топлива и решения ряда других смежных технических проблем. Поэтому эксплуатация “метановых” магистральных самолетов будет осуществляться, по-видимому, по фиксированным, специально оборудованным трассам.
Однако большое “хладосодержание” криогенного метана, комбинация других его положительных свойств (относительно высокая плотность, низкая сто-76
имость и доступность, более простая эксплуатация) могут открыть ему в будущем возможности целесообразного применения в гиперзвуковой авиации не очень больших скоростей полета или в комбинации с другими топливами на некоторых аэрокосмических системах (см. разд. 2.5).
Авиационное сконденсированное топливо (АСКТ) — жидкое топливо из так называемого “попутного нефтяного газа”, выделяющегося при добыче нефти. АСКГ может найти применение в авиации местных линий (например, на вертолетах в отдаленных районах нефтедобычи). Это топливо, имеющее более тяжелые, чем метан, предельные углеводороды (этан, пропан, бутан и др.), может содержаться в баллонах в конденсированном виде при давлении в несколько бар и при нормальной температуре. Подобное использование пропана широко практикуется, например, в автомобильном транспорте.
Первые успешные экспериментальные полеты самолета на жидком метане и вертолета на АСКТ были произведены в 80-х годах в нашей стране.
Синтетическое топливо из нефтяных (горючих) сланцев. Горючие сланцы пропитаны органическими высокомолекулярными соединениями (10...30% по массе и более). Путем многочисленных перегонок, сложных процессов крекинга, гидрирования (насыщения водородом) с дальнейшей очисткой последовательно получают сырую сланцевую нефть, синтетическую нефть и синтетические топлива (бензин, керосин).
Синтетическое топливо из угля. Исходным сырьем его могут служить любые угли, в том числе каменные низких сортов, бурые и др.
Процесс получения синтетической нефти из угля состоит из двух стадий — газификации и сжижения. Эти процессы достаточно сложны и связаны с воздействием на раскаленный уголь паров воды, а затем и водорода. В результате происходит синтез углеводородных молекул и получается жидкая синтетическая нефть, из которой путем перегонок, крекинга, гидрирования получают синтетическое, в том числе реактивное топливо.
Перспективы применения синтетических топлив. Запасы угля и сланцев на Земле существенно больше запасов нефти. Способы получения синтетических топлив известны, но производство их ограничено, т. к. слишком дорога технология изготовления и необходимы большие капиталовложения в создание новой отрасли.
Большим преимуществом синтетических реактивных топлив является то, что в целом сохраняются сложившиеся условия эксплуатации воздушного транспорта, парк самолетов и двигателей. Однако качество синтетических топлив ниже, чем натуральных.
В целом производство синтетических реактивных топлив расценивается как одно из возможных направлений получения будущих альтернативных топлив.
2.4.2.	Водород как авиационное топливо
Потенциальные запасы сырья для получения водорода—воды — практически не ограничены. Кроме того, после сжигания водорода опять образуется вода, т. е. водород является абсолютно восстанавливаемым носителем энергии.
В настоящее время водород производится в широких масштабах и используется в народном хозяйстве, в частности, в ракетной технике. Используемые для производства водорода химические методы связаны с расходованием минерального
77
сырья, природного газа и угля, запасы которых в принципе ограничены. Применение в перспективе для получения водорода электрохимического метода потребует значительных затрат электроэнергии, которые могут быть обеспечены только наземной ядерной энергетикой.
Фи .шко-химиче лкие свойства водорода
Водород является криогенным, т. е. глубоко переохлажденным жидким топливом. Это качество, несмотря на эксплуатационные трудности, дает водороду большое преимущество: значительное хладосодержание можно использовать для охлаждения горячих деталей и систем. Водород подается в двигатель и сжигается в газообразном виде.
Основные свойства жидкого водорода в сравнении с термостабильным реактивном топливом Т-6 показаны в табл. 2.3.
Таблица 2.3
Свойства	Топливо Т-6	Водород, Н2
Ни (То = 298,16 К), кДж/кг	~43000	120000
рт , кг/дм3	0,84	0,0709 (ж)
Hv , кДж/дм3	- 36000	8510*
'Температура начала шипения, ‘С	195	-253
Температура предельного нагрева /11ред , ’С	- 350	(условно ЮОО’С)
Удельное । хладосодержание 1'бака-^пред» кДж/кг	- 1000	- 18000 (t = 1000’С)
*
На единицу объема жидкого водорода.
Водород по сравнению с топливом Т-6 имеет в 2,8 раз большую удельную массовую теплоту сгорания и в - 20 раз большее удельное хладосодержание. Однако плотность его в жидком виде ниже в 11...12 раз, что определяет уменьшение удельной объемной теплоты сгорания примерно в четыре раза.
Высокое удельное хладосодержание водорода определяется не только высокой температурой возможного предельного нагрева, но и большой теплоемкостью его в газообразном виде, которая в несколько раз превышает теплоемкость жидкого керосина и изменяется в диапазоне температур 20... 100 от 10,32 до 15 кДж/(кг • К). Теплота испарения водорода невелика и равна 442 кДж/кг при t = -253’С (рис. 2.6).
78
определено при стандартной
Рис. 2.6. Удельное теплопоглощение (хладосодержание) водорода при испарении и нагреве (начальное состояние — жидкий водород с Т = 20 К)

Указанное в табл. 2.3 значение Ни водорода базовой температуре = 298,16 К. Если в камеры сгорания ВРД подается переохлажденный водород, то при расчетах его фактическая удельная теплота сгорания должна быть уменьшена в соответствии с рис. 2.6. Например, если подавать жидкий водород с Т = 20 К, то это “уменьшение” составит - 3700 кДж/кг или - 3 % от Н ы . Наоборот, если в системах охлаждения двигателя газообразный водород нагревается свыше 298,16 К, то его фактическая теплота сгорания увеличится. При = Ю00 С это увеличение равно - 14250 кДж/кг или - 12 % от Нц .
В перспективе в космической области изучается так называемый шугообразный водород
— водородное топливо, содержащее 30...50% металлического мелкодисперсного твердого водорода и обладающее при большей плотности еще большей, чем чистый водород, хлад ©содержанием.
Рассмотрим значение свойств жидкого водорода для использования его как авиационного топлива.
1.	Высокая массовая теплота сгорания позволяет уменьшить удельный расход топлива двигателя в 2.8...3 раза и более в том случае, если хладосодержание водорода используется для совершенствования рабочего цикла двигателя. Это означает, что при тех же задачах запас топлива на самолетах уменьшается в несколько раз, самолет становится легче, а это еще больше уменьшает затраты топлива.
2.	Низкая плотность и малая величина Hv приводят к необходимости увеличения объема топливных баков примерно в четыре раза при том же запасе тепловой энергии на борту. Возможность усовершенствования двигателей и облегчение самолетов несколько снижает эту цифру. Однако проблема размещения водорода на борту самолета остается одной из самых сложных.
3.	Высокое хладосодержание жидкого водорода оказывается вполне достаточным для охлаждения конструкции двигателя и элементов летательного аппарата при М - 6... 10 и выше и тем самым может обеспечить освоение гиперзвуковой области скоростей полета. Кроме того, хладосодержание водорода позволяет улучшить параметры и характеристики двигателя за счет охлаждения горячей части, использования различных теплообменных устройств и т. п. (увеличение температуры газа, регенерация тепла, циклы с промежуточным охлаждением и др.).
4.	Криогенностъ (низкая температура кипения) вызывает целый ряд новых требований, таких, как:
—	теплоизоляция баков;
—	специальные системы продувки, захолаживания, заправки баков и топливных систем;
79
— специальные системы топливоснабжения и хранения жидкого водорода в аэродромных условиях и др.
6.	Обеспечение пожаро- и взрывобезопасности при высокой химической активности водорода явится одной из важных проблем его использования как массового топлива.
7.	Положительное свойство водорода — его высокая химическая активность при горении в воздухе облегчает организацию рабочего процесса в камерах сгорания двигателя.
8.	“Водородные” ГТД должны отличаться от двигателей, работающих на керосиновом топливе, наличием систем охлаждения, газификации водорода, принципиально новых систем топливоподачи и регулирования, новыми камерами сгорания для сжигания газообразного топлива и др.
Применение жидкого водорода наряду с положительными факторами связано с решением ряда новых технических и эксплуатационных проблем, которые частично решены в ракетной технике, где жидкий водород уже используется в космических системах. Это дает основание для успешного использования жидкого водорода и в гиперзвуковой авиации, а в отдаленной перспективе и в общей авиации.
Перспективы применения водородного топлива
Существует ряд объективных факторов, которые будут способствовать внедрению водорода как основного авиационного топлива.
1.	Истощение ресурсов нефти и других горючих полезных ископаемых.
Развитие атомно-водородной энергетики и полная восстанавливаемость сырья (воды) устраняют (в перспективе) ресурсно-энергетические ограничения.
2.	Технике-экономические преимущества применения водорода.
“Водородные” гражданские самолеты вследствие меньших запасов легкого топлива, по оценкам, получаются более легкими и экономичными. Постепенное внедрение водорода, по-видимому, будет осуществляться путем устройства сети постоянных оборудованных трасс для полета “водородных” самолетов.
Многочисленные проектные исследования и эксперименты, в частности, первый в мире полет самолета Ту-155 на жидком водороде, осуществленный в нашей стране, продемонстрировали возможность создания таких эффективных и безопасных самолетов и в гражданской авиации. Проведенные широкие исследования выявили главные факторы целесообразности и ограничения использования водородного топлива в будущем.
3.	Освоение высоких гиперзвуковых скоростей полета (М > 10) становится возможным только при использовании в качестве топлива жидкого водорода с его исключительно высоким хладосодержанием (см. разд. 2.5).
4.	Снижение вредных выбросов из “водородных” двигателей, отсутствие дыма, окиси углерода, несгоревших углеводородов, окислов серы и других вредных веществ, содержащихся в продуктах сгорания углеводородных топлив, является немаловажным фактором в проблеме защиты окружающей среды. С другой стороны, выделение при сгорании водорода большого количества водяного пара может создать специфические экологические проблемы в атмосфере при полетах самолетов на больших высотах.
80
2.4.3. Эндотермические углеводородные топлива (ЭТ)
Эндотермическими называют такие углеводородные топлива, которые могут использовать для охлаждения горячих частей двигателя или самолета не только отвод тепла, идущего на нагрев топлива вплоть до некоторой температуры его разложения, включая теплоту испарения (физическое хладосодержа ние (?фНЗ), но и отвод тепла на эндотермические (т. е. с затратой тепла) реакции разложения топлива на более легкие компоненты при дальнейшем их нагреве до более высоких температур (химическое хладосодержание QXHM). Общее удельное (на 1кг топлива) хладосодержание определяется выражением
^хл = Чриз + ^хим ’	(2-2>
Сложение этих двух компонентов теплоотвода может повысить общее хладосодержание топлива при нагреве до высоких температур в два раза и более.
Термическое разложение эндотермического углеводородного топлива может быть условно описано соотношением
Сп Нт -» Л Н2 + X (\ С„, HJ - <?хим ,	(2.3)
X
где у. — массовая доля i-го компонента продуктов разложения (“пирогаза”); QXHM — тепловой эффект эндотермических реакций разложения с поглощением тепла.
Как видим, в продуктах пирогаза присутствует водород и более легкие, чем исходное эндотермическое топливо, углеводороды.
На рис. 2.7 показаны зависимости физического и химического хладосо-держаний эндотермическго топлива от температуры его пагрева. Эндотермический тепловой эффект при разложении топлива начинает проявляться при
Рис. 2.7. Экспериментальная зависимость удельного хладосодержания эндотермического топлива от его температуры. Начальная температура топлива 213 К (<?хл = 0).
1 — физическое хладосодержание, QX1IM ;
2 — химическое хладосодержание, QXHM ;
3 — общее хладосодержание (Qxn = (?фпз + QXIIM)
81
температурах, больших 750...800 К. При Т - 1000К полное хладосодержание ЭТ примерно вдвое превышает физическое, которое было бы получено при нагреве топлива без разложения.
Несмотря на то, что ЭТ по общим составу и физико-химическим свойствам (теплоте сгорания, плотности и др.) принципиально не отличается от обычных углеводородных реактивных топлив, создание конкретного серийного ЭТ и разработка эффективных методов и устройств для его использования в целях охлаждения двигателей и летательных аппаратов требует решения ряда научно-технических проблем. В результате должен быть организован “управляемый” процесс термодеструкции ЭТ в каналах системы охлаждения горячих узлов и элементов или теплообменников на поверхностях с каталитическим покрытием при отсутствии отложений на стенках сажи и др. веществ.
Опытные образцы эндотермических топлив разработаны в нашей стране и в США.
2.5. Топлива для гиперзвуковых летательных аппаратов и авиационно-космических систем
В последнее время наблюдается тенденция интеграции авиационных и космических систем. Авиация проникает в гиперзвуковую область полетов. Космическая техника не удовлетворяется чисто ракетным дорогим одноразовым с фиксированным стартом выводом грузов на орбиту. Использование авиационных принципов полета в пределах атмосферы, применение воздушно-реактивных и комбинированных двигателей позволяет осуществить много-разовость применения, гибкость использования стартовых и посадочных площадок для горизонтальных взлетов и посадок, удешевить перевозки. Все это ведет неизбежно к интеграции авиационной гиперзвуковой техники с принципиально новыми многоразовыми авиационно-космическими системами вывода грузов на орбиту. Многие сложнейшие научно-технические проблемы, стоящие на этом пути, становятся общими для авиации и космонавтики.
Важнейшей проблемой остаются топливо и, главным образом, его охлаждающие способности, поскольку в обеих сферах речь идет о гиперзвуковой скорости.
2.5.1. Сравнение охлаждающей способности топлив
Наиболее показательным параметром для сравнения хладосодержания топлив может служить относительное хладосодержание QXJI, т. е. безразмерное отношение удельного хладосодержания к массовой теплоте сгорания
«хл =	= (ефиа + «хим) / Ни •	(2-4)
следующее из условного предположения, что, чем меньше 11ц , тем больше при равных условиях расход топлива и его хладосодержание, идущее на ох лаждение двигателя и самолета.
На рис. 2.8 сравниваются величины удельного (QX7I) и относительного (QKJI) хладосодержаний основных топлив для гиперзвуковых ЛА: водорода,
82
метана, ЭТ. Вне конкуренции—водород, хладосодержание которого в диапазоне температур Тт = 500... 1000 К достигает 5... 12% от массовой теплоты его сгорания. При высоких температурах топлива (более 750...800 К) на второе место по относительному хладосодержанию выходит ЭТ, причем величина его Qx 2 достигает - 60% от величины Qxri у водорода. Относительное хладосодержание метана превышает QXJJ ЭТ при относительно низких температурах (< 650...700 К), т. е. меньших скоростях полета за счет исходного криогенного состояния.
Рис. 2.8. Зависимость удельного (а) и относительного (б) хладосодержаний топлива от его температуры:
1 — водород (Тнач = 20 К); 2 — метан (Тнач= 111,6 К);
3 — эндотермическое топливо (Тнач = 300 К)
Па рис. 2.9 показаны условные сравнительные результаты приближенной оценки максимальных скоростей полета, достижимых при использовании охлаждающих способностей различных топлив: углеводородных и криогенных. Обычные термостабильные реактивные топлива типа Т-6 (Россия) и JP-7 (США) могут использоваться для полетов до Мп = 3...3,5. Жидкий метан может быть использован до NI, = 6. II UlidLA
Особое место занимает водород, охлаждающие возможности которого значительно превышают М ~ 10... 15.
Уникальным комплексом свойств обладают эндотермические топлива, обеспечивающие полеты до Мп п1ах = 7...8. ЭТ высокоплотны, долгохранимы,
83
Рис. 2.9. Максимальные скорости полета при использовании хладосодержания различных топлив для охлаждения двигателя и летательного аппарата:
1 — углеводородные некриогенные топлива; 2 — криогенные топлива
а по другим эксплуатационным качествам, эквивалентным обычным реактив
ным топливам, не сопоставимы по простоте эксплуатации с криогенными топ
ливами.
2.5.2. Возможные виды гиперзвуковых ЛА
Исследования и разработки гиперзвуковых-аппаратов ведутся в настоящее время в двух основных направлениях: авиационо-космическом, нацеленноном на вывод полезного груза на орбиту, и чисто авиационном, замыкающим различные пели и задачи аппаратов в пределах атмосферы. Возможно создание аппаратов, частично выполняющих функции в указанных двух направлениях.
Авиакосмические системы
Варианты компоновок авиационно-космических систем (АКС) весьма разнообразны. Приведем некоторые из них.
1. Двухступенчатая крылатая АКС многократного применения. Н а первой ступени (Мц = 6...8) используются последовательно или параллельно: газотурбинные, прямоточные или комбинированные турбопрямоточные ВРД. Топливо: жидкий водород, возможно в комбинации с жидким метаном или с “тяжелым”(углеводородным) топливом, чтобы в целом сократить объем баков и аппарата. На второй ступени, осуществляющей вывод па орбиту, применяется водородный ЖРД.
2. Одноступенчатый воздушно космический самолет (ВКС) с горизонтальными взлетом и посадкой. Использует для разгона до орбитальной скорости комбинированную силовую установку, включающую, например, последовательно или в комбинации ТРДФ, СПВРД, ГПВРД и ЖРД, работающие на во дороде. Очевидно, создание такого ВКС представляет собой задачу еще более отдаленной перспективы.
Гиперзвуковые самолеты (ГС)
1. ГС большой дальности и разного назначения со скоростью полета М =6...1О. В качестве топлива предполагается использовать водород или его комбинацию с “тяжелым” топливом. Цели создания таких самолетов еще недостаточно определены.
84
2. Hi большие. гиперзвуковые крылатые аппараты специального назначения ( разведывательные, ударные и др.) с Мп = 6...8 с маршевым ГПВРД, работающим на “тяжелом” углеводородном топливе с высокой объемной теплотой сгорания или на ЭТ.
Приведенные примеры показывают существенное влияние фактора размера аппарата на выбор, двигателя, топлива (наряду с другими проблемами повышения эффективности аппарата, его охлаждения и т. п.)
Известно, что при геометрическом подобии свободный объем фюзеляжа, топливных баков пропорционален характерному размеру аппарата L в третьей степени, в то время как другие параметры самолета — площадь крыла FKp ,
2 тяга двигателя Р пропорциональны L . Поэтому относительный объем баков прямо пропорционален характерному размеру аппарата
тл	у
ту	бакон	баков г	,п
Убаков =	--- или = ~р— ~ L 	(2-5)
кр
Таким образом, большие аппараты могут использовать легкое эффективное криогенное топливо — водород или метан, а малоразмерные — только “тяжелое” ( в сравнении с водородом) углеводородное топливо. Это — общий принцип, но, как мы видели, у больших и средних аппаратов возможны смешанные варианты использования топлива (естественно, расположенных: в разных баках), что в ряде случаев увеличивает общую эффективность самолетов.
Итак, для рассмотренных характерных типов гиперзвуковых авиационно-космических и авиационных аппаратов рассматриваются в основном три вида топлив: криогенные — жидкий водород (очень низкое Hv), отчасти жидкий метан, (среднее Hv) — и углеводородное топливо в варианте эндотермического топлива с высокими Hv , физическим и химическим хладосодержапием.
85
Часть II
ХАРАКТЕРИСТИКИ ОСНОВНЫХ УЗЛОВ ВРД
Глава 3. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВРД
Входные устройства ВРД предназначаются для забора воздуха из окружающей атмосферы, подвода его к двигателю и осуществления процесса сжатия этого воздуха от скоростного напора с малыми потерями полного давления.
Основными элементами, из которых могут состоять входные устройства (ВУ), являются: воздухозаборник (ВЗ) — диффузорное устройство, где осуществляется сжатие воздушного потока; каналы подвода воздуха к двигателю; створки перепуска и подпитки воздуха; системы управления пограничным слоем; средства регулирования; защитные устройства от попадания по
сторонних предметов и пр.
У дозвуковых летательных аппаратов сжатие воздуха от скоростного напора является не очень значительным, и входное устройство осуществляет
функции подвода воздуха к двигателю в нужном количестве с требуемыми параметрами при малых потерях. По мере увеличения скорости полета роль входного устройства повышается. Это объясняется возрастанием доли повышения давления, создаваемого вход-*
Рв
ным устройством лвх = — , по сравнению с Рн
общей степенью повышения давления возду-
* Рк ха в двигателе лу = я = — .
ZL	иА К Г)
На рис. 3.1 показаны значения явх в зависимости от числа М полета (сплошная линия). Видно, что с ростом Мп значения Л стремительно увеличиваются и при Мп > 3,0...3,5 становятся больше оптимальной степени повышения давления в цикле. Это означает, что при больших сверхзвуковых скоростях полета потребное повышение
лвх от числа М полета:
1 — изоэнтропическое сжатие;
2 — система скачков;
3 — прямой скачок
давления в цикле может быть обеспечено только
за счет сжатия воздуха от
скоростного напора без сжатия его в компрессоре. Вместе с этим, с ростом числа М полета увеличиваются потери в процессе сжатия воздуха в ВЗ и ужесточаются требования к эффективности преобразования кинетической энергии набегающего воздушного потока в потенциальную энергию давления.
Ь6
Размещение входного устройства на летательном аппарате должно производиться с учетом целого ряда факторов. К ним относится, помимо высокой эффективности процесса сжатия, оптимальная аэродинамическая интеграция воздухозаборника с элементами планера, обеспечивающая не только сохранение, но, при возможности, повышение аэродинамического качества ЛА, а также требуемую структуру потока на входе в двигатель, гарантирующую его устойчивую работу во всех условиях полета. Важное значение имеет защищенность воздухозаборника, и, следовательно, двигателя от попадания посторонних предметов при взлете и посадке, а также предотвращение попадания выхлопных газов от собственных двигателей при включении устройств реверса или поворота вектора тяги.
3.1.	Типы применяемых входных устройств
и их классификация
Применяемые входные устройства отличаются большим разнообразием типов и конструктивных форм. Их подразделяют на дозвуковые, трансзвуковые и сверхзвуковые в соответствии со значениями максимальных скоростей полета самолетов, на которых они устанавливаются. Диапазоны скоростей полета самолета и требования к его маневренным свойствам, наряду с применяемым типом двигателя, оказывают наибольшее влияние на облик входного устройства.
Дозвуковые входные устройства (ДВУ) применяются на военно-транспортных самолетах и самолетах гражданской авиации, которые являются маломаневренными, преимущественно однорежимными и имеют числа М крейсерского полета, не превышающие 0,8...0,9. В силовых установках этих самолетов сжатие воздуха осуществляется в основном компрессором, а повышение давления от скоростного напора невелико. Этим обусловлена относительная простота конструкции таких ВУ. Их выполняют нерегулируемыми.
Трансзвуковые входные устройства (ТВУ) используются на высокоманевренных боевых самолетах, имеющих большие дозвуковые (крейсерские) и относительно небольшие сверхзвуковые (максимальные) скорости полета. Повышение давления от скоростного напора в их воздухозаборниках является более значительным, но определяющими становятся требования обеспечения многорежимности и маневренности. Входные устройства этих самолетов также обычно выполняются нерегулируемыми. Сжатие воздуха при сверхзвуковых скоростях полета у них осуществляется, в основном, в прямом скачке уплотнения, расположенном перед плоскостью входа. До значений М < 1,4...1,5 потери при сжатии воздуха в прямом скачке еще не велики,
но при Мл >1,5 они намного возрастают. Этот недостаток в значительной степени компенсируется простотой конструкции и малой массой таких ВУ.
Сверхзвуковые входные устройства (СВУ) устанавливаются на самолетах, имеющих максимальные скорости полета, соответствующие Мп > 2,0. Они отличаются большим разнообразием типов и схем и классифицируются по: 1) количеству ступеней поверхности торможения и, соответственно, косых скачков уплотнения; 2) расположению скачков уплотнения относительно плоскости входа воздухозаборника; 3) форме входного сечения; 4) компоновке входного устройства на ЛА.
87
1.	У сверхзвуковых самолетов применяются многоскачковые СВУ. У них уже нельзя обеспечить эффективное сжатие воздуха в одном прямом скачке уплотнения вследствие роста его интенсивности и потерь полного давления при больших скоростях полета. Для снижения интенсивности прямого скачка воздушный поток перед ним предварительно затормаживают в нескольких косых скачках уплотнения малой интенсивности. Для создания системы скачков уплотнения используется специальная профилированная поверхность, называемая поверхностью торможения. Ее образующая представляет собой ломаную линию. При обтекании этой поверхности сверхзвуковым потоком у ер изломов образуются косые скачки уплотнения, в которых осуществляется предварительное сжатие сверхзвукового потока перед замыкающим прямым скачком. Такие воздухозаборники называются многоскачковыми.
В принципе поверхность торможения может быть образована плавным контуром. Тогда поворот и торможение сверхзвукового потока при обтекании этой поверхности будет осуществляться в серии бесконечно слабых (изоэнтропических) волн сжатия и, соответственно, с меньшими потерями полного давления. На практике использование таких поверхностей торможения сопряжено с рядом трудностей: увеличивается общая длина поверхности торможения,
усиливается отрицательное влияние нарастающего вдоль нее пограничного
слоя, усложняется регулирование.
2.	В зависимости от расположения скачков уплотнения относительно плос-
Рис. 3.2. Типы сверхзвуковых входных устройств: а — внешнего; б— смешанного; в — внутреннего сжатия
Наибольшее распространение
кости входа различают три типа сверхзвуковых входных устройств (рис. 3.2):
— внешнего сжатия, когда все скачки уплотнения, образующиеся при обтекании поверхности торможения, располагаются перед плоскостью входа воздухозаборника (рис. 3.2,а), причем площадь наименьшего сечения внутреннего канала (горло) находится в непосредственной близости от плоскости входа;
— смешанного сжатия, ког-да одна часть косых скачков размещается перед плоскос
тью входа, а другая часть — во внутреннем канале (рис. 3.2,6). В этом случае внутренний канал от плоскости входа до горла имеет значительное сужение, а само горло располагается на некотором удалении от
плоскости входа;
— внутреннего сжатия, когда все косые скачки уплотнения располагаются за плоскостью входа и сжатие осуществляется внутри канала воздухозаборника (рис. 3.2,б), получили сверхзвуковые воздухозаборники
внешнего сжатия. Воздухозаборники смешанного и особенно внутреннего сжатия в принципе могут обеспечивать при высоких числах М полета более эф
фективный процесс сжатия сверхзвукового потока, однако имеется ряд труд
ностей на пути их практического использования.
88
3.	По форме поверхности торможения и входного сечения воздухозабор ники разделяют на плоские и осесимметричные (обычно круглые или полукруглые).
В плоских воздухозаборниках поверхность торможения образована профилированным клином, а входное сечение имеет форму прямоугольника, иногда с небольшими скруглениями в угловых точках. Внутренний канал выполняется с постепенным переходом от прямоугольного сечения к круговому — перед входом в двигатель. В плоских регулируемых воздухозаборниках можно в широком диапазоне осуществлять изменение их геометрических параметров — в этом их главное преимущество.
