Текст
                    Нечае)
P W Фе орив
ТЕОРИЯ
АВИАЦИОННЫХ
ГАЗОТУРБИННЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ

Ю. Н. НЕЧАЕВ, Р. М. ФЕДОРОВ ТЕОРИЯ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Часть II Допущено Министерством высшего и среднего специального образования СССР в качестве учебника для студентов авиационных специальностей вузов Москва «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1978
УДК 629.7.036.001 (076.8) Рецензенты: кафедра теории воздушно-реактивных двигателей МАИ и кафедра газотермодинамики и реактивных двигателей ХАИ Нечаев 10. Н., Федоров Р. М. Теория авиационных газо- турбинных двигателей. Ч. 2. М., «Машиностроение», 1978, 336 с. Данная книга является второй частью учебника «Теория авиационных газотурбинных двигателей». В ней заканчивает- ся изложение рабочего процесса и характеристик элементов ГТД — выходных устройств и камер сгорания, а также рас- сматриваются вопросы теории рабочего процесса и эксплуата- ционных характеристик всех основных типов авиационных ГТД — турбореактивных, двухконтурных, турбовальных и тур- бовинтовых. Основное внимание уделяется процессам, протекающим в двигателях и их элементах на различных режимах работы, их характеристикам и эксплуатационным ограничениям. Учебник написан для студентов вузов, обучающихся по спе- циальности «Авиационные двигатели». Он может быть полезен также инженерам и научным работникам, специализирующим- ся в области разработки, исследований, испытаний и эксплуа- тации авиационных силовых установок с ГТД. Ил. 184, табл. 1, список лит. 24 назв. 31808-199 038(01)-78 199-78 © Издательство «Машиностроение», 1978 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ Во второй части учебника «Теория авиационных газотурбинных двигателей» заканчивается изложение рабочего процесса и харак- теристик отдельных элементов ГТД и рассматриваются основные вопросы теории рабочего процесса и характеристики основных ти- пов авиационных ГТД, применяющихся на современных самолетах в вертолетах. Книга предназначена для студентов высших учебных заведений, поучающихся по специальности «Авиационные двигатели». Ее цель — обеспечить подготовку авиационных инженеров широкого профиля с эксплуатационным уклоном. Книга может быть полез- ной также инженерам и научным работникам, специализирующим- ся в области разработки, исследований, испытаний и эксплуатации авиационных силовых установок с ГТД. Основное внимание в книге в соответствии с ее назначением уде- ляется физической сущности процессов, происходящих в двигате- лях, задачам и основным способам их регулирования, протеканию высотно-скоростных и дроссельных характеристик, возможным при- чинам и внешним признакам нарушения устойчивой работы, а так- же эксплуатационным ограничениям и особым случаям в полете, связанным с работой силовых установок. Именно эксплуатацион- ная направленность учебника — основная его отличительная осо- бенность. Во второй книге гл. 10, 12, 13, 14, 15, 16, 19, 20 написаны К). Н. Нечаевым, а гл. 11, 17, 18, 21, 22 — Р. М. Федоровым. Авторы выражают признательность рецензентам книги — сот- рудникам кафедры Московского авиационного института, руково- 3
димой проф. Г. Н. Абрамовичем, и кафедры Харьковского авиаци- онного института, руководимой проф. А. И. Борисенко, за ценные .замечания и пожелания. Все замечания по содержанию учебника и методике изложения материала следует направлять по адресу: Москва, Б-78, 1-й Бас- манный пер., 3, издательство «Машиностроение».
Глава 10 ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ! На силовых установках современных самолетов применяются разнообразные типы выходных устройств. На выбор их схемы зна- чительное влияние оказывают назначение самолета, его основные режимы полета, соответствующие этим режимам степени пониже- ния давления газа в сопле и другие факторы. Выходные устройства могут включать в себя ряд элементов. В зависимости от типа и назначения к числу этих элементов, кроме выходного сопла, относятся: соединительные (удлинительные) тру- бы, служащие для подвода газа к соплу, устройства реверса или девиации тяги, системы подачи воздуха для охлаждения элементов конструкции и для снижения потерь в сопле и др. Основным элементом выходного устройства любого типа явля- ется сопло. В нем осуществляется преобразование располагаемого тснлоперепада в кинетическую энергию направленного движения. Одновременно с этим на ряде двигателей сопло используется для пиласования режимов работы элементов турбокомпрессора путем регулирования площади его критического сечения. Такое регулиро- вание площади Екр позволяет на определенных режимах работы двигателя увеличивать тягу, повышать экономичность, улучшать приемистость, облегчать запуск, осуществлять включение и регули- рование форсажа и т. п. Особенно важна роль выходных устройств у многорежимных самолетов, которые должны иметь высокие летные характеристики как при сверхзвуковых, так и при больших дозвуковых скоростях полета. Основные требования, предъявляемые к выходным устрой- ствам этих самолетов, — обеспечение малых потерь эффективной тяги и высокой экономичности силовой установки на всех основных режимах полета. Наряду с этим, выходные устройства во всех слу- чаях должны иметь относительно простую конструкцию и малую массу. Важнейшее влияние на выбор типа сопла и режим его работы оказывает располагаемая или полная степень понижения давления газа в сопле лс.п. Она определяется отношением полного давления 5
перед соплом ро к статическому давлению в окружающей атмо- сфере, т. е. Лсд=-у-. (10.1) Значения лс.п и диапазон их изменения зависят от типа двигате- ля, его режима, а также от скорости и высоты полета самолета. На рис. 10.1 даны зависимости лс.п от числа М полета на высотах Я>11 км и Н=0 для ТРДФ при его работе на максимальном ре- жиме. Как видно, значения лс.п увеличиваются с возрастанием Мн Рис. 10.1. Зависимость располагаемой степени понижения дав- ления в выходных устройствах ТРДФ от числа М полета (<₽ = Ю): 7г*=1400 К;-----7г*=1600 К и снижаются при уменьшении Н на высотах менее 11 км. В частно- сти, у рассматриваемых ТРДФ в стендовых условиях на макси- мальном режиме Лс.п=2,5... 3, что незначительно превышает кри- тическое отношение давлений (л1ф=1,86 при &=1,33). В диапазоне дозвуковых скоростей полета значения лс.п не превосходят 5—7. У двухконтурных двигателей, и тем более у ТВД, эти отношения давлений получаются еще более низкими, в ряде случаев докрити- ческими. Это позволяет применять в силовых установках самоле- тов, предназначающихся для дозвуковых и относительно неболь- ших сверхзвуковых скоростей полета, сужающиеся выходные соп- ла, отличающиеся простотой конструкции и малой массой. 6
При сверхзвуковых скоростях полета (когда Мн>1,3... 1,5) значения яс.п У ТРД, ТРДФ и ДТРДФ увеличиваются до 10—20 и более. Сужающиеся сопла в этих условиях дают большие потери тяги из-за недорасширения газа. Поэтому возникает необходимость применения регулируемых сверхзвуковых сопел. К числу таких со- пел относятся сопла Лаваля, эжекторные сопла, сопла с централь- ным телом и другие типы сопел. 10. X. СУЖАЮЩИЕСЯ СОПЛА На рис. 10.2 дана схема сужающегося выходного сопла. Пло- щадь минимального сечения такого сопла может быть неизменной, либо может изменяться за счет применения регулируемых ство- рок. Характерные сечения сужа- ющегося сопла обозначены ин- дексами «0» на входе в сопло (и системе двигателя «т» или, «ф») и «с» на срезе (выходе). По- следнее при сверхкритических перепадах давлений в сопле бу- дем обозначать также индексом «кр». Соответствующие этим сече- ниям площади обозначим Fo и Fc (FKp). Работа сужающегося сопла при от- сутствии потерь изучается в курсе тех- нической термодинамики, где показывается, в частности, что при сверхкритиче- *г „ /fer+l \ ЙГ~ 1 скнх перепадах давлении, т. е. при лс.п > Лкр = I ———I , степень понижения давления газа в сопле яс = P(J Дкр.ад (10.2) сохраняется постоянной при изменении Лс.п. Параметры газа в критическом сечении при этом определяются по формулам *г ( 2 \йг-* . 2 + V Р°’ Кр-ад~/гг + 1 Г°: ч.ад=1- (ю.з) кг 1 Индекс «ад» в этих формулах указывает на то, что параметры определе- ... для адиабатического процесса расширения, т. е. при отсутствии газодинами- ческих потерь и теплообмена. Когда лс. п>лКр, давление дКр. ад на срезе сужающегося сопла получается большим давления рп. При этом сопло работает с недорасшнреннем. При до- критических перепадах давлений в сужающихся соплах осуществляется практи- чески полное расширение газа до атмосферного давления. В этом случае Pc — Pff', Сс.ал < йкр» Д.ад < 1- (10.4) Рнс. 10.2. Схема сужающегося сопла скр.ад 7
При истечении газа из сужающихся сопел ВРД возникают по- тери, которые в основном обусловлены трением потока о стенки и внутренним трением в газе. Эти потери относительно невелики. Они приводят к снижению скорости истечения в выходном сечении соп- ла и полного давления в этом сечении. Как и в сопловых аппаратах газовых турбин, эти потери оценивают коэффициентом скорости ?с=сс/сс.ал (10.5) или коэффициентом сохранения полного давления °с=р*м- (ю.6> ; В частности, при сверхкритических перепадах давлений в сужа- ' ющемся сопле <Ркр=Скр/«кр=°КР = Ркр/Ро- (1 °-7) Коэффициенты ф,!р и Икр, учитывающие внутренние потери в соп- ле, не являются независимыми. Они связаны между собой опреде- ленной зависимостью, и задание одного из них позволяет найти зна- чение другого. Практически для сопел ГТД можно принимать фкр=0,98 ... 0,99, что соответствует окр = 0,975... 0,985. Площадь критического сечения сопла вычисляется по уравне- > нию расхода, которое с учетом потерь имеет вид сг=тг-^Л^(\ф)- (10.8): ; В это уравнение, помимо коэффициента окр, введен еще коэффи- циент расхода ц, учитывающий неравномерность параметров газо- ! вого потока в критическом сечении сопла. При специальном профи- лировании внутреннего контура сопла, когда направление его вы- ходных кромок делается параллельным оси, коэффициент расхода практически равен единице. У сужающихся конических сопел, как : показывают экспериментальные исследования, коэффициент р,<1, причем он зависит от угла конусности сопла, отношения площадей Гкр/Г0, числа Re и перепада давлений в сопле (рис. 10.3). Сниже- ние коэффициента расхода с ростом угла конусности и относитель- ной длины конического участка сопла объясняется сужением струи после выхода из сопла и расположением фактического ми- нимального сечения потока Emin за обрезом сопла. Увеличение же ц при возрастании зтс.п объясняется приближением площади fmin к геометрической площади выходного сечения сопла. В таком случае при условии FKP=const фактическая (эффективная) площадь кри- тического сечения сопла рГкр будет переменной, что необходимо учитывать при определении влияния площади F^ на режим рабо- ты двигателя. ’ Из рис. 10.3 видно, что при увеличении лс.п коэффициент рас- хода для сопла заданной геометрии вначале возрастает весьма ин- тенсивно. Его возрастание замедляется, но не прекращается при достижении критического перепада давлений в сопле. Это объяс- 8
пяется тем, что из-за неравномерности параметров газового пото- ки в выходном сечении сопла при критическом перепаде давлений fine сохраняются местные дозвуковые зоны и при дальнейшем уве- личении лс. п продолжается перестройка поля скоростей и выходном сечении. Полное прекращение изменения р, наступает только при лс.п^ 7-2,5... 3,0. Следовательно, только в области лс.п> 2.5 ... 3 течение в сужаю- щемся сопле является авто- модельным по отношению к параметру лс.п. Изменение числа Re (если лс.п изменя- ется за счет изменения дав- ления рю* на входе в сопло) также оказывает влияние на р.. С его ростом происходит слабое увеличение р, из-за уменьшения толщины вы- теснения пограничного слоя. Заметим, что при сверх- критических перепадах дав- лений в сопле допустимо принимать в формуле (10.8) больших потерях в сопле, i/M = 0,999. Рис. 10.3. Зависимости коэффициента рас- хода конического сужающегося сопла от располагаемого отношения давлений и гео- метрических параметров: д(%кр) = 1, так как даже при очень когда ХЛр=|фКр=0,97, значение 10. 2. СОПЛА ЛАВАЛЯ, ИХ ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И СПОСОБЫ ОЦЕНКИ ПОТЕРЬ Схемы сопел Лаваля (профилированного и конического) с обо- значением основных сечений даны на рис. 10.4. Сопло Лаваля сос- тоит из двух участков: дозвукового 0—кр и сверхзвукового кр—с. Все параметры газа на дозвуковом участке и в критическом сече- нии, а также расход газа рассчитываются по тем же формулам, ко- Рис. 10. 4. Схема профилированного (а) и конического (б) сопел Лаваля 9
торые были даны для сужающегося сопла при сверхкритических перепадах давлений. Для оценки потерь на этом участке использу- ется коэффициент скорости <ркр- На сверхзвуковом участке сопла Лаваля происходит дальней- шее расширение газа, сопровождающееся снижением давления и увеличением скорости, тем более значительным, чем выше отноше- ние площадей Дс— . Параметр Fc, называемый относительной ^кр площадью выходного сечения сопла, однозначно определяет (при заданном kr) степень понижения давления газа в сопле: лс=Ро7рс. (10.9) Как известно, при условии Fc = const значение лс остается посто- янным в широком диапазоне изменения лс.п. При этом обеспечива- ется газодинамическое подобие течений во внутреннем канале соп- ла, или, как часто говорят, течение внутри сопла является автомо- дельным (по параметру лс.п). Это справедливо, конечно, при Re>ReJ(p, в области автомодельности ц по лс.п и при отсутствии теплообмена, что в большинстве случаев выполняется. Рис. 10. 5. Форма струи за срезом сопла на режимах: а—недорасширения; б—перерасширения; в—предотрывном; г— •отрывном Следовательно, лс.п при работе сопла Лаваля на автомодельных режимах может быть как больше, так и меньше лс- В первом слу- чае статическое давление на срезе сопла выше атмосферного и соп- ло работает с недорааиирением. Во втором случае оно ниже атмо- сферного и сопло работает с перерасишрением. При лс=яс.п> когда Рс=Рн и сопло работает с полным расширением, режим работы сопла Лаваля принято называть расчетным. Напомним, что режим работы сопла влияет на форму струи за соплом. На режимах недорасширения, когда давление на срезе соп- ла выше атмосферного, происходит расширение газа за пределами сопла и увеличение поперечного сечения свободной струи на на- чальном ее участке (в волнах разрежения, показанных на рис. 10.5, а штриховой линией). Но газ, вследствие его упругих свойств, перерасширяется, т. е. его давление в ядре струи после указанного 10
процесса расширения оказывается меньшим рн. Поэтому за про- нессом расширения следует процесс сжатия струи газа с образова- нием скачков уплотнения (сплошные линии на рис. 10.5, а), а попе- речное сечение струи уменьшается. Сжатие струи осуществляется ш» давления, большего рн, и поэтому оно вновь сменяется расшире- нием. При этом форма внешней поверхности струи имеет периоди- ческую «бочкообразную» структуру: она состоит из ряда последо- нательно расположенных участков, каждый из которых напоминает форму «бочки». За счет диссипации энергии эти колебания струи ьыстро затухают (из-за потерь в скачках и турбулентного переме- шивания потока с окружающей средой). Указанная картина тече- ния за соплом на режимах недорасширения наблюдается как в соп- лах Лаваля, так и в сужающихся соплах при Лс.п^Лкг- На режимах перерасширения, когда рс<рн, начальный участок свободной струи имеет сужающуюся форму. На этом участке про- исходит повышение давления до значения, большего атмо- сферного, в скачках уплотне- ния, имеющих сложную форму (рис. 10.5,6). Затем происхо- дит такое же последовательное чередование зон расширения и сжатия струи и их затухание, как и при истечении с недорас- ширением. По мере увеличе- ния отношения давлений рн!Рс мостообразный скачок движет- ся против потока к срезу соп- ла, устанавливается вблизи его выходного сечения, а затем начинает перемещаться внутрь сопла. Из-под основания скач- ка возникает отрыв потока (рис. 10.5, а). Автомодель- Рис. 10. 6. Зависимость лп. отр от расчет- ного отношения давлений пость течения внутри сопла нарушается. Если обозначить лс. отр отношение давлений, при ко- тором начинается отрыв потока в сопле Лаваля, то для прибли- женной оценки этой величины можно пользоваться расчетной за- висимостью, приведенной на рис. 10.6, поскольку начало отрыва потока практически не зависит от формы сопла и угла его конус- ности на срезе, а зависит главным образом от лс.расч (т. е. от па- раметра Fc или числа Мс на срезе сопла). Перемещение же зоны отрыва внутри сопла существенно зависит от формы сопла и не может быть выражено простыми зависимостями. Сопло Лаваля является типичным сверхзвуковым соплом. Рас- смотрим потери, характерные для этого типа сопел, и их влияние па эффективную тягу силовой установки. Суммарные потери по их физической сущности удобно разделить на три вида: внутренние потери; потери, связанные с нерасчетностью режима работы сопла; внешнее сопротивление.
Внутренние потери обусловлены влиянием трех факто- ров: трения, скачков уплотнения в сверхзвуковой части внутренне- го канала сопла и непараллельности (неравномерности) потока на выходе из сопла. Трение в основном возникает вблизи стенок, где образуется пограничный слой. Скачки уплотнения появляются от изломов или неровностей внутренней поверхности сопла и неравно- мерности потока на входе в сопло. Непараллельность и осевая не- равномерность векторов скорости в выходном сечении сопла в большей степени свойственны непрофилированным соплам. Они приводят к уменьшению осевой проекции средней скорости истече- ния из сопла, определяющей значение тяги двигателя. Относитель- ная величина внутренних потерь в целом характеризует степень совершенства профилирования и изготовления сопла. Учет внутренних потерь в сверхзвуковых соплах производится по относительному снижению скорости истечения. Как и в сужающих- ся соплах, для этой цели пользуются коэффициентом скорости (10.10) Сс.ад Д.ад При известном значении <рс скорость в выходном сечении сопла с учетом внутренних потерь определяется из соотношения (10. 11) При расчетах сверхзвуковых сопел ВРД параметр ле=ро/рс принимается заданным, так же как и расход газа через сопло. Гео- метрические же размеры сопла (в том числе площадь Гкр и отно- шение площадей FC—FC/FKT)) определяются из расчета течения га- за в сопле. Ввиду малости отдельных составляющих внутренних потерь ко- эффициент фс можно представить в виде произведения трех сомно- жителей: сРс==сРтр?с.>, (10. 12) где <рТр, фск и фв — коэффициенты, учитывающие уменьшение ско- рости сс вследствие трения, скачков уплотнения и непараллельно- сти потока. Для снижения внутренних потерь в соплах Лаваля выполняют специальное профилирование образующей их внутренней поверхно- сти. Дозвуковой участок очерчивают плавными кривыми (обычно окружностями, см. рис. 10.4, а), чем обеспечивается достаточная равномерность параметров потока в критическом сечении. Контур сверхзвукового участка рассчитывают из условия получения доста- точно равномерного потока на выходе из сопла и отсутствия скач- ков уплотнения. У профилированных сопел <рСк и ф* близки к еди- нице и фс^'фтр- В таком случае значения фс = 0,985 ... 0,99, причем они несколько уменьшаются при увеличении Fc. 12
Для ^профилированных (конических) сопел потери от непарал- лелиности потока на выходе зависят от полуугла раствора сопла («м. рис. 10.4, б). Их принято учитывать по приближенной формуле ?tt=-l-(l+cQsa). (10.13) Следует заметить, что при заданном отношении Дс у коническо- ю сопла можно уменьшить угол а и повысить <ра, увеличивая длину сопла. Но тогда возрастет площадь поверхности трения и снизится' Ч'И,. Противоположное влияние указанных факторов на <ртр и фа приводит к тому, что у таких сопел имеется оптимальный полуугол раствора аопт = 8... 12°, обеспечивающий максимум фс. Причем в этом случае <рс=0,97... 0,98. /(ругой метод учета внутренних потерь в сверхзвуковых соплах основан на использовании коэффициента сохранения полного дав- ления Ос = Рс*/Р0*- Коэффициент Ос может быть определен, если известен коэффициент <рс в степень понижения давления газа в сопле лс. Для этой цели удобно пользовать- ся таблицами газодинамических функций. По этим таблицам, зная П(Ас.ал)=1/Лс.п, (10.14} находят Хс. ад, затем, зная <рс, определяют по формуле (10. 10) Хс. Коэффициент ч,- вычисляют далее из соотношения _П (Хс-ал) П (Хс-ая) СГр — * . —— . • ( 10 • 10 РсРо П(М П(усХс’.ад) Для практических целей удобнее использовать коэффициент фС!. так как он для сопел с различными значениями пс (и, следователь- но, с различными Fc) изменяется весьма незначительно. Коэффи- циент же Ос существенно зависит от лс. Это видно из рис. 10.7, где даны зависимости (Тс от лс при различных фс, рассчитанные с ис- пользованием соотношения (10.15). Но коэффициент ас удобен при расчете проходных сечений сопла. В частности, площадь Fc с учетом потерь определяется из урав- нения расхода для сечения с—с, согласно которому G=mr^=Fc 9(ХС). (10.16) V то Площадь Дкр определяется из уравнения (10.8) по тем же ис- ходным данным, что и площадь Fc, но с дополнительным заданием коэффициентов сткр и ц, причем для сопла Лаваля коэффициент р. обычно близок к единице. Потери, связанные с нерасчетностыо режима работы сопла, непосредственно влияют натягу двигателя. Для объяснения этого влияния рассмотрим, как будет изменяться тяга двигателя, если на него устанавливать сопла с неизменным критическим сечением и различным отношением площадей Fc. При. этом режим работы двигателя будет оставаться неизменным, но бу- 13
Рис. 10.7. Зависимость коэффициентов <тс от лс при различных значе- ниях <рс: ------*=1,25;-------*=1,33 Рис. 10. 8. К объяснению влияния нерасчетиости режима сопла на его тягу: о^при полном расширении: б—при перерасШирении; в—при недорасширении 14
дет изменяться режим сопла. Изменение тяги в таком случае будет происходить только за счет изменения равнодействующей сил дав- ления и трения, действующих на сверхзвуковой участок сопла. На рис. 10.8 показано распределение давлений вдоль внутрен- ней образующей сверхзвукового участка сопла Лаваля па трех ре- жимах его работы. Как видно, наибольшая равнодействующая от сил давления имеет место при полном расширении. При увеличении F,, (что соответствует в данном случае добавлению к исходному соплу участка длиной Ц) на участке Ц давление внутри сопл». Р-<Рн- Это вызывает появление силы, направленной в сторону, про- тивоположную направлению полета. Следовательно, тяга двигателя при перерасширении получается меньшей, чем при полном расши- рении. При недорасширении, когда сопло выполнено более корот- ким (отброшен участок 1%), тяга также снижается, так как вместе с отброшенным участком, на котором р>рн, теряется и некоторая часть силы тяги. Итак, при отсутствии потерь на трение наибольшая тяга соот- ветствует режиму полного расширения. Заметим, что с учетом тре- пня этот вывод несколько меняется. При укорочении сверхзвуковой части сопла по сравнению с исходным соплом, обеспечивающим полное расширение газа, уменьшается не только составляющая от сил давления, но и от сил трения. На участках вблизи выходного сечения при полном расширении газа результирующая сил давле- ния вследствие близости внутреннего давления к атмосферному ока- зывается меньшей, чем результирующая сил трения. По этой при- чине в реальных условиях максимум тяги соответствует соплу, ра- ботающему с небольшим недорасширением. Такие более короткие сопла имеют, кроме того, меньшие массу, габаритные размеры и размеры охлаждаемой поверхности. Для оценки потерь от нерасчетности режима работы сопла нуж- но сравнить действительную тягу, создаваемую двигателем (с не- расчетным соплом) с его тягой при полном расширении газа (с рас- четным соплом). Тяга ВРД при неполном расширении газа в сопле определяется из соотношения /?=ПгСс+Рс(Л-ря)-ПвУ=/?с-СвК (10. 17) а при полном расширении тяга Ra=GTceM-QBV=Reja-Gy. (10.18) В этих формулах для упрощения записи введены обозначения /?с И Дс.п. Величину Rc условно принято называть тягой сопла, а Дс.п — тягой сопла при полном расширении. Потери, связанные с нерасчетностью режима сопла, могут быть выражены коэффициентом нерасчетности режима работы сопла К^.р, равным отношению тяг сопла при неполном и полном расши- рении, т. е. ^и.р=адс.п- (ю. 19) Очевидно, что при полном расширении газа в сопле ^.^==1. 15
Для практических целей важное значение имеет оценка двух указанных видов потерь (внутренних и от нерасчетности режима •сопла) в сумме. В этом случае действительную тягу сопла сравни- вают с тягой идеального сопла Дс.вд- Это отношение ^с=адс.Ид (Ю.20) 'принято называть коэффициентом тяги сопла. _ Идеальная тяга сопла, соответствующая полному расширению ,(^Hp=l) и отсутствию внутренних потерь (<pc=l), определяется -по формуле ^с.ил = ^г^с.п.ал ~ ^АцЛил-п, (10.21) * 1 если известны Or; То; nCJ— - -7 • (^ид-п) Для режимов полного расширения ^сли==Сс^==С(,с1 (10.22) ^с.ид Сс.п.ал ШОЭТОМу ^с — ТсАн.р- (10.23) В практике^ экспериментальных исследований выходных сопел коэффициент Нс определяют по замеряемой тяге. Подача газа в •сопло на испытательных стендах обычно осуществляется перпен- дикулярно оси сопла, чтобы GBV=0. Тогда весовое устройство поз- воляет непосредственно замерить тягу сопла Дс._Из расчета по (10.21) находят ,/?с.Ид, а по (10.20) определяют Rc. Коэффициент скорости фс для автомодельных режимов работы сопла определяют по значению коэффициента Rc на режиме полного расширения. На этом режиме /бн.р= 1 и црс. Если известны значения коэффициентов тяги Rc (или потерь тяги ARc— 1—Нс), то тяга двигателя на каждом заданном режиме «его работы определяется по формуле или /?=/?c.M(l -A^)-GBK (10. 24) При V=0, как видно из этого соотношения, 1 % потерь тяги соп- ла соответствует 1% потерь тяги двигателя. Но при У>0 влияние коэффициента Нс на тягу R усиливается и тем значительнее, чем выше скорость полета. Расчеты показывают, что при Мн=2,5 сни- жение Rc на 1% вызывает уменьшение R более чем на 2—2,5%. Отсюда можно сделать вывод о том, что требования к степени со- вершенства выходных сопел ВРД существенно повышаются с уве- личением числа М полета. На практике для оценки совершенства внутреннего процесса в юопле, т. е. для отделения внутренних потерь в сопле от потерь, -создаваемых за счет недорасширения или перерасширения газа, .наряду с коэффициентом <рс используют коэффициент импульса •сопла. Для этого вводят в рассмотрение величину; называемую .импульсом сопла: Ic=Orcc + PcFc. (10.25) ,16
Импульс сопла может быть найден по замеренной тяге сопла и.< соотношения (10.26) По своему физическому смыслу /с является тягой сопла при ис- течении в пустоту, так как Ic=iRc при рн=0. Можно показать, ис- пользуя уравнение Эйлера, что 1С представляет собой равнодейст- вующую всех сил давления и трения, действующих на внутренние поверхности сопла при орготональном подводе газа к соплу (т. е. при условии GBV=0). Следовательно, она характеризует течение только во внутренней части сопла. Коэффициент импульса сопла (относительный импульс) равен отношению действительного (замеренного) импульса сопла 1С к импульсу сопла тех же геометрических размеров при отсутствии по- терь, т. е. при адиабатическом расширении газа. Следовательно, ~/с=/с//см- (10.27) Импульс сопла при отсутствии потерь и при заданных площади /’<; и отношении площадей Fc определяется по формуле 1 7сад=(Г47ГГ-1 (10.28) \'гг + 1 / \ Лз.ад / где приведенная скорость в выходном сечении сопла 7с.ад определя- ется из соотношения <7(W=1/F, (10.29) о ткуда следует, что 1 (9\ь ____1/ 7^7 Г кад+—~ I Р*Лр (Ю. 30) ЧЛИ 7СЛД = f (1'с.ил) Ро^кр- (10.31) Формула (10.28) и все последующие соотношения справедливы для таких сверхзвуковых сопел, у которых поток газа в критиче- ском сечении является равномерным и, следовательно, коэффици- ент расхода ц,= 1. Только при этих предположениях идеальное сопло будет пропускать такой же расход газа, как реальное, при одинаковых значениях Ро и То на входе в сопло. При наличии же пограничного слоя и неравномерности потбка газа в критическом сечении реального сопла идеальное сопло будет иметь более высо- кий расход газа. В то же время сопло должно рассчитываться на заданный расход газа. Чтобы устранить это несоответствие, расчетный адиабатический импульс следует определять для заданного (истинного) расхода газа. С этой целью в формуле (10.30) площадь Гкр заменяют пара- метром pFjtp, где коэффициент расхода ц как раз и учитывает сни- 17