В осесимметричных воздухозаборниках, обтекаемых невозмущенным потоком, поверхностью торможения служит профилированный ступенчатый конус. Его входное сечение имеет форму круга (или полукруга), а внутренний канал — форму кольца с последующим переходом в круг.
4.	По компоновке на ЛА воздухозаборники подразделяют на лобовые, расположенные в носовой части фюзеляжа или мотогондолы, и примыкающие, устанавливаемые вблизи какого-либо участка поверхности летательного аппарата (примыкающие к ней).
Лобовые осесимметричные воздухозаборники широко использовались на сверхзвуковых самолетах первого и второго поколений (типа МиГ-21, Су-7 и др.), рассчитанных на Мп = 1,9...2,3. При расположении в носовой части фюзе ляжа эти ВЗ при малых углах атаки вследствие равномерности набегающего потока и осевой симметрии течения обеспечивают высокие характеристики по уровню потерь и структуре потока на входе в двигатель, а также имеют хорошие весовые данные. Однако с увеличением углов атаки их характеристики и запасы устойчивости резко ухудшаются, особенно на сверхзвуковых скоростях полета. Для обеспечения их устойчивой работы приходится вводить кор рекцию в систему регулирования по углу атаки.
Воздухозаборники, примыкающие к поверхности ЛА, как правило, вы полняются плоскими и в конструктивном отношении являются более сложными. Они стали применяться на высокоманевренных самолетах третьего и четвертого поколений в целях улучшения характеристик силовых установок на углах атаки и скольжения, сокращения длины и массы каналов подачи воздуха к двигателю и использования положительной интерференции воздухозаборника и летательного аппарата. По конструктивному выполнению они весьма разнообразны: подкрыльевые, подфюзеляжные, надфюзеляжные и боковые (по отношению к фюзеляжу).
Основная проблема выбора места расположения плоских воздухозаборников вблизи поверхности ЛА состоит в обеспечении малого изменения местных углов атаки и скольжения в зоне расположения воздухозаборника по сравнению с изменением углов атаки и скольжения самого самолета. Это достигается за счет направляющего (экранирующего) влияния поверхностей, к которым примыкает воздухозаборник. При этом недопустимо попадание в воздухозаборник вихревых структур, образующихся при обтекании элементов планера, расположенных впереди воздухозаборника. Целесообразно использовать косые скачки уплотнения, образующиеся при обтекании крыла или носовой части фюзеляжа, в качестве первой ступени предварительного сжатия потока. Такая интеграция ВУ и ЛА улучшает характеристики СВУ.
89
В целях предотвращения попадания на вход пограничного слоя, образующегося на поверхности фюзеляжа или крыла, воздухозаборник размещают на некотором удалении от соответствующей поверхности, обеспечивая слив пограничного слоя через образующийся при таком размещении щелевой канал.
Одним из недостатков примыкающих входных устройств (по сравнению с лобовыми) является то, что они обычно имеют более высокую степень неравномерности и нестационарности потока в выходном сечении. Это объясняется как наличием неравномерности течения на входе, так и малой по условиям компоновки длиной воздухоподводящих каналов, не обеспечивающей выравнивания параметров потока.
3.2.	Основные параметры входных устройств
и предъявляемые к ним требования
Рассмотрим основные параметры, характеризующие эффективность входных устройств. К числу таких параметров относятся:
1.	Коэффициент восстановления полного давления. Оценивает потери полного давления при сжатии воздуха во входном устройстве и его подводе к двигателю
(3.1)
где р* и р* — величины средних полных давлений воздуха на выходе из входного устройства (на входе в двигатель) и в набегающем воздушном потоке.
Чем выше значение , тем больше степень повышения давления возду-Вл
ха во входном устройстве
G л вх вх.ид ’
1 +
— степень повышения давления при идеальном
(изоэнтропическом) сжатии воздуха.
Величина лвх с ростом числа М полета очень интенсивно возрастает.
Коэффициент о , определяющий реальные значения , зависит от числа г» л	Вл
М набегающего потока и способа организации процесса сжатия воздуха в воздухозаборнике. При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха от скоростного напора сопровождается лишь небольшими потерями на трение и вихре-образование и величина тсвх мало отличается от лвх ид . При сверхзвуковых скоростях полета, помимо потерь на трение и вихреобразование, возникают потери в скачках уплотнения. Эти потери и оказывают основное влияние на реально достижимые значения величин лвх при Мп > 1,0 Как видно из рис. 3.1, наибольшее снижение лвх по сравнению с лвх ид получается при сжатии воздуха в прямом скачке уплотнения. Организация сжатия сверхзвукового потока в 90
системе скачков уплотнения позволяет при Мп>1,5 существенно повысить величины .
На стадии проектирования при подборе СУ к JIA, пока еще конкретного входного устройства не имеется, величину авх определяют по так называемой стандартной зависимости овх = ОВХ(МП) , которая отражает достигнутую степень совершенства воздухозаборников данного типа. Для примера на рис. 3.1 сплошными линиями показаны стандартная зависимость о „ от и значе-ния лвх , соответствующие этой зависимости. Здесь же приведены величины
и для ПРЯМОГО скачка уплотнения и изоэнтропического сжатия.
Увеличение лвх за счет повышения овх сопровождается возрастанием давления воздуха во всех сечениях двигателя, в том числе на входе в компрессор и перед реактивным соплом. Рост давления р* перед компрессором означает повышение расхода воздуха через двигатель GB .
Отсюда вытекает основное требование к входным устройствам — получение максимально возможных значений коэффициента восстановления полного давления овх в целях повышения лвх . Это достигается снижением уровня внутренних потерь при сжатии воздуха во входном устройстве.
2.	Коэффициент внешнего сопротивления ВЗ сх вх . Используется при определении внешнего сопротивления входного устройства и определяется выражением
Хвх сх.вх = 7^’	(3.2)
4 вх
где Хвх — сила суммарного внешнего сопротивления; FBX — площадь входа
РнГп
ВЗ (или его миделя); q - —к— — скоростной напор набегающего невозмущен-ного потока.
Появление внешнего сопротивления Хвх вызывается возмущениями, которые вносит входное устройство в поток воздуха, обтекающий силовую установку. Если при испытаниях аэродинамических моделей ЛА в трубах обеспечивается полная имитация протока воздуха через ВЗ и систему слива пограничного слоя, величина внешнего сопротивления ВЗ автоматически входит в аэродинамические характеристики ЛА и его поляру. Но, как правило, из-за малых размеров моделей и отсутствия аналога двигателя этого сделать не удается. Тогда сопротивление ВЗ учитывается путем корректировки силы тяги, т. е. в процессе перехода от тяги двигателя к эффективной тяге СУ. Обеспечение минимальных значений сх вх при всех основных режимах полета ЛА является вторым важнейшим требованием к организации рабочего процесса входных устройств.
3.	Коэффициент расхода фвх служит для определения расхода воздуха, пропускаемого входным устройством или, как принято говорить, для оценки его производительности. Он определяется как отношение действительного расхода воздуха Gr к максимально возможному GB тах • Расход GB max через воз-
91
духозаборник с площадью входа FBX при заданных значениях скорости полета Vn и плотности рн равен GB mnx = рн FBX . В тех же условиях GB = ри Vn F„ , где FH — фактическая площадь поперечного сечения захватываемой струи воздуха. Поэтому
GB	FH
Фвх = G — = у 	(3.3)
в max * вх
Коэффициент (рвх широко используется при анализе совместной работы сверхзвукового воздухозаборника и двигателя.
4.	Коэффициент запаса устойчивости СВУ i\Ky вх . Является мерой оценки их газодинамической устойчивости в различных условиях полета Характеризует удаление рассматриваемого режима работы воздухозаборника от недопустимого в условиях эксплуатации неустойчивого режима его работы (помпажа). За параметр устойчивости обычно принимают коэффициент устойчивости Ку вх , определяемый как отношение приведенного расхода воздуха через воздухозаборник на режиме совместной работы с двигателем (в рабочей точке) к приведенному расходу воздуха на границе устойчивости, т. е.
GB __
К av = у;—	• В таком случае коэффициент запаса устойчивости при каж-
у.нх G
w в. пр. гр
дом заданном числе М полета находится по формуле
вх = Га'увх-1У Ю0% = у. ОЛ 1 у	I
^в.пр
в.пр.гр
• 100%
(3.4)
Обеспечение во всей области эксплуатационных режимов устойчивого течения воздуха, контролируемого по допустимым значениям ДХу вх , также входит в число важнейших требований к сверхзвуковым входным устройствам.
5.	Неоднородность потока, порождаемая входным устройством, оказывает значительное влияние на устойчивость работы ГТД всех типов. Она определяется окружной неравномерностью потока Ла0 и крупномасштабной турбулентностью, оцениваемой среднеквадратичным значением пульсаций полного давления е . За суммарный интегральный параметр, характеризующий неоднородность потока за входным устройством, а, следовательно, и перед двигателем, принимают величину
=	+	(3.5)
Этот параметр нормируется из условия обеспечения газодинамической устойчивости компрессора, и для его снижения принимаются специальные меры: установка турбулизаторов, отсос пограничного слоя, специальное профилирование каналов и др.
3.3.	Особенности дозвуковых и трансзвуковых
входных устройств
В дозвуковых входных устройствах ГТД, когда скорость полета самолета ненамного превышает скорость воздуха на входе в компрессор, сжатие воздуха от скоростного напора мало. Основное назначение таких ВУ — обеспече-
92
ние равномерного поля скоростей на входе в двигатель, высоких значений коэффициента овх и малого внешнего сопротивления.
У дозвуковых самолетов двигатель может размещаться внутри фюзеляжа или в отдельной гондоле. Фюзеляжные компоновки более характерны для самолетов с ТРД и ТРДД с малыми степенями двухконтурности, когда, вследствие высоких удельных тяг, двигатель имеет небольшие лобовые размеры. Отличительной особенностью такой компоновки является лобовое расположение заборника воздуха и наличие между ним и входом в двигатель длинного соединительного канала (рис. 3.3). Для снижения потерь на трение скорости воздуха в канале должны быть невысокими, как правило, меньшими, чем скорость на входе в компрессор. Заборник воздуха, называемый обечайкой, выполняется с профилированными относительно толстыми плавно обтекаемыми входными кромками. Площадь на входе в обечайку FBX выбирается такой, чтобы ь расчетных условиях полета она была больше площади струи втекающего воздуха FH , а скорость свх — меньше скорости полета Уп . Обычно принимают свх == 0,5 Рп . При этом практически все сжатие воздуха от скоростного напора осуществляется перед плоскостью входа, т. е. вне воздухозаборника. Такое внешнее сжатие, вследствие отсутствия ограничивающих поток стенок, осуществляется без потерь на трение о стенки.
Возмущенный лоток
Рис. 3.3. Схема дозвукового входного устройства в фюзеляжной компоновке:
1 — обечайка; 2 — соединительный канал;
3 — конфузорный участок
Значительное внешнее торможение потока является выгодным с точки зрения получения малых скоростей воздуха на входе во внутренний канал, который на всем своем протяжении должен обеспечивать плавное изменение скорости и не иметь резких поворотов потока — в целях обеспечения безотрывного течения воздуха и выравнивания поля скоростей. Непосредственно перед входом в двигатель канал выполняется конфузорным. Ускорение потока на этом участке канала способствует дополнительному выравниванию поля скоро'стей перед компрессором. Такая организация течения воздуха обеспечивает малые внутренние потери и равномерное поле скоростей на входе в двигатель.
93
Внешнее сопротивление дозвуковых воздухозаборников складывается из сопротивлений по жидкой линии тока и по контуру самой обечайки. Струя воздуха, втекающая в воздухозаборник, имеет на участке между сечениями Н—Н и вх—вх расширяющуюся форму. Это вызывает возмущение внешнего потока (отклонение струек тока от осевого направления) и служит источником внешнего сопротивления, которое называют дополнительным сопротивлением. Величина этого сопротивления равна сумме проекций сил избыточного давления, действующих на жидкую линию тока а—к (см. рис. 3.3), на направление полета.
Сопротивление обечайки складывается из сопротивлений давления и трения. Сопротивление давления зависит от формы ее профиля и характера обтекания внешним потоком. Если обечайка имеет плавное очертание передних кромок и форму меридионального сечения, аналогичную профилю крыла, и при этом обтекается внешним потоком безотрывно (что возможно при докри-тических скоростях и умеренных углах атаки), то на ее внешней поверхности за счет ускорения потока появляется зона разрежения и возникает аэродинамическая сила Р, имеющая осевую составляющую Рподс , называемую подсасывающей силой (см. рис. 3.3). Эта сила направлена в сторону полета, и она частично компенсирует дополнительное сопротивление.
В реальных условиях значительный поворот струек тока набегающего потока может приводить к большим углам притекания воздуха к передней кромке обечайки и вызывать срыв потока с ее выпуклой поверхности. Задача профилирования состоит в том, чтобы не допустить срыва потока с этой поверхности, а также образования при ее обтекании сверхзвуковых зон и скачков уплотнения, т. е. факторов, приводящих к снижению или полному исчезновению подсасывающей силы.
При взлете и малых скоростях полета воздух втекает в воздухозаборник под действием разрежения, возникающего перед компрессором. При этом скорость воздуха во входном сечении превышает скорость полета и происходит не сжатие, а расширение воздуха перед воздухозаборником. В этом диапазоне скоростей полета FH > FBX и фвх>1,0. При некотором значении скорости полета, когда Vn = cBX, струя на входе в обечайку принимает цилиндрическую
форму (фвх = 1,0) и давление во входном сечении становится равным атмосферному. При дальнейшем увеличении скорости полета струя тока приобретает расширяющуюся форму и коэффициент фвх становится меньшим 1,0. Возникает внешнее сжатие потока, и появляется дополнительное сопротивление. При Мп < 0,5 практически сх вх = 0. В диапазоне от Мп = 0,5 до Мп = 0,8 коэффициент сх вх увеличивается незначительно и его максимальное значение не превышает обычно 0,05... 0,1, что объясняется компенсацией дополнительного сопротивления подсасывающей силой. Коэффициент восстановления полного давления овх у дозвуковых входных устройств в фюзеляжной компоновке при Мп < 0,8, как показывают эксперименты, лежит в пределах 0,96...0,99.
Если скорость полета летательного аппарата превышает указанные расчетные значения Мп ~ 0,8, то характеристики дозвукового воздухозаборника резко ухудшаются. На внешней поверхности обечайки образуется течение с
94
местными сверхзвуковыми скоростями, что приводит к заметному росту сх вх • При Мп>1,0 перед плоскостью входа появляется головная волна. Вследствие этого повышается избыточное давление как на поверхности обечайки, так и на внешней поверхности втекающей в двигатель струи за головной волной. Вместо подсасывающей силы на обечайке возникает внешнее сопротивление. Оно суммируется с дополнительным сопротивлением и сопротивлением трения. Коэффициент сх вх интенсивно увеличивается, но потери полного давления при умеренных сверхзвуковых скоростях (Мп < 1,4... 1,6) в
самой головной волне относительно невелики, и коэффициент авх снижается
не очень значительно.
Для улучшения характеристик дозвукового воздухозаборника на сверхзвуковых скоростях полета применяют специальное профилирование обечайки —
уменьшают ее относительную толщину, а передние кромки делают острыми. На величину коэффициента овх это влияния не оказывает, а сх вх уменьшается почти в два раза, как это видно из рис. 3.4, где показано изменение и cv до-звуковых воздухозаборников с круглыми и заостренными входными кромками. Это имеет место, когда при острой кромке у внешней поверхности обечайки вместо прямого возникает косой скачок, и поэтому избыточное давление на ней снижается и уменьшается ее сопротивление.
Следует иметь в виду, что воздухозаборники с острыми передними
Рис. 3.4. Влияние коллекторности обечайки на и при <р„ =0,7 и а = 10
ОД	Л.ОД	*	* ОЛ
кромками имеют худшие характеристи-
ки на взлете, при дозвуковых скоростях полета и на углах атаки и скольжения (из-за срыва потока и отсутствия подсасывающей силы).
У дозвуковых самолетов с ТРДД, имеющих высокие степени двухконтур-
ности т, двигатели располагаются в отдельных гондолах, которые устанавливаются на пилонах несколько впереди и ниже крыла. Крейсерские числа М полета таких самолетов составляют 0,75...0,85. Двигатели этих самолетов отличаются большими расходами воздуха и в связи с этим имеют значительные лобовые размеры, что обусловлено их малыми удельными тягами. При стартовой тяге 200...250 кН расход воздуха у этих двигателей достигает 650... 800 кг/с. Уменьшение массы воздухозаборников при их очень большом диаметре (до 2,0...2,5 м) достигается сокращением относительной длины, которая на выполненных конструкциях составляет 0,6..0,9 от диаметра входа в двигатель.
Двухконтурные двигатели с высокой степенью двухконтурности очень чувствительны к потерям ьо входном устройстве. Это связано с тем, что при свойственной им малой степени повышения давления в наружном контуре
95
режимах взлета и при
Рис. 3.5. Схема входного устройства ТРДД с большой степенью двухконтурности
снижение овх существенно уменьшает тягу этого контура, которая на взлетном режиме составляет около 75% суммарной тяги двигателя. У них снижение овх на 1% уменьшает тягу двигателя на 2...2,5%.
К другим конструктивным особенностям рассматриваемых входных устройств, помимо того, что они выполняются очень короткими, следует отнести их несимметричность — наличие некоторого скоса плоскости входа — для обеспечения эффективной работы на крейсерских углах атаки (рис. 3.5).
малых скоростях полета, когда скорость засасываемой струи больше скорости набегающего потока, может возникать отрыв потока с входных кромок ВЗ (особенно при острых кромках), приводящий к большим потерям полного давления, снижению давления и расхода воздуха и усилению неоднородности потока на входе в двигатель, что снижает тягу и может вызвать потерю газодинамической устойчивости двигателя. Помимо профилирования обводов носовой части, устранение этих явлений у всех типов ВЗ достигается применением окон (или створок) подпитки а (рис. 3.5). Они открываются автоматически, когда из-за недостатка воздуха, поступающего только через входное сечение, снижается давление во внутреннем канале ВЗ.
Высокая чувствительность ТРДД к поте-
рям на входе и малая относительная длина воздухозаборников требуют более тщательного их профилирования. Оно выполняется на основе применения численных методов решения уравнений газовой динамики с учетом сжимаемости газа, его вязкости и пространственного характера течения потока. Внешние обводы и форма внутреннего канала оптимизируются из условия получения максимальной эффективной тяги силовой установки при заданной степени равномерности потока на входе в двигатель. Такое профилирование должно обеспечивать не только минимальное внешнее сопротивление при Мо <	, но
и рост критического значе-ния числа Мкр , соответствующего началу появления на внешней поверхности гондолы зон со сверхзвуковым течением, замыкающихся скачками уплотнения, приводящими к появлению волнового сопротивления.
Трансзвуковые воздухозаборники, устанавливаемые на высокоманевренных боевых самолетах, имеющих М = 1,5...1,7, должны наряду с простотой конструкции удовлетворять требованиям эффективной и устойчивой работы в широком диапазоне изменения углов атаки а и скольжения 0, поскольку даже при кратковременном полете с большими а и 0 возможно возникновение значительной неоднородности потока на входе в двигатель и потеря его газодинамической устойчивости.
Углы атаки при дозвуковых скоростях полета (Мг < 0,8) могут у них изменяться в диапазоне -10°...+30’, а углы скольжения — в диапазоне ±15 . 96
При сверхзвуковых скоростях полета (Мп = 1,5...1,7) диапазоны изменения а и р сокращаются до значений: а = -4*...+15’; Р = ±4*. Этим требованиям лобовые воздухозаборники не удовлетворяют. Здесь предпочтительно применение подфюзеляжных, подкрыльевых или боковых трансзвуковых воздухозаборников.
На рис. 3.6 показана схема (поперечный разрез) нерегулируемого трансзвукового воздухозаборника самолета F-18 “Хонит”. Два таких воздухозаборника расположены под наплывами крыла у боковых поверхностей фюзеляжа. Входное отверстие 1 имеет форму овала, усеченного дугой круга, повторяющего очертание фюзеляжа. Передние кромки обечайки 2 выполнены скругленными для предотвращения отрыва потока и уменьшения его неравномерности в условиях дозвукового маневрирования. Благодаря направляющему влиянию боковых поверхностей (наплыва крыла 3 и поверхности фюзеляжа 4), воздухозаборник имеет хорошие характеристики при маневрировании. Скос потока воздуха, благодаря спрямляющему действию наплыва крыла, оказывается значительно меньшим изменения угла атаки.
При сверхзвуковой скорости полета некоторое предварительное торможение потока воздуха в зоне установки воздухозаборника осуществляется в косом скачке уплотнения, создаваемом носовой частью фюзеляжа и наплывом крыла. Помимо этого, перед входным отверстием у боковой поверхности фюзеляжа установлен клин совковой формы 5. На внешней (перфорированной) стороне клина 6 создается косой скачок уплотнения, а его внутренняя сторона 7 служит отсекателем пограничного слоя, образующегося у поверхности фюзеляжа. В косом скачке уплотнения, создаваемом клином-отсекателем 5, осуществляется предварительное торможение сверхзвукового потока. Окончательное преобразование сверхзвукового потока в дозвуковой осуществляется в замыкающем прямом скачке уплотнения пониженной интенсивности, образующемся перед плоскостью входа.
Первостепенной задачей в таких компоновках является отвод от воздухозаборника пограничного слоя, образующегося на примыкающих к нему по
верхностях летательного аппарата. У рассматриваемого воздухозаборника (рис. 3.6) помимо щели 8 между клином-отсекателем 5 и поверхностью фюзеляжа 4 имеется еще продольная щель 9 между фюзеляжем и наплывом крыла (шириной 0,1 и длиной 1,8 м), через которую осуществляется дополнительный отвод пограничного слоя от входа в воздухозаборник (из зоны сопряжения крыла и фюзеляжа). При сверхзвуковых скоростях полета наличие этой щели также снижает внешнее сопротивление воздухозаборника.
На рис. 3.7 дана схема воздухозаборника самолета F-16, расположенного у нижней поверхности фюзеляжа. Для слива пограничного слоя, накапливающегося на его носовой части, выполнена щель значительной ширины (рис. 3.7,6) с растекателем потока в форме клина, установленным внутри щели. Параметры воздухозаборника оптимизированы из условия ведения воздушно-
Рис. 3.6. Схема (в разрезе) бокового нерегулируемого трансзвукового воздухозаборника самолета F-18
4 Б. z\ Крылов
97
Рис. 3.7. Схема подфюзеляжного нерегулируемого воздухозаборника самолета F-16
го боя в диапазоне М_ = 0,8... 1,6. Приемлемые характеристики при высоких значениях углов атаки и скольжения при Мп <1,0 достигаются за счет экранирующего влияния передней части фюзеляжа и наплыва крыла. При сверхзвуковых скоростях полета при а > 0 поток на входе уже частично приторможен в косом скачке уплотнения от носовой части фюзеляжа. За счет этого перед плоскостью входа возникает несколько ослабленный прямой скачок уплотнения, тем менее интенсивный, чем больше угол атаки. Опытные характеристики этого воздухозаборника в виде зависимостей авх от а приведены на рис. 3.7,в. Как видно, при а = 0 с ростом Мц коэффициент овх при Мп > 1,6 резко снижается, что связано с повышением потерь в прямом скачке уплотнения. Но с увеличением а коэффициент авх заметно повышается, т. к. при этом интенсивность косого скачка увеличивается, а прямого — снижается.
3.4.	Организация рабочего процесса в сверхзвуковых
входных устройствах внешнего сжатия
На сверхзвуковых маневренных самолетах нашли применение многоскач-ковые СВУ внешнего сжатия. Они рассчитываются на определенное число М набегающего потока, близкое к максимальному числу М полета самолета, обозначаемому Мр . Схема такого СВУ с указанием основных геометрических параметров представлена на рис. 3.8. На схеме обозначено:
F — площадь входа, нормальная к вектору скорости набегающего потока; для плоского СВУ без учета скруглений в угловых точках FBX = b  Л, где л£>вх
Ь — ширина; h — высота; для осесимметричного СВУ FBX = —— (где £>вх — диаметр по передней кромке обечайки); FB — площадь выходного сечения, равная площади входа в двигатель; F — площадь миделевого сечения; Fr — площадь минимального поперечного сечения внутреннего канала, именуемая 98
Щель слаба
Турбулиза
ficiMp СтВ перепуска
Рис. 3.8. Схема и основные геометрические параметры СВУ
СтВ. подпитки

“горлом”; Рд , Р2 » ₽з ’ ••• — Углы установки отдельных панелей (ступеней) по-т
верхности торможения;	Р/ “ суммарный угол наклона поверхности тор-
i = 1
можения; Роб вн , Роб.нар — внутренний и наружный углы установки обечайки; Iqq — длина обечайки.
Рассмотрим одну из возможных схем течения газового потока в СВУ внешнего сжатия на расчетном режиме, представленную на рис. 3.9.
Рис. 3.9. Реальная (а) и расчетная (б) схемы течения в СВУ внешнего сжатия при Мп = Мр
На расчетном режиме при обтекании сверхзвуковым потоком поверхности торможения, выполненной в виде ступенчатого клина (конуса), образуется система косых скачков уплотнения, которая замыкается прямым скачком (го
4
99
ловкой волной). При этом обеспечивается дозвуковое втекание воздуха во внутренний канал. Обычно на расчетном режиме осуществляют некоторую расфокусировку косых скачков уплотнения, чтобы головная волна не разрушала их в непосредственной близости перед обечайкой (рис. 3.9,а). Это приводит к незначительному снижению фвх по сравнению фвх = 1 и некоторому увеличению сх вх , но способствует повышению запаса устойчивости СВУ. В расчетах с достаточной степенью точности реальную схему течения заменяют упрощенной, в которой система косых скачков уплотнения фокусируется у передне!! кромки обечайки, а замыкающий прямой скачок располагается непосредственно на входе во внутренний канал (рис. 3.9,6). В этой схеме на расчетном режиме (при Мп = Мр) фвх = 1.
Коэффициент восстановления полного давления ат в системе, состоящей из т косых и замыкающего прямого скачка, определяется как произведение т
ат = сп П о, , где ол — коэффициент восстановления полного давления в / = 1
прямом, а О; — в i-м косом скачке. Для заданных значений Мп и т можно так подобрать углы установки панелей поверхности торможения и соответствующие им интенсивности скачков уплотнения, чтобы получить Gm = ст тах . Такая система скачков теоретически (с точки зрения минимума потерь) является оптимальной. Установлено, что максимум €>т достигается при равной интенсивности всех скачков уплотнения. На рис. 3.10,а приведены зависимости величин <5 mev от числа М полета для прямого скачка (т = 0) и систем с различным числом m косых скачков. Видно, что чем выше Мп , тем большее число скачков выгодно иметь для получения а . Но увеличение Ж/ I 111<А А
числа косых скачков усложняет конструкцию ВУ и увеличивает его длину и массу. Практически при Мп = 2,0... 3,0 используют поверхности торможения с двумя—тремя косыми скачками.
при различном числе косых скачков уплотнения т для плоского течения
100
В реальных условиях необходимо учитывать наличие пограничного слоя, который образуется на поверхности торможения и на стенках внутреннего канала, нарастает по длине панелей и утолщается в местах взаимодействия со скачками уплотнения. Степень его нарастания зависит от градиента давления, который на поверхности торможения весьма велик и повышается при увеличении расчетного числа М полета СВУ и угла р£ . Чтобы предотвратить отрыв потока и не допустить нарушения устойчивости течения, предусматривается ряд специальных мер. Важнейшей из них является выбор угла Р£ .
Как показывают расчеты, углы ру опт , обеспечивающие получение ат тах , весьма велики и, как видно из рис. 3.10,6, возрастают при увеличении Мп и т. В указанном выше диапазоне чисел Мр и т они составляют 25...35’ для плоских и 30...45’ для осесимметричных СВУ. На практике выбирают углы Р£ меньшими Р£ опт , что приводит к снижению интенсивности косых скачков и повышению интенсивности замыкающего прямого скачка. Это снижает градиент давления вдоль поверхности торможения, чем достигается уменьшение нарастания пограничного слоя и предотвращается его отрыв. Но повышение ин-
тенсивности прямого скачка приводит к снижению по сравнению с о_ . til	fTc IllnA
У СВУ внешнего сжатия торможение сверхзвукового потока в косых
скачках уплотнения связано с его односторонним отклонением от осевого направления (в плоском течении — на угол Р£). Во внутреннем канале этот
поток, ставший уже дозвуковым, нужно развернуть в обратном направлении
на тот же угол. При этом, как правило, возникает отрыв потока у выпуклой
поверхности внутреннего канала вблизи горла. Причиной образования зоны
отрыва (см. рис. 3.9) является накопление
жения пограничного слоя под воздействием на него центробежных сил, возникающих при повороте потока. Естественно, уменьшение угла Р£ по сравнению с р£опт способствует сокращению размеров зоны отрыва потока в области горла.
Максимальные рекомендуемые значения углов Ру для осесимметричных и плоских СВУ внешнего сжатия, полученные путем статистического обобщения опытных данных, приведены на рис. 3.11. Как видно, плоские ВУ требуют меньших величин углов ру , чем осесимметричные, а повышение Мп связано с необходимостью увеличения Ру и т.
стекающего с поверхности тормо-
Рис. 3.11. Рекомендуемые ЦАГИ величины углов pj- для плоских и осесимметричных СВУ
Углы поднутрения обечайки и ее длина выбираются у СВУ с дозвуковым
течением на входе минимально возможными из условия плавного втекания воздуха, отклоненного при торможении в скачках уплотнения, во внутренний канал, и безотрывного обтекания внешней поверхности обечайки. У выполненных ВЗ значения углов Ро- вн составляют 5...10'. У СВУ смешанного сжа
101
тия углы Роб должны выбираться меньшими предельных, соответствующих появлению выбитой ударной волны (чтобы не нарушалось условие сверхзвукового втекания воздуха во внутренний канал).
Наличие зоны отрыва во внутреннем канале СВУ приводит, помимо увеличения внутренних потерь в канале, к снижению устойчивости течения и порождает неравномерность и нестационарность потока на выходе из СВУ.
Форму внутреннего канала, площадь горла и систему слива пограничного слоя выбирают таким образом, чтобы свести к минимуму вредное влияние зоны отрыва потока в области горла. Для этого внутренний канал от плоскости входа до горла делают слегка сужающимся, за горлом предусматривают участок с неизменной площадью проходного сечения, который переходит в дозвуковой диффузор с небольшим постепенно увеличивающимся эквивалентным углом раствора.
Площадь горла Fr выбирают таким образом, чтобы скорость потока в нем была равна скорости звука. Такую площадь горла называют оптимальной и обозначают FT опт. Если она оказывается меньше оптимальной, то СВУ не может пропустить весь расход воздуха, проходящего через систему скачков. В этом случае головная волна отходит от плоскости входа. За счет более сильного искривления струек тока за головной волной коэффициент расхода <рвх уменьшается. По этой причине повышается дополнительное сопротивление. Уменьшается также коэффициент ст вследствие частичного разрушения головной волной косых скачков уплотнения.
Если площадь горла превышает Гг опт , картина течения перед плоскостью входа не изменяется, но во внутреннем канале повышается неравномерность потока из за увеличения размеров зоны отрыва. Объясняется это тем, что при излишне большой площади горла поток воздуха при повороте вследствие инерционности прижимается к внутренней поверхности обечайки и заполняет лишь часть проходного сечения в области горла. Остальную его часть занимает зона отрыва, что приводит к снижению коэффициента Овх и резкому возрастанию неоднородности потока на выходе. Этим объясняется необходимость выбора Fr ~ Fr опт и регулирование величины площади горла в полете.
К другим мерам по предотвращению вредного влияния пограничного слоя относятся: отсос пограничного слоя через перфорацию с поверхности торможения; слив пограничного слоя через специальную щель в области горла; тангенциальный вдув сжатого воздуха в местах возможного отрыва потока; установка в канале за горлом турбулизаторов (генераторов вихрей) в виде небольших лопаток, соизмеримых по высоте с толщиной пограничного слоя. Отсос и слив пограничного слоя способствуют уменьшению размеров зоны отрыва потока и тем самым снижают внутренние потери в канале, а также обеспечивают полученние более однородного течения на выходе из воздухозаборника (снижение параметра W). Турбулизаторы (см. рис. 3.8) предназначены для создания интенсивного местного вихревого движения, способствующего перемешиванию пограничного слоя с основным потоком и ускоряющего процесс выравнивания поля скоростей во внутреннем канале. Все перечисленные средства управления пограничным слоем увеличивают наполненность профиля скорос
102
тей и, повышая его энергию, способствуют предотвращению отрыва потока или уменьшению области отрыва.
Для определения коэффициента овх на расчетном режиме работы СВУ помимо потерь полного давления в системе скачков, характеризуемых коэффициентом , нужно учесть еще потери, обусловленные влиянием трения и наличием зон отрыва. Для этой цели вводится эмпирический коэффициент отр . Тогда
°вх = атрат-	<3-6>
На нерасчетных режимах работы СВУ (особенно нерегулируемых) во внутреннем канале могут возникать дополнительные потери из-за чрезмерного перерасширения горла и (или) от нерасчетности противодавления за ВЗ. Для учета этих потерь вводят дополнительный коэффициент оп г , учитывающий потери от перерасширения горла, и оп д — от снижения противодавления за СВУ. В этом случае
°вх ~ ^тр ^п.г °п.д °т ’	(3.7)
У регулируемых СВУ на режимах оптимального согласования с двигателем в приближенных расчетах можно принимать овх = (0,9...0,9б)от .
Выведем расчетные формулы для определения площадей входа и горла СВУ.
1. Площадь входа Fnx (при условии, что перепуск воздуха через створки отсутствует) определяется из уравнения расхода для сечений Н—Н и в—в (см. рис. 3.9,6):
* *
Рн „ ч	Рв „ ч „
Шв Т = 9(М FH = тв 9(^в) Рв •
УТН
Принимая во внимание, что на расчетном числе Мп воздухозаборника *
FH - FBX ’ а также учитывая, что Г* = Г* , а = = овх , получим
Рн
_ ?(^в)
4 = ОвхХЛ'	(3.8)
ВЛ	15 Л ^3 Ч IS	4 '
ЧХкн)
2. Площадь горла Fr определяется из уравнения расхода для сечений Н— Н и Г—Г (см. рис. 3.9):
P«4(\,'>Fu=Pr<K.\'>Fr-
Разделив это уравнение на Fov и учитывая, что
Бл
_рв
°вх «
Рн
после простых преобразований получим формулу для расчета величины пло
щади горла:
103
Фвх	„
ВХ
(3.9)
Оптимальная площадь горла соответствует условию \ = 1 и, следовательно, равна
_ Ф г.опт — "‘вх ’ 'т
(3.10)
а на расчетном режиме работы СВУ (при ф = 1)
Л.опг=-Т5-Лх-	(З-П)
ит
В расчетах обычно определяют относительные площади проходных се-_ Fr _ Гг опт чений, отнесенные к площади FBX . В частности, Fr =	; ^’г.опт = —гг—;
гв =— и т.п. вх
Расчеты показывают, что увеличение Мр воздухозаборника приводит к уменьшению Fr опт . Физически это объясняется интенсивным увеличением с ростом числа М полета плотности воздуха в горле за счет сжатия от скоростного напора. Вследствие этого уменьшается потребная площадь проходного сечения горла.
Расчетная величина относительной площади горла Fr должна быть несколько большей Fr опт вследствие наличия пограничного слоя и “неустранимой” зоны отрыва потока. Поэтому принимают
F =К F г.р г г.опт ’
где КТ = 1,05... 1,15 — коэффициент перерасширения горла.
Схема течения в подкрыльевом воздухозаборнике, ось которого параллельна средней аэродинамической хорде крыла, показана на рис. 3.12. Основное отличие в расчете воздухозаборника этой схемы состоит в том, что у него расчетное число М воздухозаборника выбирается с учетом предварительного поворота и торможения потока при обтекании крыла на расчетном угле атаки Ор > 0. При полете с углом атаки а от передней кромки крыла отходит косой скачок уплотнения, в котором сверхзвуковой поток поворачивается и в результате этого тормозится. Если Мп соответствует максимальной скорости полета самолета, то Мвх < Мп является расчетным числом Мр воздухозаборника. В данном случае, как видно, FBX < _FH , т. е. уменьшается потребная площадь входа. Как следует из формулы (3.8), величина FBX при этом уменьшается. Предварительное сжатие воздуха на входе в СВУ приводит при неизменных прочих условиях к возрастанию плотности воздуха и к уменьшению проходных сечений и всех линейных размеров воздухозаборника, а следовательно,
104
и его массы. Помимо этого, как будет показано ниже, улучшается работа такого воздухозаборника в потребном диапазоне изменения углов атаки самолета.
Рис. 3.12. Схема течения в подкрыльевом СВУ внешнего сжатия при угле атаки а
Во всех типах СВУ недопустимо попадание вовнутрь вихревых структур от элементов планера, расположенных впереди воздухозаборника. Вихревые структуры могут возникать на выступающих надстройках, антеннах, а при отрицательных углах атаки — сбегать с передних кромок крыла. Вихри, попадая в воздухозаборник, разрушают систему скачков уплотнения перед плоскостью входа и способствуют образованию висящих в потоке рециркуляционных зон и дополнительных скачков уплотнения, окружающих эти зоны, что приводит к резкому ухудшению всех характеристик воздухозаборника и к потере устойчивости течения. По этой причине могут накладываться ограничения на полеты с отрицательными углами атаки.
3.5.	Внешнее сопротивление сверхзвуковых входных устройств
Силы, действующие на входное устройство со стороны обтекающего его внешнего потока, могут давать составляющие вдоль всех трех координатных осей (х, у, г) и создавать дополнительные моменты, влияющие на динамику полета самолета, его устойчивость и управляемость. Продольные силы, действующие в направлении оси х (совпадающей с направлением вектора скорости полета), создают сопротивление движению ЛА Хвх , а поперечные силы влияют на его моментные характеристики. К числу основных продольных сил относятся: сопротивление от сил давления, действующих на обечайку, Хоб; дополнительное сопротивление Хдоп ; сопротивление трения Хтр , а также сопротивления систем: перепуска Хпср , слива пограничного слоя перед Хгп , отсоса пограничного слоя с поверхности торможения Хотс и др.; должна учитываться также интерференция, обусловленная взаимным влиянием ВЗ и планера — ± X т .
105
Следовательно,
(3.12)
Лвх — Лоб ,Лдоп тр пер сл отс ~ инт '
Суммарный коэффициент внешнего сопротивления ВЗ определяется как сумма его составляющих (рис.
3.13.G):
сх.вх сх.об + Сх.доп
х.тр х.пер х.сл х.отс- х.инт'
(3.13)
внешнего сопротивления сверхзвуковых
вход-Здесь
Методы расчета и анализа ных устройств подробно излагаются в руководствах для конструкторов, мы ограничимся разъяснением физических причин их возникновения.
Дополнительное сопротивление возникает только на тех режимах работы СВУ, когда <р < 1. При ф = 1 и FH = Fnx струя на входе в двигатель имеет цилиндрическую форму и работа двигателя не оказывает влияния на внешнее обтекание силовой установки. При Мп < Мр углы наклона косых скачков уплотнения возрастают. Они не замыкаются на передней кромке обечайки, а распространяются во внешний поток. Площадь струи тока F становится меньше площади входа F|IX , создастся дополнительное сопротивление. Причина его возникновения состоит в том, что при ф<1,0 происходит поворот и торможение в скачках уплотнения не только той части воздуха, которая попадает в двигатель, но и значительной части воздуха, обтекающего силовую установку снаружи. На его сжатие в скачках уплотнения затрачивается некоторая доля энергии двигателя. Струйки воздуха, обтекающего силовую установку снаружи (рис. 3.13,0), из-за потерь в скачках уплотнения замедляют скорость своего движения по сравнению со скоростью полета. Местное число М становится меньше числа М полета. Уменьшение количества движения этой массы воздуха создает силу сопротивления движению.
Величина ХДО11 численно равна проекции на ось х равнодействующей сил избыточного давления,	действующих на	струю	тока,	втекающую в СВУ.
Применительно	к системе	скачков,	показанной на	рис.	3.13,
F,	F,	F
1	2	пх
(3.14)
ДОП J 1^1	I	J	J
Р \	/	г х	J	р
ГН	г2
где pt , р2 и Рз — давления за скачками уплотнения, которые выше давления рн .
Сопротивление обечайки Хоб возникает в результате сил избыточного давления (роб - р^ dF, действующих на ее внешнюю наклонную поверхность. Для расчета Xof> нужно знать распределение давлений по этой поверхности, и тогда
(3.15)
Сопротивление системы перепуска возникает за счет уменьшения осевой составляющей скорости перепускаемого воздуха по сравнению с ее значением в невозмущенном потоке из-за наличия гидравлических потерь в скачках уплотнения, потерь на трение о стенки внутреннего канала, неполного расши-106
рения струек перепускаемого воздуха и сопротивления самих створок перепуска (если они имеются).
Если перепуск осуществляется через щель (при отсутствии створки, рис. 3.14,а), то сопротивление такой системы перепуска равно изменению количества движения перепускаемого воздуха.
При наличии створок перепуска (рис. 3.14,6) осевая составляющая скорости может быть увеличена из-за уменьшения угла 5 и более полного расширения выпускаемого воздуха, но добавляется сопротивление створки.
Как видно, для уменьшения сопротивления системы перепуска нужно стремиться к тому, чтобы снижение осевой составляющей скорости выпускаемого воздуха было минимально возможным, а на внешней поверхности створок не возникало значительного повышения давления.
Система перепуска применяется для согласования пропускных способностей СВУ и двигателя в особых случаях. Это может быть связано с необходимостью повышения запаса устойчивости СВУ (или необходимостью ликвидации неустойчивой работы — помпажа) за счет снижения противодавления на выходе. У ВЗ смешанного сжатия за счет открытия перепускных створок возможно предотвращение появления головной волны на выходе.
Включение системы перепуска может приводить также к уменьшению общего сопротивления СВУ вследствие повышения коэффициента расхода и снижения за счет этого Х_Л„ , если снижение Хпп„ превышает X' _ .
107
Рис. 3.14. К расчету сопротивления системы перепуска: а — через щель; б — через створку
Сопротивление системы слива пограничного слоя перед ВУ, отодвинутым от поверхности планера на величину йщ (см. рис. 3.13,а), возникает из-за уменьшения количества движения сливаемого воздуха за счет трения, вихре-образования и скачков уплотнения. Его оценивают экспериментально по коэффициенту волнового сопротивления клина-растекателя. Ширина щели h . для слива пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА, расположенной перед ВЗ, выполняется примерно равной или большей местной толщины пограничного слоя. Внутри щели слива устанавливается профилированный клин-растекатель потока {рис. 3.13,а).
3.6.	Дроссельные характеристики нерегулируемых сверхзвуковых входных устройств внешнего сжатия
Для определения основных параметров СВУ на нерасчетных режимах используют их характеристики. Режимными параметрами, оценивающими изменение условий работы СВУ, являются: число М полета; число М на выходе из ВЗ; углы атаки а и скольжения £ . К режимным относятся также параметры регулирования геометрических размеров воздухозаборника.
Характеристиками СВУ называют зависимости параметров его эффективности п „ , и cv uv от режимных параметров. Необходимо обеспечивать по-добие по двум числам М: числу М набегающего потока (Мп) и числу М на выходе из воздухозаборника (М8). Вместо Мв удобнее рассматривать параметр <у(Хв), пропорциональный приведенному расходу воздуха, определяемый по характеристике компрессора. В качестве регулируемых элементов (регулирующих факторов) могут рассматриваться: угол £х , относительная площадь горла ?’г , угол открытия створок перепуска и др. Следовательно, в общем случае характеристиками СВУ являются критериальные зависимости вида
108
°вх = °вх (Мн ;	; «’ в ₽£ ’ Fr ? -) 5
Фвх = Фвх (Мн ’ <*: ₽’ ₽Х ’ К ’ -) ’	(ЗЛ6)
сх.вх = сх.вх (Мн ’ <7(\}) 5 а> Р; Ре ’	» •••) •
Число Мн набегающего потока может совпадать с числом М полета.
Для удобства рассмотрения совместной работы СВУ с двигателем и его регулирования за основу принимают дроссельные характеристики нерегулируемого СВУ. Они при заданных условиях полета учитывают только влияние режима работы двигателя. Характеристики регулируемых СВУ рассматриваются как совокупность характеристик нерегулируемых СВУ при различных фиксированных положениях регулируемых элементов. Влияние остальных режимных параметров изучают с точки зрения их воздействия на протекание полученных указанным способом дроссельных характеристик.
Дроссельными характеристиками нерегулируемого сверхзвукового воздухозаборника называют зависимости коэффициентов Овх , фвх и сх вх от одного критериального параметра <7(ХВ) при постоянстве Мн , а и р для конкретной компоновки при неизменном положении всех регулируемых элементов.
Вначале для определенности рассмотрим случай, когда Мн = Мп , а = 0 и 0 = 0. Выясним, как будут изменяться режимы работы СВУ внешнего сжатия при изменении параметра д(Хв). В системе ГТД значение д(Хв) характеризует режимы работы двигателя. При испытаниях моделей СВУ в аэродинамических трубах имитация изменения <7(ХВ) достигается прикрытием или открытием дросселя, установленного на выходе, как показано на рис. 3.15 вверху. Прикрытие дросселя уменьшает д(Хв) и имитирует дросселирование двигателя при условии Мп = const. При расчетном режиме работы СВУ д(Хв) = ?(\)р (точки р на рис. 3.15). На этом режиме, именуемом режимом согласования, на выходе из СВУ обеспечивается расчетное противодавление, которое удерживает головную волну на определенном расстоянии от входа во внутренний канал.
При открытии дросселя его пропускная способность увеличивается и возрастает, а противодавление за СВУ падает. Если на расчетном режиме (при Fr р) приведенная скорость в горле Хг = 1,0, падение противодавления приводит к разгону потока за горлом и к возникновению ниже сечения Г—Г сверхзвуковой зоны. Если Хг < 1,0, то возникновению сверхзвуковой зоны за горлом предшествует разгон потока в горле до \. = 1,0 и связанное с этим приближение головной волны к плоскости входа. Поток в расширяющемся канале за горлом разгоняется, как в сопле Лаваля. Переход от сверхзвуковых скоростей к дозвуковым происходит в скачке уплотнения. Этот скачок, вследствие взаимодействия с пограничными слоями у стенок канала, имеет сложную мостообразную форму, но по величине потерь он близок к прямому скачку уплотнения (на рис. 3.15 он обозначен значком /). Протяженность сверхзвуковой зоны и интенсивность скачка % при открытии дросселя увеличиваются, а сам скачок / перемещается по потоку. Коэффициент
109
Рис. 3.15. Режимы работы и параметры СВУ при дросселировании (на заданной скорости полета)
oilv можно записать в виде	о.,,-.	_ . На этих режимах при открытии
дросселя он снижается за счет увеличения потерь полного давления в скачке X и уменьшения противодавления (снижение оп д). Картина течения вверх по потоку от горла в рассматриваемом случае не изменяется, и, следовательно, коэффициент расхода <pnv и коэффициент внешнего сопротивления cv DV остаются неизменными. Неизменным остается также и расход воздуха. Режимы работы СВУ при возникновении за горлом сверхзвуковой зоны называются сверхкри тическими.
Расход воздуха при переходе от одного сверхкритического режима к друго-
му не меняется, поэтому GB =	---- FB g(XB) = =const и, следовательно,
УТд-
g(XB) овх = const. Это означает, что овх при увеличении qfkj в области сверхкритических режимов уменьшается, как показано на рис. 3.15,а.
110
При дросселировании ВЗ, работающего на сверхкритическом режиме (например, в точке /, рис. 3.15) жХв) уменьшается, а скачок % под действием повышающегося противодавления перемещается против потока. При
= <7(^в)кр °н исчезает. Такой режим работы, отмеченный на рис. 3.15 точками Л, называют критическим. При дальнейшем дросселировании повышение противодавления распространяется на всю дозвуковую область течения, что приводит уже к перемещению головной волны против потока (рис. 3.15, поз. 3. 4). Режимы течения при q(Xb) < <?(А.в)кр называют докритическими.
Перемещение головной волны против потока вызывает растекание воздуха перед плоскостью входа. С этого момента начинается уменьшение расхода воздуха, снижение коэффициента расхода фвх и повышение коэффициента сопротивления cv _Y (рис. 3.15,6 и в). Коэффициент cv _v возрастает в основном из-за увеличения дополнительного сопротивления.
На докритических режимах коэффициент авх = ст отр при уменьшении <?(ХВ) (левее точки k рис. 3.15,а) вначале немного возрастает за счет уменьшения потерь на трение, так как скорость потока в канале воздухозаборника уменьшается. При более глубоком дросселировании начинает снижаться коэффициент &т , так как головная волна разрушает систему скачков. Взаимная компенсация этих факторов приводит, как правило, к появлению горизонтального участка на кривой, выражающей зависимость овх от д(Хв). При низких значениях q(kR) на докритических режимах работы возникает одна из форм неустойчивой работы ВЗ — помпаж. Режимы помпажа ограничивают дроссельные характеристики слева (точки Г на рис. 3.15). На глубоких сверхкритических режимах возникает другая форма неустойчивой работы воздухозаборника, именуемая “зудом” (точки з на рис. 3.15).
Чаще используется другой способ изображения дроссельных характеристик: коэффициенты авх и сх вх представляют в функции от коэффициента расхода <рвх . Пример такого изображения дроссельной характеристики дан на рис. 3.16. Для заданного значения Мп зависимость пвх=Лфвх) состоит из вертикального и пологого участков. Вертикальный участок от точки з {"зуд”) до точки к (критический режим) соответствует сверхкритическим режимам, на которых ф„„ = фт„„ = const. Пологий участок от точки k до точки Г (гра-ница помпажа), на котором достигается Овхп1ах, относится к докритическим режимам.
Мы рассмотрели дроссельную характеристику при Мп = Мр . При других значениях числа Мп характер ее протекания сохраняется, но абсолютные значения коэффициентов овх , сх вх и фвх и, в частности, авхлпах , ех вх Inin и фтах изменяются. При Мп < Мр дроссельные характеристики в координатах Овх = Лфвх) смещаются влево (снижаются значения Фп1ах) и вверх (повышаются значения овх П1ах). В том же направлении смещаются зависимости сх вх = Лфвх)- Увеличивается также протяженность пологих участков характеристик.
111
M- const
Вх
Сх Вх ДКуВх
&Sx max
ф Д'
/
2
/ Углобая точка
Утах
. Область г зуба"
Сх вх min
О
Рис. 3.16. Дроссельные характеристики СВУ внешнего сжатия
При Мп < Мр углы наклона косых скачков, как указывалось, увеличиваются и площадь F„ становится меньше площади Fnv (см. рис. 3.13). Это означает, Н	вл
что пропускная способность системы косых скачков при уменьшении числа М полета снижается и коэффициент расхода <рвх уменьшается. Уменьшение (рвх ведет к возрастанию сх доп .
Следует заметить, что при уменьшении Мп резко снижается плотность воздуха в горле и уменьшается пропускная способность горла, причем более интенсивно, чем пропускная способность системы скачков. Это вызывает еще более резкое снижение и возрастание cv _v у нерегулируемого СВУ при
1 НА	Л.ВЛ
уменьшении числа М полета.
Коэффициент <у при М_ < Мг, возрастает в результате увеличения ко-Г* .Л. w 11. A tt Л.	ДД	U
эффициента восстановления полного давления системы скачков <зт . Это объясняется тем, что при меньших скоростях движения воздуха, обтекающего по-
112
верхность торможения, уменьшается интенсивность скачков уплотнения и снижаются потери в них. Коэффициент отр изменяется в этих условиях мало, поэтому <УВХ = отр ат увеличивается.
3.7.	Согласование режимов работы СВУ и двигателя
Если известна дроссельная характеристика нерегулируемого СВУ при заданных условиях внешнего обтекания и фиксированных значениях положений регулируемых элементов, то режим согласования СВУ и двигателя, т. е. рабочая точка на характеристике ВЗ, определяется из условия
^(^в^потр — 9(\Ррасп ’
Значение 9(\)ПОтр определяется потребностью ГТД. Если характеристика СВУ задана в форме, представленной на рис. 3.15, то рабочая точка на ней определяется непосредственно по известной величине 9(^в)потр двигателя. Если характеристика СВУ представлена в виде зависимостей = ftoLj , как на рис. 3.16, то режим совместной работы определяют как точку пересечения характеристики воздухозаборника с расходной характеристикой двигателя, которая в координатах овх - <рвх выражается в форме прямой, проходящей через начало координат. Запишем уравнение равенства расходов для сечений Н—Н гв -
и в—в: Q(XH) FH = = овх g(XB) Ев . Учитывая, что — = (р, а =— = FB , получаем •^В	** вх
уравнение расходной характеристики двигателя:
9(^в) -а
<3.17)
При конкретном значении геометрического параметра Ев это выражение можно представить в виде уравнения прямой
°вх =	Фвх = const <Рвх •	(3. !8)
Совместный режим работы соответствует точке пересечения расходной характеристики двигателя с дроссельной характеристикой (точка р на рис. 3.17,а).
При дросселировании двигателя и Мп = const, как видно из (3.18), с уменьшением </(Хв) увеличивается угол наклона а' расходной характеристики двигателя, и режим совместной работы двигателя с СВУ перемещается из точки р в точку р', т. е. в сторону уменьшения <рвх и снижения запаса устойчивости. При уменьшении Мп по сравнению с Мр у нерегулируемого СВУ дроссельная характеристика смещается влево и вверх (рис. 3.17,6). Режим совместной работы определяется пересечением этой характеристики с новой расходной характеристикой двигателя, определяемой из уравнения (3.18). В рассматриваемом случае <7(^н) увеличивается. В результате режим совместной работы оказывается расположенным в точке р' вертикальной ветви дроссель
113
ной характеристики (рис. 3.17,5). Помимо значительного снижения овх здесь усиливаются пульсации потока и возможно возникновение “зуда”. Указанное рассогласование режимов совместной работы СВУ и двигателя устраняют ре-гулированием СВУ.