жение расхода, вызываемое неравномерностью газового потока в критическом сечении сопла. В таком случае 1_ P>F‘’- (,а32) \«г + м \ Лс.ад / Заметим, что для правильно спрофилированных сверхзвуковых сопел, имеющих плавное скругление контура в области критиче- ского сечения, коэффициент р близок к единице. Коэффициент /с для безотрывных режимов течения газа в сверх- звуковом сопле имет фактически тот же самый физический смысл, что и коэффициент <рс. Для сопел с различными расчетными степе- нями расширения он изменяется в узких пределах. _ Как и <рс, он учитывает все внутренние потери в сопле, поэтому Гс может быть представлен в виде произведения трех сомножителей (10.33) в соответствии с видами учитываемых потерь. Для сопел ВРД зна- чение Тс обычно лежит в пределах 0,98.. . 0,99. Зная коэффициент импульса сопла, легко рассчитать коэффициент Вс, а также опре- делить тягу сопла заданных геометрических размеров для конк- ретного режима работы двигателя. Очевидно, что коэффициент тя- ги определяется по следующей формуле: 7?с = (Ю.34) ^?с.ид где /с.ад или /?с.ид, как уже отмечалось, находятся по известным для каждого рассматриваемого режима значениям параметров га- за перед соплом и Го и расхода газа через сопло <?г. Коэффици- ент Rc получается всегда несколько ниже (на 0,1—0,5%), чем 1С, что объясняется различием в структурах формул (10.25) и (10.34). При оценке тяговой эффективности выходных устройств в усло- виях полета необходимо учитывать помимо внутренних потерь и по- терь на нерасчетность также их внешнее сопротивление. Внешнее сопротивление выходных устройств составля- ет значительную долю от общих потерь эффективной тяги силовой установки, а по отношению к суммарным потерям эффективной тяги выходного устройства оно может достигать 40—60%. Основной причиной появления внешнего сопротивления выход- ных устройств является неблагоприятное распределение статиче- ского давления на внешней поверхности кормы и створок сопла, обтекаемых внешним потоком, что создает сопротивление давления. Другим источником внешних потерь является сопротивление тре-j ния, хотя его доля по отношению к сопротивлению давления срав- нительно невелика. К внешним потерям сопла обычно относят так- же донное сопротивление, возникающее при обтекании донных ус- тупов или торцевых поверхностей створок конечной толщины. Следует иметь в виду, что участок сопла, обтекаемый внешним потоком, включая его внешние регулируемые створки, плавно соп- 18
|нп;к'тся с кормовой частью мотогондолы или фюзеляжа. При этом hi мелить внешнее сопротивление сопла от суммарного сопротивле- ния кормовой части всей силовой установки весьма трудно. По- < колику для силовой установки в целом главной задачей является пш/кение суммарного внешнего сопротивления всей ее кормовой •нити, а не только одного сопла, для количественной оценки внеш- нею сопротивления выходных устройств используют понятие соп- ротивления кормы Акор, состоящее из сопротивления давления Xv, 11противления трения Хтр и донного сопротивления ХдОн. Все эти величины должны определяться с учетом взаимодействия внешнего потока с реактивной струей, вытекающей из сопла. Для оценки внешней аэродинамики выходных устройств исполь- iyют коэффициент внешнего сопротивления кормовой части сило- вой установки ^Ор=*кор/(^М), (10.35) । <•• /7М — мидель кормы; q — скоростной напор во внешнем потоке. Применяется и другой подход к оценке внешнего сопротивления силовой установки, а именно, его определяют в долях от идеальной Kirn сопла: ^кор“^кор/^с.ид* (10.36) Суммарную тяговую эффективность выходного устройства в ус- ловиях внешнего обтекания оценивают коэффициентом эффектив- ной тяги, равным отношению эффективной тяги к идеальной: ^с.9ф = ~=^с-^кор- (10.37) ^с.ид Значения сЛкор и /?с.эФ в настоящее время могут быть определе- ны наиболее достоверно по результатам модельных опытов в усло- виях внешнего обдува модели потоком воздуха, имитирующим по- летные условия, или по данным натурных испытаний. Разрабаты- ваются также теоретические методы определения этих коэффициен- тов. При дозвуковых скоростях внешнего потока картина распределения статического давления по кормовой поверх- ности выходного устройства в присутствии истекающей из сопла не- дорасширенной струи газа показана на рис. 10.9, а. Как видно, ста- тическое давление вдоль поверхности кормы вначале снижается вследствие разгона потока (при обтекании выпуклой поверхности), достигает минимума ршш в области наибольшей кривизны этой по- верхности, а затем интенсивно повышается на конечном участке кормы и на ее срезе достигает наибольшего значения ртах- Это по- вышение давления в конце кормы обусловлено торможением пото- ка при его обратном повороте от оси сопла. Давление ртах при плавном контуре кормы, безотрывном ее обтекании и особенно при расширяющейся форме самой струи (имеющей вид «полубочки») может на срезе кормы превышать атмосферное давление. Естест- 19
венно, что всякие меры, позволяющие повысить давление ртах, спо- собствуют снижению внешнего сопротивления кормы, увеличение же максимального разрежения (уменьшение pmin) приводит к его росту. При сверхзвуковых скоростях внешнего пото- ка на выпуклой поверхности кормы реализуется течение Прандт- ля—Майера с последующим торможением потока в скачке уплот- Рис. 10. 9. Распределение статических давлений по поверхности кормы, обтекае- мой дозвуковым потоком (с) и сверхзвуковым потоком (б) нения, образующемся в конце кормы или за его пределами (рис. 10.9,6). При этом возникает разрежение на значительной части внешней поверхности кормы (до кормового скачка), что так- же служит причиной возникновения внешнего сопротивления. Рас- ширяющаяся форма струи газа (характерная для истечения газа из сопла с недорасширением) и в этом случае способствует сниже- нию внешнего сопротивления, так как вызывает перемещение кор- мового скачка ближе к началу кормы и приводит к повышению дав- ления на участке кормы, расположенном за кормовым скачком. В этом проявляется взаимовлияние реактивной струи и внешнего потока, причем небольшие потери от недорасширения в отдельных случаях могут быть компенсированы снижением внешних потерь, что должно учитываться при выборе оптимальной программы ре- гулирования сопел многорежимных самолетов. На внешнее сопротивление и оценивающие его коэффициенты (сГ|Со или Хкор) влияет целый ряд факторов. Это, прежде всего 20
форма кормы, режим работы сопла, толщина пограничного слоя пн начальном участке кормы. •1>орма кормы, должна обеспечивать плавные обводы всей внеш- ней поверхности и безотрывное обтекание. Ее принято характеризо- вать отношением площади миделя кормы к площади среза сопла /’„ Рм/Fc и углом наклона кормы 0КОр (или регулируемых створок (I, г). При больших отношениях площадей FK для получения умерен- Рис. 10. 10. Изменение коэффициента давления вдоль образующей кормы в зависимости от ее относитель- ной длины LK==LK/Da (Fm==2,5) пых углов наклона кормы (0Кор^14.. .16°), при которых обеспечи- пается безотрывное обтекание кормовых частей, нужно иметь боль- шую относительную длину кормы ZK = LK/PM. Наличие изломов (уг- ловых точек) в контуре обвода кормы приводит к увеличению внешнего сопротивления, поэтому целесообразно производить скругление контура кормовой части в месте ее стыковки с гондолой пли фюзеляжем и в местах сочленения регулируемых створок сопла с неподвижной частью его обечайки. Такое скругление производит- ся обычно по дуге круга и оценивается относительным радиусом скругления Bk=FkIDm. На рис. 10.10 приводятся опытные данные о распределении ко- Р— Рн •ффициента давлениям =------— по внешней поверхности тел вра- щения с оживальной кормовой частью, которые различаются дли- ной профилированного участка, для случая дозвукового внешнего обтекания с Мн=0,9. Как видно, чем длиннее профилированный участок кормы и плавнее обводы внешней поверхности, тем меньше crmin и больше с„тяу и тем меньшее внешнее сопротивление дав- ления имеет кормовая часть, но следует учитывать, что сопротив- ление трения при этом несколько увеличивается. 21
На рис. 10.11 показано влияние Лк на эпюру распределения давлений по внешней поверхности кормы и . Как видно, по мере увеличения радиуса скругления угловой точки на корме умень- pniin (максимального раз- режения) и слегка увели- чивается значение наи- большего давления z?max, что приводит к снижению коэффициента внешнего сопротивления кормы. Влияние этого фактора столь существенно, что вызывает необходимость принять специальные кон- структивные меры для снижения внешних потерь. К ним относятся, напри- мер, скругление профиля внешнего контура кормы в месте сочленения ство- рок с неподвижной по- шается значение наименьшего давления Рнс. 10. 11. Влияние относительного радиуса скругления конической кормовой части выход- ного устройства на распределение давления по внешней поверхности и сХк (л0. п=5; Мв— верхностью гондолы или фюзеляжа, применение гибких элементов в конст- рукции самих створок взамен шарнирных сочле- нений. Форма истекающей из сопла реактивной струи, определяемая в основном Лс.п, влияет на распреде- ление давлений вдоль внешней поверхности кормы, а следовательно, и на внешнее сопро- тивление. Увеличение перепада давлений в сопле лс.п вызывает увеличение диаметра «полубочки» на начальном участке реактив- ной струи, что, как указывалось, приводит к дополнительному по- вороту внешнего потока у среза кормы и к более интенсивному его торможению. Сказанное иллюстрируют эпюры распределения дав- лений по корме, представленные на рис. 10. 12, а, полученные при дозвуковом внешнем обтекании для случая лс.п=1 (реактивная струя отсутствует) и лс.п=3 и 5, а также зависимости ХКор от лс.п и Лк, показанные на рис. 10. 12, б. Как видно, наличие струи уве- личивает давление на конечном участке кормы, при увеличении Пс.ш оно возрастает. Это приводит к тому, что с ростом лс.п внеш- нее сопротивление в указанных условиях несколько снижается. Следует отметить, что на распределение давлений по корме и внеш- нее сопротивление помимо формы струи влияет также ее эжекти- рующее действие. Если выпуклая форма струи способствует сни- жению внешнего сопротивления кормы при ее безотрывном обте- 22
клини, то эжектирующее действие струи оказывает на сопротивле- ние противоположное влияние. В эксперименте оба эти фактора учитываются в совокупности. Рис. 10. 12. Влияние изменения Лс.п: а—на распределение статических_давлений_ вдоль образую- щей кормы; б—на зависимости Хкор от RK при Мн=0,9; екор='15° Начальная толщина погранич- ного слоя у выходных устройств и натурных условиях их работы определяется длиной поверхности мотогондолы (или фюзеляжа), на которой происходит формиро- вание и развитие пограничного слоя, затем стекающего на корму. Относительную толщину началь- ного пограничного слоя оценива- ют коэффициентом би=бй/£>м, где Л„ — начальная толщина погра- ничного слоя. Она у сравнитель- но коротких мотогондол состав- ляет 6—8%, а в фюзеляжных компоновках—14—18% от диа- метра миделя. Исследования по- казали, что при увеличении бц ко- эффициент сопротивления кормовых частей уменьшается. Это объ- ясняется тем, что толстый пограничный слой сглаживает изломы и неровности внешней поверхности, а сама форма тела, поправлен- ная на толщину вытеснения пограничного слоя, оказывается более плавной. Влияние бн на Гхкор кормы показано на рис. 10. 13. Профилирование выходного устройства, имеющего оптималь- ную форму внешней поверхности кормы, представляет весьма слож- ную задачу, которая тем не менее с применением современной вы- числительной техники и имеющихся опытных данных может быть решена. Рис. 10. 13. Влияние относительной толщины пограничного слоя на коэф- фициент сопротивления конических кормовых частей при Ми = 0,9; еК0Р=15° 23
10.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ И РЕГУЛИРОВАНИЕ СОПЕЛ ЛАВАЛЯ Характеристиками выходных сопел принято называть зависи- мости коэффициента эффективной тяги сопла Яс.Эф от полной степе- ни понижения давления газа и числа М полета (внешнего потока). При определенных допущениях лс.в и Мн являются параметрами подобия однозначно определяющими режим работы сопла. К чис- Рис. 10. 14. Характеристики конического сопла Лаваля лу этих допущений относятся автомодельность внутреннего и внеш- него потока по числам Рейнольдса (Re>RKP); постоянство kr и определяющих физические свойства газа; подобие полей давлений, скоростей и температур во входном сечении сопла и в начальном сечении внешнего потока (включая пограничные слои). В условиях старта (У=0) внешнее обтекание отсутствует, а на автомодельных режимах работы сопла его характеристики не зави- сят от условий внешнего обтекания. В таких случаях их принято строить в виде зависимостей коэффициента тяги Rc от одного па- раметра подобия — Лс.п- Именно такие характеристики рассматри-, ваются ниже для нерегулируемых сопел Лаваля. На рис. 10.14 приведены ^экспериментальные характеристики конического сопла Лаваля (7?с=2,5; а=12°). Экспериментальные' 24
KPiKii, снятые при различных значениях лс.п> отмечены цифрами с 1 н<> 15. Расчетный режим соответствует точке 5, где лс.р=15. Пра- точки 5 снижение Вс вызвано потерями от недорасширения, де- нег - от перерасширения. На этом же графике показана зависи- мость коэффициентов /с и фс от лс.п- Во всем диапазоне лс.п правее |очкн 8 сопло работает на автомодельных режимах. В этой обла- < in режимов работы сопла течение в его внутреннем канале явля- гня подобным (автомодельным); соответственно коэффициенты 1С и <|'(. остаются постоянными. 11ри значительном уменьшении лс.п по сравнению с лс.Р в сопле наступает отрывной режим течения. На рис. 10.14 начало отрыва и сопле соответствует лс.отр=9- При лс.п<яс.отр подобие течений кнутри сопла нарушается. Коэффициенты 1С и фс (расчет которых становится весьма сложным) в этой области режимов уже не сох- раняются постоянными. По мере уменьшения лс.п область отрыва постепенно расширяется, а точка начала отрыва перемещается к критическому сечению. На режимах отрыва возникает сложное те- чение, характерное наличием внутри сопла скачка уплотнения, в ко- тором происходит повышение давления практически до давления /»о. Расположение этого скачка внутри сопла для режимов с 8 до 15 показано на рис. 10.14 вверху. Появление отрыва приводит к некоторому возрастанию коэффи- циента Вс по сравнению с его возможными значениями при безот- рывном течении в сопле. Это объясняется тем, что на всем участке сопла правее точки отрыва давление становится близким к атмо- сферному, т. е. более высоким, чем при безотрывном течении на ре- жиме перерасширения. Поэтому потери от перерасширения умень- шаются. Однако при малых лс.п они все равно остаются весьма аначительными. На рис. 10.15 даны характеристики нескольких сопел _Лаваля е различными значениями относительной площади среза Fc- Кри- вая для Fc=l соответствует сужающемуся соплу. Как видно, на режимах полного расширения (где Вс—фс), отмеченных на рисун- ке кружками, коэффициент потерь при различных Fc примерно одинаков. При высоких значениях Fc зависимости ДВС от лс.п вблизи расчетного режима сопла протекают сравнительно полого. Эго указывает на возможность выполнения сопел с довольно зна- чительным недорасширением. Такие соцла, имея небольшие потери от недорасширения при высоких значениях лс.п, обеспечивают меныпие потери от перерасширения А области низких значений л.г.п. Левее точек, отмеченных крестиками, возникает отрыв потока н нарушается автомодельность течения. Штриховыми линиями по- казано протекание характеристик для случая, если бы режим про- должал оставаться автомодельным. Из сравнения характеристик нерегулируемых сопел Лаваля, приведенных на рис. 10.15, можно сделать вывод: чем на большие числа М полета рассчитано нерегулируемое сопло Лаваля (т. е. чем выше Fc), тем более высокие потери оно дает на пониженных ско- ростях полета (при малых лс.п)- Если же рассчитывать сопло на 25
малых числах М полета (т. е. выбирать меньшие значения Fc), то значительно возрастают потери при высоких числах М полета (при больших Лс.п). Устранить это противоречие можно регулированием относительной площади среза сопла. Если считать, что внутренние нис. 10. 15. Характеристики нерегулируемых сопел Лаваля с раз- личными значениями Fc потери при таком регулировании останутся такими же, как у нере- гулируемых сопел с соответствующими значениями Fc, то характе- ристика всережимного регулируемого сопла Лаваля будет пред- ставлять собой огибающую семейства характеристик нерегулиру- емых сопел. В действительности внутренние потери у регулируемого сопла несколько увеличиваются из-за неровностей в сочленениях створок и возможной их негерметичности. Нужно учитывать также наличие внешнего сопротивления. Следовательно, всережимное регулируемое сопло Лаваля долж- но иметь изменяемое отношение площадей Fc. Помимо этого, для ГТД возникает необходимость регулирования самой площади кри- тического сечения сопла. Такое регулирование площади Гкр при одновременном изменении отношения площадей Fc может быть осуществлено применением многостворчатого сопла. Принципиаль- ная схема такого сопла показана на рис. 10.16. Изменение площади критического сечения у него осуществляется первым рядом регули-. руемых створок А. Для независимого изменения площади Гс ис- пользуется второй ряд регулируемых створок В, которые закрепле- ны шарнирно к концам створок первого ряда. Наконец, третий ряд регулируемых створок С служит для создания такого очертания! кормовой поверхности гондолы, при котором внешнее сопротивле-; 26 1
ши', возникающее при уменьшении площади Fc, было бы неболь- ...м. Буквой D обозначены шарнирные сочленения створок. На рис 10.17 показана конструктивная схема всережимного регулируемого шила Лаваля ДТРДФ F-100. Оно имеет три венца регулируемых створок 1, 2 и .‘I < h-новная особенность этого сопла состоит в том, что его первичные створки /, регулирующие площадь критического сечения, в газодинамическом отношении Рис. 10. 16. Схема регулируемого сопла Лаваля Рис. 10. 17. Схема выходного устройства ДТРДФ F-100: I- 3—венцы регулируемых створок; 4, 5—шарниры; 6—ось подвески створок; 7—пневмо- цилиндр; 8—силовое кольцо; 9, 12, 18—тяги; 10—'коромысло; 11—серьга; 13—пневмомотор; 14. 16— гибкие передачи; 15— червячная пара; 17—секторный привод |||1л>11отся уравновешенными, т. е. они подвешиваются к корпусу сопла не кон- сольно, а оси их подвески 6 расположены в центре давления створок. Это позво- ляет уменьшить усилия, действующие на створки сопла при управлении ими, и гем самым снизить массу самих створок и приводного механизма, несмотря на увеличение длины створок и усложнение конструкции. В данном случае управ- 27
ление створками 1 осуществляется от трех легких пневмоцилиндров 7, которые через силовое кольцо 8 и тяги 9 поворачивают коромысла 10. Последние либо стягивают, либо распускают браслет, состоящий из серег 11 и тяг 12, опоясыва- ющий все створки. Этот браслет одновременно является синхронизатором пере- мещения створок и демпфером их колебаний. Вторичные внутренние 2 и внешние 3 створки расширяющейся части сопла связаны между собой кинематически и имеют независимое от первичных створок регулирование для получения нужного значения отношения площадей Fc. Сопло имеет на режиме полного форсажа Fc = 1,6 (штрихпунктирные линии на рис. 10. 16), а на максимальном режиме О.кор=18°, что обеспечивает компромисс меж- ду малыми потерями от недорасширения при сверхзвуковом полете и неболь- шим внешним сопротивлением при трансзвуковых скоростях полета. Привод вторичных створок осуществляется от одного пневмомотора 13, который через гибкую передачу 14 и червячную пару 15 вращает гибкий валик 16, управляю- щий синхронно всеми створками 2 через секторные приводы 17 и тяги 18. Рис. 10.18. Характеристики регулируемых сопел Лаваля: ------------------'-мя р=2.5; 2-Мя р=2.0: 3-МН р=1,5 Качественное протекание характеристик выходных устройств, использующих регулируемое сопло Лаваля, с учетом внешнего со- противления приведены на рис. 10.18. Характеристики даны для трех сопел, имеющих различные'значения Fc тят. Сопло 2 рассчита- но на меньшее число М полета и имеет более низкое значение Fс шах, чем_ сопло 1. Сопло 3 — ирисового типа—имеет еще меньшее значение /’стах- Как видно, _на протекание характеристик значи- тельное влияние оказывает Ле max (Мн р). У сопел, рассчитанных на более высокие числа М полета, потери эффективной тяги в расчет- ных условиях полета получаются меньшими за счет практического отсутствия потерь на недорасширение газового потока в сопле, но в области трансзвуковых скоростей полета потери эффективной тяги у них оказываются более высокими. При этом внутренние потери у< сравниваемых сопел в области трансзвуковых скоростей полета по- лучаются одного порядка. 28
Характерный вид кривых изменения потерь эффективной тяги с ником в области Ми=1,0... 1,2 связан в основном со значитель- ным внешним сопротивлением выходных устройств в области транс- туковых скоростей полета. Наиболее высоким пик получается у сопла /, рассчитанного на 7ИНр=2,5 и имеющего наибольшее зна- чение Fc тят. Физически это объясняется тем, что у сопла с более высоким значением Fcmax в расчетных условиях полета требуется иметь большую площадь среза сопла. Но тогда в области транс- звуковых скоростей полета потребная площадь струи (при ее пол- ном расширении) оказывается значительно меньше площади среза сопла. Возникает необходимость большего прикрытия створок соп- ла на этих режимах полета, что и приводит к увеличению внешне- ю сопротивления. Потери эффективной тяги сверхзвуковых выходных устройств повышаются также при выключении форсажа. Это объясняется тем, что Яс.ип при этом снижается, а внешнее сопротивление увеличива- ется, так как уменьшение площади FKP при выключении форсажа (в 1,5—2 раза) приводит к необходимости уменьшать также и вы- ходную площадь сопла Fc, т. е. больше прикрывать внешние створ- ки сопла. Отсюда следует важный вывод о том, что для многорежимных самолетов, у которых значительная часть задач выполняется в диа- пазоне трансзвуковых скоростей полета, может оказаться выгод- ным использовать сопла с малым отношением площадей Fcmax- Это позволяет при умеренных потерях эффективной тяги выходно- го устройства за счет недорасширения при МЯтах (в пределах не колее 2—5%) упростить конструкцию и уменьшить массу, а также снизить потери в сопле в области трансзвуковых скоростей полета. а) Рис. 10. 19. Схема «ирисового» сопла: а—положение створок для максимального режима; б—для режима форсажа В частности, указанным требованиям в известной степени удов- летворяют «ирисовые» сопла, которые являются разновидностью сопел Лаваля. Они имеют всего один венец регулируемых створок. Створки перемещаются в продольном направлении по криволиней- ным направляющим, установленным в кожухе форсажной камеры (рис. 10.19). Сложная пространственная кинематика обеспечивает па бесфорсажных режимах смещения створок назад с одновремен- 29
ным их поворотом во внутреннюю сторону. Этим достигается умень- шение площади Ркр/а сами створки образуют сужающееся сопло, причем их внешний контур служит плавным продолжением обвода кормовой части фюзеляжа. На форсажных режимах створки перемещаются вперед и пово- рачиваются во внешнюю сторону. Благодаря S-образной форме' створок это обеспечивает не только увеличение площади F^, но и превращение звукового сопла в сверхзвуковое с относительно не- большим превышением площади выходного сечения над площадью критического сечения. Такая схема обеспечивает Дтах^ 1,3 . . .1,4. «Ирисовые» сопла конструктивно проще и имеют меньшую массу. Их охлаждение обеспечивается тем же воздухом, которым охлаж- дается форсажная камера. Они обладают малым внешним сопро- тивлением и малыми потерями эффективной тяги в области транс- звуковых скоростей полета. Но на сверхзвуковых скоростях полета они имеют повышенные потери (см. рис. 10.18 кривая 3), что обус- ловлено недорасширением газа, так как они конструктивно не обес- печивают требуемых для этого значений F'c. Как видно, всережимные регулируемые сопла Лаваля обладают значительной конструктивной сложностью. Это послужило причи- ной разработки и создания других схем выходных сопел. К ним от- носятся эжекторные сопла и сопла с центральным телом. 10.4. ЭЖЕКТОРНЫЕ СОПЛА Этот вид сопел отличается от сопел Лаваля тем, что у них сверх- звуковой контур полностью или частично заменен границей свобод- ной сверхзвуковой струи, а для улучшения характеристик осущест- вляется подача в сопло вторичного (эжектируемого) воздуха. Соп- ла этого типа называют также соплами с разрывом сверхзвукового контура. На рис. 10.20 изображены четыре различные схемы эжекторных сопел, отличающихся как протяженностью, так и местом располот жения поверхности разрыва сверхзвукового контура, изображен- ной штриховой линией. Все они состоят из первичного сопла 1 и обечайки 2. Первичное сопло в схемах а и б сужающееся, а в схе- мах виг оно выполнено в виде сопла Лаваля с малым отношением площадей Fc. Обечайки в схемах пив имеют цилиндрическук форму внутренней поверхности, а в схемах биг — коническую ил1 специальным образом спрофилированную. Сопло с разрывом сверхзвукового контура регулировать конст руктивно проще, чем сопло Лаваля. Это объясняется тем, что пло щадь критического сечения первичного сопла у них может пзме пяться за счет использования обычных регулируемых створок. Дл? регулирования же площади выходного сечения могут применятьс! более простые, чем в регулируемом сопле Лаваля, створчатые кон струкции обечайки. Дополнительная возможность регулированш обеспечивается подачей вторичного воздуха, благодаря чему сам! граница свободной струи может в той или иной степени изменит; 30
• ною форму, приспосабливаясь к изменению положения регулиру- емых створок и перепада давлений в сопле. Подача вторичного воздуха способствует при этом снижению внутренних потерь в соп- ле, а также обеспечивает интенсивное охлаждение элементов кон- струкций. Наконец, применение таких сопел в ряде случаев позво- ляет решить задачу оптимального согласования работы входного устройства, двигателя и выходного устройства, т. е. такого согласо- Рис. 10.20. Схемы эжекторных сопел I н.нгия их работы, при котором обеспечивается максимальная эф- фективная тяга силовой установки. Это объясняется возможностью перепуска части воздуха, входящего в воздухозаборник, но излиш- него для двигателя, в выходное сопло со значительно меньшими по- терями, чем при каком-либо другом способе его перепуска. Основные геометрические параметры рассматриваемых сопел указаны на рис. 10.20. Помимо относительной площади среза Fc и углов конусности сопла и обечайки 0а и 60б> важными относитель- ными геометрическими параметрами являются: f'a ^Fa/Fiw—относительная площадь среза сверхзвукового первич- ного сопла; /'<’=^'г/Л(р—относительная площадь горла обечайки; /пп = /об/Пс—относительная длина профилированного участка обе- чайки; l = l/Dc — параметр, характеризующий расположение первично- го сопла по отношению к обечайке. Расход, полное давление и заторможенную температуру основ- ного (первичного) потока будем обозначать ОВ1, Pi и 7\, а вто- ричного Ов,, рч и Тъ. Относительный расход вторичного возду- ха будем характеризовать коэффициентом эжекции, равным ' 31