Рис. 3.17. К определению режимов согласования СВУ
и двигателя
Если СВУ регулируется изменением угла , то нужно увеличивать его пропускную способность уменьшением угла Р£ до тех пор, пока не будет достигнуто оптимальное согласование совместной работы ВЗ и двигателя в точке р". Соответствующая этому условию дроссельная характеристика на рис. 3.17,5 изображена штриховой линией. Указанным способом при каждом значении числа М полета определяются соответствующие параметры регулирования ВЗ и значения o„v и . По этим данным для выбранного закона регулирования строят скоростные характеристики СВУ, под которыми понимают зависимости o_v , cv BV и параметра W от числа М полета. Наличие таких характеристик необходимо для расчета высотно-скоростных характеристик двигателя и СУ.
3.8.	Неустойчивые режимы работы СВУ — помпаж и “зуд”
Помпаж СВУ представляет собой автоколебательный процесс изменения давления и расхода воздуха во внутреннем канале, который обусловлен периодическим разрушением и восстановлением системы косых скачков уплотнения головной волной.
Возникповение помпажа возможно на сверхзвуковых скоростях полета (при Мп > 1,4...1,5) и докритических режимах работы ВЗ.
Рассмотрим механизм возникновения помпажных колебаний ВЗ внешнего сжатия.
114
Если входное устройство работает на докритическом режиме, то при его дросселировании головная волна перемещается против потока и частично разрушает систему косых скачков уплотнения, как показано на рис. 3.18,а. Течение перед плоскостью входа становится существенно неравномерным, так как во внутренний канал втекают струи с различным уровнем полного давления. Периферийная струя воздуха I проходит лишь через один прямой скачок и имеет наибольшие потери полного давления. Средняя струя II проходит через косой и прямой скачки, поэтому полное давление в ней оказывается более высоким. Еще большее полное давление имеет струя III, поскольку она проходит через два косых и прямой скачки. Но непосредственно у поверхности торможения полное давление резко снижается из-за потерь в пристеночном пограничном слое (см. эпюру давлений на рис. 3.18,а).
Рис. 3.18. К объяснению возникновения режимов помпажа и зуда СВУ
Наличие струй воздуха с различным уровнем полного давления приводит к тому, что перед плоскостью входа образуются “ослабленные” зоны течения. Ими являются: периферийная струя I (особенно в зоне тангенциального разрыва скоростей, попадающей под обечайку) и пристеночная струя у поверхности торможения в зоне отрыва пограничного слоя. Через одну из них при значительном дросселировании может происходить прорыв и выброс сжатого воздуха из внутреннего канала наружу. Выброс сжатого воздуха вызывает быстрое (практически мгновенное) перемещение головной волны против потока, в результате чего система косых скачков полностью разрушается. В переднем положении головная волна находится до тех пор, пока за счет опорожнения внутреннего канала давление в нем не станет меньше, чем давление перед плоскостью входа. Начиная с этого момента наблюдается быстрое перемещение головной волны в обратном направлении — к входу во внутренний канал. При этом происходят восстановление системы косых скачков уплотнения и переход на сверхкритический режим работы. Внутренний канал начинает наполняться, давление в нем возрастает, под действием повышающегося противодавления скачок % перемещается против потока, и вновь ВЗ переходит на докритический режим — создаются условия для повторения помпажного цикла.
115
Колебания давления и расхода воздуха при помпаже являются низкочастотными, причем частота колебаний зависит от объема внутреннего канала. С увеличением этого объема повышается время опорожнения и уменьшается частота помпажных колебаний. Для ВЗ сверхзвуковых самолетов она составляет от 5 до 15 Гц. Амплитуда колебаний давления зависит от числа М полета. С увеличением числа М полета она возрастает и может достигать 30...50% от среднего значения. Амплитуда колебаний давления зависит также от длины канала, подводящего воздух к двигателю: чем больше длина канала, тем сильнее проявляется инерционность столба воздуха, заполняющего канал, и тем интенсивнее помпажные колебания.
В полете помпаж ВЗ обнаруживается по резким продольным толчкам, которые являются следствием периодических изменений тяги двигателя, соответствующих колебаниям расхода воздуха. Кроме того, помпаж обычно сопровождается интенсивными “хлопками”, а также сильной тряской.
Помпаж ВЗ в эксплуатации недопустим, поскольку он приводит к опасным последствиям. В ряде случаев он может вызвать неустойчивую работу компрессора ГТД, сопровождающуюся опасным забросом температуры газа перед турбиной. Кроме того, в результате колебаний расхода воздуха при помпаже происходит периодическое обеднение топливной смеси в камерах сгорания, из-за чего возможно выключение форсажа или двигателя (особенно в полетах на больших высотах). Наконец, при интенсивном помпаже ВЗ может произойти деформирование и даже разрушение обшивки его внутреннего канала под действием значительных знакопеременных нагрузок.
Основными способами предотвращения (или ликвидации) помпажа СВУ являются: открытие створок перепуска в целях выпуска части воздуха ч₽рез створки и снижения давления во внутреннем канале, что предотвращает (или устраняет) его переполнение воздухом; уменьшение пропускной способности системы косых скачков и горла, осуществляемое путем соответствующего их регулирования (выдвижения конуса или панелей клина); быстрое снижение скорости полета.
По мере уменьшения скорости полета косые скачки уплотнения все дальше и дальше отодвигаются от кромки обечайки, поскольку увеличиваются углы их наклона. При этом головная волна имеет возможность удаляться от плоскости входа на значительное расстояние без разрушения системы скачков (рис. 3.18,б?)- Этим объясняется отсутствие при числах Мп < 1,4...1,5 помпажа даже в случае глубокого дросселирования СВУ.
Режим зуда проявляется в виде высокочастотных колебаний давления со сравнительно небольшой амплитудой. Частота колебаний составляет 100...250 Гц, а относительная амплитуда колебаний давления не превышает 5... 15% его среднего значения. Появление зуда возможно только на сверхкритических режимах, когда через ВЗ поступает меньше воздуха, чем требуется двигателю.
Причиной возникновения зуда воздухозаборника является нестационар-ность течения в зонах отрыва, образующихся при взаимодействии пограничных слоев во внутреннем канале с замыкающим скачком уплотнения % (рис. 3.18,в). Чем ниже по потоку располагается этот скачок, тем выше его интенсивность и больше толщины пограничных слоев перед ним, тем значительнее размеры зон отрыва и степень неравномерности потока на выходе. Течение
116
воздуха в зонах отрыва носит пульсационный характер; давление в них периодически изменяется с высокой частотой. Пульсации давления в зонах отрыва сопровождаются высокочастотными колебаниями скачка % относительно некоторого исходного положения (см. рис. 3.18,в), вызывающими вибрации элементов конструкции входного устройства, которые и воспринимаются в виде зуда.
Зуд не столь опасен, как помпаж, и при определенных условиях может допускаться в эксплуатации. Тем не менее, появление “зуда” сопряжено с рядом отрицательных последствий, главными из которых следует считать снижение запаса устойчивости компрессора из-за увеличения степени неравномерности и нестационарности потока на входе в него.
Эффективным средством предотвращения “зуда” служит отсос пограничного слоя с поверхности торможения через перфорацию и щель в области горла, способствующий уменьшению размеров зон отрыва потока во внутреннем канале. Зуд может быть устранен дросселированием двигателя или регулированием ВЗ (уборкой конуса или панелей клина).
При выборе расчетного режима работы СВУ предпочтение отдается угловой точке дроссельной характеристики р, лежащей на луче, проходящем через начало координат и точку пересечения линий овх тах и ФП1ах (см. рис. 3.16,а).
Удаление рабочей точки СВУ от границы помпажа количественно оценивается коэффициентом запаса устойчивости &Ку вх , который при каждом заданном значении числа М полета определяется по формуле (3.4).
Легко показать, что при Мп = const
_	101300	_ Фвх
'в.пр у288	FBX а
вх
= 242 7(ХН) FBX = const . °ВХ	°ВХ
(3.19)
Поэтому при использовании рассматриваемых пользоваться формулой
характеристик СВУ удобнее
у.вх
- 1 • 100%
&К
(3.20)
где индексы “раб” и “гр” относятся к значениям параметров в рабочей точке и на границе помпажа соответственно. При уменьшении числа М полета пологие ветви дроссельных характеристик удлиняются и Д/С увеличивается, что объясняется увеличением углов наклона косых скачков и уменьшением степени их взаимодействия с отошедшей головной волной. При Мп < 1,4,..1,5 помпаж ВЗ уже не возникает, так как косые скачки значительно удаляются от плоскости входа и возможность их пересечения с головной волной исключается.
117
3.9.	Задачи и способы регулирования сверхзвуковых входных устройств
Основная задача регулирования СВУ состоит в оптимальном согласовании режимов их работы с режимами работы двигателя. Цели такого согласования: получение наибольшей эффективной тяги силовой установки при каждом заданном режиме работы двигателя; обеспечение требуемых запасов устойчивости ВЗ; получение допустимого для двигателя уровня неравномерности и нестационарности потока на входе в компрессор. Эти требования являются противоречивыми, поэтому в ряде случаев приходится допускать ухудшение эффективных характеристик силовой установки в целях обеспечения ее устойчивой работы.
Физическая сущность регулирования входного устройства состоит в согласовании пропускных способностей ВЗ и двигателя. У ВЗ она определяется пропускной способностью системы скачков и горла. Горло должно на всех режимах работы иметь оптимальную площадь, а система скачков — обеспечивать потребное для двигателя значение коэффициента расхода Фпотр • Значение фпотр определяется из условия работы ВЗ при возможно более высокой величине , малом внешнем сопротивлении, достаточном запасе устойчи-вости и приемлемом уровне неравномерности и пульсаций потока на выходе. Эти условия у СВУ внешнего сжатия обеспечиваются при работе вблизи угловой точки дроссельной характеристики. Следовательно, согласование обеспечивается, если
^Ррасп— ^потр ’ ^г-расп— ^г.потр ’	(3.21)
Коэффициент <2потр определяется из условия равенства расходов воздуха через сечения Н—Н и в—в по формуле (3.17) при известном (заданном) значении овх .
Потребная площадь горла находится из уравнения равенства расходов для сечений Г—Г и в—в при условии Хг=1,0: р* Fr = р* FB q(XB) , откуда
<3-22> вх
При Fr = Fr потр коэффициент отр изменяется мало и условие (3.22) дает ^г.потр “ const •	(3-23)
Как видно из (3.23), ^г.потр в основном зависит от характера изменения относительной плотности тока ty(XB) на входе в двигатель, пропорциональной ^в.пр •
Выполнение условий (3.21) достигается за счет регулирования воздухозаборника изменением площади горла и углов установки панелей клина. Одновременно должно учитываться влияние регулирования створок обечайки и перепускных створок, площади щели для слива пограничного слоя в области горла и др. В соответствии с числом регулируемых элементов и их кинематическими связями регулирование СВУ может быть одно- или многопарамет-118
рическим. В принципе можно независимо регулировать углы установки каждой панели ступенчатого клина и площадь горла в плоском ВЗ (либо осевое перемещение конуса и площадь горла в осесимметричном ВЗ) для обеспечения условий (3.21), но конструкция и система регулирования СВУ получаются сложными. Поэтому у СВУ сверхзвуковых самолетов с Мп < 2,3...2,7 углы установки панелей клина между собой кинематически связывают. Если площадь горла регулируется независимо от угла , тогда система регулирования получается двухпараметрической, причем изменением Pj- обеспечивается Фпотр ~ Фраев ’ а за счет регулирования площади горла достигается условие Г’	_
гг.потр "^г.расп •
При такой двухпараметрической системе регулирования площадь FT должна изменяться в соответствии с (3.22), а угол рЕ — исходя из соотношения (3.17). Входящие в эти соотношения величины зависят от числа М полета и относительной плотности тока на входе в двигатель.
У существующих СВУ обычно применяются однопараметрические систе мы регулирования пропускной способности системы скачков и горла. Связь между <рпотр и Frпотр определяется из условия, что увеличение фпотр всегда требует повышения Fr потр» обе эти величины повышаются при возрастании <7(\) , как следует из соотношений (3.17) и (3.23). Схемы, иллюстрирующие указанное регулирование для плоского и осесимметричного СВУ при системе скачков с т = 2, приведены на рис. 3.19. В плоском СВУ, как видно из рис. 3.19,а, шарнир установлен в точке излома поверхности торможения, образованной панелями 1 и 2. Поэтому при повороте панели 2 в случае Mri = const угол наклона первого косого скачка не изменяется, а второго — уменьшается при уборке панели 2 и увеличивается при ее выпуске. Этим обеспечивается возможность изменения площади Fn и коэффициента расхода Фрасп ПРИ сохранении расположения головной волны вблизи плоскости входа, что соответствует работе СВУ вблизи угловой точки дроссельной характеристики. Одновременно при повороте панели 2 изменяется в нужном направлении площадь горла. В частности, как показано на рис. 3.19,а, при уборке регулируемой панели клина возрастание FH сопровождается увеличением Fr . Панель 3 кинематически связана с панелью 2, причем выдвижение обеих панелей сопровождается уменьшением площади горла и увеличением площади (ширины) щели для слива пограничного слоя.
При однопараметрической системе регулирования СВУ изменение положения панели 2 может осуществляться в зависимости от относительной плотности тока <?(ЛВ) в соответствии с условием (3.23). Условие (3.21) в этом случае выполняется приближенно, так как между углом установки панели 2 и величиной Фрасг нет линейной зависимости. Это приводит к некоторому ухудшению данных СВУ. Если, например, при оптимальной для данного режима площади горла потребный коэффициент расхода будет меньше, чем располагаемый, то требуемое снижение (ррасп до значения фпотр произойдет за счет
119
небольшого перемещения головной волны против потока. Это вызовет некоторое увеличение cv и снижение . Если окажется больше, чем
л.* И Ji.	jf	1
фрасг1, СВУ перейдет на сверхкритический режим работы и условие равенства расходов обеспечится за счет уменьшения коэффициента овх . При этом АЛ' вх возрастет.
Рис. 3.19. Схемы однопараметрического регулирования плоского (а) и осесимметричного (б) СВУ
В осесимметричном СВУ регулирование осуществляется осевым перемещением ступенчатого конуса 4 (рис. 3.19,6). При его уборке косые скачки уп лотнения (если Мп = const) приближаются к плоскости входа без изменения углов наклона и взаимного расположения. При этом коэффициент расхода Фрасп повышается, поскольку увеличивается площадь захватываемой струи воздуха Ен (на рис. 3.19,6 исходная площадь FK заштрихована). Одновременно с повышением <ррасп за счет наличия угла наклона обечайки увеличивается площадь горла, причем сечение горла удаляется от плоскости входа. Но здесь диапазон возможного изменения площади горла и коэффициента расхода существенно меньше, чем у плоского СВУ, поэтому обеспечить выполнение условий (3.21) можно лишь в ограниченном диапазоне изменения чисел М полета. Как правило, у осесимметричного ВЗ выдвижение конуса по мере разгона самолета заканчивается до достижения максимального числа М полета. В таких случаях в качестве дополнительного регулируемого органа используют расположенные за горлом створки перепуска 5. Открытие створок перепуска при больших числах М полета, когда конус полностью выдвинут, позволяет предотвратить переполнение ВЗ воздухом и чрезмерное удаление головной волны от плоскости входа, что способствует снижению дополнительного сопротивления и повышению запаса устойчивости. На некоторых самолетах створки перепуска выполняют только роль противопомпажного устройства и
120
открывай: Т' , лишь в тех случаях, когда появляется опасность возникновения помпажа ВЗ.
У плоских СВУ имеется дополнительная возможность регулирования площади входа поворотом обечайки 6 относительно шарнира 111$ (см. рис. 3.19,а). Отклонение обечайки наружу в условиях взлета обеспечивает плавное втекание воздуха во внутренний канал и уменьшает потери, связанные с отрывом потока с ее острых передних кромок. При сверхзвуковых скоростях полета независимое регулирование обечайки позволяет корректировать значения фрасп » поддерживая все время головную волну вблизи передней кромки обечайки.
3.10.	Характеристики регулируемых СВУ
Рассмотрим влияние регулирования СВУ на их дроссельные характеристики и подходы к согласованию режимов совместной работы СВУ и двигателя.
Исходными данными для определения программы регулирования СВУ являются результаты испытаний моделей СВУ (в компоновке с элементами ЛА) в аэродинамических трубах. Характеристики СВУ при заданных условиях внешнего обтекания и различных положениях регулируемых элементов представляют в виде зависимостей от параметров, удобных для определения условий согласования с двигателем. Наиболее удобным является приведенный расход воздуха GB пр или связанная с ним однозначно величина д(къ) .
В качестве примера на рис. 3.20 приведены характеристики плоского СВУ, регулируемого перемещением клина, для одного числа М полета. Они построены при различных значениях относительного выдвижения регулируемой панели клина Ькл и охватывают всю совокупность возможных режимов работ СВУ по £кл и кинематически связанной с ним величиной угла pj- при заданном Мп . Как видно, выдвижение в некоторых пределах клина смещает дроссельную характеристику влево и вверх. Объясняется это тем, что увеличиваются углы наклона косых скачков на тех панелях, на которых возрастают углы их установки. Это вызывает уменьшение коэффициента расхода Фпшх • Удаление косых скачков от плоскости входа приводит к удлинению пологих ветвей дроссельной характеристики. Повышение <5ВХ объясняется увеличением угла и приближением его к Р^- опт .
Прямая ОА на рис. 3.20 является расходной характеристикой двигателя, построенной по формуле (3.17), где угол ее наклона найден по потребному значению д(Хв) двигателя для того же Мп . Каждому положению регулируемого клина соответствует своя точка пересечения дроссельной характеристики СВУ с расходной характеристикой двигателя. Как видно из рис. 3.20, если клин сильно выдвинут, пропускная способность СВУ оказывается ниже потребной для двигателя и согласование режимов осуществляется в точке 1 в области сверхкритических режимов — при низких значениях и . При чрезмерной уборке клина пропускная способность СВУ оказывается больше потребной для двигателя и согласование режимов осуществляется в точке 2 вблизи границы устойчивой работы. Наивыгоднейшее согласование
121
режимов обеспечивается вблизи угловой точки р дроссельной характеристики при некотором оптимальном для данных условий значении LM =	(на рис.
3.20 при =80%). ж	tSJI
Рис. 3.20. Дроссельные характеристики регулируемого СВУ при Мо = const и различных значениях £кл
При дросселировании двигателя и снижении в соответствии с уравнением (3.17) точка согласования при неизменном положении клина перемещается к границе устойчивых режимов (точка 3 на рис. 3.20). Для согласования СВУ и двигателя в этих условиях требуется осуществлять выдвижение клина (на рис. 3.20 от £кл = 80% до Ькл = 90%). Тогда оптимальный режим СВУ будет соответствовать точке р'.
Указанным способом определяется программа регулирования воздухозаборника в виде зависимости Lvn = L„_(Mn ; <7(ХП)) и находятся величины <rv и г =v ПРИ каждом заданном режиме полета и режиме работы двигателя.
У регулируемых СВУ, помимо запаса устойчивости ДАТ х , определяемого по формуле (3.20), принято рассматривать запас устойчивости по перемещению регулируемых органов. В частности, при перемещении клина запас по помпажу СВУ определяется величиной
AL = Lpa^- Lrp • 100% ,	(3.24)
Ьраб
где Lpa6 — рабочее положение регулируемого элемента; &L = = Lpaf) -	— мак-
симальное отклонение регулируемого элемента, при котором еще сохраняется устойчивая работа ВЗ при каждом заданном значении Мп .
При однопараметрической системе регулирования СВУ все его геометрические параметры однозначно между собой связаны и программа регулирования СВУ может быть представлена в функции, например, угла . На рис. 3.21,а
122
приведено изменение по углу значений углов Р2 и Р3 , площади горла Fr и площади щели для слива пограничного слоя Гщ для СВУ, схема которого изображена на рис. 3.13. Здесь угол pj не изменяется, а Р2 и рз увеличиваются пропорционально Р^- . Площадь Fr с ростом р^ уменьшается, а площадь увеличивается.
Рис. 3.21. Изменение регулируемых параметров по углу Р£ (а); типовая программа регулирования СВУ (б)
У Me) (пндпр^
В программных системах регулирования управление регулируемыми органами производится по заранее подобранной программе, которая должна по возможности наиболее полно учитывать влияние на работу СВУ основных внешних факторов — числа М полета, д(Лв) , температуры Тп .
Типовая программа регулирования СВУ представлена на рис. 3.21,6. Здесь показан закон перемещения клина в зависимости от д(Хв) (или от ПодПр)‘ Система программного регулирования включается обычно при
123
М> 1,3...1,35. При этом клин занимает положение, соответствующее имеющемуся <?(ХВ) двигателя на этом режиме. Далее значения LK4 отслеживают изменение д(Хв). Уменьшение д(Хв) происходит при увеличении Мп , уменьшении ЛН'( ф и увеличении Тн . Во всех этих случаях клин выдвигается в соответствии с зависимостью, показанной на рис. 3.21,6.
Стартовая механизация СВУ применяется для предотвращения срыва потока с острых передних кромок обечайки, повышения Овх и расхода воздуха через двигатель на взлете и при малых дозвуковых скоростях полета. В этих целях система регулирования должна обеспечивать максимально возможное раскрытие горла за счет установки подвижных панелей СВУ в полностью убранное положение. Дополнительным мероприятием, позволяющим снизить потери полного давления и увеличить расход воздуха на взлете, является применение створок подпитки (впускных створок). Створки подпитки (см. рис. 3.8), устанавливаемые за горлом, открываются внутрь под действием разрежения в канале, возникающего при работе двигателя на старте и в полете с малыми скоростями. Использование створок подпитки обеспечивает существенное снижение потерь тяги на взлете, а также повышение запасов устойчивости компрессора, достигаемое за счет уменьшения интенсивности срывов потока с входных кромок СВУ. Из других типов стартовой механизации на плоских СВУ применяется поворот носка обечайки.
3.11.	Влияние компоновки ЛА и изменения углов атаки
и скольжения на характеристики СВУ
Первостепенное влияние на процесс сжатия воздуха в СВУ и на все его основные показатели оказывает месторасположение воздухозаборника на ЛА. Оно влияет на поля скоростей и давлений на входе в воздухозаборник, а следовательно, на процесс внутреннего течения воздуха, внешнее обтекание и интерференцию между элементами воздухозаборника и планера. Воздухозаборник должен быть расположен с учетом местных углов скоса потока в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Недопустимо попадание скачков уплотнения от планера в СВУ, должен обеспечиваться слив пограничного слоя, образующегося на поверхности планера. Целесообразно располагать СВУ в области сверхзвукового потока, предварительно заторможенного элементами планера (крылом или его наплывом, фюзеляжем). Необходимо исключить попадание вихревых следов от элементов планера и различных самолетных надстроек и приборов во вход СВУ на основных режимах полета самолета.
Путем надлежащего выбора места установки воздухозаборника вблизи поверхности ЛА можно значительно улучшить его работу в условиях полета с большими углами атаки и скольжения, что особенно важно при маневрировании самолета.
Лобовые осесимметричные СВУ, применявшиеся на реактивных самолетах первого и второго поколений, одинаково чувствительны как к положительным, так и к отрицательным углам атаки и скольжения. Это объясняется нарушением симметрии обтекания ступенчатого конуса, приводящим к изменению характера течения воздуха во внутреннем канале (рис. 3.22,п). Различная степень повышения давления воздуха на разных сторонах поверхности торможения вызывает поперечное перетекание потока, которое приводит к стеканию пограничного слоя 124
в зону пониженного давления и его отрыву, как показано на рис. 3.22. Это
создает значительную нестационарность и окружную неравномерность потока
и вызывает снижение коэффициентов <5ВХ , <Рвх и АКу.вх 
Плоские СВУ, как правило, обтекаются потоком воздуха, возмущенным ЛА. Наиболее типичными являются три компоновки СВУ: под фюзеляжем или крылом (нижняя), сверху фюзеляжа или крыла (верхняя) и сбоку от фюзеляжа (боковая). При этом поверхность торможения может быть расположена горизонтально или вертикально. На рис. 3.23 приведены четыре наиболее характерных из числа указанных компоновок. Компоновки б, в и г имеют горизонтальное расположение клина, а компоновка а — вертикальное.
Компоновка влияет, в первую очередь, па параметры потока перед входом в ВЗ. При боковом расположении СВУ (рис. 3.23,6 и в) изменение угла атаки а мало влияет на местное число М набегающего потока, но вследствие скоса потока перед плоскостью входа из-за поперечных перетеканий воздуха на боковой поверхности
Рис. 3.22. Влияние угла атаки на течение воздуха в осесимметричном (а) и плоском СВУ с горизонтальным (б) и вертикальным (в) расположением клина
фюзеляжа местные углы атаки ам оказываются в 1,3... 1,5 раза большими
углов атаки носовой части фюзеляжа. Влияние изменения а на характеристики СВУ в этом случае существенно зависит от расположения ступенчатого клина.
Рис. 3.23. Характерные компоновки СВУ на ЛА
При верхнем горизонтальном расположении клина (см. рис. 3.22,6 и 3.23,6) в диапазоне дозвуковых чисел М полета СВУ такой компоновки обладают более высокими и стабильными характеристиками как по коэффициенту
125
aov , так и по неоднородности потока в широком диапазоне углов атаки, чем осесимметричные. При сверхзвуковых скоростях в некотором диапазоне увеличения угла атаки наблюдается увеличение коэффициентов овх и <рвх . Рост коэффициента авх объясняется повышением интенсивности косых скачков уплотнения в связи с увеличением углов наклона панелей клина по отношению к направлению полета. Коэффициент <рвх повышается в результате увеличения площади поперечного сечения захватываемой струи FH при неизменной площади входа FBX . На рис. 3.24 показаны схемы течения на входе в плоское СВУ с верхним горизонтальным клином при различных а , а на рис. 3.25 — его характеристики по а . Как видно из рис. 3.24,а, площадь Fu при увеличении а возрастает. Она может стать даже больше, чем FBX . Коэффициент фвх при этом будет больше единицы. Следует отметить, что увеличение угла поворота потока приводит к росту положительного градиента давления на поверхности торможения, утолщению и местному отрыву пограничного слоя и ухудшает структуру потока на входе в двигатель.
ef •» П
Рис. 3.24. Схемы течения на входе в плоский ВЗ с горизонтальным расположением клина при различных о
На отрицательных углах атаки (рис. 3.24,е) углы наклона и интенсивность косых скачков уменьшаются, а число М перед головной волной и потери в ней резко возрастают, что приводит к снижению овх . Уменьшение
126
площади захвата струи и снижение пропускной способности горла приводит
к снижению <рпх . Частичное разрушение косых скачков головной волной при
больших положительных и отрицательных а вызывает снижение запаса ус-
тойчивости СВУ. Это видно из рис. 3.25, где на дроссельную характеристику
СВУ нанесена расходная характеристика двигателя. При больших положительных и особенно при отрицательных а происходит уменьшение овх и снижение запаса устойчивости. Запас устойчивости может быть сохранен выдвижением клина. Но при этом ВЗ переходит на сверхкритические режимы работы, коэффициент а8Х падает еще больше и усиливаются пульсации потока на выходе.