^эж— (10.34 а относительное полное давление во вторичном потоке — парамет; ром Р2=Р2/р1 (10.39 Следует заметить, что при разных температурах первичного ; вторичного потоков соблюдение подобия течений в соплах с пода; чей вторичного воздуха требует равенства отношения приведенные расходов воздуха, т. е. соблюдения условия °пр, * — * Р2 Р2 const, Но поскольку отношение давлений Р2 всегда рассматриваете; как независимый параметр сопла, то отношение расходов воздухг принято характеризовать так называемым приведенным коэффици- ентом эжекции, равным (10.40' Именно эти два параметра Р2 и используются в качеству критериев подобия при построении характеристик эжекторных со- пел. Эжекторные выходные устройства с цилиндри- ческой обечайкой и сужающимся первичным соп- лом. Рассмотрим вначале принцип работы и особенности процесса’ простейшего эжекторного выходного устройства, состоящего из су- жающегося первичного сопла и цилиндрической обечайки (рис: 10.21).Его конструктивная простота определяется тем, что сверх-; звуковой контур на всем его протяжении заменен поверхностью сво» бодной сверхзвуковой струи а—пг. Предположим, что 6Вг=0 (вто: ричный воздух не подается), а лс.п соответствует расчетному nepe-i паду эквивалентного по Fc сопла Лаваля. Физическая картина течения газа для этого случая представлена на верхней части рис- 10.21, а. Внизу на этом же рисунке изображена эпюра распределен ния статических давлений по рабочим поверхностям вторичного контура. На выходе из первичного сопла поток расширяется при обтека- нии угловой точки а (характеристики течения разрежения изобра- жены штриховыми, а волны сжатия — сплошными линиями). В ре- зультате образуется свободная сверхзвуковая струя, которая затем присоединяется в точке пг к стенке обечайки. Вследствие вязкости; на границе этой струи развивается турбулентный слой смешен ния, в который вовлекается некоторое количество газа из за- стойной (вихревой) зоны А. Это индуцирует в зоне А вихревое дви- жение. В окрестности точки пг происходит поворот сверхзвукового» потока в направлении стенки обечайки (на угол ф), что приводит к возникновению скачка уплотнений пг—гг. В вихревой зоне и на большей части поверхности свободной струн устанавливается всюду одинаковое давление (па расчет- ном режиме сопла более высокое, чем давление рн). Лишь в обла- Рис. 10. 21. Схема течения в эжекторном сопле с цилиндрической обечайкой: а-при йэж < йэж гр; б—при *эж >*эж.гр 2 3647 32
сти присоединения первичного потока к обечайке (на участке tri) создается местное увеличение статического давления, вызван ное сжатием газа в скачке уплотнения т—п и предшествующи ему волнах сжатия. Далее за точкой присоединения т статическо- давление вдоль поверхности обечайки постепенно снижается (см эпюру давлений) из-за попадания на нее волн разрежения. Увеличение тяги сопла рассмотренной схемы Дс.эя< по сравнении £ тягой сужающегося сопла Дс.суж обусловлено в данном случае появлением избыточного давления во вторичном потоке. Как вид» из рис. 10.21, а, этот прирост тяги равен осевой проекции равнодей ствующей сил избыточного давления, действующих на внешнюк поверхность сужающегося сопла Si и торцевую поверхность S2 Сумма проекций этих поверхностей на плоскость, нормальную । оси сопла, равна Fc—поэтому ,! #с.эж = Яс.суЖ + (Р2 - Рн) (^с — Лер)- (10-41. Из формулы (10.41) видно, что прирост тяги в эжекторном соп .ле с цилиндрической обечайкой по сравнению с тягой сужающегос? сопла получается тем более высоким, чем-значительнее давленш Рг превышает атмосферное давление рн- Сравнение получаемой тяги Дс.эя< с тягой, создаваемой сужаю щимся соплом и эквивалентным соплом Лаваля, показывает, чтс тяга эжекторного сопла выше, чем у сужающегося сопла, но вес же более низкая, чем у сопла Лаваля, что обусловлено весьмг большими внутренними потерями в эжекторных соплах с цилиндр» ческой обечайкой. Внутренние потери в соплах рассматриваемых схем связаны ( двумя факторами. Во-первых, возникают волновые потери на скач ке уплотнения т—п, образующемся в области присоединеню сверхзвуковой струи к поверхности обечайки. Во-вторых, наличш свободной поверхности сверхзвуковой струи большой протяженно сти приводит к тому, что вследствие турбулентной вязкости част: кинетической энергии первичного потока расходуется на поддержа ние вихревого движения газа в застойной зоне и на преодолени, турбулентного трения, возникающего на границе смешения дву; потоков, обладающих различными скоростями. Наконец, имеютс; еще потери на трение газа о стенку обечайки и потери, обусловлен ные неравномерностью потока на выходе из сопла. Потери в скачке т—п и от турбулентного трения на границ* смешения являются специфическими для эжекторных сопел. Он; увеличиваются с возрастанием Fc, так как повышается число М i первичном потоке перед скачком т—п и растет общая поверхносп смешения потоков. Эти потери приводят в конечном счете к сни жению давления р2 и, как видно из формулы (10.41), уменьшаю- возможный прирост тяги от установки эжекторной обечайки. Подача вторичного воздуха существенно меняет картину тече, ния и, в частности, приводит к снижению указанных потерь. Пр; увеличении АЭ1К относительное давление вторичного воздуха р%= =Pzlpi* в вихревой зоне увеличивается, а число М. на границе пер :34
nii'iuoro потока и угол ф присоединения его к поверхности обечайки; уменьшаются. Это приводит к уменьшению интенсивности скачка;, уплотнения т—п и к снижению волновых потерь. При некотором' снлчснии Кэя<=Кэж.гр (называемом граничным) давление в вихре- вой зоне повышается настолько, что угол гр становится равным ну- лю н скачок уплотнения у стенки обечайки исчезает. При этом ис- •п ;:пот и волновые потери в этом скачке. Прекращается также вих- ршюе движение газа в застойной зоне. Течение становится таким,. Рис. 10.22. К определению ЛЭж.п>‘. а—эпюры статических давлений для внутренней поверхности цилиндрической обечайки; б—зависимость pm=PmIPz от ^o6=^°’ как показано на рис. 10.21, б. Как видно, во вторичном потоке уже отсутствует местное повышение давления у поверхности обе- чайки, а сверхзвуковая струя вблизи обечайки поворачивается плавно, без образования скачков уплотнения на границе первично- । <> потока. Дальнейшее увеличение /сан! уже не способствует замет- ному снижению внутреннихпотерь в сопле. При увеличении /саж до Лэж.Гр изменяется характер распределе- ния давления по внутренней поверхности обечайки. Как видно и» рис. 10.22, относительное давление во вторичном потоке с ростом увеличивается, а отношение давлений Pmlpz уменьшается, что и характеризует снижение интенсивности образующегося у обечай- ки пространственного скачка. Значение Кэж.гр определяется услови- ем рт/р2=1,0. Интенсивное увеличение давления р2 при увеличе- нии кэп< до указанного значения /foH(.rp приводит к довольно значи- тельному увеличению коэффициента тяги по сравнению с его зна.- чением при йЭ1К=0. Потери в эжекторных соплах оцениваются коэффициентом тяги ^с.эж = ^.эж/(/?с.ил1 + 7?С.ИЛ.), (10. 42) где /?с.иД1 и Дс.ид, — идеальные тяги первичного и вторичного пото- ков; /?с.эж — тяга эжекторного сопла. 35'. 2*
Коэффициент импульса в рассматриваемом случае равен 7сВ = /с/(/с.ал1+/с.ад1). (10.43) ГДС 1с.ад, И 7с.ала — импульсы первичного и вторичного потоков при отсутствии потерь. Следует заметить, что в определении Ро. Ид2 и, в особенности, /с. ада воз- никают определенные трудности. Это связано с тем, что давление р% на неко- торых режимах работы сопла может быть меньшим рН- Кроме того, для под-i счета отдельно импульсов первичного и вторичного потоков нужно знать пло- щади первичного и вторичного потоков в выходном сечении сопла (каждого в отдельности). По этой причине в целях упрощения расчетов в ряде случаев' Яри обработке экспериментальных данных используют коэффициенты = /?с//?с.иД1 или 7с, = ^//сал,. (10.44) в которых суммарная замеренная тяга пли суммарный замеренный импульс соп- ла относят к идеальной тяге или идеальному импульсу, определенному только Но первичному потоку. При этом /с. ад определяют как для сопла Лаваля с заданным отношением площадей Fe. Определенные таким способом коэффици- енты потерь при Ааж=И=0 могут иметь значения, большие единицы, что затруд- няет их использование для физического анализа. Но для расчета значений /с или Rn, получающихся при применении конкретного испытанного сопла, они (более удобны. На рис. 10.23 кривые 1 показывают характеристики эжекторно- го сопла с цилиндрической обечайкой для расчетного режима его работы в зависимости от квт. Как видно, по мере увеличения квт ДО Лэж.гр~0,06 происходит увеличение /?с.вж- Указанное значение Рис. 10.23. Внутренние характеристики эжекторных сопел трех различных схем при Дс=2,3 ^эж.гр является как бы границей перехода от одной области режи- мов течения (рис. 10.21, а) к другой области (рис. 10.21,6). При Кэж>Еэж.гр значения Яс.эж начинают снижаться, но очень незначи- тельно. Интенсивность же роста давления дг* уменьшается. Эжекторные сопла с цилиндрической обечайкой нашли широкое применение в сверхзвуковых самолетах с относительно небольши- ми значениями Мн тах (Мнтах<1,6). Такая схема выходного уст-
|п»пства (рис. 10.24) появилась как естественное усовершенствова- ние обычного сужающегося сопла, которое устанавливалось в фю- к ляже с заглублением, а подача вторичного воздуха определялась потребностями охлаждения форсажной камеры и составляла 2—3% по отношению к расходу газа через сопло двигателя. При невысо- ких потребных значениях отношения площадей Fc характеристики таких исходных устройств получались вполне удовлетворительными. Они Г получили наименование сопел с кор- мовым охлаждающим эжектором. Для самолетов с более высокими максимальными числами М полета, V которых FCmax>l,6 ... 1,8, потери п соплах с цилиндрической обечай- кой получаются заметно большими, чем в эквивалентном сопле Лаваля Рис- 10-24- Схема сопла с кормо- вым эжектором п эжекторных соплах более север- шейных схем со специальным про- филированием обечайки, а иногда и первичного сопла. Профилированные эжекторные сопла. Снизить по- тери в эжекторных соплах можно уменьшением разрыва сверхзву- кового контура, достигаемым соответствующим профилированием Внутренней поверхности обечайки, или применением первичного сопла с небольшим расширяющимся (лавальным) участком (см. рис. 10.20 б, виг). Рассмотрим эти вопросы. На рис. 10.25 показаны схемы_течения в сопле с профилирован- ной обечайкой при малых (/сэж<ЛЭж.гр) и больших (/сэж>Лиж.Гр) ко- •ффициентах эжекции. Принципиально им присущи те же особен- ности, что и для сопла с цилиндрической обечайкой. Но уже при А.»ь-=0 начальное расширение первичного сверхзвукового потока в том случае получается небольшим и интенсивность скачка уплот- нения в области его присоединения к обечайке оказывается значи- тельно меньшей. В сочетании с небольшой поверхностью разрыва сверхзвукового контура это приводит к существенному снижению потерь в таких соплах. Значения йа!К.гр у них получаются такж'е (шлее низкими. Внутренние потери у сопел с профилированной обе- чайкой достигают минимума при Лэж=0,01 ... 0,02 (см. кривые 2 на рис. 10.23), и при этих значениях 7сэщ такие сопла по Лс.ан1 почти не уступают эквивалентному по Fc соплу Лаваля. Выходное устройство с лавальным первичным соплом и с ци- линдрической обечайкой (кривая 3 на рис. 10.23) при feH,=0 обла- пает большими потерями, чем сопло с профилированной обечайкой (из-за большего угла встречи первичного потока со стенкой обе- чайки в точке присоединения), но с увеличением ЛдЖ-Коэффициент у сопла этой схемы заметно возрастает, и при /сЭж~0,03 это сопло почти сравнивается по коэффициенту тяги с соплом, имею- щим профилированную обечайку. Его- преимуществом является бо- лее низкое значение потребного относительного давления вторич- 37
ного воздухаРг, что снижает механические нагрузки от изоытс ного давления на обечайку и позволяет использовать вторичн: воздух более низкого давления (например, воздух сливаемого п< раничного слоя). Из сравнения протекания характеристик сопел различных схе по Лс.п (рис. 10.26) видно, что при одинаковом значении Fc в обл; сти высоких лс.п наименьшие потери имеет сопло Лаваля. Сопло Рис. 10.25. Схема течения в эжекторном сопле с профилированной (конической) обечайкой: a-при Тэж <*эж.гр; б—при йэж > йэж гр 38
цилиндрической обечайкой имеет более высокие потери, а с профи- лированной— незначительно большие, чем сопло Лаваля. При л< н ~лс.р во всех трех сравниваемых сверхзвуковых соплах возни- кни >т потери от перерасширения. Характерным является то, что у Рис. 10.26. Сравнение протекания характеристик нерегу- лируемых сопел различных схем по лс.п при Гс=2,3: /—сопло Лаваля; 2—эжекторное сопло с профилированной обечай- кой: 3—эжекторное сопло с цилиндрической обечайкой; 4—сужаю- щееся (звуковое) сопло пм-кторных сопел отрыв потока наступает при несколько более вы- < <>кпх значениях лс.отр, что приводит к снижению потерь от перерас- ..рения при малых значениях псд. Но все же потери от перерасши- реппя и в эжекторных соплах оказываются достаточно высокими и для их снижения при лс.п<Лс.р эти сопла, как и сопла Лаваля, требуют регулирования относительной площади Fc. 10.5. РЕГУЛИРОВАНИЕ ЭЖЕКТОРНЫХ СОПЕЛ Эжекторные сопла более просты в регулировании, чем сопла Лаваля. Площадь критического сечения у них можно изменять, ис- пользуя обычные регулируемые створки. Для изменения площади выходного сечения могут быть использованы сравнительно простые поечайки створчатой конструкции. Дополнительные возможности регулирования достигаются подачей вторичного воздуха. Кроме то- го, вторичный воздух обеспечивает охлаждение форсажной камеры п регулируемых створок, что особенно важно для высокотемпера- ।урпых двигателей. При регулировании эжекторных сопел подачей вторичного воз- чуха необходимо учитывать влияние его отбора на тягу двигателя. Кроме того, между квт и р2* на автомодельных режимах работы сопла существует однозначная связь, и для получения желаемого значения необходимо подавать вторичный воздух определенно- 39
го давления, которое зависит от места отбора вторичного воздух? и способа подачи его в сопло. •< Вторичный воздух может отбираться из основного воздухозабор- ника двигателя, или для этой цели может быть использован возду; сливаемого пограничного слоя. В первом случае, как правило' располагаемое давление воздуха в воздухозаборнике превышае’ потребное давление вторичного воздуха для сопла, и для снижени» давления до потребного нужно осуществлять дросселирование по даваемого в сопло вторичного воздуха. Внутренняя тяга в этом слу- чае определяется по формуле R—Grcc-]-Fc{pc — pH)—GBy—GBy=R<:—Gy(1 +*9Ж). (10.45 Увеличение kam в некоторых пределах способствует повышении, тяги сопла, но при этом увеличивается количество движения вто- ричного воздуха, что, как видно из формулы (10.45), снижает тягу двигателя. В каждом конкретном случае имеется значение ^аж.опт обеспечивающее наибольшую тягу силовой установки. Рис. 10. 27. К определению тяги эжекторного сопла с подпиткой воздухом из пограничного слоя При отборе вторичного воздуха из пограничного слоя у фюзе- ляжа или мотогондолы, если его располагаемое давление оказы- вается достаточным, т. е. обеспечивает необходимые значения потери с входным количеством движения вторичного воздуха полу- чаются более низкими. В этом случае (рис. 10.27) внутренняя тяга в соответствии с уравнением Эйлера определяется по формуле А’=7?с Ову ОВУВЛ F(p3ag — Рн), (10. 46 л iz 1 С где ип.с=~ \ —средняя скорость воздуха, отбираемогс о из пограничного слоя; ^заб — площадь заборника (или щели) для от- бора воздуха; рзаб — статическое давление отбираемого возду- ха, которое обычно близко к давлению Рн- 40
Следовательно, использование в качестве вторичного воздуха тираничного слоя, сливаемого перед воздухозаборником, который in < равно необходимо каким-то образом эвакуировать, в ряде слу- ч.н в оказывается более целесообразным, поскольку в месте отбора йог воздух уже заторможен и его средняя скорость значительно меньше скорости полета V. В этом случае тяга силовой установки может оказаться более высокой, чем при подаче вторичного возду- ха из основного воздухозаборника. Выбор закона изменения Гс и /гэн; в зависимости от числа М по- лю а, высоты полета и режима работы двигателя назначается та- ким образом, чтобы обеспечивалась максимальная эффективная ина всей силовой установки. При снижении числа М полета в свя- зи с. уменьшением лс.п для предотвращения перерасширения газа в сопле возникает необходимость уменьшения Fc и увеличения kS№. При этом давление рг уменьшается и обычно при Мн=0,6... 1,0 оно может стать меньше давления рн. В этом случае дополнитель- ная подача вторичного воздуха может осуществляться через специ- альные створки подпитки, которые открываются под действием соз- дающегося перепада давлений на внешней поверхности гондолы двигателя и во вторичном контуре сопла. Схема эжекторного выходного устройства с регулируемыми г । горками первичного сопла 1 и обечайки 2, имеющего, кроме того, регулируемую подачу вторичного воздуха GBs и створки подпитки 3 для подачи третичного воздуха GB>, показана на рис. 10.28, а. Ниже осевой линии изображено положение регулируемых элементов при максимальной скорости полета на режиме полного форсажа, а вы- ше осевой линии — при околозвуковых числах М полета на макси- мальном режиме, когда перепад давлений в сопле становится зна- чительно меньше расчетного и уменьшается площадь Fvv. Створки подпитки позволяют в сопле, рассчитанном на большие числа М по- лета, предотвратить перерасширение газа на дозвуковых скоростях полета путем подвода в сопло большой массы дополнительного воздуха из внешнего потока. В этом случае наружные створки мо- iyr быть выполнены нерегулируемыми, либо регулироваться толь- ко на части их длины, как показано на рис. 10.28, а. Венцы ство- рок 2 и 3 могут регулироваться принудительно, либо под действием перепада давлений на их наружной , и внутренней поверхностях (флюгерное управление). На рис. 10.28, б показана другая схема эжекторного сопла, в которой предусмотрено регулирование также двух рядов створок. Первый ряд регулируемых створок 1 при полном раскрытии обра- зует первичное сопло в форме сопла Лаваля, а регулируемые створ- ки обечайки 2 при полном раскрытии создают продолжение кони- ческого (или профилированного) сверхзвукового контура. Такое положение створок соответствует полету с Мтах на режиме полного форсажа. При уменьшении числа М полета и при выключении фор- сажа, т. е. при переходе на максимальный режим, оба ряда створок прикрываются. При этом образуется контур (показан штриховыми линиями), соответствующий эжекторному выходному устройству, 41
42
Имеющему сужающееся первичное соло и обечайку, близкую к ци- линдрической. Прикрытие створок обечайки снижает перерасшире- liiiv । аза в сопле, но приводит к возникновению внешнего сопротив- ления. Оно должно оптимизироваться из условия получения макси- Ми.чыюй эффективной тяги. I !а рис. 10.28, в показана схема эжекторного выходного устрой- I Iни, у которого первичное сопло выполнено в виде регулируемого «ou.ua Лаваля с небольшим отношением выходной площади к кри- тнческой и имеются вторичные регулируемые створки. При этом на |н-жиме полного форсажа и при максимальном числе М полета пер- вичные створки 1 и вторичные створки 2, являясь продолжением Друг друга, образуют безразрывный сверхзвуковой контур. При Полетах с трансзвуковыми скоростями на бесфорсажных режимах уменьшение площади FKp достигается уменьшением площади горла Первичного сопла, а створки 1 и 2 устанавливаются в положения, пПеенсчивающие получение минимальных потерь эффективной тяги. Вопросы оценки суммарной эффективности эжекторных сопел При их работе в общей схеме силовой установки очень сложны. При Их решении возникает необходимость рассмотрения не только пну ।реннего течения в сопле, но также условий внешнего обтекания с учетом взаимодействия внутреннего и внешнего потоков, о чем го- инрнлось ранее. Не анализируя этот вопрос подробно, заметим Лишь, что рассмотренные схемы эжекторных сопел, мало отлича- (II I. по своим характеристикам при работе двигателя на режимах lnunioro форсажа при больших числах М полета, могут существен- но отличаться по коэффициенту эффективной тяги в области транс- йиуковых скоростей полета и особенно на бесфорсажных режимах pin юты двигателя. Для повышения эффективности работы сопла на укачанных режимах следует либо принимать специальные меры к улучшению внешней аэродинамики вторичных створок, либо прибе- Н1П. к особой организации режимов течения в сопле, получивших Пи именование «отрывных». Сопла с отрывным’режимом течения. Такие сопла Имеют обычно более короткие вторичные створки, которые в обла- сти дозвуковых и трансзвуковых скоростей полета прикрываются в Меньшей степени, чем это требуется для получения полного расши- liriniH газа в сопле. Дело в том, что в области чисел М полета 0,8— 1.2 и при лс.п=4 ... 6, характерных для существующих двигателей, Пг.(отрывное течение в сопле с минимальными потерями эффектив- 11п(| тяги обеспечивается при jFc^1,2_ . 1,4. Но поскольку для мак- симальной скорости полета обычно Fcmax=2,2... 2,5, то в указан- ном диапазоне чисел М полета требуется значительное прикрытие г шорок сопла. Для обеспечения безотрывного внешнего обтекания с шорки должны были бы быть при этом достаточно длинными, что Привело бы к существенному увеличению массы конструкции вы- кидного устройства. В соплах с отрывным режимом внутреннего течения (рис. 10.292 умышленно ограничивают прикрытие створок сопла значениями /’Cmin=l,8 - - - 2,0. Если бы при этих условиях нГцчшечивалось безотрывное течение в сопле, то произошло бы зна- 43
чительное перерасширение газа в нем. Поэтому геометрические ра: меры сопла, в частности угол 0НКВ (см. рис. 10.29), выбирают та чтобы струя первичного потока газа не достигала вторичных ctbi рок, а имела вид свободной струи. Рис. 10.29. Схема течения в сопле на отрывном режиме В таком случае не происходит перерасширения газового поток так как в кольцевую полость между струей и внутренними стейкаь вторичных створок сопла проникает атмосферный воздух. В резул тате в этой полости устанавливается вихревое течение, а давлен! в ней р2 оказывается близким к атмосферному. Это давление в и вестной степени характеризует совершенство работы сопла на о рывном режиме. Чем оно выше, тем меньшими потерями эффекта ной тяги обладает сопло. Снижению давления р2 по сравнению атмосферным способствуют эжектирующие действия первичш струи и внешнего потока газа. В этом отношении определенные пр имущества имеет сопло, выполненное по схеме, приведенной 1 рис. 10.28,6. Критическое сечение на максимальных режимах у н го приближается к выходному сечению, чем сокращается прот женность свободной поверхности первичной струи, а следовательн и ее эжектирующее действие. Повышению давления р2 способств ют подача вторичного воздуха и подпитка сопла третичным возд хом через створки подпитки (см. рис. 10.28, а), причем третичны воздух забирается из пристеночного пограничного слоя, поэтому о не создает значительных потерь с входным импульсом. Наконе повышению давления р2 способствует также увеличение давлен? внешнего потока у обреза кормы вследствие его торможения пр встрече с недорасширенной сверхзвуковой первичной струей. Пр этом важное значение имеет сохранение плавности очертания внев него контура кормовой части при прикрытии створок, что, как ук; зывалось, достигается применением гибких элементов в констру, ции створок (рис. 10.28, в). Таким путем удается увеличить восст; новление давления на обрезе кормы и этим повысить давление / во вторичном контуре сопла. Правильный выбор в процессе проектирования сопла значени Fc, Оэкв, внешнего профиля кормовой части, а также подача в conj требуемых количеств вторичного (и третичного) воздуха позвол) ют получать в полете на отрывных режимах работы эжекторног 44
гнила высокие значения давления р2, обеспечивая тем самым z ма- лое донное сопротивление и малые внутренние потери. Сравнительно невысокое внешнее сопротивление кормовых час- к ii силовых установок с соплами указанного типа в области дозву- ковых и трансзвуковых скоростей полета обеспечивается еще и тем, ...они, имея узкий диапазон изменения параметра Рс, прикрыва- |чii-я на малые углы 6КоР, что в совокупности с малой длиной са- мих створок обеспечивает безотрывное их обтекание, малое сниже- ние статического давления на внешней поверхности по сравнению с. и гмосферным и, следовательно, относительно невысокое сопротив- ление давления на створках при их прикрытии. Описанные мероприятия обеспечивают удовлетворительные ха- рактеристики сопел с отрывным режимом внутреннего течения в широком диапазоне чисел М полета при простоте конструкции и малой массе. Сопла с автомодельным режимом течения. При всех числах М полета предъявляются более строгие требова- ния к их внешней аэродинамике. Исходя из необходимости широко- to диапазона изменения параметра Fc и требования безотрывного- внешнего обтекания, вторичные регулируемые створки такого сопла должны быть более длинными (ZCTB/Z)C^ 1,0 ... 1,2), что связано с усложнением конструкции и увеличением массы сопла. Но такие i i норки при их прикрытии отклоняются на меньшие углы и обеспе- чивают меньшее внешнее сопротивление. Поэтому потери эффектив- ной тяги у них обычно получаются меньшими, особенно в области |рапсзвуковых скоростей полета. 11а рис. 10.30 показаны конструктивные схемы эжекторных со- пел, устанавливаемых на двигателях J-79 и J-93 самолетов F-4 и В 70 США. Они рассчитаны на получение автомодельных режимов1, внутреннего течения и имеют три венца регулируемых створок —Д. II и С. Управление створками выполнено у них по-разному. У сопла двигателя J-79 все три ряда створок управляются от Ц/111ОГО приводного кольца 6, которое имеет два приводных ролика. Первый из них движется по профилированной поверхности первич- ных створок, а второй — по профилированному пазу внешнего вен- ца вторичных створок, внутренний венец вторичных створок В одним концом шарнирно соединен с внешним венцом вторичных i i норок С, а вторым концом через звено 2 с венцом створок крити- ческого сечения А. Положение створок для максимального режима, показано основными, а для форсажного штриховыми линиями.. Жесткая кинематическая связь створок не обеспечивает оптималь- ных значений площади Fc на всех режимах полета, но упрощает конструкцию и снижает массу привода. Преимущества та- ков конструкции привода створок в том, что она обеспечивает плавность внутреннего контура сопла при изменении Рс и не допу- екаст значительного разрыва сверхзвукового контура. На половине '1ЛНИЫ створок В выполнена кольцевая щель для дополнительного пленочного охлаждения сопла и стабилизации потока в случае его отрыва при открытых створках и малых значениях лсп- 45
Сопло двигателя J-93 имеет аналогичную конструкцию, но отлгь чается независимостью привода внутренних и внешних створок, на-i .личием нескольких щелей для пленочного охлаждения и ставили- зации потока и тем, что внутренняя поверхность обечайки у него выполнена профилированной (так как сопло рассчитано на Рис. 10. 30. Схемы регулируемых сопел двигателей J-79 (а) и J-93 (б): 1, 6—приводные кольца; 2—звенья регулирования площади ще- ли для подачи вторичного воздуха; 3—передний шарнир; 4— задний шарнир; 5—щели для пленочного охлаждения и стаби- лизации потока Митах=3,0), а внешние створки удлинены примерно на 30% не «сравнению с соплом J-79. Как видно, рассмотренные эжекторные «сопла приближаются по схеме к регулируемому соплу Лаваля. На рис. 10.31 дано качественное сравнение суммарной эффек тивности сопел различных схем (для типовой зависимости лс.п от числа М полета). Как видно, характеристики эжекторных сопел аналогичны рас «смотренным ранее характеристикам регулируемых сопел Лаваля Характерно, что сопла с отрывным режимом течения имеют второ! .характерный пик (на рис. 10.31 заштрихован), объясняемый запус жом сопла и переходом его на автомодельный режим работы, чтс связано с появлением при фиксированном значении min потерт ют перерасширения газа. Эти потери при увеличении числа М поле 46