Воздухозаборники рассматриваемой компо-
Рис. 3.25. Дроссельные характеристики плоского ВЗ
с горизонтальным расположением клина при Мп = const и различных а
новки нашли применение на самолетах МиГ-25 и МиГ-31, а также F-14 и F-15. При Мп > 2 у
таких ВЗ возможен отрыв потока с боковой и нижней поверхностей фюзеляжа на больших углах атаки, который вызывает ухудшение характеристик СВУ. Другим недостатком СВУ
этой схемы является рост неоднородности потока при а < арасч , что обусловлено торможением периферийной части потока при входе в СВУ только в одной головной волне (см. рис. 3.24,в).
При вертикальном расположении клина местные углы скоса потока у поверхности торможения, как указывалось, получаются более высокими, чем
углы атаки ЛЛ. Этим усугубляется вредное влияние изменения а на характеристики СВУ. При косом обдуве обтекание ступенчатого клина становится пространственным, причем на наветренной стороне образуются скачки уплотнения и возможен отрыв потока с передней кромки нижней боковой щеки, а на подветренной — волны разрежения. Наблюдается снижение коэффициентов фвх и овх , а также резкий рост неравномерности полей скоростей и давлений в канале СВУ и на входе в двигатель.
Подкрыльевые СВУ (нижней компоновки, рис. 3.23,в) имеют наиболее благоприятные характеристики при больших положительных углах атаки. Под крылом поле скоростей по направлению является более стабильным, чем у боковой поверхности фюзеляжа. Помимо этого, крыло может быть использовано в качестве первой ступени торможения потока. Как показано на рис. 3.12, от передней кромки крыла при сверхзвуковых скоростях полета отходит косой скачок уплотнения, в котором происходит поворот и торможение сверхзвукового потока. Если а = 0, то поток за скачком вновь разгоняется и число М_, перед плоскостью входа мало отличается от Ми . Но при полете с а > 0 уже Мм < Мп , а местный угол атаки практически не изменяется, так как направление скорости на входе в ВЗ сохраняется параллельным его оси. Это улучшает характеристики СВУ по углу атаки и, в част-
ности, зависимости от а. оЛ
127
В подкрыльевой компоновке наибольшие трудности возникают при отрицательных углах атаки. При <х<0 с передних кромок крыла сбегают вихри, которые, с учетом углов скольжения, занимают область полуразмаха крыла. Попадая в воздухозаборник, вихри резко ухудшают характеристики ВЗ.
Подкрыльевые ВЗ самолетов с горизонтальным клином использованы на самолетах-истребителях четвертого поколения Су-27 и МиГ-29. Некоторое улучшение характеристик подкрыльевых СВУ при отрицательных углах атаки может быть достигнуто при вертикальном расположении клина (“Конкорд”, Ту-160, В-1).
Верхнее расположение воздухозаборника (см. рис. 3.23,г), выполняется в целях снижения радиолокационной заметности и всегда сопряжено с ухудшением данных СВУ. В этом случае при больших углах атаки местное число Мм перед ВЗ становится больше числа Мп невозмущенного потока и, хотя стабилизирующее влияние поверхностей фюзеляжа и крыла на изменение угла атаки сохраняется, но на этой поверхности увеличивается толщина пограничного слоя и появляются отрывные зоны, что в целом усиливает неравномерность и нестационарность потока на входе в двигатель.
Глава 4. ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМПРЕССОРОВ И ТУРБИН
4.1. Основные уравнения
В современных авиационных газотурбинных двигателях применяются в основном осевые компрессоры и турбины. Центробежные компрессорные ступени используются (часто в комбинации с осевыми) в малоразмерных ГТД, большей частью во вспомогательных силовых установках, турбостартерах и др. Радиальные турбины применяются еще реже, практически только в турбостартерах.
В настоящей главе даются краткие сведения о характеристиках компрессоров и турбин, а также основные уравнения, интегрально описывающие процессы в лопаточных машинах. Уравнения даны в том виде, в каком они будут применены далее при расчете и анализе ГТД. Во всех случаях используются параметры заторможенного потока на входе в рассматриваемые лопаточные машины и на выходе из них. На рис. 4.1 изображены процессы в компрессоре и турбине на i—s-диаграмме. В следующих ниже уравнениях обозначения параметров совпадают с показанными на рис. 4.1.
Работа, затрачиваемая компрессором на сжатие единицы массы воздуха с учетом потерь (работа компрессора),
LK = —— Rlt —-----------------= —— R (т* - rf) .
к Ar - 1 в п* Л - 1	\ к в)
•к
(4.1)
128
Рис. 4.1. изображение рабочих и в турбине (б) па
процессов в компрессоре (а) i—«-диаграммах
rs	z, , х • Рк
В уравнении (4.1) лк =— — степень Рв
повышения полного давления в ком-
прессорс.
Приведенная работа компрессора
'к
т A- 1
Пк * -1
(4.2)
Пк
Для вентилятора ТРДД ления) приведенную работу
(компрессора с низкой степенью повышения дав-запишем в виде
A- 1
I = 2— в ft *
—— RT* ft - 1 в
*
Пв
(4.3)
К
вентилятора ТРДД.
» PbH где n„ ------степень повышения давления
Р«
Изоэнтропическая работа сжатия единицы массы воздуха в компрессоре
* = fl RT
KS I» _ 1	1
в
' А- 1 як *
ft- 1 k 1
КПД компрессора
Пк
КЗ
(4.4)
к
Соответственно работа, совершаемая единицей массы газа при его расширении в турбине с учетом потерь (работа турбины), равна
5 Б. \ Крилов
129
k
I*
1
*
kr- 1
* к
k - 1
Г k
г
*г-1
г т
(4.5)
* Рг
где тс, = — — степень т ♦
Рт
Изоэнтропическая
L'
понижения полного давления в турбине.
работа турбины по
k- I

1
k -1
♦ —----
ТС, fti
параметрам заторможенного потока kr *г-1
* Пт
т* - т*
Г Л TS
КПД турбины по параметрам
заторможенного потока
*
т
(4.6)
TS
Такое определение КПД турбины
является достаточно строгим только для неохлаждасмых турбин. Для оценки качества работы турбин с охлаждаемыми воздухом лопатками можно использовать первичный КПД охлаждаемой бины .учитывающий особенности рабочего процесса в ней
тур-
^т.п
GrbTS
(4.7)
где NT — мощность на валу турбины; Gr — расход газа через турбину. В уравнении (4.7) Gr предлагается определять как сумму расходов соплового ап-работу турби-
газа
на входе в турбину и воздуха, охлаждающего лопатки первого парата, а температуру газа Т’ , входящую в изоэнтропическую ны, — как среднемассовую в сечении за первым сопловым аппаратом турбины. Первичный КПД охлаждаемой турбины удобно представлять в виде произведения
* £ —
^т.п — ^т.неохл
Здесь п2илл„_ — КПД рассматриваемой турбины без учета охлаждения; Г) — *1 • неохл	*
относительный КПД, учитывающий как снижение КПД турбины в связи с дополнительными потерями, вызванными ее охлаждением, так и возможный полезный эффект от работы охлаждающего воздуха в турбине.
Значения относительного КПД зависят от числа ступеней турбины, схемы охлаждения лопаток
и относительного количества охлаждающего воздуха
С X - В-ОХЛ охл - Q
(4.8)
гДе Св.охл - Расход — расход газа на
охлаждающего воздуха через один лопаточный венец; входе в турбину.
130
В свою очередь,величина 8ОХЛ зависит от схемы охлаждения лопаток и коэффициента интенсивности охлаждения
T*-T_
О = -	,	(4.9)
~ ^в.охл
в который, кроме температуры газа перед турбиной Т* , входят температуры лопатки Тя и охлаждающего воздуха 71” охл .
На рис. 4.2 показаны примерные зависимости коэффициента 0 от относительного расхода охлаждающего воздуха на один лопаточный венец для различных схем охлаждения: конвективной, конвективно-пленочной и пористой. У современных турбин значение 0 лежит в пределах 0,3...0,45.
Рис. 4.2. Зависимость коэффициента эффективности охлаждения от относительного расхода охлаждающего воздуха для различных схем охлаждения лопаток турбины: а — конвективное охлаждение; б — конвективно-пленочное; в — пористое
При расчете турбин используется также эффективный КПД охлаждаемой турбины Лтэф’ КОТОРЫ” является отношением мощности, развиваемой турбиной, к сумме изоэнтропических работ потоков газа и охлаждающего воздуха в турбине, умноженным на соответствующие расходы газа и воздуха.
В математических моделях ГТД, приводимых в последующих главах, когда нет необходимости в строгом разграничении между охлаждаемыми и неохлаждаемыми турбинами, работа турбины (4.5) записывается с 1]т , а при расчетах ГТД конкретные значения КПД турбин берутся с учетом их охлаж
дения.
Расход воздуха на входе в компрессор
G, = ткр ф •	(4-В * 10>
В
Расход газа через первый сопловой аппарат турбины
*
Рг
Gr = "’кр.г <7(Ч.а) Fc.a XT •	<4-11)
В этих уравнениях F* и Г а — площади входа в компрессор и суммарная
площадь критических сечений межлопаточных каналов соплового аппарата
соответствен но.
5*
131
Мощности компрессора и турбины
NK=G„k;	(4.12)
A‘T = GrLT.	(4.13)
Расчетный режим компрессора, т. е. режим, для которого выполняется его детальный расчет и определяются геометрические размеры проточной части, задается л* р , GB р и параметрами на входе р* и Т’ . На расчетном режиме турбины задаются соответственно лт р, Gr р , р’ , Т* р (индексом р здесь отмечены значения параметров на расчетном режиме).
4.2. Характеристики и регулирование компрессоров
При изменении параметров воздуха перед компрессором сопротивление сети за ним, частоты вращения п, такие параметры, как л* , GB , Т]к , не остаются постоянными. Они меняются в соответствии с закономерностями, качественно общими для всех компрессоров, по в количественном отношении существенно зависящими от индивидуальных свойств конкретного компрессора. Для определения параметров компрессора на разных режимах его работы и при различных внешних условиях (различных высоте и скорости полета) строят характеристики компрессора.
Характеристики компрессора могут быть представлены в виде
Кк — f Г^в.пр * ппр1 ’
(4.14)
Пк “ f ^в.пр * Лпр) •
В данные функциональные зависимости входят приведенный расход воздуха
С.,..р = <г.£7'^5'	<415)
Рв °
и приведенная частота вращения
Ппр = л	<4Л6>
1 в
где р0= 101325 Па и То = 288,15 К — давление и температура окружающей среды при Н = 0 в соответствии со стандартной атмосферой (ГОСТ 4401—81).
Если приведенную частоту вращения разделить на максимальное значение частоты вращения при Мп = 0, Н = 0, то получим безразмерный параметр — относительную приведенную частоту вращения
=	(4.17)
В ряде случаев пользуются также относительным приведенным расходом воздуха
132
Gnnp
Свп₽ Ge.O
(4.18)
т. с. делят GB пр на максимальный расход воздуха GB 0 при
Мп = 0, H = O(p>p0, Т'3 = Т0, Япр=1, Св.пр=1).
Тогда характеристики компрессора можно представить в безразмерном виде:
Кк — Г^в.пр ’ Ппр) ’
(4.19)
ПК ~ f ^в.пр ’ Лпр) •
Подставляя в (4.15) расход воздуха из уравнения (4.10), получим выражение
Ро
G..np = “кр <7(\>) F. .	(4.20)
о
в правой части которого все величины, кроме функции плотности тока (безразмерной плотности тока) <?(ХВ) , постоянные и, следовательно,
Св.пр ~	•	(4-21)
В этом случае характеристики компрессоров могут иметь вид
< = фсЧ) ’ %р1;
(4.22)
Лк — f ?(^в) » Лпрj •
Характеристики нерегулируемых осевых компрессоров разной напорности представлены на рис. 4.3 — 4.5 в координатах, соответствующих зависимостям (4.22). На рис. 4.6 показана типичная характеристика одноступенчатого осевого компрессора с низкой степенью повышения давления (вентилятора ТРДД большой степени двухконтурности). В некоторых случаях, особенно когда в рабочей области характеристики зависимости Т|* от Q(XB) при ппр = =const близки к вертикальным, КПД компрессора или вентилятора удобно представлять в виде изолиний.
В общем случае расчетный режим работы компрессора может быть задан любыми полетными условиями. Для определенности ври сравнении компрессоров разной напорности условимся принимать для всех компрессоров на расчетном режиме условия Мп = 0, Н = 0 и максимальную частоту вращения п0 (ппр=1). Обозначать параметры на этом режиме будем индексом “0”. При ппр = 1 для большинства компрессоров характерна производительность, соответствующая значениям д(%в0) = 0,85...0,925. Можно условно разделить компрессоры на три группы в зависимости от значений л*0 : низконапорные (п*0 < 5), средней напорности (л*0 = 5...8) и высоконапорные (л*0 > 8). На всех 133
Рис. 4.3. Характеристики низконапорного компрессора:
1 — рабочий режим при М = 0, Н = 0;
2 — граница газодинамической устойчивости:
3 — линия рабочих режимов;
4 — линии постоянной приведенной частоты вращения
Рис. 4.4. Характеристики компрессора средней напорности (обозначения те же, что на рис. 4.3)
Рис. 4.5. Характеристики высоконапорного компрессора (обозначения те же, что на рис. 4.3)
134
Рис. 4.6. Характеристика одноступенчатого осевого компрессора с низкой степенью повышения давления (вентилятора):
1	— рабочий режим при Мп = 0, Я = 0;
2	— граница газодинамической устойчивости;
3	— линия рабочих режимов;
4	— линия постоянной приведенной частоты вращения
характеристиках компрессоров (рис. 4.3—4.6) нанесены точки, соответствующие максимальному режиму при Мп = О, Н = 0, и заштрихованы области, в пределах которых возможна работа компрессора в системе двигателя. Основным ограничением здесь является минимально допустимый запас устойчивости компрессора, т. е. рабочая область должна располагаться в зоне устойчивой работы компрессора ниже границы газодинамической устойчивости (границы помпажа). Работу компрессора в системе двигателя чаще всего рассматривают или на постоянном режиме работы двигателя (например, п = const) при изменении условий полета (Мп = var, Н = var), или при постоянных условиях полета (Мп = const, Н = const) и переменном режиме работы двигателя (например, п = var). В этих случаях из рабочей области можно выделить линию рабочих режимов (см. рис. 4.3—4.6). Построение линий рабочих режимов на характеристике компрессора подробно рассматривается в гл. 8 и 9.
Положение линии рабочих режимов относительно границы газодинамической устойчивости компрессора определяется коэффициентом устойчивости
< /<7(4)
(4.23)
Здесь индексы “гр” и “раб” соответствуют значениям параметров на границе устойчивости и на линии рабочих режимов, взятым на одной и той же напорной ветви характеристики компрессора, т. е. при йпр = const. Запас устойчивости определяется как
ЛКу = (Ку - 1)  100% .
(4.24)
Фактические запасы устойчивости, которыми располагает двигатель на различных режимах работы, могут меняться в относительно широких пределах. В большой степени они зависят от напорности компрессора, определяе-
135
мой значением лк0 . Для различных типов двигателей величины &Ку практически укладываются в диапазоне от ДКу = 35% до Д7Су - 8...12%. Последние цифры характеризуют минимально допустимый запас устойчивости на установившихся режимах работы двигателей.
Положение линии рабочих режимов на характеристике компрессора зависит от типа ГТД и его схемы, напорности компрессора и программы управления двигателем. Чаще всего с уменьшением ппр у низконапорных компрессоров линия рабочих режимов удаляется от границы устойчивости (см. рис. 4.3), а у высоконапорных —приближается к ней (см. рис. 4.5). У компрессоров средней напорности линия рабочих режимов располагается примерно эквидистантно границе устойчивости (см. рис. 4.4), за исключением случаев глубокого дросселирования двигателей (ТРД).
Таким образом, для низконапорных компрессоров снижение АКу характерно при ппр>1. Ограничение максимально допустимого значения ппр (ппр < п тах) является в этом случае одним из путей обеспечения газодинамической устойчивости компрессора в системе двигателя.
У высоконапорных компрессоров снижение АКу в области пониженных значений ппр (ппр<1) требует принятия специальных мер для обеспечения устойчивой работы.
Рассмотрим, какие факторы приводят ТРД с высоконапорным компрессором (л*0 > 8) к уменьшению АХу на пониженных п . Пусть компрессор в системе двигателя работает при постоянной окружной скорости и, а значит, при п - const. Уменьшение ппр будет идти за счет роста Г* , например, в связи с увеличением скорости полета. Это приведет к снижению л* , росту объемного расхода и осевой скорости на последних ступенях компрессора и, как следствие, к отрицательным углам атаки. Последние ступени начинают лимитировать расход воздуха через компрессор, из-за чего осевая скорость са на входе в компрессор уменьшается и растут углы атаки i на первых ступенях компрессора. При существенном увеличении углов атаки наступает отрыв потока со спинки лопатки рабочего колеса, а это вызывает помпаж компрессора. На режимах, близких к помпажу компрессора,его КПД уменьшается из-за увеличения профильных потерь на первых и последних ступенях. На рис. 4.7,а показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора на расчетном режиме (сплошные линии) и на пониженных ппр (пунктирные линии).
Все методы увеличения A7fy на пониженных лпр сводятся к уменьшению углов атаки в первых ступенях компрессора и увеличению углов атаки в последних ступенях. Это приводит также к увеличению КПД компрессора.
Изменение углов атаки i в ступенях компрессора можно характеризовать изменением относительного коэффициента расхода
v = z^-.	(4.25)
Са.р
1cm
Рис. 4.7. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях однскаскаднэго (а) и двух каскадного (б) компрессоров:
расчетный режим; — — — пониженные лпр для однокаскадного компрессора;
—.. —..— пониженные лпр для двухкаскадного компрессора
В выражении (4.25) с = — — текущее значение коэффициента расхода; ** и
с„ _ — его значение на расчетном режиме. Очевидно, что относительный ко-а.р
эффициент расхода пропорционален разности входного угла профиля и угла атаки к
v ~ (р; - .
(4.26)
На рис. 4.8 показано изменение коэффициента v по ступеням высоконапорного компрессора (я*0 = 12) при nnp = 1 (сплошная линия) и на пониженных йпр = 0,8 (кружки). Снижение ппр получено при п = const за счет увеличения 137
температуры на входе в двигатель до Тв = 450 К
. Как видно из
рис. 4.8, при ппр = 0,8 наступило полное рассогласование работы первых и последних ступеней компрессора, при этом практически уже отсутствует запас устойчивости компрессора. Поэтому необходимы специальные средства регулирования компрессора для расширения диапазона устойчивой работы по "пр •
Рис. 4.8. Изменение относительного коэффициента расхода по ступеням однокаскадного (°) и двухкаскадного (+) компрессоров при
Применение двухкаскадных компрессоров. Двухкаскадный компрессор — это высоконапорный компрессор, разделенный па два последовательно работающих компрессора со степенью повышения давления каждого компрессора п*0 = 3...5. В ТРД или газогенераторах ТРДД с двухкаскадным компрессором при переходе на пониженные ппр может меняться отношение окружных скоростей (частот вращения) каскадов высокого и низкого давления —— ин.д , П V	ш	_
I —— 1, называемое скольжением роторов. Если с ростом Тв (снижение w|ip) увеличивать скольжение роторов, оставляя осевые скорости са примерно такими же, как у однокаскадного компрессора, то благодаря относительному росту ивд и снижению д (см. рис. 4.7,6) углы атаки на первых ступенях будут уменьшаться, а на последних — увеличиваться. Заметим, что описанное благоприятное изменение скольжения роторов в двухвальных ТРД и газогенераторах ТРДД происходит автоматически, что является их несомненным достоинством. На рис. 4.8 показано также изменение коэффициента v в
двухкаскадном компрессоре при = 0,8. Отсюда видно, что по сравнению К
с однокаскадным компрессором у двухкаскадного коэффициенты v находятся
138
ближе к их расчетному значению, а это обеспечивает ему больший диапазон устойчивой работы по п|(р и лучшие значения КПД на нерасчетных режимах.
Регулирование компрессора поворотом направляющих аппаратов. Рассмотрим работу высоконапорного компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами группы первых и последних ступеней. Чтобы на пониженных л, увеличить пропускную способность последних ступеней, необходимо увеличить на них углы атаки, т. е. повернуть лопатки направляющих аппаратов последних ступеней в сторону увеличения углов вектора абсолютной скорости а (положение в на рис. 4.9). Для уменьшения углов атаки на первых ступенях компрессора нужно повернуть лопатки направляющих аппаратов в сторону уменьшения углов а (положение а на рис. 4.9). Это позволит увеличить расход воздуха через компрессор. На рис. 4.10 показана характеристика нерегулируемого высоконапорного компрессора и характеристики компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами. При регулировании компрессора на увеличение производительности (см. рис. 4.10, пунктирные кривые) запас устойчивости на пониженных ппр (нпр = 0,8) практически не возрастает, а может даже уменьшаться. Это связано с тем, что последние ступени из-за увеличения сп продолжают лимитировать расход воздуха через компрессор. Ожидать некоторого увеличения запаса устойчивости в этом случае можно, если первые ступени на исходном режиме (положение 0 на рис. 4,10) работали на левых ветвях своих характеристик. Для гарантированного увеличения запасов устойчивости нужно значительно уменьшить углы а на первых ступенях (режим б на рис. 4.9). Производительность компрессора при этом уменьшается. Направляющие аппараты последних ступеней нужно повернуть на увеличение углов а (положение г на рис. 4.9), чтобы увеличить углы атаки и напорность этих ступеней. Это приведет к уменьшению расхода воздуха и увеличению КПД компрессора. Соответствующая характеристика показана на рис. 4.10 штрихнунктирной линией.
Рис. 4.9. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора при пониженных лпр: — — — нерегулируемый компрессор; ---------- компрессор
с регулируемыми направляющими аппаратами
139
0^
0,6
Рис. 4.10. Характеристика компрессора с регулируемыми направляющими аппаратами:
нерегулируемый компрессор (0 — рабочая точка при я = 0,8), — — — регулирование на повышение производительности
(а — рабочая точка при ппр = 0,8); — -----регулирование
на повышение ДХу (б — рабочая точка при ппр = 0,8)
Изменение углов атаки по ступеням компрессора можно и в этом случае характеризовать коэффициентом v. На рис. 4.11 показано изменение относительного коэффициента расхо-да по ступеням на пониженных ппр (лпр = 0,8) у нерегулируемого компрессора и у компрессора с регулированием направляющих аппаратов на увеличение запаса устойчивости с некоторым понижением производительности. Такое регулирование, как видно из рис. 4.11, позволя
1 Регулируемые ступени					  1	 Регулируемые ^ступени	
				— <	( о • + +
		nnp~J	<	* 1	
		<			
• т -1 (	+ ; о	г U			
>					
Рис. 4.11. Изменение относительного коэффициента расхода в нерегулируемом компрессоре (°) и при регулировании направляющих аппаратов на увеличение запаса устойчивости (+) при лпР = 0>8
140
ет существенно увеличить v на первых ступенях компрессора и, как следствие, увеличить ДЛу .
Регулирование компрессора перепуском воздуха. Наиболее простым способом регулирования компрессора на пониженных лпр является перепуск воздуха (выпуск воздуха) из средних ступеней компрессора. Открытие окон перепуска приводит к увеличению осевой скорости са и расхода воздуха на первых ступенях компрессора с соответствующим уменьшением углов атаки на них. В последних ступенях осевые скорости снижаются и растут углы атаки. На рис. 4.12 показаны треугольники скоростей на первых и последних ступенях компрессора при перепуске воздуха и без перепуска.
Рис. 4.12. Треугольники скоростей на первых (1 ст) и последних (Z ст) ступенях компрессора при пониженных лпр: ---------------- нерегулируемый компрессор;
— — — регулируемый перепуском воздуха
Расход воздуха на входе в компрессор равен
Gb = Gk + Спср »
(4.27)
где GK — расход воздуха на выходе из компрессора; Gnep — расход перепускаемого воздуха.
Приведем расходы к сечению на входе в компрессор, умножив правую и
I р
левую части выражения (4.27) на комплекс N-xr —. Тогда выражение 0 Рв
(4.27) примет следующий вид:
=6?	4- С
к,в.пр ^в.к.пр ив.пер.пр "
При закрытых окнах перепуска ^в.к.Пр= ^в.пр • Рис- 4.13 показана характеристика компрессора с перепуском воздуха на пониженных ппр , причем ось абсцисс в одном случае рассматривается как шкала GB пр , а в другом — как шкала GB к пр. Из рис. 4.13 видно, что при включении перепуска граница устойчивости компрессора сдвигается в сторону меньших значений G„ „п .
Ball Р
141
Расход воздуха GR пр через входное сечение компрессора при открытии окон перепуска возрастает (штрихпунктирные линии на рис. 4.13), а через выходное — уменьшается (пунктирные линии на рис. 4.13).
Рис. 4.13. Характеристика компрессора с перепуском воздуха, построенная но GB нр (------------- без перепуска);
по Gu „р (—-----с перепуском) и по GB к нр (— • — с перепуском)
Потери в компрессоре с перепуском воздуха оцениваются эффективным КПД, который учитывает мощность, затраченную на сжатие перепускного воздуха:
•к.эф Д7
К
(4.28)
Так как перепускаемый воздух не совершает полезной работы, то мощность на его сжатие считается потерянной, и Лк.эф • как пРавило» ниже М* без перепуска, несмотря на уменьшение профильных потерь в ступенях компрессора. Только иногда прч очень низких значениях ппр открытие окон перепуска может привести к некоторому росту КПД компрессора. Поэтому перепуск воздуха обычно используют на режимах запуска, малого газа и других неосновных режимах работы при низких значениях пи . 142
4.3. Характеристики и регулирование турбин
Обычно характеристики турбин задаются зависимостями КПД турбины и приведенного расхода газа от степени понижения полного давления в турбине и какого-либо кинематического параметра. Сложившееся традиционное представление основывается на использовании параметра нагруженности турбины
i = 1
(4.29)
В выражении (4.29) uf — окружная скорость на среднем диаметре рабочего колеса i-й ступени; г — число ступеней. Значение условной скорости определяется по изоэнтропической работе турбины:
с
$
(4.30)
Пропускная способность турбины определяется параметром расхода Ат = Gr Г* /р* или относительным параметром расхода газа через турбину
(сг /₽;)
V	-'max
(4.31)
Используя понятие приведенной окружной скорости , характеристики турбины можно представить в виде зависимостей
п* = / (у*, ч); 1
(4.32)
А,. = /(/,	• )
В ряде случаев приведенную окружную скорость заменяют пропорцио
нальным ей параметром п/\Т* и вводят относительную приведенную частоту
вращения
(4.33)
Тогда характеристики турбины можно представить дальнейшего использования в математических моделях
в виде, удобном для ГТД:
(4.34)
143
На рис. 4.14 и 4.15 показаны характеристики двухступенчатой турбины, соответствующие (4.34). Анализ расходной характеристики турбины (рис. 4.15) приводит к выводу, что практически на всех рабочих режимах по ят относительный параметр расхода газа остается неизменным (Ат = 1), а из уравнений (4.11) и (4.31) следует, что в этом случае g(Xca) = const. Только при малых нерабочих значениях л* начинается снижение .4^. при уменьшении л* .