th оыстро уменьшаются и вскоре полностью исчезают, когда Fc min. приходит в соответствие с потребным значением. < 'хема течения в сопле при запуске, т. е. при переходе от отрыв- .... режима течения к автомодельному по мере увеличения числа М полета, показана на рис. 10.32. С увеличением скорости полета и । повышением при этом и, „, струя газа, увели- чиваясь в размерах, за- нимает положения, по- ка чанные на рис. 10. 32, и. 6, в. При чисто от- рывном режиме тече- ния, соответствующем • о носит ельно невысо- ким значениям лс.п, площадь струи газа /’, ,,, занимает неболь- шую часть площади Fc. При этом происходит |нн|.< ос воздуха из ок- ружающей среды во юорпчный контур СОП- Л.1, что совместно с по- ил чей вторичного воз- Рис. 10.31. Качественная картина протекания эф- фективных характеристик эжекторных сопел: /, Г—с автомодельным режимом течения: 2, 2'— с отрыв- ным режимом течения при 3—всережимное ре- гулируемое сопло Лаваля; максимальный ре- жим; полный форсажный режим Рис. 10. 32. Схема течения при запуске эжекторного сопла пуха компенсирует эжектирующее действие первичной струи и шп-шнего потока. Во вторичном контуре устанавливается давление мало отличающееся от атмосферного. При переходе на более пысокие числа М полета и лс.п увеличивается размер «полубочки»- । rpyii FCTp, что приводит к уменьшению кольцевой площади Fc — т,,, через которую происходит подсос воздуха из окружающей 47
«среды. Во вторичном контуре появляется разрежение, и в сопл* .возникают донные потери (потери от перерасширения струи газа)'. При некотором значении лс. п размеры струи увеличиваются на столько, что она касается створок обечайки, а сопло переходит н; .автомодельный режим работы (рис. 10.32, в). Сопло «запускает’ :ся», и в нем устанавливается режим течения вначале с давлением .р2<рн, а затем с ростом Мя давление быстро увеличивается I становится больше рц. ; Как видно, для всех видов выходных устройств характерна «очень высокие потери в области трансзвуковых скоростей полета Именно на снижение этих потерь направлены основные усилия тео; ретиков и конструкторов—разработчиков выходных устройств. 10. 6. СОПЛА С ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ На рис. 10. 33 показаны основные газодинамические схемы сопел с централь шым телом. У этих сопел, как видно, осуществляется (полностью или частично] внешнее расширение сверхзвукового потока. Поэтому у них длина жестких сте »ок, ограничивающих сверхзвуковой поток снаружи, получается существенн< более короткой, чем у сопла Лаваля. Роль стенок у них выполняет линия ток: Ас, которая при уменьшении степени понижения давления в сопле может дефор Рис. 10.33. Основные газодинамические схемы сопел с центральным телом
tшиться, что исключает возможность значительного перерасширения газа при \ mi шипении перепада давлений. При работе в расчетных условиях такое сопло hui.it иметь при одинаковой степени понижения давления лобовые габаритные |ш 1м<-ры и внутренние потери примерно такие же, как эквивалентное ему сопло .П.ша.пя. Схемы сопел на рис. 10.33 отличаются способом профилирования централь- 11‘ ни тела и обечайки. На рис. 10. 33, а показано сопло с цилиндрической и <> г ч а й к о й и угловой точкой О на поверхности центрального тела. При обте- ши.. этой угловой точки образуется течение резрежения, характеристики кото- .... изображены штриховыми линиями. Характеристики первого семейства, И' мицпцие из точки О, достигнув обечайки, отражаются и попадают на поверх- |||и и. центрального тела. Контур последнего, как и контур профилированного .....ла Лаваля, рассчитывается таким образом, чтобы попадающие на его поверх- .......... волны разрежения (характеристики второго семейства) не отражались, и 1.U ухали. Проходя через характеристики первого семейства, поток отклоняется .....си сопла. На характеристиках второго семейства осуществляется поворот и.....а в обратном направлении. На последней характеристике АВ поток дости I in । расчетного числа М и течет далее параллельно оси сопла. Расширение в tn ini случае является частично внутренним и частично внешним. Схема на рис. 10.33,6 соответствует полностью внешнему расширению сверх- ииci.иного потока. Угловая точка течения разрежения в этом случае находится \ 1Ч.1ХОДНОЙ кромки обечайки, внутренняя поверхность которой расположена под |1Л"М наклона у к оси сопла. Благодаря этому расширение сверхзвукового пото- |.н происходит в одном семействе характеристик и сопровождается односторон- ним то отклонением. Преимущество рассмотренного сопла с прикрытой ин-чайкой состоит в том, что перерасширение газа в нем, даже при очень 1И|.1чптсльном снижении перепада давлений, практически отсутствует в отличие in шила с цилиндрической обечайкой, у которого за критическим сечением име- rii-.i расширяющийся участок, создающий перерасширение газа при малых пере- мни а к давлений. Недостаток сопла с прикрытой обечайкой состоит в том, что у in in габаритная площадь получается больше площади струи (£)габ>£)с), что при- iiiiiiiiT к возникновению внешнего сопротивления обечайки. На рис. 10. 33, в дана схема сопла с полуприкрытой обечайкой, 1<|||>>р;:я может рассматриваться как промежуточная по отношению к рассмот- ....гм ранее. У сопла этой схемы имеются две угловые точки — точка О на Itvii тральном теле и точка А у выходной кромки обечайки. При обтекании точ- iiii <> поток расширяется, отклоняясь к оси сопла. Затем при обтекании точки Л т хществляется поворот потока в обратную сторону. Степень внутреннего |1ш шпрения сверхзвукового потока в рассматриваемом случае получается мень- liti II, чем у сопла с цилиндрической обечайкой, а угол наклона обечайки мень- шим, чем у сопла с прикрытой обечайкой. 11а рис. 10. 34 дано сравнение характеристик сопла Лаваля и сопел с цен- 1||||>п.||ым телом трех рассмотренных схем в стендовых условиях. Как видно, при перепадах давлений, близких к расчетному, характеристики всех сравнивае- И1.г сопел, имеющих одинаковую Fc, практически совпадают. При перепадах liiiit.iieiinn, меньших расчетного, у сопла Лаваля вследствие перерасширения газа ho |||>||>пциент тяги значительно снижается. У сопла с прикрытой обечайкой из-за нм \ 1ствия перерасширения газа коэффициент тяги практически не снижается при уменьшении Лс.п. В сопле с цилиндрической обечайкой вследствие частичного нттреннего расширения наблюдается некоторое снижение коэффициента но ши» существенно меньше, чем у сопла Лаваля. Характеристики сопла с полу- прикрытой обечайкой занимают промежуточное положение по отношению к двум ||р\1вм рассмотренным схемам сопла с центральным телом. При наличии внешнего потока характеристики сопел с центральным телом И ипласти перепадов давлений, меньших расчетного, заметно ухудшаются. Это нпыц-пяется тем, что на этих режимах струя за соплом сужается и ее площадь । П11ИИП1ТСЯ меньше площади среза сопла. Сверхзвуковой внешний поток, обте- шп1 такую сужающуюся струю, напротив, расширяется. По этой причине давле- iiiii- па поверхности струи становится меньше атмосферного, что вызывает неко- inpiie перерасширение газа как внутри струи, так и на поверхности центрального И'.'bi. Помимо этого, у сопла с полуприкрытой и прикрытой обечайками при 49
Мк>1 возникает течение разрежения при обтекании внешней выпуклой повер: ности обечайки, которое вызывает появление кормового сопротивления на < внешней поверхности. На начальном участке свободной сверхзвуковой стр} Рис. 10. 34. Сравнение характеристик сопел с центральным телом различных схем в условиях старта: /—осесимметричное сопло Лаваля; 2—с цилиндрической обечайкой; 3—с по- луприкрытой обечайкой; 4—с прикрытой обечайкой Рис. 10.35. Схема течения в сопле с прикрытой обечайкой и распределение давления по центральному телу в ус- ловиях внешнего сверхзвукового обте- кания наблюдается еще более значительное сни жен.ие статического давления (возможщ появление зоны отрыва), а затем npt обратном повороте потока (от оси струи] возникают скачки уплотнения. Схема те чения в этом случае для сопла с при крытой обечайкой показана на рис. 10.35 У сопел с центральным телом регу лирование площади критического сече ния связано со значительными конструк тивными трудностями. Для этого требу ется осуществлять перемещение цент рального тела или прикрывать обечайку которая для этих целей должна имен специальную створчатую конструкцию Несмотря на то, что сопла с централь ным телом, как показывают расчеты, по лучаются более короткими, чем сопл; Лаваля, и имеют меньшую суммарнук площадь боковой поверхности, их охлаж- дение представляет сложную задачу, та? как само центральное тело со всех сто рон омывается горячими газами. Эт: трудности, а также ухудшение характе ристик в условиях обтекания внешни: потоком пока ограничивают широко применение сопел с центральным тело: на воздушно-реактивных двигателях. 10. 7. ПОНЯТИЕ О РЕВЕРСЕ ТЯГИ И ШУМОГЛУШЕНИИ Реверсом тяги называется изменение направления ее действи1 на противоположное, в результате чего создается отрицательна: 50
Un.I. направленная против движения самолета и вызывающая его Торможение. Реверс тяги является эффективным средством сокра- llii'iiiiti длины пробега самолета при посадке. Реверс может исполь- <н питься также для быстрого уменьшения скорости самолета в по- лги-. В) Рис. 10.36. Схемы реверсивных устройств: " решетчатого типа; б—створчатого типа; в—решетчатого типа для ДТРД с высокой степенью двухконтурности Реверс тяги осуществляется поворотом газового потока, выхо- ли щего из двигателя, при помощи специальных устройств. Эти уст- ройства могут быть выполнены по различным схемам. Их можно ри (делить на два вида: решетчатые и створчатые (рис. 10.36). В ре- Исрспвных устройствах первого типа в качестве элементов, отклоня- ющих ноток, используются специальные решетки профилей 1, а для Перекрытия пути движения газа в прямом направлении применяют- гн створки 2, которые при нормальной работе выходного устройства янкрывают решетку профилей и образуют плавные обводы проточ- ной части, а на режиме реверса перекрывают путь газа к основному соплу и направляют его в отклоняющую решетку. В реверсивных устройствах второго типа поворот потока осуществляется специаль- ными створками 3, которые на режиме прямой реакции располага- 51
ются у наружной поверхности выходного устройства, образуя е внешние обводы. На режиме реверсирования створки устанавлий, ются за выходным соплом таким образом, что они перекрывай путь движения газа в прямом направлении и поворачивают газ> вый поток на угол 0, больший 90°. Для двигателей с большими степенями двухконтурности бол! 60—70% тяги создает наружный контур. Реверсирование тяги у т; ких двигателей обычно осуществляется применением решетчать реверсивных устройств в наружном контуре. Реже реверсирован» осуществляется в обоих контурах. В таком случае для внутренне» контура используются решетчатые реверсивные устройства (ри 10.36, в), причем эти устройства не создают отрицательной тяги, лишь поворачивают поток на угол около 9(У. Это делается по тс причине, что эффект реверсирования тяги первого контура мал, i при повороте горячих газов на угол 0^>9О° они могут попадать г вход в двигатель и приводить к нарушению нормальных условии е» работы. Если принять приближенно Gr=GB=G и считать, что в проце се реверсирования участвует часть газа Gvev<G, а потери при п> вороте потока на угол 0 учесть коэффициентом скорости ср„ев= = срев/сс<;1, то легко получить приближенную формулу для оце» ки степени реверсирования тяги. Если при отсутствии реверса полном расширении R=G(cc—И), то при включении реверса отр» дательная тяга равна ^ев==<ДевСр™ COS 0 — (G-GpeB) Сс Д-СК В таком случае коэффициент реверса тяги, которым называй отношение RpCB/R, равен д- __ °рев(1 +?ревСО5₽) *^рев — z у. (lv. 4 G (1 —---1 \ Cc / количеств Следовательно, степень реверсирования тяги зависит от отклоняемой массы газа GpCB/G и от угла отклонения потока 0, также от потери скорости истечения в реверсивном устройств Обычно GpeB/G=0,8... 1,0; 0= 120... 150°; <ррев=0,9... 0,95. Пр этих условиях Лрев=0,4 ... 0,6. Как показывают расчеты, при 7?рев=0,5 ... 0,6 длина пробег тяжелых самолетов сокращается в 2,5—5 раз по сравнению с дл» ной пробега при использовании только колесных тормозов. Дал нейшее увеличение /?рев более 0,6 уже не повышает существенн эффект торможения самолета. Важная проблема современных авиадвигателей для транспор' ной авиации — снижение уровня шума. Основным источником шу ма является выходная струя, создающая при истечении в окружа» щее воздушное пространство интенсивные турбулентные пульсаци: Менее значительные источники шума — компрессор или вентиля тор, от которых шум распространяется в окружающее пространств через входное отверстие воздухозаборника. 52
Основные меры борьбы с шумом следующие: 1. Снижение скорости истечения газовой струи, вытекающей из лпигателя, в частности путем перехода к двухконтурным двигате- лям. 2. Применение шумоглушащих сопел, разделяющих выхлопную ripyio на ряд струй меньшего диаметра, что в результате сокраще- ния их длины (вследствие быстрого перемешивания выхлопных ra- il >н с воздухом) и акустической интерференции приводит к сниже- нию общего уровня шума. 3. Применение специальных звукопоглощающих и звукоотража- ющих покрытий в зонах расположения вентилятора, компрессоров, турбин и каналов подвода и отвода воздуха и газов. 4. Выбор надлежащих конструктивных мер при проектировании вентилятора, компрессора и двигателя в целом. К ним относятся: снижение окружных скоростей рабочих лопаток, увеличение осевых |.1зоров между лопаточными венцами, отказ от входного направля- ющего аппарата в ДТРД, установка лопаток в венцах спрямляю- щих аппаратов с разным шагом и наклоном и др. 5. Специальное регулирование двигателя на режимах взлета и посадки, в частности регулирование в ДТРД вентилятора измене- нием углов установки рабочих лопаток и площади выходного сече- ния сопла для получения заданной тяги при возможно меньших ок- ружных скоростях.
Г л а в a 11 । камеры сгорания 11.1. ТРЕБОВАНИЯ К КАМЕРАМ СГОРАНИЯ И ИХ ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ Камера сгорания — один из важнейших элементов ГТД, от со- вершенства которого в значительной мере зависят надежность дви- гателя и его экономичность. Многие двигатели имеют две камеры: основную (перед турбиной) и форсажную (перед соплом), включа- емую для увеличения тяги. К камерам сгорания предъявляются следующие основные требования, степень выполнения которых оценивается соответствующими параметрами. Высокая полнота сгорания топлива. Потери тепла в процессе горения связаны, в основном, с неполным сгоранием. Кроме того, некоторое количество тепла уходит через стенки каме- ры сгорания. Совершенство камеры сгорания в этом отношении оценивается коэффициентом выделения тепла nr=Q/Q0, (Н.1) где Q — количество тепла, идущего на увеличение теплосодержа- ния газового потока в реальном процессе; Qo — то же при условии полного сгорания и теплоизолированной камеры. Поскольку по- тери тепла из-за отсутствия теплоизоляции стенок на установивших- ся режимах работы двигателя в большинстве случаев пренебрежи- мо малы, коэффициент т]г обычно называют коэффициентом полно- ты сгорания. На расчетном режиме работы основных камер сгора- ния этот коэффициент достигает значений 0,97—0,98, а для форсаж- ных камер — 0,9—0,95. Устойчивый процесс горения в широком диапазоне режимов работы и условий полета. Даже кратковременное нару- шение нормального процесса горения («срыв» пламени) приводит к самовыключению двигателя или его форсажной камеры. Недопу- стимым является также наличие сильных колебаний давления в ка- мерах сгорания, которые могут быть вызваны нарушением нормаль- ного процесса подачи и распиливания топлива в камере или воз- никновением так называемого вибрационного горения. Минимальный объем камеры. Продольные и попереч- ные размеры камер сгорания существенно влияют на габаритные 54
размеры и массу двигателя. Компактность камеры может быть оце- нена ее теплонапряженностью Qv=Q'/(VkPk), (11.2) где Q' — количество тепла, выделяющегося в камере в единицу времени; Ук— общий объем камеры сгорания (топочного прост- ранства) и рк* — полное давление на входе в камеру. Теплонапряженность основных камер сгорания современных П'Д достигает (3...5)-106 ДжДч-м3-Па), а форсажных камер — (6.. .8) • 10е Дж/(ч-м3-Па). Малые потери полного давлен ия. Снижение полного давления проходящего через камеру потока из-за наличия гидрав- лических потерь и «теплового» сопротивления (см. подразд. 11.7) отрицательно сказывается как на тяге, так и на экономичности дви- । ателя. Уровень потерь полного давления в основных камерах сго- рания удобно оценивать коэффициентом сохранения полного дав- ления (11.3) । де рг* — полное давление на входе в турбину, а рп* — то же на выходе из компрессора. Обычно для авиационных ГТД значения лежат в пределах 0,92—0,96. Для форсажных камер сгорания вводится аналогичный пара- метр. Например, для ТРДФ где рф* — давление на выходе из форсажной камеры, а р-г* — дав- ление за турбиной. Обеспечение стабильного поля температур на выходе из камеры при заданной эпюре распределения температуры по радиусу. Нестабильность и окружная неравномерность темпера- турного поля отрицательно сказываются на тепловом режиме соп- ловых и рабочих лопаток турбины и, следовательно, на их надеж- ности и ресурсе. Радиальная неравномерность поля температур вво- дится преднамеренно с целью снижения рабочих температур наи- более нагруженных сечений лопаток. Низкий уровень содержания твердых частиц (сажи) и токсичных веществ в продуктах сгорания. «Дым- ление» двигателей приводит к загрязнению атмосферы, к наруше- нию нормального теплового режима деталей газового тракта (при отложении сажи на их поверхности) и т. д. Надежный запуск («розжиг») на земле и в воздухе. Важ- ность этого требования очевидна. Основные"камеры сгорания ТРД должны обеспечивать надежное воспламенение топлива в них на высотах по крайней мере до 6—10 км, а форсажные камеры — до высот, близких к потолку самолета. Кроме того, к камерам сгорания предъявляются общие для всех элементов двигателя требования высокой надежности, большо- го ресурса, малой массы, простоты изготовления, эксплуатацион- 55
нои и ремонтной технологичности (т. е. простоты контроля, малой объема регламентных работ и т. д.). Удовлетворение всем этим требованиям при разработке и д< водке камер сгорания ГТД базируется на правильной организаци и глубоком знании протекающих в них процессов. 11.2. КРАТКИЕ сведения ОБ АВИАЦИОННЫХ ТОПЛИВАХ В авиационных двигателях в настоящее время применяются почти исключ! тельно топлива нефтяного происхождения, представляющие собой смесь угл; водородов и незначительного количества других органических веществ. Топлив принято делить на авиабензины, выкипающие в пределах примерно 40—180° ( и авиакеросины (120—320° С). Для авиационных ГТД в СССР широко приме няются керосины Т-1, ТС-1 и РТ. Для самолетов, выполняющих длительны) сверхзвуковой полет, используется керосин Т-6, отличающийся повышенной плот ностью и термостабильностью (т. е. способностью не выделять смол и други: осадков при повышении температуры в результате аэродинамического нагрев' топливных баков). Основные физико-химические свойства указанных топлив приведены в таб лице. В их число входят следующие показатели. 1. Плотность при 20° С, q|°. Наибольшую плотность имеет топливо Т-6, наи меньшую — ТС-1 и РТ. 2. Низшая (рабочая) теплотворная способность (теплотворность) топлив; Ни — количество тепла, выделяющееся при полном сгорании единицы массы топ лива в воздухе с начальной температурой 20° С при давлении 0,1 МПа и пр; охлаждении продуктов сгорания до первоначальной температуры без учета теп ла конденсации содержащихся в них паров воды. Теплотворность топлива зави сит от его состава, который задается содержанием в нем (в процентах или I массовых долях) отдельных элементов (С, Н, О и т. д.). Авиационные кероси- ны имеют сравнительно стабильный состав (84—86% С, 14—16% Н), и поэтому имеют примерно одинаковое значение теплотворности — не менее 43 000 кДж/ (10 250 ккал/кг). 3. Испаряемость топлива — определяется его фракционным составом и ха- рактеризуется температурной кривой выкипания. 4. Температура вспышки — температура топлива, при которой пары над erci открытой поверхностью (в специальном приборе) вспыхивают при наличии иаД ней пламени или искры. Характеризует пожарную опасность и в то же время легкость запуска холодного двигателя. 5. Температура замерзания (начала кристаллизации) — температура топли- ва, при которой в нем появляются видимые невооруженным глазом кристаллы,- В таблице приведены также значения массы воздуха То, теоретически необ-' ходимой для полного сгорания единицы массы топлива, которая связана с эле- ментным составом нефтяных топлив формулой £0 = —Ц- (— Сг + Н- 0 0,232 (3 (11.4) где Сг и Нт — массовые доли этих элементов в топливе, а 0,232 — массовая до- ля кислорода в воздухе. Помимо керосинов, в таблице приведены также свойства некоторых дру- гих веществ, рассматриваемых в настоящее время как перспективные топлива для ВРД. Бороводороды, одним из представителей которых является пентаборан В5Н9, обладают более высокой теплотворностью, чем керосины, и сравнительно высокой плотностью. Их существенным недостатком является весьма высокая .токсичность. Жидкий водород является перспективным топливом, так как имеет почти втрое более высокую теплотворность, чем керосин, и большой хладоресурс, необходимый для обеспечения охлаждения двигателя на гиперзвуковых скоро- стях полета. Недостатком его, помимо трудностей эксплуатации, является край- 56
Г сн4 (жидкий 0,424 (-162 °C 49 500 11820 -162 -162 -182 (N т—1 н2 (жидкий)| 0,071 (—253°С) 116 700 27 800 -253 -253 1 -259 34,2 в5н9 0,63 О со 15 350* О со о 1 -47 13,1 О m Ё О Т-6 Не менее 0,84 Не менее 43100 Не менее 10 300 Не ниже 195 Не выше 315 1 Не выше -30 14,9 РТ Не менее 0,775 Не менее 43 100 Не меиее 10 300 Не ниже 135 Не выше 280 Не ниже 28 Не выше -60 14,9 ТС-1 Не менее 0,775 Не менее 43 100 Не менее . 10 300 Не выше 150 Не выше 250 Не ниже 28 Не выше —60 14,9 1 Не менее 0,8 Не меиее 42 900 Не менее 10 250 Не выше 150 Не выше 280 Не ниже 30 Не выше —60 14,9 Свойства * С учетом тецдотм конденсации борного ангидрида В?Оз, имеющего температуру кипения 2150° С, 57
не низкая плотность, т. е. большие потребные объемы топливных баков. Жидки метан СН4 также имеет сравнительно большой хладоресурс и несколько бблыну теплотворность, чем керосины. 11.3. ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ о ПРОЦЕССЕ ГОРЕНИЯ ТОПЛИВА Количество действительно подведенного к топливу воздуха L в двигателе, как правило, отличается от теоретически необходимс го. В ВРД обычно Lr>L0. Их соотношение характеризуется коэф фициентом избытка воздуха • При а=1 £0 CrTL0 смесь называется стехиометрической, при а<1 •—богатой вом), а при а>1 -— бедной. На рис. 11.1 показан характер изменения температуры горюча (топли Рис. 11.1. Расчетная зависимость температуры продуктов сгорания нефтяного топлива от коэффици- ента избытка воздуха: при Тк*=600 К;----------при Г/^300 к продук тов сгорания нефтяного топлива в воздухе по составу смеси, полу ценный расчетным путем (без учет возможной незавершенности peat ций и неустойчивости процесса горе ния). При составе смеси, близком стехиометрическому (при неболг шом ее обогащении), температур; горения достигает максимальное значения. Обогащение смеси приво дит к снижению температуры про дуктов сгорания за счет затрате тепла на нагрев и испарение лиш него топлива (не участвующего процессе горения), а обеднение- за счет затраты тепла на нагре лишнего воздуха. Незначительны сдвиг максимума Тг* влево от а= объясняется влиянием диссоциацш продуктов сгорания при высоких TF* В общем случае смесь топлива воздухом может быть гомогенно (когда топливо полностью испари лось) или гетерогенной, когда в не; присутствуют неиспарившиеся капли топлива. Кроме того, смес: может быть однородной, когда значение а во всех точках занятое ею объема одинаково, и неоднородной, если значение а меняете! от точки к точке. Горение топливовоздушной смеси в двигателе представляет со бой сложный физико-химический процесс, который можно условш рассматривать состоящим из последовательно протекающих про цессов распыливания топлива, его испарения, смешения паров топ лива с воздухом, воспламенения образовавшейся горючей смеси i собственно химической реакции окисления (горения). В действи тельности указанные процессы протекают не строго последова тельно, а в значительной степени одновременно, оказывая суще 58
< । пенное влияние друг на друга. Тем не менее такое разделение поз- поляет лучше уяснить сущность сложного процесса горения и про- анализировать достаточно полно влияние на него различных внеш- них факторов. Кроме того, основанием для такого разделения слу- жит тот факт, что воспламенение и сгорание топлива в ВРД проис- ходят исключительно в газовой фазе, т. е. только после испарения и смешения его паров с воздухом. Рассмотрим подробнее некоторые и । этих процессов. Распыливание представляет собой процесс дробления жид- кого топлива на мелкие капли. При уменьшении среднего диаметра капель общая их поверхность увеличивается, что ускоряет прогрев и испарение жидкости и облегчает последующий процесс смешения. 1’> ГТД распыливание происходит в процессе впрыска топлива под 1авлением через форсунки. Вытекающая из форсунки струя Топли- на распадается на капли под воздействием внешних сил сопротив- ления среды, в которую производится впрыск, и внутренних сил, hi «условленных турбулентным движением, возникающим в самой < груе при ее течении. Интенсивность действия внешних (аэродина- мических) сил зависит от скорости истечения, которая определяет- ся прежде всего перепадом давлений на форсунках, и от плотности и >н среды, в которую производится впрыск топлива. При увеличе- нии скорости истечения (перепада давления на форсунке) и повы- шении плотности среды распыл улучшается. Внутренние силы так- ке зависят от скорости истечения из форсунки и, кроме того, от лнаметра струи, формы и состояния поверхности каналов ее сопла. < 'пи могут быть усилены искусственно путем закрутки топлива в распылителе, а в некоторых случаях — столкновением отдельных струй. В ГТД применяются как струйные, так и центробежные фор- сунки. Струнные форсунки создают довольно узкий факел распы- ла— угол конуса струи составляет обычно 15—20°. Они находят применение главным образом в форсажных камерах сгорания. I (ентробежные форсунки широко применяются в камерах сгорания ГТД, так как позволяют получить хороший распыл при сравнитель- но невысоких давлениях впрыска. Угол конуса струи в центробеж- ных форсунках составляет обычно 90—120°. Значения угла конуса струи и длины факела распыла зависят и г размеров и формы каналов и сопла форсунки и (в меньшей ме- ре) от давления топлива. Засорение форсунки может существенно повлиять на эти параметры и соответственно на качество процесса смесеобразования, так как они определяют характер распределения капель топлива в потоке воздуха. Испарение распыленного топлива сопровождается погло- щением тепла. Скорость испарения распыленного топлива опреде- ляется интенсивностью подвода тепла от воздуха к каплям и ско- ростью отвода от них образовавшегося пара, т. е. в конечном счете температурой воздуха, скоростью его движения относительно кап- ли, размером капель и давлением насыщенных паров топлива. Смешение паров топлива с воздухом происходит путем диф- 59