Рис. 4.15. Зависимость относительного параметра расхода А,, от степени понижения давления для двухступенчатой турбины
Рис. 4.14. Характеристика двухступенчатой газовой турбины
При работе турбины в системе двигателя параметр п/\Т* обычно меняется в небольших пределах, ограниченных примерно 10%. Поэтому с некоторым приближением можно считать, что КПД турбины в рабочей области меняется незначительно (рис. 4.14), и можно принять его примерно постоянным (г)т = const). Это дает возможность с относительно небольшой погрешностью заменить действительную характеристику турбины приближенной
9(\.а) = const ’ Т|* = const,
(4.35)
которую можно использовать при расчете характеристик двигателей по математической модели первого уровня.
Регулирование турбины поворотом лопаток сопловых аппаратов. Стремление к оптимизации работы ГТД на всех режимах требует изменения характеристик турбины, что приводит к необходимости ее регулирования. Весьма эффективным является регулирование турбины поворотом лопаток сопловых аппаратов, хотя практически реализация этого способа регулирования связана с серьезными конструктивными трудностями. Поворот лопаток соплового аппарата сопровождается изменением площади горла соплового аппарата Fc а и, следовательно, приведенного расхода газа через турбину. Одновременно меняются треугольники скоростей и степень понижения давления на турбине.
При условии, что перепады давлений как в сопловом аппарате турбины, так и в реактивном сопле двигателя сверхкритические, представление об из-144
Рис. 4.16. Зависимость относительной степени понижения полного давления газа в турбине от относительной площади горла соплового аппарата при его регулировании
менении л* при регулировании первого соплового аппарата двухступенчатой турбины можно получить из рассмотрения кривой, показанной на рис. 4.16. Отсюда видно, что изменение Fc & сопровождается примерно пропорциональным изменением л* . При q(kc а) = const относительное изменение приведенного расхода газа Gr пр пропорционально изменению площади горла соплового аппарата Fc & .
Поворот лопаток соплового аппарата приводит к изменению угла направления вектора абсолютной скорости газа на выходе из соплового
аппарата . Естественно, что изменение угла
а* по сравнению с его расчетным значением приводит к некоторому увеличению потерь. Примерный характер изменения КПД турбины показан на рис. 4.17. Кривая построена на основании обработки результатов ряда экспериментальных исследований турбин с поворотными сопловыми аппаратами. Хотя, как видно из
рис. 4.17, уменьшение приведенного расхода на 10% может примерно на 2% снизить КПД турбины, этот способ регулирования является достаточно перспективным, так как позволяет существенно улучшить характеристики ГТД.
Рис. 4.17. Примерное изменение относительного КПД турбины по относительному приведенному расходу газа при регулировании турбины поворотом сопловых аппаратов
Глава 5. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
5.1. Общие сведения о камерах сгорания
В камерах сгорания (КС) осуществляется подвод тепловой энергии к рабочему телу (воздуху) за счет превращения химической энергии в тепловую при сгорании топлива. Камеры сгорания турбореактивных двигателей подразделяются на основные и форсажные.
145
Основные камеры сгорания (рис. 5.1) располагаются между турбиной и компрессором. Температура газа при выходе из них ограничена жаростойкостью лопаток турбины и достигает значений 1600...1800К. По компоновке и форме жаровой трубы основные камеры сгорания могут существенно различаться. Наибольшее распространение получили кольцевые КС.
Рис. 5.1. Схема основной камеры сгорания:
1 — диффузор; 2 — форсунка; 3 — воспламенитель;
4 — наружный корпус; 5 — жаровая труба;
6 — кольцевые каналы; 7 — внутренний корпус
Основная камера состоит из диффузора /, наружного 4 и внутреннего 7 корпусов и жаровой трубы 5. Воздух из компрессора поступает в диффузор камеры. Здесь происходит снижение скорости потока и распределение его по кольцевым каналам 6 между корпусами и жаровой трубой. Из кольцевых каналов воздух через отверстия поступает внутрь жаровой трубы, где протекает процесс горения. Топливо подводится в камеру сгорания с помощью форсунок 2.
Форсажные камеры устанавливаются за турбиной двигателя, причем в большинстве ТРДДФ перед входом в форсажную камеру обеспечивается смешение потоков внутреннего и наружного контуров (рис. 5.2). На максимальных режимах работы двигателя в форсажных камерах осуществляется возможно больший подогрев газа. Поэтому температура потока на выходе из них может достигать значений 2J 00...2300К.
На входе в форсажную камеру устанавливается диффузор 1, который, как правило, конструктивно объединен со смесителем 2. Подвод топлива и его распределение в потоке осуществляются с помощью нескольких топливных коллекторов 3, снабженных форсунками. За коллекторами располагаются стабилизаторы пламени 4. Сгорание топлива происходит в пространстве между стабилизаторами и реактивным соплом. В начале форсажной камеры устанавливается антивибрационный экран 5, который ниже по потоку сочленен с теплозащитным экраном 6.
146
/	7 J 4	5	6	7
Рис. 5.2. Схема форсажной камеры сгорания:
I — диффузор; 2 — смеситель; 3 — топливные коллекторы с форсунками; 4 — стабилизаторы пламени;
5 — антивибрационный экран; 6 — теплозащитный экран;
7 — корпус
5.2. Общая характеристика процессов горения
Параметры горючей смеси и продуктов сгорания. Характерной особенностью рабочего процесса камер сгорания является протекание в них процессов горения — химических реакций соединения элементов топлива с кислородом воздуха, обеспечивающих выделение теплоты, необходимой для подогрева рабочего тела. Состав смеси топлива и воздуха характеризуется коэффициентом избытка воздуха а , который представляет собой отношение действительного расхода воздуха (<?в) к расходу воздуха, теоретически необходимого для полного сгорания топлива (Lo (?т):
% _ 1
L0 ^т L0 9Т
(5.1)
При полном сжигании смеси стехиометрического состава (а=1) продукты сгорания не содержат неиспользованных топлива и кислорода воздуха. При а < 1 горючее содержится в избытке (богатая смесь), при а > 1 имеется недостаток горючего (бедная смесь). При а > 1 и полном сгорании топлива в отсутствие диссоциации продукты сгорания будут состоять из углекислого газа СО2 , паров воды Н2О, азота Ы2 , кислорода О2 и некоторого количества оки-слов азота. В случае неполного сгорания топлива (это имеет место и при а < 1) в состав продуктов сгорания будут входить также продукты разложения топлива — тяжелые углеводороды СхНу (СН4 , С2Н2 • С2Н4 и т. д.), водород П2 и окись углерода СО. Степень завершенности процессов сгорания характеризуется коэффициентом полноты сгорания топлива г)г , который равен отношению количества теплоты, фактически выделившейся при горении фф , к количеству теплоты, которое выделилось бы при полном сгорании топлива Qr = Gr Нц . Величина (?ф определяется как приращение энтальпии газа или рассчитывается по результатам химического анализа продуктов сгорания.
147
При разработке камер сгорания и двигателей по известным величинам Т)р , дт и Т* рассчитываются значения температуры продуктов сгорания Г*
или однозначно связанные с ними значения полной энтальпии z* . В основе расчета лежит уравнение сохранения энергии (уравнение теплового баланса) — теплота, выделившаяся при сгорании топлива, равна разности теплосодержаний продуктов сгорания и воздуха и топлива в исходной горючей смеси:
ст = (G„ + GT) i (т; . 293, <zT) - G„ i , 293, o) - G, i, (T, , 293) .	(5.2)
Если приближенно принять, что z'T [Т? , 293j = i , 293, О тальпии продуктов сгорания выразится следующим образом:
, то прирост эн-
te' = i (т* , 293, <7Т) - i (т^ , 293, О
1 + clLq
При проведении термодинамического расчета двигателя, как правило, задаются значениями температур газа при выходе из основной и форсажной камер сгорания, а рассчитываются потребные для этого относительные расходы топлива <ут и <?тф . Рассмотрим такой расчет применительно к форсажной камере ТРДДФ, представляющей наиболее общий случай камеры сгорания. На вход в форсажную камеру подается смесь продуктов сгорания основной камеры, прошедших турбину, и воздуха, поступающего из наружного контура и возвращаемого в проточную часть из системы охлаждения турбины. Эта смесь характеризуется суммарным расходом воздуха GB , абсолютным Gr и от-
носительным р7тсм = тг ] расходами основного топлива, среднемассовои Эн-
тальпией z* - z| Т* , 293, о, . Величина z* приближенно может быть вы-
V’Ml \	Т  v»ГчJ	v л!
числена по формуле
(1-«<«>) 1		id	fc , 293, d	|+8воз*|	fc , 293, б!	1 + mi I	(т* , 293, о!
fl - 5Лf 1 + о?) +	+ m
I	ОТО J I	’Т1 воз
(5.3)
Здесь G^ , 5отб = ------абсолютный и относительный отборы воздуха перед
в!
основной камерой сгорания; GB кс — расход воздуха через основную камеру;
С»	ВОЗ	и	4#	_
G___ , 0_л_ = ----абсолютный и относительный расходы воздуха, возвраща-
Bvu НО «5	| .
в1 емого в тракт двигателя перед форсажной камерой. Из форсажной камеры вытекают расходом воздуха GB , основного GT GT ными расходами топлива qr = -------»
'Лике
продукты сгорания, характеризующиеся и форсажного топлива GT ф , относитель-ст.ф	Gt * Ст.ф
«т.ф= G ’ ?т£ =----п--- ’ эитальпиеи
в	в

148
Уравнение энергии будет иметь следующий вид:
^т.ф Ии ^ф <4 +	^т.ф^
(G + G 'I
I в т I
CM
Отсюда можно определить
дф~
(5.4)
i
Эта формула будет справедлива и для ТРДФ, если при расчете принять т = 0.
Подобную формулу легко получить и для основной камеры сгорания, если учесть, что в этом случае <?т см = 0, энтальпиям /ф и i*M соответствуют энтальпии z* = i (г* , 293, и zK , коэффициенту полноты сгорания Т)ф — коэффициент Т|г :
7Т =--------; •
Яи Пг - 4
(5.5)
Расчет производится последовательными приближениями, поскольку величины 1ф и i* зависят не только от и Т* , но и от и qT (см. разд. 1.3).
Изложенный метод расчета применяется в математических моделях двигателя второго уровня. В моделях первого уровня можно использовать более простой метод, основанный на том, что энтальпии продуктов сгорания представляются в виде явной функции от qr [И]. Тогда из уравнения теплового баланса могут быть получены формулы
Т)„ Н„ - сп„ Т* + сп„ •г и рп г рп ст
а Iс Т* - с Т* I + с Т* - с Т* "т.см рп ф рп cmJ * ф р 1 см
9т.ф ~	*	•	(5.7)
Г]. Н - с Тг + с
•ф и рп г рп ст
Здесь ср Т* — средняя энтальпия воздуха при температуре Т* , с Т* — условная энтальпия, учитывающая наличие в продуктах сгорания СО и Н2О и равная разности энтальпий продуктов сгорания и воздуха; Тст — стандартная температура. Величины срп Т* в зависимости от температуры могут быть рассчитаны (см. [11]), если известен элементный состав топлива (т. е. состав по химическим элементам). Так, “нормальное” топливо содержит 85% углерода и 15% водорода, метан 75% и 25% соответственно и т. д. Значения ср Т* и спп Т для “нормального” топлива приведены в приложении. Величина с__ Т__ для него составляет 228 кДж/кг.
149
Подготовка горючей смеси. Для эффективного протекания процесса горения необходимо обеспечить в камере сгорания хорошую подготовку горючей смеси, т. е. распиливание, испарение и перемешивание топлива с определенным количеством воздуха. Жидкое топливо подается в поток из форсунок в виде струй или пленок. Благодаря относительному движению топлива и газа струи и пленки сначала распадаются на достаточно крупные капли, которые затем дробятся под воздействием аэродинамических сил, возникающих при обтекании капель потоком. Образуется факел распыленного топлива, состоящий из капель различного размера. Для приближенной оценки мелкости распиливания используются осредненные различными методами средние размеры капель. Например, часто используемый средний заутеровский дна метр D^2 представляет собой диаметр капли, у которой отношение объема к поверхности такое же, как во всем факеле распиливания.
Наибольшее распространение в камерах сгорания получили центробежные форсунки, так как они кроме распиливания обеспечивают распределение топлива по значительному объему газа. В центробежных форсунках топливо перед истечением из сопла получает интенсивную закрутку, из-за чего в центре сопла образуется газовый вихрь, а истечение топлива происходит через кольцевое сечение. Образуется пелена в виде конуса, которая затем дробится на капли. Значение капель уменьшается при уменьшении диаметра сопла форсунки (L , вязкости топлива ц и при увеличении давления подачи Др :
M02rf0.5
7)	~~ с______
•32	0.35 '
(Дрт)
В современных камерах сгорания хорошего смесеобразования добиваются также путем закрутки и турбулизации воздушного потока. Смесеобразующие устройства различных типов позволяют получить как хорошее распыливание топлива, так и смешение его с воздухом. В особенности это необходимо для снижения вредных выбросов из камер сгорания.
Расходы топлива в ВРД очень сильно изменяются при изменении высоты и скорости полета, режима работы двигателя (в 10...20 раз). Диапазон изменения давлений подачи топлива Дрт должен быть еще больше, поскольку GT ~ 7Дрт • Максимальные значения давлений подачи топлива ограничены 5...6 МПа, поэтому при минимальных расходах топлива Дрт могут сделаться столь малыми (0,02...0,05 МПа), что это приведет к ухудшению распылива-ния топлива. Чтобы избежать этого, применяются двухканальные форсунки или несколько коллекторов для подачи топлива. При низких расходах один из каналов форсунки или часть коллекторов отключается.
При использовании газообразного топлива задача подготовки горючей смеси состоит в обеспечении смешения топлива с воздухом. Это, как правило, достигается за счет подачи топливных струй в закрученный и турбулизиро-ванный поток.
Классификация процессов горения. Горение топлива в камерах сгорания происходит в весьма сложных и разнообразных условиях. Поэтому для выяснения принципиальных особенностей процессов горения их исследуют в упрощенных, идеализированных условиях. Остановимся кратко на результатах
150
таких исследований, представляющих интерес с точки зрения понимания закономерностей рабочего процесса камер сгорания ВРД.
В камерах сгорание топлива происходит в газовой фазе (гомогенное горение), так как предварительно происходит его распиливание и испарение. Горение газов подразделяется на кинетическое и диффузионное. При кинетическом горении топливо и воздух предварительно перемешиваются, образуя однородную горючую смесь, которая поступает в зону горения (зону реакции). При диффузионном горении топливо и воздух подаются раздельно, и горение происходит по мере их взаимного перемешивания (диффузии). Поскольку в рассматриваемых случаях горение реализуется в потоке, то режим течения (ламинарный или турбулентный) оказывает существенное влияние на горение.
Ламинарное горение однородной смеси. Если неподвижную горючую смесь подогреть в какой-либо точке до высокой температуры (поджечь) с помощью постороннего источника тепла (например, электрической искры), то здесь начнется интенсивная химическая реакция (горение) и будет выделяться большое количество тепла. За счет теплопроводности и диффузии тепло будет подводиться к близлежащим слоям горючей смеси, и в них также начнется реакция горения. Таким образом, в горючей смеси будет распространяться “волна” химической реакции, которая называется ламинарным фронтом пламени. Перед фронтом пламени будет находиться исходная горючая смесь с температурой Tq , за фронтом — продукты сгорания с температурой ТГ , которая зависит от То и а .
Скорость распространения ламинарного фронта пламени относительно исходной смеси, измеренная по нормали к фронту, называется нормальной ско
ростью горения ин .
Ширина ламинарного фронта пламени мала: 5Л ~ 1 мм. При ламинарном течении смеси со скоростью с, большей ин , фронт пламени будет сноситься вниз по потоку и для его “удержания” необходим стационарный источник поджигания. За таким источником фронт пламени располагается под углом к направлению скорости набегающего потока таким образом, чтобы проекция скорости набегающего потока на нормаль к поверхности фронта пламени (рис. 5.3) была равна нормальной скорости горения ин = с cos Р (закон Михельсона).
Величины ин и 5Л являются физико-хими-
Рис. 5.3. Положение фронта пламени в высокоскоростном потоке: х — источник поджигания; - - - — фронт пламени
ческими константами и зависят от скорости химической реакции ю, коэффициента теплопроводности Хт , теплоемкости ср и плотности р0 исходной смеси:
(5.8)
Значения w возрастают с ростом давления и особенно сильно — с ростом температуры и> - р2 е~ */т. Как показывают исследования, в ламинарном фрон
151
те пламени химические реакции горения протекают, главным образом, в области фронта пламени, непосредственно прилегающей к продуктам сгорания, т. е. при температуре, близкой к Тг . Поэтому чем выше Тг , тем больше скорость распространения пламени ии и меньше его толщина §л . В частности, величина Тг максимальна при а= 1, и поэтому для углеводородных топлив при а= 1 наблюдаются самые большие значения пн . С ростом То также происходит увеличение Тг и, следовательно, ип . Влияние давления на ин неве-
а
лико, но существенно для 5Л . Это следует из соотношения 8Л-, получен-
ин
К
ного путем перемножения формул (5.8). Здесь а =------коэффициент тем-
РосР
пературопроводности смеси. При уменьшении давления заметно увеличивается 8Л из-за роста ат , вызванного снижением плотности р0 .
Теория ламинарного горения хорошо разработана (Я.Б. Зельдович, Д-А. Франк-Каменецкий, Н.Н. Семенов). Расчет его характеристик возможен практически во всех случаях, когда известен достаточно подробно механизм химических реакций.
Весьма важным свойством процесса горения является существование так называемых концентрационных пределов распространения пламени (amov ... otmin).
1111 lu 1
При а < amin и <*>«П1ПХ горение не происходит, даже если применять мощные источники поджигания. Это связано с потерями тепла из пламени (радиация, отвод тепла в стенки). Для углеводородных горючих в смеси с воздухом при нормальных условиях 0cmov = 1,7...1,9; а_;= 0,3...0,4. ПЯДИ
Следует отметить, что значения ин невелики (0,8...1,5 м/с), и такой вид горения в камерах сгорания отсутствует. Однако закономерности ламинарного горения имеют фундаментальное значение для других видов горения.
Турбулентное горение однородной смеси. При турбулизации течения скорость распространения пламени в нем сильно возрастает. В турбулентных потоках на осредненное поступательное перемещение газа наложено хаотическое движение разнообразных по размеру вихрей — турбулентных молей. Важнейшими характеристиками турбулентных потоков являются пульсационная скорость с' (точнее ее среднеквадратическое значение) и масштаб турбулентности 10 , характеризующий средний размер турбулентных молей.
Фронт пламени в турбулентном потоке непрерывно деформируется под воздействием турбулентных молей. Поэтому при исследованиях и расчетах рассматривают турбулентный фронт пламени как осредненную поверхность, на которой начинается горение свежей смеси (фронт воспламенения), и зону горения — область, в пределах которой заканчивается горение. Протяженность зоны горения L измеряется по линиям тока, а толщина турбулентного фронта пламени 8Т — по нормали к фронту (рис. 5.4).
Скорость турбулентного распространения пламени иг измеряется по нормали к фронту относительно свежей смеси. Значения иТ и 8Т существенно
152
превосходят (больше чем на порядок) соответствующие величины для ламинарного фронта пламени. Они не являются физико-химическими константами, как ин и 8Д , а сильно зависят от турбулентных характеристик потока.
В связи со сложностью турбулентного горения теоретические исследования базируются, главным образом, на рассмотрении приближенных моделей, учитывающих только самые важные свойства явления. Распространены модели поверхностного горения, в которых предполагается, что в турбулентном потоке первоначально плоский фронт ламинарного пла
Рис. 5.4.
Турбулентное горение однородной смеси за V-образным стабилизатором
мени сильно деформируется турбулентны-
ми молями, масштаб которых больше толщины ламинарного фронта пламени /0 > 8Д . Суммарная поверхность фронта увеличивается, что приводит к пропорциональному увеличению объема смеси, сгорающей на единице площади осред-ненного фронта пламени, и, следовательно, к увеличению его скорости распространения. Можно получить приближенные зависимости (К.И. Щелкин):
Как видно, ит растет с увеличением пульсационной скорости с' (при с' » ин иг ~ с')» а 8Т — с увеличением масштаба турбулентности Zo . Эти закономерности в качественном отношении находятся в согласии с экспериментальными данными, однако для практических расчетов используются, как правило, обобщенные эмпирические зависимости, полученные для конкретных условий.
Как и при ламинарном горении, рост по тем или иным причинам значений пт сопровождается уменьшением величин 8Т . Максимальные значения ит наблюдаются при величинах а, несколько меньших 1 (а = 0,8). С уменьшением давления происходит снижение значений ит и рост 8Т из-за уменьшения пульсационной скорости с' и увеличения масштаба турбулентности Zo , вызванных уменьшением числа Рейнольдса. Повышение температуры смеси приводит к интенсификации горения, что связано, в основном, с возрастанием значений пн .
Объемное горение однородной смеси в гомогенном реакторе. При очень высоком уровене турбулентности процессы смешения настолько интенсифицируются, что свежая смесь и продукты сгорания будут достаточно равномерно распределены в пределах некоторого объема, и приближенно можно считать, что в каждой точке этого объема протекают реакции горения, т. е. наблюдается объемное горение однородной смеси. Идеализированное устройство, в котором за счет бесконечно большой интенсивности процессов смешения реализуется объемное горение, называют гомогенным реактором или реактором с
153
полным смешением. Близкие условия имеют место в срывных зонах, возникающих за плохообтекаемыми телами, в закрученных струях и т. д.
Исследования показывают, что устойчивое горение в реакторе при заданных значениях а, Го и р возможно при расходах воздуха GB , не превышающих некоторых критических значений. При достижении этих значений происходит прекращение горения — срыв горения. Физически это объясняется тем, что при больших расходах (и, следовательно, малых средних временах пребывания газа в реакторе) не успевают завершиться химические реакции горения и выделяющегося тепла не хватает для поддержания достаточно высокой температуры горения. Снижение температуры влечет за собой уменьшение скорости реакции. Этот лавинообразный процесс приводит к срыву горения. Влияние расхода воздуха GB , давления р и объема реактора Vp может Св быть обобщено с помощью параметра форсирования реактора ------ (здесь v
₽VVP
— порядок химической реакции v = 1,8...2,0). Зависимость значений а, при которых происходит срыв горения, от параметра форсирования называется срывной характеристикой реактора, ограничивающей область устойчивого горения в нем (рис. 5.5). Устойчивое горение в гомогенном реакторе возможно при сравнительно небольшом диапазоне изменения значений а = 0,5...2,0 при средних значениях параметра форсирования. С увеличением То область устойчивого горения расширяется.
Диффузионное и гетерогенное горение. Наряду с рассмотренными случаями горения однородной смеси на практике имеет место диффузионное горение, которое возникает при раздельной подаче топлива и воздуха в зону горения. Такой вид горения наблюдается, например, при вдуве струи топлива в поток воз
духа {диффузионный факел) или струй воздуха в поток продуктов сгорания при а < 1 (зона горения основной камеры сгорания). Диффузионное горение может происходить как при ламинарном, так и при турбулентном режимах течения. Закономерности горения при этом изменяются в связи с изменением закономерностей процессов смешения. При расчетах, как правило, предполагается, что химическая реакция протекает с бесконечно большой скоростью в зонах, где а=1. Поэтому задача сводится к расчету процесса смешения и нахождению положения поверхности, на которой а=1. При этом необходимо учитывать, что горение замедляет процессы смешения, поскольку уменьшение плотности газа демпфирует распространение турбулентных пульсаций.
Неприятным свойством диффузионных пламен является повышенное образование твердого углерода (сажа, дым), вызванное разложением топлива в переобогащенпых молях смеси при их нагревании. Однако диффузионное горение обладает большей устойчивостью по сравнению с кинетическим, так как независимо от соотношения расходов топлива и воздуха (суммарного зна
Gg . /л--*
см3лаг
Рис. 5.5. Характеристики срыва горения в гомогенном реакторе при горении смеси углеводородного топлива и воздуха
154
чения а) всегда есть области, в которых а=1, т. е. в которых реализуются оптимальные условия для горения.
В камерах сгорания возможны случаи, когда происходит горение двухфазной смеси воздуха, паров и капель топлива {гетерогенное горение). В такой смеси пламя распространяется медленнее, чем в однородной смеси, однако концентрационные пределы горения в ней шире. При уменьшении капель топлива закономерности горения сближаются и при dK < 50...60 мкм
становятся практически одинаковыми.
Стабилизация процесса горения. При движении горючей смеси со скоростью, большей скорости распространения пламени (что на практике бывает чаще всего), для его стационарного существования необходимо, чтобы в какой-либо точке потока обеспечивалось непрерывное воспламенение свежей смеси, т. е. стабилизация процесса горения. На практике это осуществляется
с помощью циркуляционных зон, возникающих за плохообтекаемыми телами и в сильно закрученных струях. На рис. 5.6 представлена схема течения в циркуляционной зоне (ЦЗ) за уголковым стабилизатором. Такого типа стабилизаторы широко применяются в форсажных камерах и камерах сгорания ПВРД. При развитом турбулентном течении непосредственно за кромками стабилизатора благодаря тангенциальному разрыву скоростей возникает струйный слой смешения, который эжектиру-ет газ из пространства за стабилизатором, что приводит к возникновению здесь возвратного течения — зоны обратного тока (ЗОТ). С использованием
Рис. 5.6. Структура течения за V-образным стабилизатором: с& — осевая составляющая скорости;
Ст — концентрация топлива
распределения в поперечном сечении скоростей и температур может быть определена граница ЦЗ как области, в пределах которой как бы циркулирует одна и та же масса газа, т. е. расходы в прямом и обратном токе в каждом сечении одинаковы. В действительности через ограничивающую ЦЗ поверхность происходит интенсивный турбулентный перенос массы, причем газ втекает в ЦЗ главным образом вблизи ее конца, а вытекает у кромок стабилизатора. Длина ЦЗ составляет ~ 2Д (Д — ширина стабилизатора).
При горении ЦЗ заполнена продуктами почти полного сгорания (Пг = 0,8...0,95), имеющими высокую температуру (Т - 1600...1800К). Вследствие
высокой интенсивности процессов смешения температура и состав газа в ЦЗ распределены достаточно равномерно и в значительной части ее объема протекают химические реакции горения. За кромками стабилизатора в слое смешения высокотемпературного газа, вытекающего из ЦЗ, и потока свежей смеси и обеспечивается ее непрерывное воспламенение — стабилизация процесса горения. От точки стабилизации фронт пламени распространяется в набегающий поток.
Стабилизация пламени в заданных условиях (р, Tq , а) обеспечивается
при скоростях течения смеси, не превышающих некоторых предельных зна
155
чений. При достижении этих значений происходит срыв горения. Разработан ряд физических моделей стабилизации процесса горения в циркуляционных
зонах.
Например, в качестве критерия стабилизации используется отношение среднего времени пребывания смеси в ЦЗ t, ко времени химической реакции t, t . Для устойчивой стабилизации необходимо, чтобы у- > 1.
„	, Д ,
Если приближенно принять, что t2 ~ — , a fx выразить с использованием 8л	ат
результатов теории ламинарного горения как tx--------или tx-----х» т°гда
Ч
г, Ди2
— =----= Mi — критерий Михельсона. Величина Mi не является постоянной,
Ч с ат
а зависит от формы стабилизатора, турбулентных характеристик потока.
В теории стабилизации горения используются также результаты исследования процесса горения в гомогенном реакторе. Как говорилось выше, определяющее значение для процесса стабилизации в этом случае имеет параметр GB
форсирования -л— , который для ЦЗ может быть записан следующим обра-
Сцз
зом: —о---. Здесь G„, и Г„, — расход газа через ЦЗ и ее объем соответст-
Z у	ЦЗ	ЦЗ
г ЦЗ
венно. Для уголкового стабилизатора приближенно можно принять, что И
бцз - ср0 F (F — миделевая площадь стабилизатора), -р- ~ Д , а р0 - р при
Сц3	с
Тп = const, то —X-------. Поэтому срывная характеристика геометрически
р	ЛР
подобных стабилизаторов, работающих при одинаковых условиях и видах топ
лива, может быть представлена в виде зависимости а = f [ — ) .
Др
На рис. 5.7 представлен характерный вид такой характеристики при
70 = const.
с/ЛР
Рис. 5.7. Срывные характеристики V-образного стабилизатора
Методы расчета стабилизации пламени в камерах сгорания основаны на обобщении экспериментальных данных, полученных в условиях, наиболее соответствующих конкретным типам камер сгорания.
Образование загрязняющих веществ при горении. К загрязняющим веществам относятся: окись углерода СО, несгоревшие углеводороды — различные углеводородные соединения, представляющие собой продукты разложения топлива (СН4 , С2Н2 » С2Н4 и т. д.) и условно обозначае-
те
мые CH ; окислы азота (NO, NO9) — N0„ , частицы сажи и другие углеро-х У	4	л
дистые вещества, препятствующие прохождению света (дым). Процессы образования загрязняющих веществ чрезвычайно сложны, на них влияет множество факторов. Остановимся кратко на наиболее важных особенностях этих процессов, характерных для камер сгорания. (Более подробно данный вопрос рассмотрен в гл. 16).
Одной из основных причин содержания в продуктах сгорания С Н и СО л гг является недостаточно равномерное смешение топлива и воздуха. При этом в переобогащенных объемах смеси возможно неполное сгорание топлива из-за недостатка воздуха, а в обедненных — “замораживание” химических реакций, вызванное слишком низкой температурой горения. Повышенный выход продуктов неполного сгорания (особенно СО) может быть обусловлен также недостаточным временем пребывания смеси в зоне горения.
В очень сильно переобогащенных объемах смеси (а < 0,5) образуется сажа. В результате полимеризации и дегидрогенезации углеводородных радикалов формируются зародыши сажевых частиц, а затем происходит их рост за счет гетерогенных химических реакций разложения углеводородов и углеводородных радикалов на поверхности частиц. Частицы слипаются (коагулируют), образуя конгломераты размером 20...40 нм. С повышением давления образование сажи интенсифицируется, одновременно происходят процессы газификации и выгорания сажи, которые существенно усиливаются при обеднении смеси.
При высоких температурах происходит окисление азота с образованием оксида NO и диоксида NO2 • Более токсичен диоксид NO2 , но поскольку источником для него является оксид NO, то обычно исследуются закономерности образования последнего. Механизм образования оксида описывается цепной системой реакций (схема Зельдовича).
Образование NO интенсифицируется с ростом температуры, поэтому максимальный выход окислов азота наблюдается при составах смеси, близких к стехиометрическим (а = 1,02... 1,05), и резко увеличивается с повышением начальной температуры смеси.
Значительно увеличивают выход NO пульсации температуры и состава, всегда имеющиеся в турбулентных потоках. В моменты превышения температурой среднего уровня скорость образования NO существенно превосходит значения, рассчитанные по средней температуре. Это же относится и к пульсациям состава газа. В частности, при недостаточно высокой степени предварительного смешения топлива и воздуха основная часть окислов азота образуется в локальных зонах, где состав газа близок к стехиометрическому. Исследования показывают, что существенное влияние на образование NO могут оказывать потери тепла из пламени (например, вследствие излучения). Таким образом, из приведенных данных следует, что в числе основных мероприятий, обеспечивающих снижение образования загрязняющих веществ, может быть хорошая подготовка — гомогенизация — топливовоздушной смеси.
157
5.3.	Основные камеры сгорания
5.3.1.	Требования, предъявляемые к основным камерам сгорания, и организация в них рабочего процесса
К основным камерам сгорания предъявляется большое количество разнообразных требований. В камере сгорания должна обеспечиваться высокая полнота сгорания топлива Г|г > 0,99 на расчетных режимах работы двигателя при значениях коэффициента избытка воздуха в камере а =2,5...5,0 и сохраняться устойчивое горение на нерасчетных режимах, когда значение сх может изменяться в весьма широком диапазоне: «п1ах - 20, amin ~ 1,5. Запуск двигателя при разнообразных внешних условиях, включая высотные (Я = 8...10 км), в основном определяется работой камеры сгорания, в которой при весьма неблагоприятных условиях должно происходить надежное воспламенение смеси и обеспечиваться минимально необходимая для раскрутки ротора полнота сгорания топлива (Т| > 0,7).
Экологические требования к двигателям по минимальному загрязнению атмосферы также обеспечиваются хорошей работой камеры сгорания. С точки зрения прочности турбины, определенные требования предъявляются к полю температур газа в выходном сечении камеры, а эффективное охлаждение необходимо для обеспечения надежности самой камеры сгорания. Потери полного давления в камере не должны быть слишком велики (Ок ~ 0,95).
Перечисленные требования предопределяют сложность рабочего процесса камер сгорания, принципы организации которого были сформированы при разработке нескольких поколений двигателей и в настоящее время в основном сохраняются, несмотря на необходимость дальнейшего его совершенствования, диктуемую, главным образом, ужесточением требований по выбросу загрязняющих веществ.
На рабочих режимах значения коэффициента избытка воздуха в камере составляют а =2,5...5. Однородные смеси такого состава являются негорючими (см. выше), поэтому расход воздуха в жаровую трубу распределен по длине камеры (воздух подводится через несколько поясов отверстий), а топливо полностью подается в ее головной части через форсунки (рис. 5.8). Благодаря этому в первой половине жаровой трубы (зона горения камеры) смесь значительно богаче (а = 1,2...1,8), чем в камере сгорания в целом,что создает условия для интенсивного горения.
Для обеспечения на всех режимах надежной стабилизации процесса горения подвод воздуха в головной части жаровой трубы вблизи форсунки через фронтовое устройство организован таким образом (закрутка потока, установка плохообтекаемых тел), чтобы здесь возникала циркуляционная зона. Поскольку расход воздуха через фронтовое устройство (первичный воздух) невелик (5...10%), средние скорости течения газа за фронтовым устройством в первичной зоне горения (участок жаровой трубы между фронтовым устройством и первым рядом крупных (основных) отверстий) малы, а время пребывания смеси велико. Это обеспечивает хорошие условия как для стабилизации процесса горения, так и для воспламенения смеси на пусковых режимах. Од-158
нако из-за малого расхода воздуха смесь здесь сильно переобогащена а = 0,3...0,5 и полнота сгорания топлива мала (т|г < ос).
Дальнейшее сгорание топлива происходит на струях воздуха (вторичный воздух), подводимого через первые пояса (1 или 2 пояса) основных отверстий (вторичная зона горения). На рабочих режимах, когда значения Т* и р* велики, смесь топлива и продуктов сгорания, вытекающая из первичной зоны, очень хорошо подготовлена к гонению (высокая температура, полностью испаренное топливо), так что при подводе в нее струй вторичного воздуха горение происходит весьма интенсивно и имеет диффузионный характер. Поэтому для быстрейшего завершения процесса горения необходимо так расположить вторичные отверстия, чтобы смешение вторичного воздуха с газом первичной зоны происходило на минимальной длине жаровой трубы. Обычно длина вторичной зоны составляет порядка одного “калибра” (высоты k) жа-ровой трубы. Первичная и вторичная зоны вместе и составляют зону горения камеры сгорания (1,3...2,0)Лж. К концу зоны горения в жаровую трубу подводится 50...60% расхода воздуха, значения Т)г достигают 0,98...0,99, а температура газа — максимальных значений (2000...2500 К).
За зоной горения располагается зона смешения камеры, куда через последние пояса отверстий подводится смесительный воздух, не использованный в процессе горения. Благодаря этому температура газа здесь снижается до значений, определяемых суммарной величиной а . От организации подвода смесительного воздуха в значительной степени зависит обеспечение требуемого поля температур газа перед турбиной двигателя. Продольные размеры зоны смешения составляют (0,8...1,5)Лж .
Жаровая труба камеры сгорания конструктивно выполняется из большого количества кольцевых секций, соединенных таким образом, что по их стыкам воздух подводится внутрь жаровой трубы тангенциально ее стенкам (охлаждающий воздух), обеспечивая тем самым изоляцию стенок от непосредственного контакта с горячими газами (заградительное охлаждение). Расход охлаждающего воздуха составляет 20...30%. Он распределен по длине камеры и наряду с выполнением задач охлаждения вовлекается в процессы горения и смешения.
Розжиг (запуск) камеры сгорания осуществляется с помощью электрических свечей или специальных воспламенителей, устанавливаемых в пределах первичной зоны.
5.3.2.	Потери полного давления в основных камерах сгорания
Течение газа по тракту камеры сгорания сопровождается потерями полного давления, которые характеризуются значениями коэффициента гидравлических . 2<Рк-Рг)
потерь -----------—ж— и коэффициента восстановления полного давления
Рк ск
С..
Рг
— . Обычно разделяют потери в диффузоре камеры и в жаровой трубе. Рк
159
Широкое распространение получили диффузоры с внезапным расширением (рис. 5.8). В них поток тормозится сначала в диффузорном патрубке с небольшой степенью расширения (1,5... 1,8), а затем следует внезапное расширение. Такие диффузоры характеризуются стабильным течением и умеренной величиной потерь полного давления: во входном патрубке £,п = 0,04...0,06, в диффузоре в целом = 0,2...0,3.
Рис. 5.8. Схема основной камеры сгорания:
1 — диффузор; 2 — форсунка; 3 — фронтовое устройство;
4 — кольцевые каналы; 5 — жаровая труба; 6.7 — отверстия для подвода вторичного и смесительного воздуха
Потери в жаровой трубе достаточно точно можно определить в результате гидравлического расчета камеры. Однако в связи с его сложностью получили распространение приближенные методы. Можно показать, что
р с2
+ <5-9’
Здесь р*к — полное давление в кольцевых каналах камеры; со п — нормальная к оси жаровой трубы составляющая скорости воздуха в отверстиях; с v — средняя скорость газа в жаровой трубе при отсутствии горения;
ztv-X
Тг
0к с = —- — степень подогрева газа в камере.
Лс
Как видно, потери полного давления в камере состоят, в основном, из по терь скоростного напора, соответствующего нормальной составляющей скорости в отверстиях соп (потери на смешение), и тепловых потерь.
Разделив обе части равенства (5.9) на величину скоростного напора пото-
Рк ск
ка при входе в камеру сгорания —%— и заменив из уравнения расхода отношения скоростей отношениями соответствующих площадей, получим выражение для коэффициента гидравлических потерь в жаровой трубе через конструктивные параметры камеры сгорания:
160
(5.10)
Здесь FK — площадь сечения на входе в камеру; Fo — суммарная площадь отверстий в стенках жаровой трубы; Ц — коэффициент расхода отверстий (0,7...0,8); Гж — площадь сечения жаровой трубы; 1,2 и 0,5 — эмпирические коэффициенты, учитывающие распределенный подвод воздуха по длине жаровой трубы.
Основную долю потерь составляют потери на смешение (85.-.95%), опре-
РкСОП
деляемые скоростным напором —. Эти потери тем больше, чем меньше
эффективная суммарная площадь отверстий в стенках жаровой трубы pF0 ,
так как при этом возрастают значения со п .
Коэффициент гидравлических потерь камеры сгорания в целом представляет собой сумму этих коэффициентов для диффузора и жаровой трубы.
Зная с;к с , можно определить коэффициент восстановления полного давле-
ния :
(5.11)
Как видно, при постоянном значении с (постоянной конструкции камеры сгорания) ок с сильно зависит от величины приведенной скорости воздуха при входе в диффузор (при выходе из компрессора). С увеличением значений Хк потери полного давления существенно возрастают.
В математических моделях первого уровня, как правило, величина стк с принимается постоянной на всех режимах работы двигателя. В более сложных моделях (2-й уровень) целесообразно учитывать изменение ак в соответствии с формулами (5.10) и (5.11).
5.3.3.	Процессы смешения в основных камерах сгорания
Для эффективного протекания процессов горения, а также для обеспечения достаточно равномерных полей температур газа в выходном сечении не
обходимо, чтобы подводимый через основные отверстия вторичный и смесительный воздух интенсивно перемешивался с продуктами сгорания внутри жаровой трубы.
Втекающий через пояс отверстий воздух образует систему свободных струй, распространяющихся в сносящем потоке. Основной характеристикой струи, входящей в эту систему, является ее ось, определяемая чаще всего как геометрическое место точек, в которых температура газа минимальна {температурная ось струи). На некотором расстоянии от отверстия температурная ось становится практически параллельной направлению скорости сносящего потока (рис. 5.9). Максимальное расстояние от стенки жаро-
6 Б. А. Кпылов
Crjpr Сергее
Рис. 5.9.
Распространение струи воздуха в сносящем потоке
161
вой трубы до оси струи, измеренное по нормали к стенке, называется глубиной проникновения струи В. Величина В может быть рассчитана по следующей эмпирической формуле:
В = 0,41d3
,	х0.88
у + 31
Р
Здесь q = к--^п ; р , с — осредненные значения плотности и скорости газа Рс^ р р ср ср
за системой струй; d3 = d — эквивалентный диаметр отверстия.
Относительная глубина проникновения струй в жаровую трубу (В = B/h^
во многом определяет протекание процесса смешения.
Как правило, в зоне горения и в зоне смешения кольцевой камеры сгорания основные отверстия располагаются в один или в два пояса в обеих (наружной и внутренней) обечайках жаровой трубы приблизительно в одном и том же сечении, причем более равномерные поля температур обеспечиваются в том случае, когда отверстия различных обечаек смещены на полшага друг относительно друга в окружном направлении. Количество отверстий в поясе в обеих обечайках одинаково. В этом случае протекание процесса смешения
в системе струй определяется, главным образом, относительными значениями
импульса воздуха, подводимого через отверстия Jo =
gp Сс.п ^ср Сср
, и шага отверс-
тий в окружном направлении по средней окружности 7 = t/h^ . Увеличение значений и в определенных пределах 7 (7 < 0,8) приводит к интенсификации процессов смешения. Необходимым условием при этом является обеспечение относительной глубины проникновения струй В >0,4...0,5, которая в этом случае может быть вычислена по формуле В = >/j07 . Для получения высокой степени смешения длина участка смешения I должна составлять (1...1.5) h к , а длина всей жаровой трубы (2...3) Лж .
Величина Jo для отверстий той или иной зоны камеры сгорания зависит
от относительного расхода воздуха в данную зону и скорости воздуха в отверстиях. Эти величины определяются конструкцией камеры сгорания в целом. Поэтому при прочих равных условиях изменение глубины проникновения струй данного пояса отверстий возможно за счет изменения величины шага (числа) отверстий в окружном направлении при неизменной их суммарной площади. Величина 7 выбирается при этом в пределах 0,3...0,6. Меньшие значения характерны для зоны горения, а большие — для зоны смешения.
5.3.4.	Характеристики основных камер сгорания
Работоспособность камеры сгорания оценивается целой серией характеристик, определяемых опытным путем.
Срыиными характеристиками называются зависимости максимальных атах (.характеристика по "бедному” срыву) или минимальных amin (характеристика по богатому срыву) значений коэффициента избытка воздуха, при которых прекращается горение (происходит срыв пламени), от скорости
162
воздуха при входе в камеру сгорания ск при постоянных значениях рк и
Т'к . Срывные характеристики ограничивают область
камере сгорания (рис. 5.10).
Пусковой характеристикой называют зависимость значений а , при которых возможно воспламенение смеси в камере сгорания, от величины скорости с„ при постоянных значениях pv и Т“ . Эта ха-рактеристика ограничивает область запуска камеры сгорания. Область запуска составляет часть области устойчивого горения.
С уменьшением р* и Т* указанные области сужаются. Это объясняется, главным образом, уменьшением скорости химических реакций, а при низких значениях расхода топлива также плохим его распиливанием. Поэтому эти характеристики определяются,
устойчивого горения в
Рис. 5.10. Срывные характеристики основной камеры сгорания
как правило, при зна-
чениях р* и Т* , * IV	IV
соответствующих критическим для
них режимам работы
двигателя. Для срывных характеристик — это режимы малого газа, а для
пусковых — режим высотного запуска в условиях авторотации.
На протекание срывных и пусковых характеристик в наибольшей степени влияет конструкция фронтового устройства и способ подачи и распиливания топлива, так как от них в первую очередь зависит состав смеси и время пребывания газа в циркуляционной зоне камеры, что определяет стабилизацию горения и воспламенение смеси.
Изменение коэффициента полноты сгорания топлива в камере сгорания происходит, в основном, за счет изменения эффективности протекания процесса горения в зоне подвода струй вторичного воздуха. Из первичной зоны сюда поступает нагретая до высокой температуры богатая смесь (а = 0,3...0,5, Т = 1500...1800 К). При подводе вторичного воздуха смесь обедняется и становится горючей. Однако при этом уменьшается время пребывания смеси на дан ном отрезке жаровой трубы и расходуется тепло на нагрев подводимого воздуха. При небольших расходах воздуха <7В и достаточно высоких значениях р* и 7К скорость химической реакции будет существенно больше скорости смешения и полнота сгорания топлива будет высокой. С увеличением расхода воздуха будет возрастать скорость смешения и уменьшаться время пребывания смеси в жаровой трубе, а снижение значений р* и Т* вызовет падение скорости химических
реакций. Это будет приводить к уменьшению величин Г|г . Очевидно, что с увеличением объема жаровой трубы время пребывания газа в камере будет увеличиваться, а влияние указанных выше факторов — ослабляться.
Результаты исследования камер сгорания показывают, что влияние величин Gu , р* , Т* и Уж на значение Г]г при а = const приближенно может быть г G» учтено с помощью параметра форсирования камеры сгорания Kv = —р-т;---------,
р ’ т- у г к	* к ж
6*
163
Рис. 5.11. Примерная характеристика камеры сгорания по параметру форсирования
который приближенно можно интерпретировать как отношение времени химической реакции к времени пребывания газа в камере сгорания. На рис. 5.11 представлена характеристика по параметру форсирования, полученная при исследовании ряда камер сгорания. С ростом значений Kv величина Т|г снижается, это связано с недостаточным временем пребывания смеси в жаровой трубе по сравнению со временем химической реакции.
В иностранной литературе используется пара-я	n	G-
метр форсирования £2 =------—-----7------г , по
ехр(7*/300] смыслу аналогичный параметру Kv .
Характеристика по параметру форсирования является основой для выбора объема жаровой трубы
при проектировании камеры сгорания. Как правило, определяющим является режим высотного запуска, так как он характеризуется минимальными значениями р* и 7* , что чрезвычайно неблагоприятно для горения, причем в этом случае необходимо не только воспламенение смеси, но и достижение определенных величин Т|г (т.е. подогрева газа), которые должны обеспечить раскрутку ротора двигателя (Т|г = 0,7...0,8). Как правило, при величинах V , обеспечи вающих высотный запуск, на расчетных режимах реализуются высокие значения Т|г > 0,99 вследствие больших значений р* и 7* .
Определенный интерес представляет также характеристика камеры сгорания по составу смеси (ХСС), представляющая собой зависимость значений т|г от коэффициента избытка воздуха в камере а. Эта характеристика имеет максимум при некоторых значениях а (аОпт^ ^ак ПРН а > аопт » так и ПРИ а < аопт полнота сгорания топлива уменьшается. Однако в пределах рабочих режимов ХСС весьма полога (Г|г > 0,98). Только при существенном обеднении или обогащении смеси происходит заметное снижение значений Т|г , главным образом из-за замедления горения в чрезмерно обедненных или переобогащенных объемах смеси. Изменением соотношения расходов воздуха между зонами горения и смешения можно изменять значения аопт . При увеличении расхода воздуха в зону горения величина аопт уменьшается, и наоборот. При расчетах двигателей значения Т)г на рабочих режимах можно принимать постоянными и равными Т|г = 0,99. На переходных и пусковых режимах необходимо учитывать изменение Г], , если величины а и Kv изменяются в широких пределах.
5.3.5.	Попе температур газа в выходном сечении КС
Поля температур газа в выходном сечении камеры сгорания оказывают существенное влияние на надежность турбины. Рабочие лопатки турбины вследствие вращения подвергаются воздействию осредненных по поясам (ок
164
ружностям данном радиуса) температур Тср f . Распределение этих температур по высоте лопатки (радиальная эпюра температур) задается с учетом прочности рабочих лопаток. Для обеспечения надежности сопловых лопаток превышение местных температур (T’maxj) над средней (окружная неравномерность температур) должно быть минимальным.
При построении поля температур используются величины относительных избыточных температур:
Т* - Т*	Т* - Т*
И _ СРf г .	_ mnx ‘ г
Чр i ~	’ "maxi =	.	♦	*
1 г 7 к	2 г •* к
В качестве примера на рис. 5.12 приведены характерные распределения по высоте лопатки значений G„_ , (радиальная эпюра температур) и G , .
	I и о * * 
Суммарной характеристикой неравномерности поля температур является максимальное значение Graax, , которое называется максимальной неравномерностью поля температур и обозначается Л0Г .
а)
В)
Рис. 5.12. Распределение температуры газа в окружном направлении на радиусе i (а), безразмерных характеристик поля температур по высоте выходного сечения камеры (б)
Как правило, наиболее благоприятна такая эпюра температур, у которой максимальное значение Gcpi составляет 0,05...0,1 и располагается на расстоянии около двух третей высоты лопатки от ее корня. Как у корня, так и у конца лопатки температуры понижены. Необходимым условием получения требуемой эпюры температур является обеспечение достаточной глубины проникновения струй смесительного воздуха (В/Лж > 0,5). Заметное влияние на радиальную эпюру оказывает расход охлаждающего воздуха. С его увеличением эпюра “вытягивается”, т. е. увеличиваются максимальные значения 0cpf .
Для обеспечения допустимой окружной неравномерности необходим рациональный выбор ряда конструктивных параметров камеры сгорания. Существенное влияние на значения Д0Г оказывает относительная суммарная пло-F0 щадь отверстий в стенках жаровой трубы (“степень раскрытия” камеры) -=-г к
Fo
(рис. 5.13). С увеличением -=- неравномерность поля температур возрастает,
165
так как при этом уменьшается скорость течения воздуха в отверстиях и, следовательно, снижается интенсивность процессов перемешивания внутри жаровой трубы. Кроме того, при этом уменьшаются коэффициент гидравлических потерь ^ж и перепады давлений на стенках жаровой трубы, что приводит к ухудшению “демпфирования” неравномерностей скоростей, всегда имеющихся в потоке перед жаровой трубой. Таким образом, для получения достаточно равномерных полей температур необходимо уменьшать суммарную площадь отверстий в стенках жаровой трубы (в определенных пределах), и это будет приводить к росту потерь полного давления. Следует отметить, что определенный уровень потерь полного давления (~ 5%) в камере необходим и для обеспечения надежного охлаждения лопаток турбины (в частности, для надежного истечения охлаждающего воздуха через охлаждающие отверстия в передних кромках лопаток).
&
&
7,25 7,5 7,75 2,0 Fo/F„
Рис. 5.13. Примерная зависимость максимальной неравномерности температурного поля от относительной суммарной площади отверстий в стенках жаровой трубы
Площадь кольцевых каналов FKK камеры должна быть несколько больше FKK
суммарной площади отверстий -р—= 1,2... 1,4. Уменьшение величин FKK приводит к возрастанию скоростей течения в них и к увеличению влияния неравномерности этих скоростей на течение внутри жаровой трубы.
Размеры и расположение отверстий в стенках жаровой трубы и ее продольные размеры выбираются из условия обеспечения эффективного протекания процессов смешения.
В диффузоре и кольцевых каналах не должно быть установлено слишком много местных загромождений (дренажных патрубков, силовых стоек и т. д.), которые вызывают неравномерности течения.
Окружной шаг форсунок не должен превышать (0,5...0,7) Лж .
5.3.6*. Охлаждение стенок жаровой трубы
В камерах сгорания применяются комбинированные системы охлаждения: часть воздуха (Оохл) вводится внутрь жаровой трубы через систему охлаждения тангенциально стенкам для создания защитного слоя, а протекающий по кольцевым каналам воздух охлаждает стенки снаружи. При отно-
— ^ОХЛ
сительных значениях расхода охлаждающего воздуха С?охл = ' q = 25...30%
В
стенки жаровой трубы могут быть практически полностью изолированы от контакта с горячими газами и будут нагреваться только излучением пламени.
Лучистый поток тепла от газов в камере сгорания (<7Ле1Э сильно превышает (в 7... 10 раз) излучение “чистых” продуктов сгорания из-за содержания большого количества сажи, которая образуется в первичной зоне при горении
166
богатой смеси. Величины дл максимальны в конце зоны горения, так как температуры газа здесь наиболее велики. Увеличение значений 7* , р* и времени пребывания газа в камере приводит к росту величин г , так как при этом повышается степень черноты пламени из-за увеличения выделения сажи, а с ростом 7* увеличивается еще и температура газа.
Из-за указанных обстоятельств, а также из-за роста температуры охлаждающего воздуха задача теплозащиты камер сгорания чрезвычайно усложняется с увеличением параметров рабочего процесса двигателей (я* , 7*).
Развитие систем охлаждения камер сгорания идет в направлении интенсификации теплоотдачи от стенок к охлаждающему воздуху и снижения его расхода. Например, уменьшаются продольные размеры секций охлаждения до 20...30 мм, применяется оребрение стенок и др. Разрабатываются конструкции, в которых стенки жаровой трубы состоят из большого количества сегментов, выполненных из жаропрочных сплавов, имеющих развитую систему охлаждения. Благодаря подвижному соединению сегментов между собой устраняются температурные напряжения, возникающие из-за неравномерного нагрева, и увеличиваются ресурсы камер сгорания.
Актуальной задачей является также снижение лучистых потоков тепла от газов за счет совершенствования рабочего процесса камер сгорания.