фузии и в значительной мере вследствие турбулентного перемеши^ вания макрочастиц потока. Скорость протекания процесса смеше- ния и степень однородности смеси в конечном счете определяются первоначальным распределением капель топлива в воздушном по- токе и интенсивностью вихревых течений воздуха. ! Воспламенение горючей смеси при запуске двигателя про-’ исходит от постороннего источника пламени (электрической свечи, вспомогательного факела пламени и т. д.). В последующем свежая смесь воспламеняется от факела пламени, непрерывно существую- щего в камерах сгорания. В результате подвода тепла от продуктов сгорания к свежей смеси температура ее повышается настолько, что в ней интенсифи- цируются реакции окисления, идущие с выделением тепла. Если это тепловыделение превышает теплоотдачу в окружающую среду то происходит дальнейший саморазогрев смеси и ее сгорание. Та- кой механизм воспламенения свежей смеси, играющий основную роль в процессе горения топлива в ГТД, носит название теплового Другой, дополнительной причиной самоускорения реакции окис- ления топлива может служить накопление химически активных продуктов реакции или активных центров, возбуждающих новые акты окисления {цепной механизм воспламенения). При воспламе- нении смеси электрической свечой помимо теплового воздействия существенную роль играют также ионизация и активация молекул топлива и кислорода. Опыт показывает, что образование начального очага пламени не всегда ведет к воспламенению всей смеси. При слишком бога- той и слишком бедной смеси тепловыделение оказывается недоста- точным для нагревания соседних слоев до температуры воспламе- нения. В результате пламя, возникшее у источника зажигания, гас-» пет. Предельные значения коэффициента избытка воздуха, при ко- торых пламя от источника зажигания еще может распространять- ся по объему смеси, называют пределами воспламеняемости смеси; Они зависят от рода топлива, степени однородности и физический параметров смеси. Так, например, понижение давления и особенш температуры смеси сужает эти пределы. Турбулентность или уве- личение скорости движения смеси на пределы воспламеняемости практически не влияют, но требуют более мощного воспламенителя (из-за увеличения теплоотдачи от начального очага пламени). Раз- бавление горючей смеси инертными газами или продуктами сгора-j ния сужает пределы воспламеняемости, а обогащение ее кислоро-j дом несколько их расширяет, уменьшая одновременно потребнук мощность источника зажигания. i Пределы воспламеняемости однородных гомогенных смесей авиационных бензинов и керосинов с воздухом составляют: amm~0,5...0,6; а,отх^ 1,5...1,7. Химическая реакция горения, сопровождающаяся вы- делением большого количества тепла и образованием видимого пла- мени, протекает со скоростью, зависящей, главным образом, от сос 60
типа смеси и ее температуры. С увеличением температуры скорость реакции резко возрастает. Повышение давления также ведет к рос- iv скорости реакции. Суммарная скорость протекания процесса горения топлива в «писателе зависит от быстроты протекания всех описанных выше - инвентарных» процессов, причем, очевидно, определяющим будет in г из них, который протекает наиболее медленно. В ГТД обычно определяющей является не скорость химической реакции, а быст- рот протекания физических процессов испарения, смешения и вос- пламенения образовавшейся горючей смеси. Важное значение для правильного понимания особенностей ра- бочего процесса камер сгорания имеет знание законов распростра- ЦГП11Я пламени в горючих смесях. Рассмотрим вначале особенности р.н-пространения пламени в гомогенной однородной смеси. Пусть •аранее подготовленная газообразная горючая смесь находится в л л и иной стеклянной трубке и поджигается у одного из ее концов. '< >коло воспламенителя образуется очаг пламени, которое затем на- липает распространяться по смеси. Наблюдения показывают, что и ноль трубки распространяется узкая светящаяся зона, называемая фронтом пламени. Перемещение пламени по смеси происходит от слоя к слою путем их последовательного поджигания, вызванного совместным влиянием нагрева вследствие теплопроводности и из- лучения и процесса диффузии активных центров из фронта пламе- ни. Химическая реакция и предшествующий ей разогрев свежей г меси происходят в весьма тонком слое смеси. Поэтому фронт пла- мени практически представляет собой поверхность, которая отделя- i"i пестревшую смесь от продуктов сгорания и распространяется в пространстве по нормали к каждому элементу этой поверхности. Скорость распространения фронта пламени относительно нетур- оулизированной свежей смеси называется нормальной скоростью горения. Нормальная скорость иИ зависит в основном от рода топ- лива, состава и начальной температуры смеси. Зависимость пи от состава смеси для нескольких топлив приведена на рис. 11.2. По- сьольку и интенсивность передачи тепла от продуктов сгорания к свежей смеси и скорость химической реакции с ростом температу- ры пламени существенно возрастают, нормальная скорость горения п вменяется по составу смеси в качественном отношении примерно i.’iK же, как и температура горения (см. рис. 11.1). В частности, максимальная скорость распространения пламени Постигается для большинства топлив при значениях а, близких к О,<35—0,95 (для Нг — при более богатых смесях), а с увеличением или уменьшением а падает. Предельные значения а, при которых пламя может распространяться по смеси (концентрационные пре- целы горения), близки к пределам воспламенения (а «0,5 .. .1,7). Влияние начальной температуры смеси на ин весьма значитель- но (рис. 11.2, б). Влияние давления смеси невелико, причем обыч- но наблюдается некоторое снижение ин с увеличением давления. Если горючая смесь движется, то до тех пор пока ее течение имеет ламинарный характер, скорость распространения пламени от- 61
носительно смеси остается практически равной ип. В турбулентй потоке картина существенно меняется. Турбулентность, с одн стороны, ускоряет процесс передачи тепла и диффузию активн: центров от пламени к свежей смеси, а с другой, искривляя фро сей при различной Зона горения Рис. 11.3. Деформация фронта пламе- ни для однородной гомогенной смеси в сильно турбулизированном потоке а—для различных топливовоздушных смесей при начальной температуре смеси 20—50° С; б—для керосиновоздушных сме- на чальной температуре пламени, резко увеличивает е поверхность, повышая тем самь объем смеси, вовлекаемый в пр цесс горения в единицу времег При большой степени турбулег ности фронт пламени разрывам ся и от него отделяются небол шие объемы, которые, проника. свежую смесь, воспламеняют ( еще больше ускоряя процесс. Г рение идет уже в некотором об~ ме, называемом зоной гореш Схема распространения пламе в сильно турбулизировашюм г токе приведена на рис. 11.3. Скорость распространения пламени в турбулентном потоке зависит не столько от физико-химических свойств смеси, определ ющих «н, сколько от степени турбулентности или пульсационн, скорости. Степень турбулентности потока в камерах сгорания д гателей такова, что скорость турбулентного распространения п, мени в них во много раз больше «п. Но характер зависимости а остается таким же, как и для ин. С понижением давления газового потока его турбулентно! снижается из-за уменьшения числа Re. Это сказывается на ско сти горения — из-за снижения степени турбулентности потока 62
diiMCTHO уменьшается, а размеры зоны горения возрастают. Влия- ние начальной температуры смеси на пт менее значительно, чем ни //и. В камерах сгорания ГТД топливовоздушная смесь образуется непосредственно вблизи зоны горения. В зависимости от расстоя- нии между форсункой и зоной горения, среднего размера капель (пшкости распыливания), сорта топлива, температуры, давления и скорости потока доля топлива, успевшего испариться до поступ- ления смеси в зону горения, может быть различной. В общем слу- 'ine в зону горения поступает неоднородная топливовоздушная гмесь с частично неуспевшими испариться каплями топлива, т. е. । етерогенная смесь. При горении такой смеси процесс диффузии пиров топлива в воздушный поток (диффузионный механизм горе- ния) играет большую роль. Исследования показывают, что ско- рость распространения пламени в таких смесях имеет тот же поря- док, что и в однородной гомогенной смеси, но пределы значений ко- (ффициента избытка воздуха а (среднего по всему объему смеси), и которых возможно горение, в этом случае расширяются, так как, и.।пример, при общем обеднении смеси местные концентрации па- ров топлива вокруг испаряющихся капель могут быть более благо- приятными для воспламенения и сгорания. 11.4. СХЕМЫ ОСНОВНЫХ КАМЕР СГОРАНИЯ И ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ В НИХ Основные камеры сгорания авиационных ГТД могут иметь раз- нообразные формы проточной части и конструктивное выполнение. Они могут быть прямоточными и противоточными, осевыми и ради- пльпыми и т. д. Наибольшее распространение имеют камеры сгора- ния трех основных типов (рис. 11.4): а — трубчатые (индивиду- альные), б — трубчато-кольцевые и в — кольцевые. Трубчатая ка- мера сгорания состоит из жаровой трубы /.внутри которой органи- ivctch процесс горения, и корпуса (кожуха) 2. На двигатель обыч- но устанавливается несколько таких камер. В трубчато-кольцевой камере все жаровые трубы заключены в общий корпус. В кольце- ноп камере сгорания жаровая труба имеет в сечении форму коль- ца, охватывающего вал двигателя. Расположение и тип форсунок, используемых для подачи топли- ва в камеры сгорания, также могут быть различными. Однако, не- смотря на большое разнообразие схем и конструктивных форм ос- новных камер сгорания, процесс горения в них организуется на ос- нове одних и тех же принципов. Одной из важнейших особенностей основных камер сгорания ГТД является протекание процесса горения при наличии больших коэффициентов избытка воздуха. При реализуемых в настоящее время температурах перед турбиной порядка Тг* = 1200... 1600 К, как видно из рис. 11.1, значение коэффициента (среднее для всей камеры) должно составлять При таких значениях а однородная гомогенная избытка воздуха 2,0—3,0 и более, смесь, как было 63
указано выше, не воспламеняется и не горит. При резком уменьЩ нии подачи топлива в двигатель, которое может иметь место в у ловиях эксплуатации, « может достигать существенно больших зн чений (до 20—30 и более). Вторая важная особенность этих камер состоит в том, что ск рость потока воздуха или топливовоздушной смеси в них (выбпр 6) Рис. 11.4. Основные типы камер сгорания емая с учетом требований к габаритным размерам двигателя) с щественно превышает скорость распространения пламени wT, и п< этому, если не принять специальных мер, пламя будет унесено п, током за пределы камеры. Поэтому организация процесса горения топлива в основных к; мерах ГТД основывается на следующих двух принципах, позвол: ющих обеспечить устойчивое горение топлива при больших а и вы соких скоростях движения воздушного потока: а) разделение всего потока воздуха на две части, из которые только одна часть (обычно меньшая) подается непосредственно : зону горения (где за счет этого создается необходимый для устой чивого горения состав смеси), а другая часть направляется в об ход зоны горения (охлаждая снаружи жаровую трубу) и лишь пе ред турбиной смешивается с продуктами сгорания, понижая в нуж ной мере их температуру; б) стабилизация пламени путем создания зоны обратных токов заполненной горячими продуктами сгорания, непрерывно поджига ющими свежую горячую смесь. Конкретные формы реализации этих двух принципов могут быт, различными. На рис. 11.5 показана схема трубчато-кольцевой каме 64
|ii.i сгорания с лопаточным завихрителем. Камера состоит из жаро- lioii грубы 1 и кожуха 2. В передней части жаровой трубы, кото- рую называют фронтовым устройством, размещается форсунка 3 Л.11Ч подачи топлива и завихритель 5. Для уменьшения скорости "oi’iyxa в камере на входе в нее (за компрессором) выполняется диффузор 4. Рис. 11.5. Схема камеры сгорания с лопаточным завихрителем: к—к—сечение на входе в камеру (за компрессором); д—д—сечение за диффузо- ром; г—г—сечение на выходе из камеры Воздух, поступающий в зону горения, в свою очередь также де- .•п||ся на две части. Так называемый первичный воздух G,, х (на риг. 11.5) поступает непосредственно к месту расположения топ- 'П1Г.Н0Й форсунки и используется для формирования зоны обратных 1"ков необходимой конфигурации и для интенсификации процессов । прения и смешения. Вторичный воздух GBn, необходимый для за- ш-ршения процесса горения, обычно подается в зону горения через передние ряды отверстий в боковых стенках жаровой трубы. Сред- нее значение коэффициента избытка воздуха в зоне горения, опре- деленное по сумме GB i и GB п, на расчетном режиме работы каме- ры составляет обычно 1,7—1,8, что обеспечивает достижение высо- кий полноты сгорания. Температура продуктов сгорания достигает щесь 1800—1900 К. Воздух Gn m, поступающий в жаровую трубу через задние ряды отверстий или щелей, называется третичным или смесительным. Часть жаровой трубы, в которой этот воздух смешивается с про- пуктами сгорания, поступающими из зоны горения, называется зо- нт! смешения. Важно подчеркнуть, что если некоторая часть топлива не успеет пореть до попадания в зону смешения, то дальнейшее ее догора- ние практически уже не произойдет, так как температура газа (и, глгдовательно, скорость горения) в этой части камеры резко пада- • I, а коэффициент избытка воздуха возрастает до значений, превы- шающих концентрационный предел горения. Число, расположение и форма отверстий для подвода третично- 1о воздуха подбираются таким образом, чтобы обеспечить жела- емое поле температур перед турбиной. Часть вторичного и третич- .т 3647 65
кого воздуха подается через небольшие щели непосредственно i внутреннюю поверхность жаровой трубы для ее дополнительно: охлаждения. Соотношение между количеством первичного, вторичного и тр тичного воздуха зависит от конкретной схемы организации проце са горения и расчетного значения температуры газов перед турб; ной. С увеличением этой температуры относительное количест! третичного воздуха, очевидно, должно уменьшаться, поскольку зн чение среднего коэффициента избытка воздуха на выходе из кам ры приближается к среднему значению а в зоне горения. Подвод первичного и вторичного воздуха в жаровую трубу до, жен быть организован так, чтобы в зоне горения создавалась ну> ная газодинамическая структура потока. Эта структура долж| обеспечить хорошее смешение топлива с воздухом, создание ну> ных полей концентраций топлива и наличие мощных обратных т ков, обеспечивающих надежное воспламенение свежей смеси i всех режимах работы камеры. Рис. 11.6. Структура потока за фронтовыми устройствами камер сгорания: а—с лопаточным завихрителем; б—со щелевой головкой Структура потока в передней части жаровой трубы камеры сг рания с лопаточным завихрителем показана схематично на pi 11. 6, а. (Физическая модель процессов, протекающих за фронч выми устройствами, изложена здесь и ниже по Г. М. Горбуно [19]). Воздух, поступающий сюда через завихритель 1, движет далее вдоль поверхности жаровой трубы в виде конической вихр вой струи. Известный эффект свободного вихревого движения вс духа, усиленный эжектирующим действием струи, приводит к по? жению давления на осн камеры за завихрителем, вследствие чегс эту область устремляется газ из расположенных дальше от фр.1 тового устройства участков жаровой трубы. В результате здесь вс 66
пикает зона обратных токов, граница которой показана на рисунке /нишей 5. Эпюры распределения осевых составляющих скорости пищуха (газа) са становятся крайне неравномерными. Между зо- ной обратных токов и внешним по отношению к ней потоком в ре- •ультате турбулентного смешения происходит интенсивный массо- оьмен. Распыленное форсункой 2 топливо попадает в зону обратных оков и выносится встречным потоком в область, примыкающую к се границе, где и образуется гетерогенная горючая смесь. При за- пуске двигателя эта смесь поджигается огненной струей, создава- емой пусковым воспламенителем 6 (см. рис. 11.5). Но в последую- щем горячие продукты сгорания вовлекаются в зону обратных то- ков и обеспечивают непрерывное поджигание свежей смеси. Таким опразом, воспламенение горючей смеси в камере происходит вбли- III внешней границы зоны обратных токов, а последующее ее выго- рание идет от внутренних слоев смеси к внешним. Роль зоны обратных токов очень велика. Циркулирующие в ней трячие газы не только поджигают свежую смесь, но и являются источником тепла, необходимого для быстрого испарения топлива, и сильная турбулизация потока и малые осевые скорости газа вбли- HI се границы создают благоприятные условия для обеспечения надежного воспламенения горючей смеси. Однако непосредственно •а фронтовым устройством смесь сильно обогащена (а=0,4 .. .0,7), и поэтому выгорание ее происходит в основном ниже по потоку, |дс через отверстия в боковой стенке жаровой трубы в зону горе- ния дополнительно подаются струи вторичного воздуха. Они не только обеспечивают здесь достаточный избыток кислорода (нуж- ный для полного сгорания топлива в неоднородной смеси), но и оказывают дополнительное стабилизирующее действие на процесс трения, так как за каждой из них образуется местная зона обрат- ных токов, как за всяким плохо обтекаемым телом. Наряду с описанными камерами сгорания в авиационных ГТД применяются также камеры сгорания с фронтовыми устройствами (н-з завихрителей. Структура потока в передней части жаровой тру- пы такой камеры показана на рис. 11.6, б. Воздух поступает в об- ласть расположения форсунки в основном не через отверстия в пе- редней стенке жаровой трубы, а через отверстия в боковой стенке, размещенные ниже по потоку. Втекающие в эти отверстия струи 2 .in счет сил вязкостного и турбулентного трения создают в перед- ней части жаровой трубы зону обратных токов. Через щели в перед- ней стенке 1 жаровой трубы в таких камерах обычно подводится лишь небольшое количество воздуха (4—8%), необходимое для получения горючей смеси на границе зоны обратных токов 3 и, кро- ме того, интенсифицирующее рециркуляцию газов в ней. Зона обратных токов, заполненная продуктами сгорания, в та- Ю1х камерах занимает почти все поперечное сечение жаровой тру- пы. В результате топливо, попадая из форсунки 4 в эту зону, успе- вает в значительной мере испариться в ней, и поэтому зона горе- ния 5 начинается на границе зоны обратных токов л окружающего 67 3*
г : ее сравнительно тонкого воздушного слоя. Сжорость выгорани топлива при этом определяет, в основном, процесс турбулентно] диффузии. В остальном рабочий процесс в такой камере мало отли чается от рассмотренного выше для камеры с завихрителем. Камеры сгорания с рассмотренной выше схемой организаци] рабочего процесса имеют сравнительно большие продольные разме ры - для обеспечения хорошей полноты сгорания и получени! приемлемого поля температур на выходе отношение длины жаро вон трубы L к ее поперечному размеру D должно составлять не ме нее LID—3 ... 4, что отрицательно сказывается на габаритных раз мерах и массе двигателя. Кроме того, в таких камерах при боль ших давлениях воздуха за компрессором, характерных для совре менных двигателей с высокими лк*, в зонах местного переобогаще ния смеси топливом выделяется значительное количество углерод? в твердой фазе — сажи, которая не успевает полностью выгореть ( последующем процессе горения с а> 1. Это приводит к «дымлению? двигателя, т. е. к появлению видимого черного дыма в выхлопно! струе ГТД. Поэтому в настоящее время в авиационных ГТД вс< более широко применяются мероприятия, направленные на умень шение дымообразования и сокращение длины камер сгорания. Рис. 11.7.’ Схемы фронтовых устройств «малодымных» камер сго- рания: 'а—устройство испарительного типа; б—устройство с ‘перфорированным •кольцом и форсункой с аэрацией На рис. 11.7 показаны некоторые из возможных схем фронтовых; устройств, позволяющих резко снизить дымление благодаря орга-! низации более полного испарения и смешения топлива с воздухом1 до поступления смеси в зону горения (для исключения местного, переобращения смеси). В фронтовом устройстве испарительного ти- па (рис. 11.7, а) топливо поступает сначала в Г-образную трубку,1 находящуюся в зоне обратных токов, где полностью или частично газифицируется. Применение устройств подобного типа является наиболее эффективным способом снижения дымления ГТД. В. камере, изображенной на рис. 11.7, б, установлена форсунка; с аэрацией 2, где топливо смешивается с воздухом еще в процессе1 68
tin Hi ла. Затем смешение продолжается в сильно турбулизирован- п । штоке воздуха, прошедшего через перфорированное кольцо 1. ii 1Щ.ПЙ объем и соответственно длина камеры сгорания определяются, в ос- Н”"" объемом жаровой трубы, т. е. суммарным объемом зон горения Vr и »м<111-: ня Vcm- Можно показать, что время пребывания топливовоздушной сме- ni и ните горения тг практически пропорционально pn*Vr/(GT/£„). Поэтому ин in.iii j.iiie объема зоны горения при неизменной организации рабочего процес- .> । ней ведет к уменьшению тг и, следовательно, к снижению т]г. Интенсифика- ции процессов распыливания, испарения и смешения позволяет несколько умень- ши о. потребные размеры зоны горения. Дополнительное уменьшение длины ка- iii'pii может быть достигнуто совмещением передней части ее с закомпрессор lii.ni диффузором и уменьшением размеров зоны смешения (если при этом уда- *н । сохранить допустимый уровень неравномерности поля температур). Благо- inip.i )тим мероприятиям длина камеры сгорания в некоторых новых ГТД сни- ми и.। до £/£>=2,0 ... 2,5. • '.лсдует отметить некоторые особенности процесса воспламене- 1Ш',| топлива в камерах сгорания ГТД при запуске двигателя. Один и । вариантов устройства пусковых воспламенителей показан на pin 11.8. Воспламенитель Н|ц вставляет собой миниатюр- Ши > (50—100 см3) камеру сго- рания, в которую через форсун- 1<\ / подается топливо, а воз- ле'. поступает из пространства между жаровой трубой 4 и кор- пусом камеры сгорания 3. При iaпеске образовавшаяся здесь Кппатая смесь воспламеняется । помощью электрической све- чи . Воспламенитель распола- 1.П1СЯ на камере сгорания так, •ни образовавшийся факел пламени направляется на гра- .... зоны обратных токов и поджигает имеющуюся там свежую смесь. Для надежности ыпуска на двигателе устанавливается несколько воспламенителей (пусковых блоков). Если камера сгорания имеет несколько жаровых труб, а пуско- вые воспламенители установлены не на всех трубах, то между жа- ровыми трубами в районе расположения зон обратных токов уста- навливаются пламеперебрасывающие патрубки. Для улучшения передачи пламени они должны быть возможно большего диаметра. Наплучшие условия для переброски пламени имеются в кольцевых камерах сгорания. Понижение давления и температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, резко сужает пределы воспламенения топлива по составу смеси. Поэтому для обеспечения надежного запуска двига- и'ля на больших высотах требуется значительно более точная, чем па земле, дозировка подачи топлива при запуске как в пусковые воспламенители, так и в основную камеру сгорания. Подпитка Рис. 11.8. Пусковой воспламенитель ос- новной камеры сгорания 69
пусковых воспламенителей сжатым воздухом или кислородом с щественно расширяет пределы воспламенения смеси, повыша< мощность пускового факела и поэтому является эффективным ере, ством увеличения максимальной высоты надежного запуска дв1 гателя в полете. 11.5. ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ В ФОРСАЖНЫХ КАМЕРАХ Состав горючей смеси в форсажной камере может быть oxapai теризован суммарным коэффициентом избытка воздуха as=------2»----, (п.. (Gr + О,.ф) где GT и 6т.ф — расход топлива соответственно в основной и фо] сажной камерах. Рис. 11.9. Схема форсажной камеры сгорания ТРД: /—свеча; 2—форкамера (пусковой воспламенитель); 3, 9—форсунки; 4—теплозащитный и антивибрационный экран; 5—наружный капот; 6—корпус; 7—стабилизатор пламени; S—обтекатель диска турбины; /О—затурбинный диффузор; //—трубка подвода воздуха в форка- меру На рис. 11.9 показана типичная схема форсажной камеры, уста новленной за турбиной ТРД. Условия смесеобразования и горени? топлива в такой камере отличаются следующими особенностями — значения as для форсажных камер обычно составляют 1,1— 1,8, т. е. находятся в пределах возможного воспламенения и устой чивого горения гетерогенных керосиновоздушных смесей; — температура газов на входе в форсажную камеру значительна выше, чем температура воздуха за компрессором; — скорость потока в форсажной камере значительно выше, чек в основной камере; 70
Рис. 11.10. Структура потока возле V-об- разного стабилизатора: 1—стабилизатор: 2—граница зоны обратных то- ков; 3—зона горения - концентрация кислорода в горючей смеси здесь несколько меньше, чем в основной камере. Эти особенности в свою очередь определяют следующие отли- чии в организации процесса горения в форсажных камерах (по < р.шпению с основными). I. Из-за сравнительно малых избытков воздуха нет необходимо- < hi в разделении форсажной камеры на зону горения и зону сме- шения. Но в то же время отсутствие больших избытков воздуха зас- ынляет уделять больше внимания распределению топлива в потоке пищуха. Поэтому в форсажных камерах обычно устанавливается большое число (часто несколько десятков) форсунок 3 (см. рис. 11.9), объединенных несколькими топливными коллекторами. 2. Высокая температура потока газов за турбиной существенно ускоряет процесс испарения топлива и облегчает условия его вос- пламенения. Поэтому в форсажных камерах, несмотря на понижен- ное содержание кислорода, оказывается возможным устойчивое го- рение при сравнительно не- больших размерах зон обратных токов. Обычно в камере устанавливаются плохообтекаемые тела (по- лосы или кольца) V-образ- ного сечения, за которыми и возникают зоны обратных токов. Структура потока за таким стабилизатором по- казана на рис. 11. 10. В ре- ультате срыва потока с кромок стабилизатора за ним (как за всяким плохо обтекаемым телом) возни- кает рециркуляция потока, т. е. появляется зона обрат- ных токов. Форсунки часто распола- гают при этом так, чтобы часть впрыскиваемого топлива попада- ла непосредственно на поверхность стабилизаторов, образуя на пей жидкую пленку, которая затем стекает с их задних кромок. Благодаря этому в следе за стабилизатором создается зона бога- той смеси, наличие которой повышает устойчивость горения на ре- жимах с повышенными значениями . Впрыск топлива в форсаж- ных камерах может производиться как по потоку, так и против него. В последнем случае происходит улучшение распыла под влиянием встречного потока. 3. Горение топливовоздушной смеси начинается, как показыва- ет опыт, на границе зоны обратных токов в нескольких сантимет- рах за стабилизатором и распространяется затем на весь поток. Значительная часть топлива выгорает на сравнительно небольшом расстоянии от стабилизаторов. Но для полного завершения горения 71
двухфазной смеси при высоких скоростях газового потока простра{ ство за стабилизаторами должно иметь большую протяженное! (свыше 2,5—3 м). На практике форсажные камеры выполняют б\ лее короткими, идя на некоторую неполноту сгорания ради умен: шения габаритных размеров и массы камеры. Для увеличения полноты и устойчивости горения, а также дл снижения гидравлических потерь скорость газового потока в фо[ сажной камере (в месте установки стабилизаторов) выбираете обычно не более 130—170 м/с, для чего диаметр камеры приходи! ся выполнять большим, чем диаметр турбины, а за турбиной устг навливать диффузор (см. рис. 11.9). 4. Большая скорость газового потока затрудняет воспламенени горючей смеси. Поэтому в форсажных камерах применяются мои, ные источники зажигания. В схеме на рис. 11.9 розжиг форсажно камеры осуществляется с помощью специальной форкамеры (пу< нового воспламенителя), питаемой чистым воздухом от компрессе ра и снабженной электрической свечой повышенной мощности. Фа кел пламени, создаваемый этим воспламенителем, поджигает смеш находящуюся в зоне обратных токов у обреза центрального обт< кателя диска турбины, откуда пламя перебрасывается далее п V-образным желобам на все стабилизаторы. На некоторых ТРД воспламенение форсажного топлива в фор сажной камере достигается путем впрыска порции топлива в зон горения основной камеры сгорания с таким расчетом, чтобы в ре зультате воспламенения и сноса горящих капель газовым потоке! образовалась огненная дорожка, проникающая через турбину поджигающая горючую смесь в форсажной камере. 5. Для защиты стенок форсажной камеры от прогара за стаби лизаторами устанавливается теплозащитный экран, не несущий ме ханических нагрузок и омываемый снаружи сравнительно холод ным потоком газа, выходящего из турбины и не смешанного с топ ливом. Кроме того, корпус форсажной камеры для его охлаждени: обычно в полете обдувается снаружи воздухом, подаваемым по, капот. 6. Организация смесеобразования и горения топлива в форсаж ных камерах двухконтурных ТРД в общем аналогична описанной хотя сравнительно низкие температуры воздуха, поступающего форсажную камеру из наружного контура, заставляют применят в этом случае более мощные стабилизаторы пламени. 7. Одна из серьезных трудностей, которую приходится преодо левать при создании форсажных камер, — возникновение особой не устойчивости в их работе, называемой вибрационным горением Вибрационное горение проявляется в виде колебаний давления частотой порядка 102—Ю3 Гц, вызывающих сильные вибрации эле ментов конструкции камеры и ведущих к их быстрому разрушению а также иногда к усталостным разрушениям других деталей двига теля. Как установлено, вибрационное горение является автоколебательным про цессом, протекающим в камере сгорания. Возникновение и развитие автоколеба 72
niu'i в какой-либо системе происходит при двух обязательных условиях. Во-пер- ш.|\. к системе должна подводиться извне энергия в количестве, достаточном для преодоления демпфирующих колебания факторов (вязкости, гидравлического со- противления и др.) и компенсации затрат на «раскачку» свежих порций газа вза- мен вытекающих из сопла. Таким источником энергии в камере сгорания может iii.ni. тепловыделение в зоне горения. Во-вторых, для возбуждения автоколеба- .. и системе должна существовать положительная обратная связь, т. с. измене- ... тепловыделения во времени должно вызываться колебаниями давления и приводить к их усилению. Исследования показали, что механизм обратной связи при вибрационном !'рении обычно не является следствием колебаний подвода топлива, а связан । влиянием колебаний давления и скорости газового потока в камере на процесс । прения. Эта связь может иметь различную природу. Так, например, слабые зву- |1выс волны, всегда присутствующие в потоке газа в камере, достигая фронта нчамени, вызывают изменения его положения и формы, т. е., в конечном счете, поверхности горения и соответственно тепловыделения в единицу времени. В свою ..-редь, колебания интенсивности тепловыделения будут вызывать колебания л.тления. При определенных условиях это может привести к раскачке колеба- нии, т. е. к превращению слабых звуковых волн в мощные колебания (стоячие полны), частота которых определяется акустическими свойствами форсажной । имеры. Другими примерами возможного механизма обратной связи могут служить влияние продольных и поперечных колебаний скорости потока на условия сры- U.I вихрей с кромок стабилизатора, влияние колебаний скорости и давления вбли- ш фронтового устройства на условия смесеобразования, на стабильность процес- । горения и т. д. В тех случаях, когда колебания давления в камере при вибрационном го- рении носят акустический характер, рассеивание энергии колебательного движе- нии (волн давления), вызванное трением и другими потерями, при больших зна- чениях ау и малых давлениях в камере не покрывается подводом энергии от колебаний фронта пламени, и эти колебания не усиливаются. Но при уменьше- нии аЕ и увеличении давления за турбиной p.t подвод энергии во фронте пла- тит усиливается и при определенных условиях (обычно, при as <1,2 ... 1,3) । гановится больше, чем’ ее рассеивание. В этом случае амплитуда акустических колебаний резко увеличивается до опасных значений, т. е. возникает вибрацион- ное горение. Эти колебания могут иметь различные формы. В частности, они могут быть ьак продольными (т. е. распространяться вдоль оси камеры), так и поперечны- ми. Возможно существование и смешанных форм колебаний. Основными способами предотвращения вибрационного горения в форсажных камерах являются: — установка гофрированного антивибрационного экрана (см. рис. 11.9) с перфорированными стенками пли со щелями; такой экран способствует рассеи- ванию поперечных волн давления вследствие неправильного отражения от гоф- рированной поверхности и их поглощению (демпфированию) благодаря нали- чию перфорации; — помещение стабилизаторов близко к узлам стоячих волн давления и ско- рости, возникающих в камерах при акустических колебаниях; — увеличение числа стабилизаторов и эшелонирование их по длине каме- ры для снижения «остроты» возможного резонанса. В эксплуатации возможна еще одна форма проявления неустойчивости в работе форсажных камер — низкочастотные колебания давления в камере, со- провождающиеся колебаниями давления топлива перед форсунками и расхода топлива. Эти явления могут возникать при малых перепадах давления на фор- сунках (т. е. на пониженных форсажных режимах) и связаны обычно с ухуд- шением распыла топлива н с наличием обратной связи между колебаниями дав- ления в камере и колебаниями расхода топлива. Эта связь становится тем более ощутимой, чем меньше перепад давления на форсунках. 73
11.6. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КАМЕР СГОРАНИЯ В реальных условиях эксплуатации основные и форсажные к меры сгорания авиационных ГТД работают в широком диапазо: значений а и других параметров, существенно влияющих на пр цесс горения топлива. Зависимости, показывающие, как изменяет» коэффициент полноты сгорания при изменении коэффициента и бытка воздуха а, а также давления, температуры и скорости пот ка на входе в камеру, называются характеристиками камеры сгор< ния (по полноте сгорания). Зависимости пределов устойчивого гор НИЯ (ctmin И Ctmax) ОТ Пар Рнс. 11. И. Типичная характеристика основ- ной камеры сгорания ГТД по составу смеси (pK*=const) метров потока на входе в к: меру называются срывныМ характеристиками камеры. Рассмотрим вначале хг рактеристики основных кг мер сгорания. На рис. 11.1 показана типичная характ» ристика основной камер сгорания по составу смес при двух значениях темп, ратуры воздуха на входе < камеру. По горизонтал здесь отложено значени коэффициента избытка вое духа в камере <х, подсчитанное по всему количеству топлива воздуха, поступающего в камеру, а по вертикали — коэффицие! полноты сгорания Характеристика относится к камере, рассчи тайной на умеренное значение температуры газов перед турбнно: Тт* = 1100... 1200 К, что соответствует а = 4... 4,5. Как видно, мак симальное значение цг достигается здесь при а «5, а при бблыпи-; и меньших значениях а коэффициент полноты сгорания замети. снижается. Уменьшение полноты сгорания при пониженных значениях i объясняется следующими причинами. В зоне горения коэффициен избытка воздуха значительно ниже, чем в среднем для всей каме ры. Поэтому при снижении а происходит переобогащение зонь горения, в результате которого из-за недостатка кислорода топливе сгорает в ней не полностью и пары его частично выносятся в зон] смешения, где из-за резкого снижения температуры горение прек- ращается. При чрезмерном переобогащенпи зоны горения наступа- ет резкое снижение температуры газов в зоне обратных токов, ре- зультатом которого является прекращение горения (срыв пламе- ни). При увеличении а зона горения обедняется и содержит вполне достаточное количество кислорода для обеспечения полного сгорав ния. Но скорость горения при этом падает, в результате чего часть горючей смеси не успевает прореагировать полностью в зоне горе- ния и выносится в зону смешения, где из-за резкого снижения тем- 74
Нсратуры горение прекращается. При слишком большом обедне- нии смеси температура зоны обратных токов падает настолько, что f<- поджигающая способность становится недостаточной и наступа- ет «бедный» срыв пламени. Снижение температуры воздуха на входе в камеру Тк* оказыва- fi существенное влияние на полноту сгорания особенно при боль- ших отклонениях а от оптимального значения (см. рис. 11.11). Рис. 11.12. Типичная зависи- мость т]г от давления на входе в камере сгорания На рис. 11.12 показана типичная зависимость коэффициента тд <п- рк*. При давлениях, превышающих 100—-150 кПа, полнота сго- рания сохраняет высокое, практически постоянное значение. Но при давлениях, меньших 100 кПа (что может наблюдаться с подъ- емом на высоту), полнота сгорания топлива резко падает. Это паде- ние вызывается прежде всего снижением пропорциональных рк* чисел Re, с которыми обтекаются элементы камеры, что ведет к снижению степени турбулентности потока и вследствие этого —- к снижению интенсивности передачи тепла, к замедлению процесса смешения и снижению скорости распространения пламени ыт. При шачительном снижении рк* наблюдается также уменьшение разме- ров зоны обратных токов. Увеличение скорости воздуха на входе в камеру ведет к сниже- нию щ вследствие уменьшения времени пребывания горючей смеси в зоне высоких температур. Но при чрезмерном снижении скорости полнота сгорания может также снизиться из-за резкого уменьше- ния степени турбулентности потока. Совместное влияние температуры, давления и скорости воздуха па входе в камеру на полноту сгорания (при значениях а, близких к оптимальным по г]г) может быть оценено по эмпирической зави- симости (рис. 11.13), связывающей полноту сгорания с так назы- наемым параметром форсирования [5]: ,, 0,056 G„ А *1,25Г* дЗ > Рк г кПж^ж где GB —• расход воздуха через камеру в кг/с; рк* иТх* — давление в
МПа и аосолготная температура воздуха на входе в камеру crop пия; Лл( — диаметр жаровой трубы в мм; — их число. Диапазон значений а, в котором обеспечивается устойчивое i рение топлива в основных камерах сгорания, меняется при измег нни рк*, 7К* и ск так же (в качественном отношении), как и полк та сгорания. На установившихся режимах работы двигателя, обычно изменяется в сравнительно небольшом диапазоне, сущее венно более узком, чем пределы устойчивого горения. Но при pt ком перемещении рычага управления двигателем (РУД) на увел чение или уменьшение подачи топлива коэффициент а может изм пяться в весьма широких пределах. Вследствие гетерогенности г рючей смеси и наличия обратных токов процесс горения остает устойчивым в широком диапазоне значений а, хотя коэффпцие т]г может в этом случае заметно снижаться. При этом на малых в сотах граница богатого срыва соответствует обычно таким а, и которых температура газов перед турбиной имеет недопустимо в сокие значения, а граница бедного срыва соответствует amaxj ^50 ... 60, когда подогрев воздуха в камере сгорания Тт*—Тк* превышает нескольких десятков градусов. Но при увеличении в соты полета из-за одновременного падения рк* и Тк* пределы усто чивого горения существенно сужаются, в особенности в облас бедных смесей. При высоких а и низких давлениях воздуха причиной снижен! полноты и устойчивости сгорания может быть также ухудшен качества распыла топлива, вызванное уменьшением перепада да ления на форсунках вследствие снижения расхода топлива на эт1 режимах работы камеры. Влияние этого фактора проявляется к: при экспериментальном определении характеристик камеры, так в процессе ее эксплуатации. Как известно, в однокапальной нерег, лируемой форсунке перепад давлений пропорционален квадра расхода топлива. Поэтому на большинстве авиационных ГТД в о новных камерах сгорания устанавливаются двухканальные форсу ки с устройством для автоматического отключения одного кана. при малых расходах или применяются другие меры для обеспеч ния хорошего распыла топлива при малых его расходах. Кроме т го, для исключения опасности срыва пламени при необходимое резко убрать РУД многие ГТД снабжаются устройством, не доп екающим снижения расхода топлива ниже некоторого минимал ного значения, выбранного с таким расчетом, чтобы, несмотря i резкое увеличение а, горение в камере было устойчивым в любь условиях полета. Следует иметь в виду также, что в условиях работы камеры системе ГТД значения ск (пли GB), рк*, Тк* и а не являются нез впеимыми, а связаны уравнениями сохранения энергии и расхо для участка от входного сечения камеры до минимального сечею соплового аппарата первой ступени турбины. Например, скорое (число М) потока на входе в камеру является функцией Tv* и Д точнее функцией Tr*/Tv*; причем с увеличением 7Г*/7К*, вызва ным, например, снижением а, скорость ск уменьшается. Поэтоц 76
характс- камеры Рис. 11.14. Типичная ристина форсажной ТРД по составу смеси (р,*^ >0,1 МПа) .iiiriлпз изменения т]г в различных условиях работы ГТД надо вести г учетом одновременного изменения всех указанных параметров. 1а к, например, при снижении частоты вращения ротора ГТД пол- нота сгорания снижается (особенно в высотных условиях) вслед- < rune одновременного падения рк*, Тк* и Тт*/Тк*. Рассмотрим теперь особенно- го! характеристик форсажных ка- мер сгорания. Форсажная камера и орания работает обычно только при максимальной или близкой к максимальной частоте вращения ротора двигателя, когда в раз- личных условиях полета темпера- । ура газа за турбиной сохраняет постоянное или почти постоянное и притом весьма высокое значе- ние. Скорость потока газа па вхо- и.е в камеру на форсажных режи- мах изменяется также в сравни- к-льно небольших пределах. По- лому наибольший практический интерес представляют характеристики форсажной камеры по со- ставу смеси и по давлению в камере. На рис. 11.14 приведена типичная зависимость коэффициента полноты сгорания в форсажной камере т]г.ф от коэффициента пз- оытка воздуха аЕ. Как видно, высокий уровень полноты сгорания достигается в ванном случае при ав= 1,5... 1,8, а при больших и в особенности при меньших значениях cts полнота сгорания резко падает. Такой характер изменения рг.ф объясняется неоднородностью состава го- рючей смеси в форсажной камере. При уменьшении ав в ней появ- ляются зоны, переобогащенные топливом. Падение т]г.ф из-за нерав- номерного распределения топлива в потоке газа становится особен- но существенным при снижении среднего по всей камере коэффици- ента избытка воздуха до ов — 1,1 ... 1,2. При увеличении аБ (сверх шачения, соответствующего максимуму т]г.ф) снижение т]г.ф вызы- вается, с одной стороны, как и в основных камерах, уменьшением скорости распространения пламени при обеднении смеси, а с дру- гой стороны — тем, что часть топлива еще до подхода к фронту пла- мени успевает испариться и перемешаться с выходящими из тур- ни ян газами, образуя зоны смеси негорючей концентрации. С понижением давления на входе в форсажную камеру рт*, как и в основной камере сгорания, полнота сгорания падает вследствие ухудшения качества распыла топлива из-за падения 6т.ф и вслед- ствие замедления процессов передачи тепла, смешения и горения из-за снижения чисел Re. Это падение становится заметным обыч- но при значениях рт*, меньших 70—80 кПа. Влияние снижения рт* проявляется в еще большей степени на режимах частичного форси-
рования двигателя (т. е. при пониженных значениях температур форсажа и соответственно повышенных а s), так как в этом случа с одной стороны, снижается интенсивность подвода тепла к свеж< смеси из зоны горения, а с другой стороны, еще более резко сниж ется перепад давлений на форсунках. Для исключения отрицател ного влияния последнего фактора на полноту и устойчивость crop ния в форсажных камерах может использоваться выключение чаш форсунок на пониженных реж мах и применение форсунок с р гулируемыми проходными сеч НИЯМИ. На рис. 11. 15 приведена сры ная характеристика форсажш камеры, представляющая соб< зависимость диапазона устойч вой работы камеры по as от да ления на входе в нее рт*. Пр снижении рт* диапазон устойч! вого горения топлива в форса» ной камере сужается (в основно из-за смещения границы бедног Срыва), а ПрИ Рт<САш1п устойч> вая работа вообще не обеспечи диапазона устойчивого горени Рис. 11.15. Срывная характеристика форсажной камеры: 1—богатый срыв; 2—бедный срыв вается при любом аЕ . топлива в форсажной камере при снижении давления на входе нее объясняется, в основном, темп же причинами, что и для ochoi ных камер. Кроме того, в условиях высотного полета может на блюдаться закипание топлива в омываемых горячими газами топ ливных коллекторах форсажной камеры, если давление топлив! (при малых его расходах) становится меньше давления его на еыщенных паров. Это приводит к изменению условий смесеобра зования и структуры потока около форсунок и стабилизаторов пла мени и в результате — к ухудшению полноты и устойчивости го рения. Поэтому в условиях полета на больших высотах надежное вклю- чение (воспламенение топлива) и устойчивая работа форсажной ка- меры могут быть обеспечены только при достаточно высоком дав- лении газа за турбиной и лишь в сравнительно узком диапазоне ре- жимов по Kj (например, только на режимах, близких к режим) полного форсажа). 11.7. ПОТЕРИ ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гид- равлическим их сопротивлением и так называемым тепловым соп- ротивлением. Гидравлическое сопротивление складывается, в основном, из сопротивлений диффузора, фронтового устройства и сопротивления, возникающего при смешении струй первичного, вторичного и тре- 78
чинного воздуха (для основных камер сгорания). Потери полного лппления, вызванные гидравлическим сопротивлением, могут быть пирсделены путем раздельного учета каждой из его составляющих или же оценены с помощью суммарного коэффициента °™яр=1—<11-6) РЛ •де Др* — снижение полного сопротивлением. давления, вызванное гидравлическим а—(Диаграмма процесса; б—зависимость отепл от числа М потока и степени подогреве. Для основных камер сгорания обычно оГИдР=0,93 ... 0,96, а для форсажных камер — 0,95 ... 0,98. Тепловое сопротивление является следствием подвода тепла к потоку газа и увеличивается с ростом скорости потока и степени по подогрева. В большинстве форсажных камер сгорания площадь проточной части на участке от сечения д—д до сечения ф—ф (рис. 11.16) перед соплом изменяется незначительно. Поэтому схематиче- ски процесс горения в них можно представить как процесс подвода тепла к потоку газа в канале постоянного сечения. Диаграмма из- менения состояния газа в таком процессе в ри-координатах приве- дена на рис. 11.16,а. В результате подвода тепла температура и удельный объем газа возрастают. Рост v при постоянной площади сечения камеры ведет к росту скорости потока и, следовательно, к снижению давления. Можно показать, что в рассматриваемых ко- ординатах процесс подвода тепла в такой камере изобразится пря- мой линией, уклон которой пропорционален расходу газа на едини- 79
ду площади сечения камеры. В соответствии с уравнением Берну ли приращение кинетической энергии потока в таком процессе п| отсутствии трения будет эквивалентно площади заштрихованной 1 рисунке трапеции. Точки д* и ф* изображают здесь состояние з торможенного потока на входе и на выходе из камеры. Переход точки д* к точке ф* можно рассматривать как разомкнутый цик состоящий из процесса адиабатического расширения д*—д, пр цесса подвода тепла при пониженном давлении д—ф и последу! щего процесса сжатия ф—ф*. Такой цикл противоположен обычн му термодинамическому циклу ВРД и должен приводить поэтоь не к увеличению (как в ВРД), а к падению полного давления г. за. Отсюда следует, что при подводе тепла к потоку газа всегда б Степень падения полного давления в форсажной камере пост янного сечения при отсутствии гидравлических потерь может бы определена путем совместного решения уравнения неразрывност и уравнения Эйлера о количестве движения газового потока. Н рис. 11.16, б приведена полученная таким путем зависимость к, эффициента теплового сопротивления °тепл = Р$/Р*л от степени щ догрева газа при различных значениях числа М на входе в камеру При этом температура Тя* в ТРДФ, очевидно, равна температур газа за турбиной. Для ориентировки на рисунке нанесены лини постоянных значений числа М на выходе из камеры. Линия Мф= соответствует «тепловому запиранию» камеры. Точки пересечени ее с линиями Мд=const определяют предельные значения степей, подогрева воздуха в камере постоянной площади, превышение кс торых при данных значениях Мд физически невозможно. Рис. 11.16, б в первом приближении можно отнести (с замене! индекса «ф» на индекс «г») и к основным камерам сгорания, хот: здесь в принципе необходимо учитывать наличие подвода воздух; через отверстия в стенках жаровой трубы и часто значительное из менение площади сечения камеры по ее тракту. Если пренебрч! влиянием этих особенностей, то по рис. 11.16, б можно определит, ахепл~Р*г/Р*а в зависимости от степени подогрева TT*fTK* npi различных значениях среднего по сечению входа в камеру чиелг Мд, определенного без учета загромождения этого сечения деталя: ми фронтового устройства. Для основных камер обычно Мд—0,06... 0,12 и цтец.ч^0,97 . . . . . 0,98. В форсажных камерах из-за более высоких значений М, тепловое сопротивление может достигать 5—6% полного давления Сильнее всего тепловое сопротивление проявляется в форсажных камерах двухконтурных ТРД, где из-за больших степеней подогре- ва потери полного давления из-за теплового сопротивления могут превышать указанные значения. Суммарные потери полного давления в камерах сгорания ГТД обычно подсчитывают по формуле ° °гилр°теил- (11•7) Основанием для этого служит то обстоятельство, что гидравличе- 8Р,
[thin- потери сосредоточены главным образом в диффузоре и фрон- устройстве, т. е. до подвода основного количества тепла, и Шитому тепловые и гидравлические потери можно считать незави- мнцнми друг от друга. Более точные значения о для основной и форсажной камер сгорания определяют на основе их детального расчета. II. 8. СВЯЗЬ МЕЖДУ РАСХОДОМ ТОПЛИВА И ПОВЫШЕНИЕМ ТЕМПЕРАТУРЫ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ 11ри расчете и анализе параметров и характеристик ГТД необ- oriiiMO учитывать связь между расходом топлива, расходом возду- \.i и повышением температуры в основной или форсажной камере 11 орания. Бели бы в двигателе шел процесс подогрева газа неизменного нхтава, то потребное количество тепла для основной камеры его- p. । и ия согласно уравнению энергии определялось бы формулой Q=i*-i^cp(T*r-T*K), (11.8) । в- ср — средняя теплоемкость газа в данном интервале темпера- lYp- Бели, кроме того, принять, что тепловыделение на 1 кг топлива ни гавляет т)г//и кДж, то относительный расход топлива в основ- in Hi камере сгорания при отсутствии отбора воздуха от компрессо- ра определялся бы равенством (11.9) GB ч\гНи ч\тНи । GT — секундный расход топлива и GB — расход воздуха. В действительности процесс горения сопровождается изменени- ем как количества, так и химического состава газа, что делает за- ливу определения потребного расхода топлива более сложной. Но можно показать, что с вполне достаточной точностью расход топ- лива и в этом случае может быть определен по формуле, аналогич- ной (11.9): г,=^Э, (и.ю) । де сп — условная теплоемкость процесса подвода тепла в реаль- ной камере сгорания — существенно отличается от средней тепло- емкости воздуха и продуктов сгорания в данном интервале темпе- ратур и зависит не только от Тк* и Тт*, но и от вида топлива. Для ивиационных керосинов с теплотворностью Нияз 42 900 кДж/кг зна- чения сп в зависимости от Тк* и Tt* при а>1 могут быть определе- ны по рис. 11.17 или рассчитаны по аппроксимирующей его фор- муле Сп=0,878+2)08-10-4(Г;^ОГ487’:), кДж/(кг-К). (11.11) 81-
При использовании в качестве топлива водорода значения сп аналогичных условиях оказываются на 5—40% выше. Для форсажной камеры задача определения расхода топлш усложняется дополнительно тем, что теплосодержание поступи! щих в нее газов зависит не только от температуры за турбиной, i Рис. 11.17. Условная теплоемкость процесса подвода тепла в камере сгорания ГТД и от химического состава газов, образовавшихся в основной каме ре сгорания. Но если рассматривать ТРДФ в целом, то общий рас ход топлива в двигателе GtS , равный сумме расходов основной GT и форсажной Стф камер сгорания, может быть определен по фор муле GB (11.12) 82
|дг (ia— расход воздуха через двигатель; т]га—общий коэффици- ••II1 полноты сгорания в двигателе. Значение cnS при сжигании в основной и форсажной камерах ьгросина может быть определено по рис. 11.17 или по формуле (II 11), если при этом в качестве начальной температуры вместо /„' взять ТЕ*, а в качестве конечной температуры — Тф*. Значение т]г£ связано со значениями т]г и т)г.ф равенством G?H UX^T~\~G1^H „'•1г.ф=Ст2^/в'Пгв. •икуда, полагая расход воздуха через компрессор и камеру сгора- ния одинаковым, можно получить Чг2-----'Пг.ф _I- (ЧГ ^1г.ф) СП(Т*-Т1) саъ(тф-т*) Чг2 "Чг.ф В >том уравнении второй член правой части обычно во много раз меньше первого. Поэтому с достаточной для практических целей 1<>чностью можно пренебречь отличием сомножителя ц /ччг.ф от единицы и тогда T]rS — Чг.ф 4" (’Ir ~ 'Чг.ф) Тр-rjr • (11.13) сп2 ('ф 1 к) Формула (11.12) пригодна также для расчета суммарного рас- хода топлива в ДТРДФ с общей форсажной камерой. Для обоснования формулы (11.10) составим уравнение сохранения энер- >Ш1 для основной камеры сгорания ГТД. Пусть воздух поступает в камеру его- p.шня при температуре 7*, а топливо—при температуре Гт. Продукты сгора- ния покидают камеру сгорания при температуре Г*, причем их количество рав- но Gr=GB(H-gi). Тогда уравнение сохранения энергии для камеры сгорания при отсутствии внешнего теплообмена будет иметь вид ОвС.К + СЛ = бгС.г. О1'14) <ле Си • *т» гг.г — теплосодержание воздуха, топлива и продуктов сгорания при соответствующих температурах. Входящее сюда значение iT г в общем случае должно подсчитываться с учетом реального состава продуктов сгорания, т. е. с учетом наличия в них не только продуктов полного окисления — СОг, НгО, но и продуктов неполного сгорания — СО, Нг, продуктов пиролиза компонентов топлива, промежуточных продуктов окисления, а при высоких температурах — продуктов диссоциации. :>то усложняет определение 1ГТ Поэтому для упрощения задачи будем пред- полагать, что процесс сгорания протекает при 1 н является полным, а по- тери тепла через стенки и термическая диссоциация продуктов сгорания отсут- гвуют. При этом будем считать, что коэффициент полноты сгорания t]r учи- тывает все отклонения реального процесса от этой схемы. (Предположение об псутствии диссоциации практически соответствует действительности при темпе- ратурах до 2100—2300 К). Для определения входящего в уравнение (11.14) теплосодержания топлива запишем, следуя Б. С. Стечкину, аналогичное уравнение для процесса горения (при том же а) в условиях проведения опыта по определению теплотворности топлива, т. е. при начальной температуре воздуха и топлива ^=20° С и при ох- лаждении продуктов сгорания до той же температуры: 3“ Д) -------- б/р/рд 4" G-^Hц, (11.15) 83
где z.jfj, ir0—теплосодержание воздуха, топлива и продуктов crops при температуре fa GTHU — количество тепла, отданного в калориметр при! лаждепии продуктов сгорания. . Вычитая почленно уравнение (11.15) из уравнения (11.14) и учитывая/ Gr=GB+GT, после преобразований получим (гг.г До) 'Ов.к zbo) ^•ил= H„+GT-iIO)-(z;.r-l;0)> (Н где индекс «ид» указывает на то, что значения ir r и соответственно oq деляются здесь при т]г = 1. Действительное соотношение расходов топлив^ воздуха равно gl — • (11J Для топлив нефтяного происхождения элементный химический состав^ практически стабилен, а поправка на разность теплосодержаний iT — iT0 обы< пренебрежимо мала (менее 0,5% Ни). Тогда, как следует из формулы (11.1 gr. Ид является однозначной функцией температур Тк и Т*. Это обстоятел» во позволяет, не снижая точности получаемых результатов, использовать вычисления gT непосредственно формулу (11.10), ___ gl.KK^U ния сц = -——5- заранее рассчитаны с помощью z г ‘к если входящие в нее зна формулы (11.16) и свед< в график типа рис. 11.17, при расчете которого были использованы данн| Я. Т. Ильичева. 1 Как и ТРД, ТРДФ никакой механической работы во вне не отдает (eq не считать относительно ничтожной затраты мощности на привод самолетм агрегатов). Тогда, если пренебречь также отбором и утечками воздуха или з за, то уравнение сохранения энергии для ТРДФ в целом будет иметь вид 1 +<^тВ(т ~ ^г1'г.ф> j т. е. оказывается полностью аналогичным уравнению (11.14). Поэтому все н воды и формулы, полученные выше для основной камеры сгорания, буд справедливы и для ТРДФ в целом, если в них заменить всюду индексы «к»] и «г» соответственно на «//» и «ф». Это и обусловливает справедливость формулы (11. 12) для определен относительного расхода топлива в ТРДФ. Если в двигателе имеется отбор воздуха от компрессора, то доля тепли, подсчитанная по отношению к расходу воздуха на входе в’ компрессор, соя ветственно уменьшается и формулы (11. 10) и (11. 12) должны быть в этом сл чае записаны в виде ж, (1 ЪОХЛ 4>ОТб)» (11.1 спЕ (Т’ф н) ( 1 £отб) + ( Дтб — £отб = ———, (Ц.1 где ^охл = бохл/<?в и £отб —ботв/бв—доли воздуха, отбираемого на охла дение турбины и на обеспечение потребностей летательного аппарата.