5.4. Форсажные камеры сгорания
5.4.1. Требования, предъявляемые к форсажным камерам, и организация в них рабочего процесса
Форсажные камеры применяются для возможно большего увеличения тяги двигателя, поэтому составы смеси в них на расчетных режимах близки к стехиометрическим.
К форсажным камерам предъявляются в целом такие же требования, как к основным (за исключением требований по полю температур газа в выходном сечении), однако численные значения параметров несколько иные. Так, полнота сгорания топлива в форсажной камере несколько ниже (Пф - 0.95), а по
требный диапазон устойчивой работы по составу смеси (%пп = 0,7...0,9;
ап1ах = 2...2,5) существенно уже, чем в основных камерах.
По организации рабочего процесса форсажные камеры ТРДФ и ТРДДФ близки (рис. 5.14). В диффузоре, расположенном за турбиной двигателя, происходит снижение скорости потока от значений Ч = 0,4...0.6 ло X„„d = 0.17...0.25 (\„id -
Рис. 5 14. Схема форсажной камеры сгорания
приведенная скорость газа в миделевом
сечении форсажной камеры при отсутствии горения). Как правило, у ТРДДФ в пределах диффузора располагается смеситель, обеспечивающий перемешивание воздуха наружного контура с газами внутреннего контура. Иногда при малой сте
167
пени двухконтурности т < 0,5 смеситель отсутствует, и воздух второго контура используется практически только для охлаждения.
В конце диффузора устанавливается фронтовое устройство, состоящее из коллекторов для подачи топлива и уголковых стабилизаторов пламени. Перед сгоранием в форсажной камере образуется подготовленная горючая смесь, близкая к однородной. Сгорание этой смеси начинается в турбулентных фронтах пламени, отходящих от кромок стабилизаторов, и заканчивается на расстоянии 1...1.5 диаметра форсажной камеры.
Вблизи корпуса камеры располагается теплозащитный экран, который не несет силовых нагрузок и служит для предохранения корпуса от воздействия горячих газов. Передняя часть экрана, снабженная специальной системой отверстий, называется антивибрационным экраном и способствует предотвращению вибрационного горения.
Запуск (розжиг) форсажной камеры осуществляется с помощью специальных воспламенителей или посредством “огневой дорожки”: в конце основной камеры сгорания впрыскивается топливо, которое при движении с потоком самовоспламеняется и обеспечивает запуск форсажной камеры.
5.4 2. Потери полного давления в форсажных камерах
Потери полного давления в диффузоре и смесителе вызваны вихреобразо-♦	«
ванном и трением и составляют 1...2% <5= — ~ 0,98...0,99;	~ 0,98...0,99
Рт	РЛ
(р* и р*ч — значения полного давления в конце диффузора и после смешения потоков соответственно).
При обтекании стабилизаторов возникают потери на удар, связанные с торможением потока при внезапном расширении его за стабилизаторами.
Коэффициент гидравлических потерь стабилизатора может быть определен по формуле
Здесь — коэффициент смягчения входа (Г)ст ~ 0,15 при угле стабилизатора ^ст
45 ); f = — - — степень затенения сечения стабилизаторами; F„ , F^ — пло-VI у*	д ст
д
щади сечения в конце диффузора и миделя стабилизатора соответственно.
Потери полного давления при этом будут равны
t	2	»	. •
. • ’ст ’ Рем сст.	• Pf	. АРст
АРСт =-----2----- ;	аст = — = 1 -	:
Рем Рем
Здесь сст — скорость потока в зазоре между стабилизаторами; р^ — полное давление в потоке за стабилизаторами (без горения).
168
Для уменьшения потерь стабилизаторы эшелонируют — смещают друг относительно друга в осевом направлении. В этом случае значение t должно
определяться отдельно для каждого стабилизатора, а
i
Гидравлические потери в тракте форсажной камеры от турбины до начала горения могут быть объединены одним коэффициентом ог= од  осм  асТ =
— 1 — Дрг ф/рт .
Величина потерь полного давления приблизительно пропорциональна скоростному напору газа за турбиной двигателя:
.	.	. Рт ст
За фронтовым устройством при подводе тепла к движущемуся газу возникают тепловые потери. Их величина может быть рассчитана из уравнений сохранения количества движения и расхода, записанных для сечений / и ф:
.	4\)
ф.к
(5.13)
Т*
Здесь 0. = —— — степень подогрева газа в форсажной камере.
'	7*
СМ
Наличие теплозащитного экрана приводит также к возникновению потерь полного давления о0ХЛ = 0,98...0,99.
Суммарный коэффициент восстановления полного давления
°ф.к ^г.ф °т.п ^охл 0,9...0,94.
В математических моделях двигателей, как правило, учитывается изменение Оф к при изменении режима работы двигателя с использованием формул (5.12) и (5.13).
5.4.3 Стабилизация пламени и выгорание топлива
в форсажных камерах
Закономерности стабилизации пламени и горения топлива определяются конструктивными параметрами фронтового устройства: характерным размером (полкой) стабилизатора Д , расстоянием между стабилизаторами S и степенью затенения сечения . V1
Характерный размер Д выбирается из условия обеспечения устойчивого горения на наиболее неблагоприятных режимах — при минимальных значениях давления и температуры газа на входе в форсажную камеру, которые соответствуют полету на максимальной высоте с минимальной скоростью. Для этого используются срывные характеристики стабилизаторов (см. рис. 5.9). Необходимый диапазон устойчивого горения при обеднении смеси в некоторых случаях обеспечивается за счет локального обогащения смеси за стабилизаторами путем подачи топлива непосредственно в зону циркуляции.
169
Рис. 5.15. Характер изменения коэффициента полноты сгорания топлива в потоке за стабилизаторами пламени
чески не зависит от г
Степень затенения сечения / определяет “густоту" расположения стабилизаторов в сечении камеры. Обычно /ст = 0,3...0.4. Кри большем затенении стабилизация горения может ухудшиться из-за возрастания скорости потока между стабилизаторами.
Применяются фронтовые устройства с кольцевыми, радиальными и комбинированными стабилизаторами. Принципиальной разницы между ними нет.
При определении длины выгорания топлива пользуются методами, базирующимися на обобщении экспериментальных данных, полученных в условиях, близких к форсажным камерам. Например, в результате экспериментальных исследований процесса горения в потоке между двумя стабилизаторами было установлено, что закономерности нарастания гц, по длине камеры (кривые выгорания) могут быть приближенно описаны единой зависимостью, если в качестве продольной координаты использовать отношение абсолютной длины х к расстоянию между осями стабилизаторов а. Характерный вид кривой выгорания представлен на рис. 5.15. Протекание ее практи-мера полки стабилизатора. Отсюда следует, что абсо
лютная длина форсажной камеры будет уменьшаться при уменьшении расстояния между стабилизаторами, т. е. при увеличении степени затенения.
5.1.1. Характеристики форсажных камер
Совершенство рабочего процесса форсажной камеры определяется протеканием ее характеристик: срывной и по составу смеси.
Срывная характеристика представляет собой зависимость значений (R , при которых происходит полное прекращение горения в камере, от скорости и давления газа при входе. Вид этой характеристики в качественном отношении близок к срывной характеристике одиночного стабилизатора (см. рис. 5.7), конкретные же значения параметров зависят от особенностей организации рабочего процесса.
Характеристика по составу смеси — это зависимость значений Т|ф от осу . Максимальные значения Пф= 0,95...0,97 реализуются при величинах = 1,2...1,5. При обогащении смеси значения т]ф снижаются из-за появления переобогащенных объемов газа, а при обеднении — из-за замораживания горения в зонах, бедных топливом. Изменения значений т]ф при изменении давления и температуры газа при входе, как правило, невелики. Только при давлениях ниже атмосферного происходит заметное снижение полноты сгорания топлива из-за затягивания процесса горения.
5.4.5. Вибрационное горение
В форсажных камерах может возникать особый режим горения — вибрационное горение, характеризующийся периодическими колебаниями давления со значительной амплитудой — (0,1...0,2)рт . Вибрационное горение является
170
недопустимым, так как приводит к быстрому разрушению элементов форсажной камеры.
Различают низкочастотные (5...50Гц) и высокочастотные (4ОО...5ООГц) колебания дав [сния.
При низкочастотных колебаниях период часто нс сохраняется постоянным. Причиной этих колебаний может быть периодический срыв горения на отдельных участках фронтового устройства, пульсации давления в топливной системе, периодический срыв вихрей в диффузоре камеры и т. д.
При высокочастотном вибрационном горении частота колебаний определяется акустическими свойствами камеры сгорания. Бывают продольные колебания — колебания газа в направлении оси камеры, а также поперечные — в направлении ее радиуса. Высокочастотное вибрационное горение представляет собой автоколебательный процесс. Для его существования необходим источник энергии и механизм обратной связи, обеспечивающий подвод энергии к газу в определенной фазе колебаний. Источником энергии является колебание тепловыделения и скорости распространения пламени. Механизм же обратной связи может быть весьма разнообразным. Он может основываться на смесеобразовании (колебания расхода воздуха или топлива, попадание топлива на стенки камеры), на газодинамических явлениях (срыв вихрей в диффузоре и во фронтовом устройстве), на закономерностях процесса горения (изменение величины ит с изменением давления, периодические срывы пламени).
Для борьбы с вибрационным горением применяются различные методы: “облагораживание” аэродинамики течения газа для уменьшения вихреобразо-вания, эшелонирование стабилизаторов в осевом направлении (воздействие на фазу колебаний), постановка перфорированного антивибрационного экрана в районе фронтового устройства.
“Склонность” камеры сгорания к возникновению вибрационного горения уменьшается при снижении средней скорости течения в ней газа и при уменьшении степени подогрева.
5.1.6. Охлаждение форсажных камер
Для предотвращения чрезмерного нагрева корпуса, который является силовым элементом, в форсажной камере устанавливается теплозащитный экран, не несущий силовых нагрузок и поэтому способный выдерживать достаточно высокие температуры. Часть газа из-за турбины (или воздуха из второго контура) поступает в канал между корпусом и экраном и обеспечивает конвективное охлаждение как корпуса, так и экрана. Этот газ также используется для организации заградительного охлаждения экрана и створок реактивного сопла. Кроме того, корпус форсажной камеры охлаждается снаружи воздухом, поступающим из воздухозаборника самолета.
Заградительное охлаждение экрана может быть организовано двумя способами: подачей газа тангенциально стенке через систему щелей (струйное охлаждение) или через большое количество мелких отверстий (перфорированное охлаждение).
В связи с небольшим содержанием сажи лучистый поток тепла от газа в форсажной камере обусловлен только излучением трехатомных газов (С02 и НоО) и существенно ниже, чем в основной камере.
171
Температура газа вблизи экрана нарастает по длине в соответствии с кривой выгорания. Для уменьшения температуры смесь вблизи экрана обедняется. Так что значения а составляют здесь 1,4... 1.6.
Глава 6. ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВРД
Выходные устройства относятся к важнейшим функциональным модулям силовых установок с ВРД. Они состоят из ряда элементов, которыми, в зависимости от назначения силовой установки, могут быть: реактивное сопло или диффузорный газоотводящий патрубок, устройство для поворота или отклонения вектора тяги, реверсивное устройство, система шумоглушения, средства снижения инфракрасного излучения и др.
Основным элементом всякого выходного устройства является реакпгииное сопло. В нем завершается преобразование тепловой энергии, подводимой к проходящему через двигатель воздуху, в кинетическую энергию направленного движения газовой струи, создающей при своем истечении реактивную тягу. Одновременно с этим за счет регулирования площади критического сечения сопла осуществляется управление режимами работы двигателя. В таком случае площадь Гкр является одним из регулирующих факторов системы управления двигателя.
Выходные устройства отличаются большим разнообразием типов и схем, что объясняется различием как летательных аппаратов, так и устанавливаемых на них двигателей. Этим предопределяются различия требований к облику выходных устройств.
Особые сложности возникают при разработке сопел сверхзвуковых маневренных самолетов. В связи с требованиями сверхманевренности и боевой живучести их выходные устройства становятся многофункциональными, выполняющими помимо своих прямых функций такие дополнительные функции, как управление вектором тяги, реверсирование тяги, снижение заметности, уменьшение уровня шума и др.
Основными требованиями, предъявляемыми к выходным устройствам силовых установок летательных аппаратов с ВРД, являются:
—	оптимальная интеграция реактивного сопла и силовой установки в целом с планером летательного аппарата;
—	малые внутренние потери;
—	минимальное внешнее сопротивление;
—	низкий (допустимый по установленным нормам) уровень шума;
—	возможность управления вектором тяги при взлете, посадке и в условиях боевого маневрирования (для маневренных самолетов);
—	возможность реверсирования тяги при посадке (для боевых, транспортных и пассажирских самолетов) и при ведении воздушного боя (для боевых маневренных самолетов);
—	низкий уровень инфракрасного излучения (ИКИ) горячих частей сопла и двигателя;
—	малая эффективная поверхность рассеивания (ЭПР);
—	надежность конструкции, регулирования, охлаждения и эксплуатации.
Эти требования в каждом конкретном случае уточняются. Они противоречивы и реализуются путем поиска компромиссных решений, учитывающих 172
газодинамическое совершенство, требования прочности, массовые характеристики, ресурс, эксплуатационную технологичность, ремонтопригодность, стоимость и множество других факторов.
6-1. Схемы и основные параметры выходных устройств
Важнейшим параметром выходного устройства ВРД является располагаемая степень понижения давления га-ia в реактивном сопле лс р. Обозначим для общности полное давление перед соплом pg . Тогда
лс.р
Ро __ Ркр
Рн Рн
(6.1)
Значения лс и диапазон их изменения зависят от типа двигателя, режима его работы, а также от скорости и высоты полета самолета.
Наиболее низкие значения _ у двигателей непрямой реакции: турбо-с.р
вальпых, турбовинтовых и турбовинтовентиляторных. У них лср имеют, как правило, докритические значения. Поэтому в качестве выходных устройств этих двигателей применяются сужающиеся сопла либо газоотводящие каналы диффузорного типа. Двухконтурные двигателя для дозвуковых самолетов имеют несколько большие значения лс . Для сопел наружного контура они
на взлете составляют 1,4... 1,8, а в полете 2,2...2,8 (рис. 6.1). Для внутреннего контура этих ТРДД _ являются еще более с.р
низкими. Для этих двигателей также применяются нерегулируемые сужающиеся сопла, отличающиеся простотой конструкции и малой массой.
Для самолетов, имеющих максимальные скорости полета Мп = 1,7...3,0, на которых устанавливаются ТРДФ или ТРДДФ. значения пс в стартовых условиях достигают 2,5...3,0, т. е. они превышают критические значения. Их величины существенно увеличиваются с ростом числа Мп и высоты полета Н до 11 км (рис. 6.1) и могут достигать значений порядка 15...20 и более. При таких лс сужающиеся сопла имеют большие потери
при И =11 км — не превышают
и Н для ГТД различных типов
(параметры процесса указаны в последовательности - Т* - т)
тяги из-за недорасширения газа.
Возникает необходимость применения сверхзвуковых реактивных сопел, которые, как отмечалось, отличаются большим разнообразием типов и схем.
На рис. 6.2,а представлена схема сверхзвукового регулируемого реактивного сопла внутреннего расширения (сопло Лаваля). Оно может быть осесимметричным или плоским. Первичные створки 1 служат для регулирования площади Гкр , а вторичные створки 2 — для регулирования степени пониже-
173
Рис. 6.2. Схемы осесимметричных сверхзвуковых сопел
ния давления сопла. Внешние регулируемые створки 3 состоят обычно из отдельных гибких пластин, один конец которых зажат между обечайкой 4 и обтекателем гондолы 5, а другой шарнирно соединен со створками 2. При прикрытии вторичных створок сопла створки 4 изгибаются и образуют внешний контур оживальной формы, чем достигается прикрытие донной полости и уменьшение внешнего сопротивления выходного устройства.
Газодинамическая схема профилированного сопла Лаваля и его основные расчетные сечения представлены на рис. 6.2,6, а конического — на рис. 6.2,н. Площадями характерных сечений являются: — площадь входного сечения; F„_ кр — площадь критического сечения; Fc — площадь выходного сечения; FM — площадь миделя. Расшири
тельная способность сопла Лаваля характеризуется относительной площадью выходного сечения F = Г /F„„. с с кр
Как известно из термодинамики, каждому значению параметра Fc однозначно соответствует некоторое значение действительной степени понижения давления в сопле Лаваля
Ро П = — = С Рс
Рс
(6.2)
где рс и р* — давления в выходном и критическом сечениях сопла.
Если величина Fc постоянна, то лс (срабатываемый в сопле теплоперепад) остается неизменным в широком диапазоне изменения , а течение газа в с.р
сопле является подобным по критерию Маха или, как принято говорить, сохраняется автомсдельным. Для изменения лс необходимо изменять Fc .
В зависимости от соотношения лс и лс статическое давление в выходном сечении нерегулируемого сопла Лаваля рс может быть большим, равным или меньшим атмосферного давления р^ . При рс > рн (лс < лс р) сопло работает с недорасишртшем газа. В случае, когда Рс<Рц (лс > лс р)’ сопло работает с перерасширением. При рс = ptJ (пс = лс р) происходит полное расширение газа в сопле (расчетный режим течения). Поскольку лс р с ростом Мп увсличива-174
ется (см. рис. 6.1), то для обеспечения лс ~ лс р при каждом числе М полета необходимо увеличивать параметр Fc , т. е. раскрывать вторичные створки сопла с увеличением скорости полета.
При значительном перерасширении газа в сопле на начальном участке свободной струи за соплом возникает мостообразный скачок уплотнения. С ростом перерасширения газа этот скачок движется против потока, достигает выходного сечения сопла, а затем перемещается внутри сопла в сторону его критического сечения. Находясь внутри сопла,указанный скачок, взаимодействуя с пограничным слоем у стенок, вызывает отрыв потока от внутренней поверхности сопла, и автомодельность течения в сопле нарушается.
Важным параметром выходного устройства является тяга реактивного сопла Рс , в качестве которой принято рассматривать тягу двигателя Р без снижения ее за счет входного импульса, т. е.
Рс = Р + G, Vn = «г 'с + FC (Рс - Р>.) 	(6-3)
Для исключения GBVn при экспериментальном определении Рс при продувках моделей реактивных сопел подвод газа к соплу осуществляется ортогонально по отношению к его оси.
Рассмотрим некоторые характерные разновидности схем и способов регулирования сверхзвуковых реактивных сопел.
Разновидностью осесимметричных сопел Лаваля являются “ирисовые" сопла. Они имеют один венец регулируемых створок. Створки перемещаются в продольном направлении по криволинейным направляющим, установленным в кожухе форсажной камеры (рис. 6.3). Сложная пространственная кинематика обеспечивает на бесфорсажных режимах смещение створок назад с одновременным их поворотом во внутреннюю сторону. Этим достигается уменьшение площади F , а сами створки образуют сужающееся сопло, причем их внешний контур служит плавным продолжением обвода кормовой части фюзеляжа.
Рис. 6.3. Схема сверхзвукового “ирисового” сопла: а — положение створок для максимального режима;
б — для режима форсажа
На форсажных режимах створки перемещаются вперед и поворачиваются во внешнюю сторону. Благодаря S-образной форме створок это обеспечивает не только увеличение площади FKp , но и превращение звукового сопла в сверхзвуковое с относительно небольшим превышением площади выходного сечения над площадью критического сечения. Такая схема обеспечивает
175
F	1,3...1,4. “Ирисовые” сопла конструктивно проще и имеют меньшую
массу. Их охлаждение обеспечивается тем же воздухом, которым охлаждается форсажная камера. Они обладают малым внешним сопротивлением и малыми потерями эффективной тяги в области трансзвуковых скоростей полета. Но на сверхзвуковых скоростях полета они имеют повышенные потери, что обусловлено недорасширением газа, так как конструктивно не обеспечиваются требуемые для этого значения Fc .
В последние годы большое внимание уделяется разработке плоских реактивных сопел. Схема плоского сопла Лаваля для перспективной силовой установки показана на рис. 6.4. Сопло имеет три пары регулируемых створок: первичные 1 — для регулирования площади критического сечения сопла, вторичные 2 — для изменения отношения площадей Fc /FKp и, следовательно, параметра пс , и наружные 3, служащие для обеспечения плавности внешнего обтекания. Прямоугольное сечение внутреннего канала таких сопел может иметь различное отношение высоты h к ширине Ь.
Для предотвращения утечек газа при перемещении створок боковые поверхности сопла выполнены в виде двух плоских параллельных пластин 4, называемых щеками. В щеках установлены оси регулируемых створок, а механизм управления ими размещен с внешней стороны и прикрыт обтекателем. Ось подвески первичных створок в данной схеме проходит через центр их давления. Это сделано для уменьшения усилий, действующих на створки при управлении ими, что позволяет снизить массу створок и механизма управления. Симметричное отклонение первичных и вторичных створок обеспечивает изменение F и лс без изменения направления вектора тяги (рис. 6.4,а). Отклонение вектора тяги (ОВТ) в вертикальной плоскости достигается несимметричным отклонением створок, как показано на рис. 6.4,6. В этом случае изменяется направление вектора скорости движения газа на выходе из сопла , а следовательно,и вектора тяги Р*= Gr	. При осуществле-
нии реверса тяги задние концы первичных створок смыкаются у оси, перекры-
Рис. 6.4. Схема плоского регулируемого сверхзвукового сопла с реверсом и ОВТ
176
вая путь движению газа в прямом направлении, а передние их концы расходятся, открывая окна для выхода газа в обратном направлении (рис. 6.4,а).
Рис. 6.5. Принципиальная схема осесимметричного сопла с ОВТ:
1 и 2 — неподвижный и поворотный корпус; 3 — элементы герметизации;
4 и 5 — упругие элементы мотогондолы и сопла; 6 — гидроцилиндры управления створками; 7 — телескопические тяги; 8 — гидроцилиндры системы ОВТ;
9 — элементы синхронизации: 10 — шкворни: 11 — пневмоцилиндры
Осесимметричные сопла с внутренним расширением, выполняемые по типу сопла Лаваля, несмотря на конструктивную сложность, также могут быть снабжены системой отклонения вектора тяги. На рис. 6.5 представлена принципиальная схема такого сопла.
Следует указать еще один тип плоского сверхзвукового реактивного сопла, получившего наименование сопла с косым срезом (рис. 6.6,а). Оно имеет одну панель для внешнего расширения сверхзвукового потока 1, которая шарнирно соединена с обечайкой. Поворачивая эту панель, можно изменять расширительную способность косого среза. Для изменения площади FK служит регулируемая створка 2. Эти две створки обеспечивают обычные потребности регулирования сверхзвукового реактивного сопла.
Рассматриваемое сопло является соплом с внешним расширением сверхзвукового потока. Оно имеет стенки, ограничивающие сверхзвуковой поток с боков (боковые щеки 6) и сверху (створки 1 и 3). Стенку, ограничивающую сверхзвуковой поток снизу, заменяет жидкая линия тока (на участке к—с, рис. 6,6,6), которая при уменьшении степени понижения давления в сопле изменяет свою форму (рис. 6.6,в). За счет этого существенно снижается возможное перерасширение газа в сопле, а следовательно, уменьшается потребное для этих целей прикрытие створки 1. Створка 3 за счет поворота вверх и вниз на относительно небольшие углы (± 20...25*) позволяет осуществлять отклонение вектора тяги в вертикальной плоскости. В целях осуществления реверса тяги в дозвуковом канале сопла имеются створки 4, которые могут перекрывать прямой путь потоку газа и направлять его в отклоняющие решетки с поворотными лопатками 5 для дальнейшего разворота в обратном направлении (рис. 6.6,а).
177
Рис. 6.6. Схема плоского сопла с косым срезом (а): картина течения при полном расширении (б) и при перерасширении (с)
Частичное или полное внешнее расширение потока реализуется в соплах
с центральным телам. Схема плоского регулируемого сопла с центральным телом показана на рис. 6.7. Сопло имеет только одну пару регулируемых ство
рок 1 для изменения площади Гкр . Ввиду отсутствия ограничивающих сверх-
звуковой поток створок площадь и отношение площадей F_ из-
меняются у этих сопел в результате искривления жидких линий тока (как в сопле с косым срезом). С помощью тех же створок 1 обеспечивается реверс тяги за счет их смыкания с поверхностью центрального тела и выпуска газа через окна 2 в сторону, противоположную направлению полета. Отклонение вектора тяги на небольшие углы обеспечивается поворотом задней части центрально-
Рис. 6.7. Схема плоского регулируемого сопла с центральным телом
го тела 3, а также, при необходимости, его передней части 4.
Па реактивных самолетах второго и третьего поколений широко применяются эжекторные сопла. Они отличаются от сопел Лаваля тем, что у них сверхзвуковой контур на некотором участке внутри сопла имеет разрыв и твердую стенку заменяет жидкая линия тока. В этих соплах, которые могут быть как осесимметричными, так и плоскими, осуществляется внутреннее расширение сверхзвукового потока. Для снижения потерь и в целях охлаждения элементов конструкции в эти сопла подается в небольших количествах (2...3% от Gnv ) вторичный (эжектируемый) воздух Gb2 . Этим устраняются
показанные на рис. 6.8,а вверху циркуляционное течение и скачок уплотне
178
ния т - п в месте присоединения сверхзвуковой струи к профилированной обечайке (рис. 6.8,а внизу). На рис. 6.8,6 показана схема эжекторного сопла самолета МиГ-23. Сопло имеет регулируемые первичные створки 7, профилированную обечайку 2 и вторичные автоматически регулируемые под действием перепада давлений (автофлюгер-
ные) створки 3. При больших Мп в	Р»*Р*
о	S’ ?	!*	2* \\\2		5/(\	^"/ТтХ ^кр	R
	PSP,	3
—Рг • Тг Аг {	•v"'" 2
звуковой части выше, чем в осесимметричных. Это объясняется, во-первых, необходимостью установки переходного канала от осесимметричного течения за турбиной к плоскому в критическом сечении. Во-вторых, внутренние потери повышаются с увеличением отношения Ь/h. В диапазоне b/h - 2...7 увеличение потерь тяги по сравнению с осесимметричным соплом составляет от 0,3 до 0,7%. Это объясняется, в основном, увеличением площади омываемой поверхности и утолщением пограничного слоя в “углах”.Более высокими являются внутренние потери и в сверхзвуковой части, особенно в случае неполных боковых щек.
6.2. Виды потерь в выходных устройствах и способы их оценки
Реальный процесс истечения газа из реактивного сопла сопровождается потерями, которые, в конечном счете, снижают тягу силовой установки. Их можно разделить на три вида: внутренние потери; потери, связанные с нерас-четностью расширения газа в сопле, и внешнее сопротивление.
Внутренние потери вызваны вязкостью газа, наличием скачков уплотнения на поверхности расширения сверхзвуковой части сопла, а также неравномерностью и непараллельностью потока на выходе (рис. 6.2,в).
Вязкость приводит к образованию пограничного слоя и появлению потерь на трение о стенки. В эжекторных соплах вязкость вызывает потери в слое смешения и в вихревой зоне. Скачки уплотнения появляются в местах изломов или неровностей на поверхности расширения сверхзвуковой части сопла, а в эжекторных соплах —