Глава 12 УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И КПД ВРД Для сравнительной оценки совершенства ВРД * вводят в рас- смотрение относительные величины, характеризующие наиболее на ясные их свойства. Этими величинами являются удельные пара- метры двигателя и его КПД. К числу основных удельных параметров ВРД относятся удель- ная тяга, удельный расход топлива, удельная масса, удельный объ- ем и удельная лобовая тяга. Все указанные величины определяют- ся по создаваемой двигателем тяге (внутренней или эффективной). <: точки зрения использования двигателя как авиационной силовой установки более правильно определять удельные параметры по >ффективной тяге. Но последняя в значительной степени зависит от способа установки двигателя на самолете. Для оценки же свойств самого двигателя удельные параметры принято опреде- лять по внутренней тяге, как это и делается ниже. 12. 1. ОСНОВНЫЕ УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ (12.1) Удельной тягой RyR (II-с/кг) называют отношение тяги к секун- дному расходу воздуха через двигатель: R —Л Основные выражения для внутренней тяги R были даны в гл. 8 ч. I. В частности, используя формулу (8.13), получим ЯУд=(1 + g.f) ес - К+(а - рц) . При полном расширении газа в сопле ^ул==(1+Кт)П.п- V- В тех же случаях, когда, кроме того, можно пренебречь расхо- дом топлива, выражение для удельной тяги принимает следующий простой вид: (12.4). (12.2) (12.3) ^ул=С( * Здесь рассматриваются двигатели прямой реакции — одноконтурные и двухконтурные со смешением потоков. 85
Удельная тяга в однотипных двигателях характеризует их ло. вые размеры. Чем выше 7?уи, тем меньше при заданной тяге потр мый расход воздуха через двигатель, а следовательно, его диам< аи масса. Удельным расходом топлива Суд (кг/(Н-ч)] называется othoi ние часового расхода топлива GT,4 к развиваемой двигателем т: Cy=O^/R. (12. Удельный расход топлива характеризует экономичность двнг теля. Чем он меньше, тем больше при заданной скорости дальнее и продолжительность полета самолета. Удельной массой двигателя удв (кг/Н) принято называть отн шеиие массы двигателя GPB к тяге (12. Чем меньше удельная масса двигателя, тем меньше при зада ной тяге масса и вес всей силовой установки, которые в значите^ ной степени влияют на такие важные данные самолета, как е, дальность, потолок, грузоподъемность и скорость. Удельным объемом двигателя идв (м3/Н.) называют отношен) объема двигателя Удв к его максимальной тяге (12- Удельный объем широко используется для оценки двигателей с молетов вертикального взлета и посадки (ВВП). Размещение т ких двигателей на самолете при условии, когда суммарная тяга I взлете должна превышать вес самолета, представляет трудную з дачу. Поэтому снижение удельных объемов является важным тр •бованием, предъявляемым к двигателям самолетов ВВП. Удельной лобовой тягой Rn06 (Н/м2) называется отношение ма> 'симальной тяги к наибольшему поперечному сечению двигателя R^R/R^. (12. Удельная лобовая тяга оценивает наибольший поперечный раз мер двигателя и в некоторой степени характеризует аэродинамиче ское совершенство силовой установки. Это объясняется тем, чт< при увеличении /?Лоб и при заданной тяге уменьшаются диаметр мо тогондолы и размеры площади ее боковой поверхности, что, вооб ще говоря, должно приводить к снижению аэродинамического соп ротивления. Однако более точный учет внешнего сопротивленш требует определения эффективной тяги и расчета всех удельных па- раметров по 7?Эф. Удельные параметры одного и того же двигателя изменяются при изменении числа М полета, высоты полета и режима работы двигателя. Поэтому весьма часто в качестве характерных величин приводятся удельные параметры, соответствующие земным стати- ческим условиям (Д=0, У=0). Для разных типов двигателей и удельные параметры существенно различны. «6
12. 2. ПОЛНЫЙ КПД И ЕГО СВЯЗЬ Г С УДЕЛЬНЫМ РАСХОДОМ ТО ПЛ ИВА Первичным источником энергии в современных ВРД служит химическая энергия топлива. Она сообщается воздуху в виде теп- : in. выделяющегося при сжигании топлива в камерах сгорания дви- in иля. Для оценки степени совершенства процесса преобразова- ния химической энергии топлива в полезную работу пользуются > ||1нвг1ием КПД. Химическая энергия топлива характеризуется его теплотворно- ! । ii.ui Ни. Если часовой расход топлива равен GT.4, то общее распо- |||| .чемое количество тепла, вносимое в двигатель с топливом, рав- но <1т.чНи. Количество же тепла, отнесенное к 1 кг воздуха, про- хоиящего через двигатель, Q . (12.9) ° 3600 GB За. полезную (тяговую) работу следует принимать произведе- ние силы тяги на путь, пройденный самолетом за 1 с, т. е. на ско- рость полета. Если рассматривать полезную работу, приходящую- । я на 1 кг воздуха, то она будет равна ДудЙ. Полным КПД ВРД называют отношение тепла, эквивалентного полезной работе, ко всему теплу, внесенному в двигатель с топли- иом: (12. 10) Пп Qo Полный КПД оценивает долю химической энергии топлива, пре- образованной в полезную работу, и, следовательно, учитывает все потери, имеющиеся в процессе преобразования тепла в полезную работу. Тем самым он наиболее полно характеризует экономич- ность двигателя в полете. Ранее указывалось, что для оценки экономичности ВРД в прак- тических целях широко используется другая величина — удельный расход топлива Суд. Найдем связь между величинами Суд и т]п. Для этого вначале удельный расход топлива выразим через удель- ную тягу и количество тепла Qo, вносимое в двигатель с топливом на 1 кг воздуха в секунду. Используя соотношение (12.9), получим С — 36OOQo . (12. nJ, Ryifia НuRyn Как видно из формулы (12.11), удельный расход топлива пря- мо пропорционален теплу, внесенному в двигатель с топливом, и обратно пропорционален удельной тяге. Из формулы (12.10) следует, что “уд ражение в формулу (12.11), получим г _3600Р уд ’ V п — . Подставляя это вы- ‘tyni (12. 12) 87
Формула (12.12) показывает, что удельный расход топлива nj постоянной скорости полета обратно пропорционален полному КЦа Отсюда следует, что различные двигатели можно оценивать г экономичности путем сравнения их удельных расходов топлив только при одинаковых значениях скорости полета. Поэтому С является менее универсальным параметром для оценки экономю ности ВРД, чем цп. Но, с другой стороны, Суд позволяет произв< дить оценку экономичности двигателей в стендовых условиях, т. при К=0, тогда как в этих условиях, как видно из формул (12.10), равен нулю. 12.3. ВНУТРЕННИЙ И ТЯГОВЫЙ кпд. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЙ БАЛАНС ВРД Проследим последовательность преобразования энергии, bhi симой в двигатель с топливом, в полезную работу. Попутно выя< ним, какие потери имеют место при таком преобразовании. Воздушно-реактивный двигатель обладает той особенностьи что он совмещает функции теплового двигателя и движителя. Фуш ции ВРД как теплового двигателя состоят в преобразовании xhmi ческой энергии топлива в приращение кинетической энерги газового потока, проходящего через двигатель. Как движител ВРД преобразует полученное приращение кинетической энергии полезную (тяговую) работу. У поршневого двигателя и у ТВД двг жителем является воздушный винт. * Рассмотрим вначале работу ВРД как теплового двигателе Вследствие того, что в реальном процессе выделения тепла имеютс потери из-за неполноты сгорания, диссоциации и теплоотдачи чс рез стенки, тепло Q, выделяющееся при сгорании, несколько меш ше (на 2—3%) тепла Qo, вносимого в двигатель с топливом. Отнс шение Q/Qo=Tir, характеризующее указанные потери, называете коэффициентом выделения тепла (см. гл. 11). Согласно уравнение сохранения энергии, написанному для сечений тель и на выходе из него (при условии gT = 0 и $ении в сопле), на входе в двига при полном расшг (12.13 «п» для простот! +ср(Тс-Тн\ {Здесь и далее рассматривается сс.п, но индекс опускается). Это уравнение показывает, что выделившееся тепло идет н приращение кинетической энергии газового потока, проходящей через двигатель, и на увеличение его теплосодержания. Прираще cl— У2 т ,ние кинетической энергии —-— = ьц является располагаемо энергией ВРД как теплового двигателя и носит название работь цикла (свободной энергии), а изменение теплосодержани сг(Тс—?н) представляет собой потери тепловой энергии на нагре газового потока, проходящего через двигатель. Последние обуслов 88
лены неизбежными потерями тепла в соответствии со вторым зако- ном термодинамики. В реальном процессе сюда же включаются inпери тепла, связанные с его затратами на преодоление гидрав- 'iii'ie.cKHX сопротивлений в двигателе. внутренним КПД ВРД называют отношение тепла, эквивалент- но! о приращению кинетической энергии газовой струи (т. е. полез- ной работы реального цикла), ко всему теплу, внесенному в двига- п ль с топливом: С^ —1/2 П„ = 2 - . (12. 14) Qo Со Внутренний КПД показывает, какая часть тепла, внесенного и цвигатель с топливом (на 1 кг воздуха), идет на увеличение t ппетической энергии газового потока, проходящего через двига- п ль. Он учитывает, следовательно, все потери в процессе преобра- ц|вания тепла в приращение кинетической энергии газового пото- ни. К ним относятся потери тепла иа увеличение теплосодержания lu.'irpeB) вытекающей из двигателя газовой струп и потери, связан- ные. с неполнотой выделения тепла в камерах сгорания двигателя. Внутренний КПД, таким образом, характеризует совершенство ВРД как теплового двигателя. Заметим, что рассматриваемый в термодинамике термический КПД тр играет ту же роль по отношению к идеальному циклу, как внутренний КПД по отношению к реальному циклу. Как известно, и-рмический КПД идеального цикла ВРД с подводом и отводом и-ила при постоянном давлении равен П/=1—Л- ь л । ле л — степень повышения давления рабочего тела, т. е. отноше- ние давления в камере сгорания к давлению в атмосфере. Из выражения для тр следует, что чем выше степень повышения ’(явления и равная ей степень расширения газа, тем больше терми- 'нч'кий КПД идеального цикла, так как при этом за счет большей степени расширения снижается температура газа на выходе из дви- । ателя и, следовательно, уменьшается количество тепла, уносимое продуктами сгорания. Внутренний КПД ВРД, как будет показано в дальнейшем, зави- сит не только от степени повышения давления, но также и от тем- пературы газа в конце процесса сгорания. Кроме того, как ука- пывалось, он зависит от гиравлических потерь в элементах двига- |еля и от коэффициента выделения тепла в камере сгорания. Проследим далее, как преобразуется приращение кинетической шергии потока газа в полезную работу. Совершенство преобразо- |сп1ия энергии на этой стадии характеризуется тяговым КПД. 89'
к приращению кинетическ, Тяговым КПД ВРД называется отношение полезной (тягово) работы, производимой двигателем, энергии газового потока: *Птяг ЛудР in (12. 1,1 2 1 Полезная (тяговая) работа, совершаемая силой тяги, являет^ непосредственным результатом использования приращения кинет:! ческой энергии потока газа, полученного им в двигателе. Но пд этом не вся кинетическая энергия потока преобразуется в тягову! работу. Действительно, газовый поток, покинувший двигатель, <я ладает абсолютной скоростью (скорость ио отношению к неподвия ной атмосфере), равной разности скоростей сс—V. При этом, к| легко убедиться, для 1 кг газа С?—R2 R у —.У)2 2 ул 2 (12. li т. е. приращение кинетической энергии газового потока равно су! ме полезной работы и потерянной кинетической энергии. Следов; тельно, тяговый КПД учитывает непревращенную в тяговую раб' ту кинетическую энергию газа, покидающего двигатель. Заменив в (12.15) удельную тягу ее выражением (12.4), nocj несложных преобразований получим ^тяг Сс (12.1' V 1 Как видно из выражения (12.17), тяговый КПД зависит тольга от отношения скорости истечения газа из двигателя к скорости п| лета. С уменьшением этого отношения тяговый КПД возрастаем Это и понятно: чем ближе скорость истечения сс к скорости полет! V, тем с меньшей абсолютной скоростью газовый поток покидав двигатель и тем меньшая часть его кинетической энергии остаетс] неиспользованной. При работе двигателя на месте, когда У=0, г]тяг=0, что оч^ видно, так как полезная работа обращается в нуль, а следователе но, вся кинетическая энергия газа на выходе из двигателя являет ся неиспользованной. Тяговый КПД становится равным единиц при cc=V, так как в этом случае абсолютная скорость газа на вь| ходе из двигателя сс—V равна нулю и нет потерь с выходной скс ростью. Однако в этом случае тяга и полезная тяговая работа тац же обращаются в нуль. Таким образом, тяговый КПД показывает, какая часть кинете ческой энергии, приобретенной потоком газа в двигателе, преобрг зуется в полезную (тяговую) работу. Он, следовательно, характе ризует совершенство ВРД как движителя, т. е. как устройства 90
^("•/(назначенного для образования силы тяги. Если ВРД сравни- ли. с винтовым двигателем, то тяговый КПД следует сопоставлять V КПД винта, а внутренний КПД — с эффективным КПД ДВИГа- Н'Л Я. У существующих ВРД т]тяг в зависимости от типа двигателя и |(г/кима полета изменяется в широких пределах, но обычно не пре- шлнает 0,6—0,7, а т]вя может достигать 0,3—0,4. Из сопоставления формул (12.10), (12.14), (12.15) следует, что Пп^ПвнПтЯГ- (12. 18)' Таким образом, полный КПД равен произведению внутреннего КПД на тяговый и учитывает все потери при преобразовании хи- мической энергии топлива в полезную (тяговую) работу. При работе двигателя на месте т]п=0, так как при этом %яг= - 0. В полете для существующих ВРД т]п может достигать значе- ний 0,2—0,35 и более. Потери Рис. 12.1. Диаграмма энергетического баланса ВРД На рис. 12.1 представлена диаграмма энергетического баланса ВРД. Здесь (1—т]г) Qo — потери от неполноты сгорания топлива; /, -1Н характеризует потери, связанные с увеличением теплосодер- жания газа. Полезная работа ВРД как теплового двигателя харак- с2с~ V? тсризуется параметром----------.Если за 100% принять Qo> то С* — IZ2 —----- дает значение в процентах внутреннего КПД реального никла. 91
Заштрихованная часть диаграммы на рис. 12.1 соответствуй энергетическому балансу ВРД как движителя, преобразующего пра ращение кинетической энергии в полезную работу. Здесь — — потери в виде кинетической энергии выходящей из двигателя q зовой струи (они составляют для ТРД около 8—10% от Qo),'’ с2_________________________________________________1Л2 • иудЕ— полезная работа. Если за 100% принять - с—------, то 2?Уд’ покажет значение в процентах тягового КПД двигателя.
[ Г л а в a 13 РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС ТРД И ТРДФ I лзотурбинные двигатели, применяемые в настоящее время на fliJini.bix установках самолетов, отличаются большим разнообрази- । инов. Они выполняются по одноконтурной или двухконтурной fM'M.'iM и в каждом из этих случаев могут различаться рядом дру- ТН\ признаков — типом применяемых компрессоров (осевые, диа- ||>!1.ин>ные, центробежные), наличием или отсутствием форсажных Кимер, количеством роторов турбокомпрессора (одно-, двух-и трех- |i..рные). Однако все перечисленные двигатели, несмотря на воз- Мп.кпые различия, имеют много обшего в протекании рабочего про- iii it.i. В настоящей главе рассматривается влияние выбора пара- Ut ipoB рабочего процесса на удельные параметры одноконтурных П’Д. Это рассмотрение производится в предположении, что пара- ми ipu процесса могут изменяться независимо друг от друга, что tfiq.iHiio соответствует условиям проектирования двигателя. В вы- полненном двигателе, как будет показано ниже, параметры процес- । и являются взаимосвязанными, и это их взаимное влияние должно 1н<циально учитываться. 13. 1. СХЕМЫ ТРД И ТРДФ, ИЗМЕНЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА ПО ТРАКТУ ДВИГАТЕЛЯ Схема одноконтурного одновального ТРД с осевым компрессо- ром показана на рис. 13.1. Здесь же даны обозначения основных поперечных сечений его проточной части, которые будут использо- наться в дальнейшем изложении, и изображено изменение давле- ния, осевой составляющей скорости и температуры газа по тракту лпитателя в условиях взлета. На рис. 13.2 дана схема двухвального ТРД с форсажной камерой (ТРДФ) и также показано обозначение , течений и изменение параметров газа по тракту в условиях полета. Основными элементами силовой установки с ТРД являются вход- ное устройство, компрессор, камера сгорания, турбина и выходное устройство. Силовая установка с ТРДФ имеет те же элементы и, кроме того, форсажную камеру, устанавливаемую между турби- ной и выходным устройством. Во входном устройстве и компрессоре происходит сжатие возду- ха, в камерах сгорания воздуху сообщается тепло, в турбине и вы- 93
Рис. 13. 1. Схема одновального ТРД. Изменение параметров газового потока по тракту двигателя при Ми=0; Н=0 94
1 II II д*"" Ц/ ll.ll /7,1 Ц1 II /,л ЦЯЮ тт янп vmi п (,«/<: l.'l’ll num до// him '//'/7 'Uli II 1 —и |!|г 1 1 ВЁЛ rrR|lnT[-ДД1 I ВД 17- \s - — <р кр.ф' С | р3" 1 и W 1 !|ig Й!!§§ fczdrt ! Г-^,1 1 1 ввд п {ггВЛ |г CZZ 1 1 д кр.ср с 1 "1 —я 1 • -— • -4 ?&-d • 1 • • — j • i • • « • 1 i 1 . _ZZL 1 Рис. 13. 2. Схема двухвального ТРДФ. Изменение параметров газового потока по тракту двигателя при Мн = 2,0; /7=11 км 95
ходном сопле происходит расширение газа. В результате указа ных процессов осуществляется термодинамический цикл, результ том которого является превращение части химической энергии то лива в полезную работу. Процессы и характеристики отдельных элементов ГТД бьи рассмотрены ранее. Здесь ограничимся только пояснением измен Ния параметров газа по тракту двигателя. Как указывалось, ti применяемого входного устройства зависит от размещения двигат ля на самолете и от того диапазона чисел М полета, на который э- входное устройство рассчитывается. При протекании воздуха чер. входное устройство в условиях полета снижается скорость воз дут ного потока и увеличиваются его давление и температура (см. ри 13.2). При работе двигателя на месте, как и при очень малых ск ростях полета (см. рис. 13.1), движение воздуха через входное ус ройство сопровождается некоторым снижением его давления и те! пературы благодаря увеличению скорости воздуха, входящего двигатель. Давление воздуха, кроме того, снижается из-за гидра лическпх сопротивлений во входном устройстве. В компрессоре давление воздуха значительно повышается и с ответственно увеличивается его температура. Осевая составляюгцг скоростей воздуха при этом обычно несколько уменьшается. В камере сгорания происходит повышение температуры газ Давление же вдоль камеры сгорания несколько уменьшаете вследствие увеличения скорости, вызванного снижением плотносл газа при его нагреве, и вследствие гидравлических сопротивлени элементов камеры. Допустимая температура газа на выходе из к меры сгорания определяется жаропрочностью материалов, из кот рых изготовлена турбина, и условиями ее охлаждения. У болыпи ства современных ТРД эта температура при отсутствии специал: ного охлаждения рабочих лопаток обычно не превышает 1200 1300 К- При наличии охлаждения сопловых и рабочих лопаток ту;, бины воздухом допустимая температура Тг* может доходить /' 1500 К и более. В турбине происходит расширение предварительно сжатого нагретого газа и преобразование части его энергии в механическу работу. Эта работа затрачивается на вращение компрессора и пр] вод всех вспомогательных агрегатов. Давление и температура г: за при прохождении его через турбину снижаются, а осевая^ск рость возрастает, достигая на выходе из турбины довольно высоки значений (300—400 м/с). Но в турбине происходит лишь частичное расширение газа и з турбиной устанавливается давление выше атмосферного. Дальне! шее расширение газа у ТРД осуществляется в выходном устройств расположенном непосредственно за турбиной. У ТРДФ за турбино осуществляется дополнительный подогрев газа в форсажной кам, ре перед выходным соплом. В последнем случае перед форсажно камерой устанавливается диффузор, в котором происходит умен шение скорости воздуха, что необходимо для обеспечения устойч! вости горения. В форсажных камерах максимально допустимая тег 96
ln-ратура газа на выходе составляет 1800—2000 К и более. Такое । и.тигельное повышение температуры газа перед выходным соплом Н’ДФ позволяет существенно увеличить скорость истечения газа и । двигателя и получить более высокую удельную тягу, чем у ТРД. Двигатель, схема которого представлена на рис. 13.2, является ивухвальным. Он имеет два каскада компрессора (низкого и вы- ижого давления), расположенных последовательно друг за другом и механически между собой не связанных. Каждый каскад комп- рессора приводится во вращение от своей турбины. Это позволяет побиться лучшего согласования работы отдельных ступеней на не- расчетных режимах и тем самым повысить запасы устойчивости и 1< 11Д компрессора на этих режимах, однако не вносит каких-либо принципиальных отличий в характер протекания процесса у таких и питателей по сравнению с одновальными ТРД. В ГТД всех схем наиболее нагретые элементы конструкции, к которым в первую очередь относятся лопатки и диски турбин, стен- ки камер сгорания и выходного сопла, охлаждаются воздухом. •гот воздух отбирается за компрессором или от промежуточных I IO ступеней и затем вновь выпускается в проточную часть двига- нля. Количество воздуха, идущее на охлаждение, обычно не пре- вышает 2—3% общего расхода воздуха через двигатель, а у двига- к-лей, имеющих высокотемпературные охлаждаемые турбины, оно может достигать 4—8%. Часть воздуха от двигателя может отби- раться для наддува и вентиляции кабины, отсеков оборудования, а |.|кже для целей управления самолетом (сдув пограничного слоя, |.1зовые рули и т. п.). Часть мощности, развиваемой газовой турбиной ТРД, как ука- п.1валось, затрачивается на привод вспомогательных агрегатов, к которым относятся топливные и масляные насосы, генераторы. Об- щая доля этой мощности, отбираемой на вспомогательные нужды, не превышает 0,5—1% от мощности, получаемой на валу турбины. ' ’.ледует иметь в виду, что при определении расхода газа через тур- пину нужно учитывать расход топлива, подаваемого в камеру сго- рания, который составляет около 1—2% расхода воздуха через компрессор. В форсажной камере ТРДФ происходит дополнитель- ное увеличение массы газа за счет подачи форсажного топлива. В точных расчетах требуется учитывать все указанные факторы. При качественном же анализе эти факторы имеют второстепенное значение и ими можно пренебречь. 13.2. ИЗОБРАЖЕНИЕ ПРОЦЕССА В КООРДИНАТАХ р— v ИТ-s. ПОЛЕЗНАЯ РАБОТА ЦИКЛА В термодинамике рассматриваются идеальные циклы двигате- лей, дается их изображение в координатах р—V и Т—s, выводятся выражения их полезной работы и КПД- Для оценки реальных про- цессов, осуществляемых в двигателе, и выявления основных фак- торов, оказывающих влияние на превращение тепла в полезную ра- нету, необходимо прежде всего произвести аналогичный термоди- I 3647 97
г намический анализ с учетом потерь в отдельных элементах двг теля. В идеальном цикле ТРД процессы сжатия и расширения и, по адиабате, а процессы подвода и отвода тепла—по изобаре. 1 лезная работа идеального цикла определяется площадью, описы емой им в координатах р—V, а термический КПД равен отношен тепла, эквивалентного полезной работе цикла, ко всему затрач ному теплу. Рис. 13.3. Изображение процесса ТРД в р — v (а) и Т — s (б) координатах в условиях полета Рассмотрим реальный цикл ТРД. Для этого обратимся к изой ражению процесса такого двигателя в координатах р—v и Т—2 На рис. 13.3 показано изменение состояния газа по тракту ТРД дл случая работы двигателя в полете. Линия Н—в—к изображав общий процесс сжатия воздуха, последовательно осуществляемьй в воздухозаборнике и компрессоре; линия к—г соответствует измЛ нению средних параметров состояния газа в камере сгорания дл реального процесса подвода тепла; линия г—т—с относится к пр’ цессу расширения газа в турбине и в выходном сопле. Изобар! с—Н, замыкающая рассматриваемый цикл, характеризует рассей ванне тепла выходящих из двигателя продуктов сгорания в aTMq сфере. Атмосферный воздух, в котором рассеивается это тепло, ш| рает как бы роль холодильника. Поэтому, хотя в двигатель входй не охлажденный до температуры Тн газ, вытекающий из двигатЧ ля, а свежий воздух, действительный цикл ТРД (НвкгтсН) можн! рассматривать условно как замкнутый. Выше уже отмечалось, что процесс Н—в при работе двигател! на месте и в полете осуществляется различно. При работе двига теля на месте (при Мн=0) во входном устройстве происходит н< сжатие, а расширение воздуха. Изображение действительного цик ла ТРД для этого случая показано на рис. 13.4. Общий процесс сжатия воздуха в ТРД изображается политро пой Н—к (см. рис. 13.3). Площадь АНкВ, расположенная слева о| этой политропы, представляет собой в координатах р—v политро пическую работу сжатия. Обозначим ее Ln.c- В полете (при У>св] 98
wilt работа равна сумме политропических работ сжатия воздуха во f»oiiioM устройстве и в компрессоре. При работе двигателя на ме- Нг политропическая работа сжатия равна разности политропиче- Itiis работ сжатия в компрессоре и расширения во входном устрой- |цн и изображается в координатах р—v площадью АНвкВ (см. |Ш' 13.4, а). Рис. 13.4. Изображение процесса ТРД в р — v (а) и Т — s (б) ко- ординатах при Л1и=0 Расширение газа осуществляется в основном в турбине и в бы- чином сопле, а также в атмосфере за пределами сопла, если сопло in- обеспечивает полного расширения газа. Процесс подвода тепла h <• в камере сгорания сопровождается снижением давления. По- >к>му условимся его относить к процессу расширения. В таком । '|учае в координатах р—v и Т—s общий процесс расширения бу- н г изображаться линией к—г—с (см. рис. 13.3). Площадь ВкгсА, расположенная слева от этой линии, в координатах р—v представ- 'Bii’T собой политропическую работу расширения. Обозначим эту нищую работу расширения £п.р. Она равна сумме политропических работ расширения газа в турбине (площадь CerD) и в выходном >>>нле (площадь DtcA) и работы расширения в камере сгорания (площадь ВкгС). Следует заметить, что относительные потери на различных уча- । 11 ах процессов сжатия и расширения различны. Поэтому они име- ют разные показатели политропы. При анализе общего процесса < .катия и общего процесса расширения используются некоторые средние их значения для каждого рассматриваемого процесса. Площадь НвкгтсН, описываемая действительным циклом ТРД, п координатах р—V, как видно из рис. 13.3, эквивалентна разности политропических работ расширения и сжатия, т. е. площадь НвкгтсН=(^T]dp=Luv — LnjC. (13.1) В идеальном цикле, как указывалось, площадь цикла в коорди- натах р—v эквивалентна его полезной работе. В реальном цикле имеются потери, и поэтому не вся площадь цикла эквивалентна его полезной работе. Работу, эквивалентную площади цикла, будем на- 4* 99
зывать индикаторной работой и обозначим Ц, а работу, эквивалё ную площади цикла за вычетом потерь, условимся называть пол ной работой цикла (свободной энергией) и обозначим LIV Для того чтобы найти связь между индикаторной работой, i лезной работой цикла и потерями, составим уравнения Верную для общего процесса сжатия и для общего процесса расширен Уравнение Бернулли, написанное для процесса сжатия воздух; ТРД (от сечения Н до сечения к), имеет следующий вид: JZ2_с2 LK + -^-=L„,c+Lrc. (13 Физический смысл этого уравнения, написанного для 1 кг в духа, состоит в том, что работа, сообщаемая воздуху в компрес ре, и изменение кинетической энергии воздуха при его торможен от скорости V до скорости ск расходуются на сжатие воздуха в д; гателе и на преодоление всех гидравлических потерь в процес сжатия Lrc. Для упрощения качественного анализа будем пренебрегать < бором воздуха и расходом топлива, т. е. будем считать, что расд ды воздуха и газа равны. Уравнение Бернулли для 1 кг газа, у» ствующего в процессе расширения (от сечения к до сечения с), п этих предположениях запишется следующим образом: с2—с2 L^=L.s-Y^L^Lrv. (13.' Это уравнение показывает, что политропическая работа расш рения газа в ТРД расходуется на вращение турбины, увеличен кинетической энергии газа и преодоление всех гидравлических и терь в процессе расширения Lr р. Используя (13.2) и (13.3), преобразуем выражение (13.1) дд работы Ц, эквивалентной площади действительного цикла, к сл дующему виду: с2— У2 Д. = Д14)-£П.С=_1—- +£х_£к+£гс+£гр. (13.: В общем случае у ГТД LT может быть больше LK, тогда ра ность LT—LK=LM будет представлять собой механическую работ получаемую на валу двигателя. Эта работа может быть переда! любому потребителю. У ТРД она может расходоваться на привс агрегатов, у ТВД — передаваться на воздушный винт. Выражение (13.4) показывает, что работа Д, эквивалентш площади цикла, расходуется в общем случае на приращение кии тической энергии газового потока, проходящего через двигатед с2 — V2 -----— , на создание механической работы на валу двигате; LM и на преодоление всех гидравлических потерь в двигателе SLr= =Lrc+Lrp. Приращение кинетической энергии и работу на вад в данном случае следует рассматривать как полезный эффект де 100
• I iii(тельного цикла ТРД, т. е. считать их полезной работой цикла, и сумму работ S£r=£r с + £г р — потерями. Следовательно, полезная работа цикла равна С2с — V2 (13.5) ii'iii с учетом (13.4) £«=(£„.₽ - £п.с) - (£гс+£г/))=£; - Е£г. (13.6) Выражение (13.6) показывает, что получение полезной работы и реальном цикле ГТД возможно лишь тогда, когда работа, экви- п.1лснтная площади цикла, больше суммарных потерь в двигателе. ' ипжение потерь в элементах двигателя при прочих равных усло- виях приводит к увеличению полезной работы цикла. В ТРД, если пренебрегать затратами работы на привод агрега- те (£к=£т), полезная работа цикла полностью идет на измене- ние кинетической энергии газового потока, т. е. для ТРД С2 — У2 2 (13.7) Работа цикла непосредственно связана с удельной тягой и удельным расходом топлива ТРД. При заданной скорости полета и иля случая полного расширения газа в выходном сопле эта связь выражается следующим образом: /?ул=сс-П=У2£ц+П2-П; с 3600Q (13. 8) (13.9) С этой точки зрения интересно рассмотреть, какие факторы влияют на работу цикла, и выяснить, в частности, при каких усло- виях работа цикла достигает наибольшего значения. 13. 3. ВЫРАЖЕНИЕ ПОЛЕЗНОЙ РАБОТЫ ЦИКЛА ЧЕРЕЗ ПАРАМЕТРЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Работа идеального цикла ТРД, как известно из термодинамики, при заданных внешних условиях определяется только двумя пара- метрами: степенью повышения давления и степенью подогрева воз- духа. В реальном цикле, помимо этих параметров, на работу цикла оказывают влияние потери в отдельных элементах двигателя. Для учета этих потерь ранее были введены коэффициенты потерь: во входном устройстве — овх, в компрессоре — т)к*, в камере сгора- ния— т]г,в турбине — т)т* и в выходном устройстве — <рс (или J?c). Для получения наиболее простого выражения работы цикла введем два обобщающих коэффициента для учета потерь в двигате- ле: для оценки суммарных потерь в процессе сжатия — т)с и для оценки суммарных потерь в процессе расширения — рр. Тогда ра- 101
бота цикла может быть представлена как функция четырех парам* ров: степени повышения давления воздуха в двигателе Лц—рк1}. степени подогрева воздуха Л=Тт*/Тн, КПД процесса сжатия т]0 КПД процесса расширения т]р. * Коэффициентом полезного действия общего процесса сжат (по аналогии с адиабатическим КПД компрессора) будем называ отношение адиабатического подогрева воздуха в процессе сжат к действительному, или, что то же самое, отношение адиабата* ской работы всего процесса сжатия к сумме политропической р. боты и работы трения для этого же процесса. При этом будем ра сматривать на выходе из компрессора параметры заторможенно; потока. Тогда Этот КПД оценивает гидравлические потери во входном устро. стве и в компрессоре. Входящая в выражение (13.10) адиабатич ская работа процесса сжатия определяется из соотношения Lan.c=-^-RTn(^k -J. (13.1 k — 1 Коэффициентом полезного действия общего процесса расширь ния (по аналогии с адиабатическим КПД турбины) будем называ' следующую величину: г ьад.р Коэффициент полезного действия т]р, определяемый по этом выражению, оценивает все потери в процессе расширения, вклк чая потери в камере сгорания. Выясним, что следует понимать под адиабатической работо! расширения, входящей в знаменатель выражения (13.12). Дейст вительный процесс расширения включает в себя; помимо процессе! расширения в турбине и в выходном сопле, также процесс расшире ния в камере сгорания. Поэтому под идеальной работой расшире ния следует понимать работу подобного процесса, ио происходяще- го без потерь. В таком процессе должны отсутствовать гидравличе- ские потери, в том числе и в камере сгорания, а подвод тепла дол- жен осуществляться при бесконечно малых скоростях движения газа, т. е. при постоянном давлении. Если на выходе из компрессе- ра воздух имеет параметры рк* и Тк*, то на входе в турбину при указанных условиях соответствующие параметры газа будут рк* и’ Тг*. Поэтому адиабатическая работа расширения будет равна R‘T'(1 ~ <13-13 \ "«*' / где n^~p*K/pN—общая степень расширения газа, равная общей степени повышения давления воздуха в двигателе. 102
Iели подставить в формулу (13.6) Ln.c + Lrc и Ln.p—Lrp из 13 10) и (13.12), получим следующее выражение для работы цик- Vlii (13.14)' Че Заменив входящие сюда адиабатические работы сжатия и рас- 11п1|1сния их выражениями из (13.11) и (13.13), найдем ( \ /, 1 - - 1/V • (13-15> — 1 I г I К 1 IQq Сложность этой зависимости обусловлена неодинаковыми физи- ческими свойствами воздуха и продуктов сгорания, что ведет к |'п 1личию их показателей адиабаты и газовых постоянных. Для упрощения выражения (13.15) введем коэффициент (13.16) Рис. 13.5. Зависимость коэффициента т от Ла и Тг* (Я—11 км) учитывающий это различие физических свойств воздуха и продук- тов сгорания. Коэффициент т является функцией трех величин: ли, Тг и Тн. Это следует из того, что показатель адиабаты воз- духа зависит только от тем- пературы, которая в процес- се сжатия изменяется от Тн до Тк*, причем последняя яв- ляется функцией и Тн. Показатель адиабаты и га- ювая постоянная продуктов сгорания, кроме того, зави- сят от коэффициента избыт- ка воздуха а, который в свою очередь определяется | разностью температур. Тг*~ -Тк*, т. е. является функци- ей ns, Тг* И Тн. Коэффици- ентом m можно учесть так- же различие в расходах га- ча и воздуха из-за подачи топлива. Из рис. 13.5 видно, что для практически возможных значений ла и Тг* коэффициент m может быть принят в первом приближе- нии равным 1,03—1,05. 103
Коэффициент m позволяет привести уравнение (13.15) к еле. ющему простому виду: ()з. k — 1 Цс \ е / где 1 у, * е—; Д= ——. Тн Параметр е характеризует степень повышения давления воздуха двигателе, а параметр А — степень подогрева воздуха в двигател Таким образом, уравнение (13.17) показывает, что полезн; работа цикла зависит от степени повышения давления лЕ, crenel подогрева воздуха А и от коэффициентов т]с и т]Р, характеризующ, потери в двигателе на линии сжатия и на линии расширения. Кр ме того, работа цикла зависит от температуры Тн, которая мож изменяться при изменении высоты полета и атмосферных услови Выражение работы цикла (13.17) справедливо не только для ТР; но и для ГТД других типов (турбовинтовых, турбовальных, дву контурных и т. п.), рабочий процесс которых аналогичен рабочей процессу ТРД. Рассмотренный метод исследования термодинамических свойш ВРД с использованием выражения (13.17) для работы цикла бы впервые предложен академиком Б. С. Стечкиным. Преимуществ этого метода состоит в его простоте и наглядности, а также в то: что он позволяет получить простые аналитические выражения ДЛ определения оптимальных параметров рабочего процесса ГТ,' Вместе с тем следует отметить, что точный расчет по этой форму.' работы цикла затрудняется тем, что коэффициенты т]с и т)р при и менении лЕи А (в особенности в условиях полета),строго говор не остаются постоянными, а изменяются. Их можно определить достаточной точностью, если известна относительная величина п< терь во всех элементах двигателя, но такой расчет оказывается д вольно громоздким. В приближенных расчетах вполне допустим считать Tjc = const и цр=const, учитывая при этом, что у ГТД стендовых условиях и в полете при дозвуковых и небольших свор: звуковых скоростях КПД общего процесса сжатия близок к КП, компрессора и для двигателя с осевым компрессором равен 0,83- 0,85, а КПД процесса расширения близок к КПД турбины и раве 0,9—0,92. 13. 4. ЗАВИСИМОСТЬ ПОЛЕЗНОЙ РАБОТЫ ЦИКЛА И УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ ОТ СТЕПЕНИ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ. ОПТИМАЛЬНАЯ СТЕПЕНЬ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ Выясним, какой характер имеет зависимость полезной работ: Цикла и удельной тяги от степени повышения давления при задав ном режиме полета, постоянной температуре газа перед турбино и при постоянных значениях т]с и т]р. 104
Как видно из выражений (13.17), работа цикла обращается в •ц. и, при значениях лЕ, соответствующих е=1,0 и е—тДт)сг)р. При ин к же значениях лЕ, как следует из формулы (13.8), обращается к пуль и удельная тяга. Между указанными крайними значениями \ шествует такая степень повышения давления, при которой £ц и достигают наибольшего значения. Эту степень повышения дав- иппя воздуха в ТРД назовем оптимальной и обозначим лЕопт. Оптимальную степень повышения давления найдем из исследо- п.шия уравнения (13.17) на максимум. С этой целью возьмем про- н шодную от £и по е и приравняем ее нулю: ________ Ь ц Т Г] de k — 1 Чс е е* О —1)1=0 или -------— 1, е2 'икуда еопг= |/тДт)с'Пр, (13.18) и. следовательно, к к лЕопт=еоПТ1=(тДПсЛр)2(* °. (13.19) Из (13.19) видно, что одним из основных факторов, влияющих п.| лЕо,гг, является степень подогрева воздуха А. На заданной высо- |' полета изменение А возможно за счет изменения температуры । I ia перед турбиной. В частности, переход на более высокие темпе- pi гуры Тг* приводит к необходимости увеличения лЕ в целях полу- |' ипя максимальных значений работы цикла и удельной тяги ТРД. । другой стороны, на л8о,ге при постоянных значениях Тг*. rjc и т)Р пишет высота полета. С увеличением высоты полета (уменьшени- • м Тн) повышается допустимая степень подогрева воздуха и, сле- 'ювательно, возрастает лаоиг. Как следует из выражения (13.19), при рассматриваемых усло- виях Леоот не зависит от числа М полета. Всякое снижение потерь и двигателе, приводящее к увеличению произведения цсЦр, требует повышения лЕ в целях получения максимальных значений £ц и А\л. При допустимых для современных ТРД температурах газа пе- р'’д турбиной (1300—1500 К) и при значениях цс и т)р, приведенных и подразд. 13.3, оптимальные степени повышения давления ТРД । оставляют 9-—11 при полете у земли (Я=0) и увеличиваются до 13 17 на высотах //25=11 км. Степень повышения давления воздуха в двигателе равна произ- |и дению степеней повышения давления во входном устройстве и в компрессоре, т. е. ns=nBXn:*, I до 105
Из этого уравнения можно определить оптимальную степень вышения давления в компрессоре. Очевидно, что при Л—1,4 * _«so.IT__ 1 ( /«ДЧсЧр I3’5 ,.о Як.опт— -— I г». «2 / Явх °ЕХ \ 1 + 0,2М^ / Выражение (13.20) показывает, что оптимальная степень пов шения давления компрессора зависит от числа М полета, высо' полета, температуры газа перед турбиной и потерь в элементах Дв гателя. С ростом температуры газа перед турбиной Д*, а также увеличением высоты полета до 11 км лк.опт возрастает вследств: увеличения степени подогрева воздуха Д. С ростом числа М поле лк.опт уменьшается вследствие возрастания лвх, так как лЕопт=соп Рис. 13. 6. Зависимость л*опт от Мн при различных Д Рис. 13.7. Качественный характер влияния зт2 на £ц, /?уд и Q (Мн — =const; Н—const) При больших сверхзвуковых скоростях полета из-за ного роста лвх значение лк.опт может стать равным значител: или даж меньше единицы. Это означает, что при таких скоростях полет: применение компрессора уже не способствует повышению удельно: тяги. Большую удельную тягу в этом случае обеспечивает беском прессорный (прямоточный) ВРД. На рис. 13.6 приведены зависимо сти лк.опт от числа М полета, подсчитанные по формуле (13.2СУ для нескольких значений Д, и зависимость цвх от числа М полета принятая в расчетах. Мы рассмотрели условия, при которых полезная работа цикла а следовательно, и удельная тяга достигают максимума, а такж< обращаются в нуль. Примерный характер их зависимостей от сте пени повышения давления показана на рис. 13.7. Из пего видно что при увеличении степени повышения давления от 1 до л;Еопт ра бота цикла и удельная тяга возрастают, при лЕопт они достигаю1 106
наибольшего значения, а затем начинают уменьшаться. Вторично / „ и /?уд становятся равными нулю при значении лз,соответствую- щем е=тДт]ст|р, которое, как видно из формулы (13.18), равно Дадим физическое объяснение рассмотренной зависимости \ и льной тяги от степени повышения давления ТРД. При заданной I.прости полета /?уд характеризует полезную работу двигателя, по- |\"1.темую с 1 кг воздуха, которая равна 7?УДК. Последняя же зави- И11 от двух факторов: от количества тепла, сообщаемого на каж- u.iii килограмм проходящего через двигатель воздуха, и от эффек- iiiuiiocth преобразования этого тепла в полезную работу. Прил:2=1 работа цикла равна нулю, так как после подвода ।'-ила газ не может быть расширен и, следовательно, не может быть '" уществлено преобразование тепла в полезную работу даже в u ii-алыюм цикле. По мере увеличения «s эффективность преобра- "Н’.ания тепла в полезную работу улучшается, так как возрастает ' "‘пень расширения газа после подвода к нему тепла и соответст- i" iiiio уменьшается температура газа на выходе из двигателя. Это । пособствует росту полезной работы цикла, а следовательно, и \ тельной тяги по мере увеличения Лз в определенных пределах. С другой стороны, при условии постоянства температуры Тт* ко- ичество сообщаемого тепла Q=cn(T* — Тк) с увеличением Лл ||<'прерывно уменьшается, так как при этом возрастает температура на выходе из компрессора. В результате влияния двух противо- положио действующих факторов удельная тяга при увеличении л2 г.начале возрастает до тех пор, пока преобладающую роль играет хлучшение использования тепла, а затем начинает падать вследст- вие уменьшения количества сообщаемого тепла. При очень высокой степени повышения давления, равной ЛзО11т> \ тельная тяга, кац указывалось, обращается в нуль. Объясняется по тем, что в данном случае температура на выходе из компрессо- ра Тк* становится близкой к допустимой температуре газа перед । \ рбиной Тг* и количество сообщаемого тепла оказывается уже на- ' только малым, что его хватает только на преодоление внутренних потерь в двигателе. При этом — V £г, и поэтому полезная рабо- । л цикла становится равной нулю. Выражение для /?удтах можно получить из соотношений (13.8), (13.17), (13.18). Оно имеет следующий вид: |/ (13.21) |/ k — 1 Ис Как видно из (13.21), /?УДЮах увеличивается при возрастании которая в основном зависит от степени подогрева воздуха. Пе- реход на более высокие значения температуры газа перед турби- ной при каждой заданной скорости полета приводит к существенно- му возрастанию 7?удтах- На рис. 13.8 приведены зависимости уд max от числа М полета для различных значений степени подо- 107
грева воздуха Д, рассчитанные по формуле (13.21). Из рисун! можно видеть, в частности, что относительное увеличение Худшая возрастанием Д тем значительнее, чем выше число М полета. Э' особенно важно, поскольку с увеличением числа М полета абсолют ные значения максимально возможных удельных тяг снижаютс: Рис. 13.8. Зависимость 7?ултах ТРД от числа М полета (77^11 км) Рис. 13.9. Качественное влияние n:L и Тт* на удельную тягу ТРД (Мн=сопб1, 7/=const) Заметим, что при заданных 7Г*, Тп, цс и т)р значение Ьцтах= = —RTH ^e°m ~ сохраняется неизменным с ростом V. Chi k--1 "Чс жение же с ростом V при этом скорость истечения сс и тем более чением V возрастают, а поскольку условии объясняется сумма скоростей cc+V I (*с+У)(Сс-У) тем, чт с увели то разность скоростей сс V, равная удельной тяге, непрерывно па дает. Если рассматривать не оптимальные, а фактические значение Ле для выполненного двигателя, то при Ле}>ЛеОПт работа цикл будет уменьшаться при увеличении V и удельная тяга будет падат еще интенсивнее. Кроме того, чем больше абсолютные значени, имеет скорость сс, тем Дуд падает медленнее с ростом скорости пс лета. Эффективным средством повышения удельной тяги ТРД особенно при больших числах М полета, является увеличение Тг (рис. 13.9). 13.5. ЗАВИСИМОСТЬ УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ОТ СТЕПЕНИ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ. ЭКОНОМИЧЕСКАЯ СТЕПЕНЬ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ Качественный характер зависимости Суд от Лг показан на рис 13.10. Для ее объяснения обратимся к выражению (13.9) дл; удельного расхода топлива 108
I ле c 3600Q Q=C„(r;- Tl)=cBTH (д _ Л . \ Чс / (13.22) Так как характер протекания зависимостей и Q от Яв изве- . |(Ч1 (см. рис. 13.10), формула (13.9) позволяет понять характер 1.1ВИСИМОСТИ Суд от Ле. Из соотношения (13.9) видно, что при ли — 1 удельный расход топлива стремится к бесконечности, так как при этом /?Уд=0, а Q=#0. С увеличением Ле от 1 до лвОпт удель- ный расход топлива уменьшается вследствие увеличения 7?уд и уменьшения Q. Однако при Леопг (и еще не достигает своего наи- меньшего значения. Эю объясня- ется тем, что кривая /?уд вблизи максимума протекает очень поло- к> и удельная тяга в некотором диапазоне Ле>ЛеОпт снижается незначительно, a Q все время ин- тенсивно уменьшается. В силу указанных причин степень повы- шения давления, соответствую- щая наименьшему значению удельного расхода топлива, ока- пывается больше оптимальной. Рис. 13. 10. Качественный характер влияния на Суд, /?уд, Q -И у степень повышения давления будем называть экономической и обозначать Леэк. При дальнейшем увеличении степени повышения давления сверх •'Иэк удельный расход топлива начинает возрастать и при ла= =Леопт он вновь становится бесконечно большим, так как 7?уд=0. а <2=й=0. Формулу для определения яХэк можно получить аналитически, чпфференцируя выражение (13.9) по е (после подстановки в него выражений А?уд и Q) и приравнивая производную нулю. Это при- водит, однако, к очень сложному соотношению. Поэтому обычно шачения Лвэк находят графически путем построения зависимостей С’уд от Ле (или Лк*), подобных изображенным на рис. 13.10. Такие графики удобны также тем, что позволяют определить не только математический минимум зависимостей Суд от Ле, но также и те значения Ле (или лк*), выше которых существенного снижения Суд уже не происходит, что важно с практической точки зрения. При одинаковых температурах газа перед турбиной и прочих равных условиях степени повышения давления, при которых дости- гается наименьший удельный расход топлива, более чем в три ра- за превышают степени повышения давления, соответствующие мак- симуму удельной тяги. При этом, несмотря на то, что зависимости Суд от лЕ имеют пологий минимум, увеличение сверх оптималь- но
ного значения позволяет значительно снизить удельный расход т< лива ТРД. Экономической степенью повышения давления компрессора 1 * зовем величину, определяемую из условия зтк,Эк=^еэк/^вх- Заметим, что с качественной стороны влияние различных фа торов на ляэк и лк.эк остается таким же, как для Леоп-г и лк.оп, В частности, увеличение степени подогрева воздуха приводит к во растанию ЛеЭк и Лк.эк- С ростом числа М полета лк.эК уменьшу ется и т. д. 13.6. ЗАВИСИМОСТЬ ПОЛЕЗНОЙ РАБОТЫ ЦИКЛА, УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ОТ СТЕПЕНИ ПОДОГРЕВА ВОЗДУХА Рассмотрим характер зависимостей полезной работы цикд удельной тяги и удельного расхода топлива от степени подогре: воздуха при заданном режиме полета, постоянной степени повыщ ния давления и при заданных значениях КПД т;с и т]р. При эть условиях степень подогрева воздуха А=ТГ*/ТН может изменятьс за счет изменения температуры газа перед турбиной Тг*, либо з счет изменения температуры Тн. Как видно из формулы (13.17), существует некоторая мин< мальпая величина степени подогрева воздуха Amin, при которой р бота цикла, а следовательно, и удельная тяга равны нулю. Прира нивая йц к нулю, получим При qc=T]p=l и т=1, т. е. в идеальном цикле, Amin=6 и, сл< довательно, Tannin = Гк.ад. Поэтому у идеального двигателя раб( та цикла равна нулю в том случае, когда тепло не подводится и р< бота расширения равна работе сжатия. В реальном двигател Amin>e и Лmin > Тк. Но при A=Amil„ несмотря на подвод тепл: двигатель не создает полезной работы. Это объясняется тем, чт работа Li, эквивалентная площади цикла, в этом случае меньш суммарных гидравлических потерь в двигателе 2ЙГ. Следователь но, все сообщаемое тепло в этом случае расходуется на преодолени потерь. Из (13.23) видно, что А,п)п тем выше, чем более rts и чем меыь ше цс и т]р. Увеличение Amjn с возрастанием ns объясняется тем что при этом повышается температура Тк*, а соответственно новь шается и та температура йгп11п, при которой подводимого тепл оказывается достаточно для того, чтобы Й.;=ХЙГ. Уменьшение цс 1 т]р приводит к увеличению Хйг. Соответственно должна быть увели чена работа й{ min, что достигается увеличением Т* 1П|П. При A>Amin по мере увеличения степени подогрева воздуха ра бота цикла и удельная тяга все время возрастают. Из формуль (13.17) видно, что при постоянстве т]с и цр зависимость йц от А яв ПО
лш гея линейной. Удельная тяга, как показано на рис. 13.11, а, воз- ||>и тает с увеличением А медленнее, чем по линейному закону. Это пь I.меняется тем, что при увеличении А из-за возрастания работы никла увеличивается скорость истечения сс газа из двигателя, а по- ному, как видно из (12.17), падает тяговый КПД. Относительное но ||>астание потерь с выходной скоростью приводит к тому, что по- .ишая работа /?уДК=£ццтпг, а следовательно, и удельная тяга 1РД при увеличении А (при V=const) растут медленнее работы никла. Рис. 13. 11. Качественное влияние А иа удельные парамет- ры (с) и КПД (6) ТРД Удельный расход топлива при A=Amin, как следует из форму- лы (13.9), стремится к бесконечности, так как при этом работа никла и удельная тяга равны нулю, a Q#=0. При А>Атщ удельный расход топлива вначале снижается, при Аэк достигает минималь- ного значения, а затем начинает увеличиваться. Для того чтобы объяснить характер зависимости удельного рас- хода топлива от степени подогрева воздуха, рассмотрим предвари- тельно, как изменение А влияет на тяговый, внутренний и полный КПД двигателя (рис. 13.11, б). Тяговый КПД согласно (12.17) при заданной скорости полета зависит только от скорости истечения се=7?уд+К. Поэтому при Amm, когда удельная тяга равна нулю, тр.Яг равен единице. С уве- личением А удельная тяга и скорость истечения возрастают, а т]ТЯг уменьшается. Это объясняется тем, что возрастание скорости исте- чения газа ведет к увеличению потерь с кинетической энергией вы- ходящей из двигателя газовой струи. Внутренний КПД ТРД. определяемый из соотношения т]вн= = LnjQ0, при Лцип равен нулю, так как £ц= 0, а Фо=И=О. При даль- нейшем увеличении А внутренний КПД непрерывно возрастает. Объясняется это тем, что с ростом А общее количество тепла, вно- симого в двигатель, возрастает весьма интенсивно, а та его часть, которая затрачивается при прочих равных условиях на преодоле- Ш
ние гидравлических сопротивлении в двигателе, увеличивается щ начительно. Поэтому относительная доля полезно используемо тепла все время увеличивается. Заметим, что термический КПД идеального цикла не зави< от степени подогрева воздуха. Это объясняется тем, что работа эквивалентная площади цикла, равная в этом случае полезной р Рис. 13. 12. К объяснению влияния Д на т]вн боте, увеличивается пропорционально количеству сообщаемо тепла. По этой причине отн шение полезной работы к кол честву подводимого тепла (т. т]() при изменении А сохран ется неизменным. В реальном цикле £ц с славляет только часть общ площади цикла и, хотя после няя увеличивается пример! пропорционально Qo, Дц возр стает с ростом Qo более инте сивно, что и приводит К ПОВ1 шению 1]Вц при увеличении Это видно из рис. 13. 12, г, схематично показано, как трансформируется цикл ТРД при увел чении Qo в два раза. Если принять, что заштрихованная часть пло щади, эквивалентная суммарным потерям (она на рис. 13. 12 при; нята равной 0,5 начальной площади цикла), сохраняется постоян ной, то в таком случае, как видно, увеличение Qo в два раза при водит к возрастанию примерно в три раза. Другая особенность протекания зависимости т]вн от Д, как вид но из рис. 13.11, б, состоит в том, что увеличение цвн по мере рост Д оказывается все менее интенсивным, причем можно показать, чт если Д->со, то Цвн асимптотически стремится к постоянной вели чине, близкой к термическому КПД идеального цикла. Физическ! это объясняется тем, что при высоких значениях Д (температург Тг*) доля вносимого тепла, расходуемого на преодоление суммар ных гидравлических сопротивлений в двигателе, становится малой Поэтому снижение относительной доли суммарных потерь в двига- теле уже практически не вызывает существенного возрастания т]вн Полный КПД, равный произведению цТягТ]вп, с ростом Д, ка! видно из рис. 13.11, б, вначале возрастает, пока прсобладающуь роль играет увеличение Цвп, а затем, достигнув максимального зна чеиия при Дзк, начинает уменьшаться. Удельный расход топлива при заданной скорости полета обрат- но пропорционален т|п. Поэтому с ростом степени подогрева возду ха т]п вначале уменьшается, пока преобладающее значение имее улучшение использования тепла (вследствие интенсивного возрас тания г]вн), а затем начинает увеличиваться, так как рост т]вн ста новится незначительным и преобладающую роль начинает играть снижение цТЯг- Температура газа перед турбиной, соответствующая Дэк (Л-.эк)» 112
in-1|>.1стает с увеличением расчетной степени повышения давления ii числа М полета. Но у существующих ТРД максимально допусти- н.1я Тг* даже при достаточно больших числах М полета, как прави- ли, остается выше экономической. Тенденция ко все большему повышению Тг* в ТРД объясняется (помимо других причин) тем, что это позволяет обычно ценой от- носительно небольшого увеличения удельного расхода топлива существенно повысить удельную тягу и, следовательно, уменьшить м.п су и габаритные размеры двигателя. 13. 7. ЗАВИСИМОСТЬ РАБОТЫ ЦИКЛА, УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ОТ КПД ПРОЦЕССОВ СЖАТИЯ И РАСШИРЕНИЯ Коэффициенты полезного действия т]с и i]p оказывают весьма шачительное влияние на а также на Ryn и Суд. С возрастанием Н,- п т]р работа Д( увеличивается, возрастает при этом и /?уд, а Суд уменьшается. Вследствие того, что работа расширения по абсолют- ному значению больше, чем работа сжатия, а работа цикла опреде- ляется формулой (13.14), т]р сильнее влияет на £ц, чем т]с. Необходимо заметить, что суммарные потери в двигателе сос- являют значительную долю от работы Lit и поэтому для получе- ния достаточно большой полезной работы цикла нужно иметь высо- кие значения т)с и цр. Возможность получения £ц>0 только при высоких значениях цс и т]р явилась одной из основных трудностей в ‘издании таких двигателей, так как потребовала разработки совер- шенных методов расчета и проектирования основных их элементов, обеспечивающих малые относительные потери. Например, расчет но формуле (13.17) показывает, что приЛя=6 и А=4 полезная работа цикла становится больше нуля только при г)с=т]р>0,65.. Уровень КПД компрессоров и турбин, производимых до второй ми- ровой войны, был ниже указанных значений. Именно поэтому на основе лопаточных машин того времени создание ТРД было невоз- можно. Вместе с тем следует отметить, что чем больше А, т. е. чем вы- ше Тт*, тем в меньшей степени т]с и т]р влияют на Ln. Влияние г]с и т)р на Дуд полностью определяется их влиянием на 1-ц, что следует из формулы (13.8). Влияние т]с и т]р на Суд опреде- ляется их влиянием на Rm и, кроме того, как это следует из (13.22), влиянием т]с на Q. Снижение Суд при увеличении г]с и гц физически объясняется тем, что относительные потери уменьшаются и увели- чивается т]вп. При этом т)тяг несколько уменьшается в связи с уве- личением скорости ес, но т|ц возрастает. На рис. 13.13 приведены расчетные зависимости удельного рас- хода топлива от удельной тяги ТРД для двух характерных режи- мов полета. Потери в отдельных элементах двигателя приняты в этих расчетах соответствующими существующему уровню. Эти гра- фики отчетливо показывают, что переход к более высоким Тг*, приводя к существенному увеличению /?уд, требует для поддержа- 113
Суд, кг/(даН-ч) Рис. 13. 13. Зависимости Суд и 7?уд для ТРД от расчетных зна- чений лк* и Тг*: а—Мн=-0; ff=O; б—Мя=0,9; /7=51! км I 114
пня заданного уровня экономичности одновременного повышения л,.1. Например, при увеличении Тг* от 1200 до 1600° значение л*„„г возрастает от 9 до 16 при увеличении Суд на 10%. Для •охранения при указанном увеличении Тт* постоянства Суд необхо- димо увеличить Лк* примерно до 24. 13.8. ОСОБЕННОСТИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТРДФ У ТРДФ между турбиной и выходным соплом устанавливается форсажная камера сгорания. Схемы форсажных камер и организа- ция процесса сгорания в них подробно рассмотрены в гл. 11. Выяс- ним особенности рабочего процесса и установим влияние основных факторов на удельную тягу и удельный расход топлива ТРДФ. Для получения возможно большей тяги при работе двигателя н.| режиме форсажа нужно обеспечить подвод тепла за счет сгора- ния топлива в форсажной камере при максимальной частоте вра- щения и максимально допустимой температуре газа перед турби- ной. Для этого при работе форсажной камеры режим турбокомпрес- сора должен сохраняться таким, каким он был на максимальном оесфорсажном режиме. Выполнение этого условия, которое, как правило, и реализуется в ТРДФ, требует сохранения неизменного .давления газа за турбиной. Это достигается увеличением площади критического сечения сопла по мере повышения температуры газа п форсажной камере. Если при включении форсажной камеры площадь критического сечения сопла оставить неизменной, давление за турбиной возрас- тет вследствие теплового дросселирования, вызванного повышени- ем удельного объема газа перед соплом. Режим работы двигателя изменится при этом таким образом, как при уменьшении площади выходного сечения сопла у двигателя на бесфорсажных режимах. В частности, при сохранении постоянной частоты вращения увели- чится температура газа перед турбиной, что может привести к пере- греву турбинных лопаток и выходу двигателя из строя. Увеличение площади критического сечения сопла при включении форсажа обес- печивает прохождение через сопло того же количества газа, но при большем удельном объеме. Требуемое увеличение площади критического сечения сопла лег- ко определить из уравнения расхода. В частности, если учесть, что при pT*=const расход газа через турбину до и после включения форсажа должен оставаться неизменным, а расход газа через соп- ло на форсаже должен увеличиться за счет подачи форсажного топлива, то согласно уравнению расхода Gr=mr J^FKp<?(AKp)= °»к^Ц/пг.ф^кр.^(Хкр.ф). (13.24) I/ т.г (Н-£т.ф)И ГФ При сверхкритических перепадах давлений в выходном сопле, 115
принимая приближенно, что 0кр~Оф.кФф.ф/ (1+ёт.ф) и mr = mT.$, лучим Это соотношение показывает, что площадь критического се' ния сопла при включении форсажа следует увеличивать nponopi опально корню квадратному из степени подогрева воздуха в фо сажной камере. При этом условии давление за турбиной и режг работы турбокомпрессора будут сохраняться неизменными. Рис. 13. 14. Изображение процесса ТРДФ в р — с-коорди- натах: а—при малых скоростях полета; б—при больших Мн На рис. 13.14 даны изображения циклов ТРДФ в координата: р—V. Линии Н—к изображают общий процесс сжатия воздуха к—г — процесс подвода тепла в основных камерах двигателя г—т — процесс расширения газа в турбине. Процесс подвода тепл; в форсажной камере протекает при незначительном снижении дав ления аналогично процессу в основных камерах сгорания и изобра жается линией т—ф\ линия ф—с.ф изображает процесс расширена газа в выходном сопле. При отсутствии форсажной камеры про цесс расширения в выходном сопле соответствовал бы линии т—с, Заштрихованная площадь показывает увеличение площади цикла а следовательно, и работы £г- при включении форсажа в рассмат- риваемых условиях. Увеличение работы Ц приводит к возрастании полезной работы цикла и удельной тяги ТРДФ по сравнению с ТРД, особенно значительному в условиях сверхзвукового полета; Выясним, в какой мере может быть увеличена удельная тяга, а следовательно, и суммарная тяга двигателя благодаря включению форсажа. Для этого сопоставим скорости истечения газа при вклю- ченной и выключенной форсажной камере у одного и того же двига- теля при неизменном режиме работы турбокомпрессора и полном расширении газа в сопле. 116
При работающей (включенной) форсажной камере скорость- |к |ечения газа определяется из соотношения (13. 25) • '«• <рс.ф — коэффициент скорости выходного сопла при работе дви- гателя на форсажном режиме. 11ри выключенной форсажной камере скорость истечения равна. (13.25') Полное давление р$* при работающей форсажной камере не- 1 колько ниже, чем полное давление рт* в том случае, когда она выключена, так как рф* = Оф.крт*. Но в первом приближении этой разницей можно пренебречь, учитывая, что влияние падения пол- ного давления, вызванного подводом тепла в форсажной камере, гомпенсируется увеличением теплоемкости продуктов истечения и «-за повышения их температуры. С достаточной точностью можно полагать также, что д)с.ф=<рс. С учетом этих допущений из (13.25) и (13.25') следует, что ^с.ф (13. 26) Воспользовавшись этим выражением, найдем, что при заданной скорости полета удельная тяга ТРДФ равна Яуд.ф=^-У = Яул|/^ +V (V^ - 1 • гкуда относительное увеличение удельной тяги |>орсажа при включении равно (13. 27). Если при включении форсажной камеры режим работы турбо- компрессора, а следовательно, и расход воздуха через двигатель охраняются неизменными, то при этом условии степень форсиро- :ания двигателя равна относительному увеличению удельной тяги, ( । г. е. Лф ~R ^?уд.ф- 117
В частности, на взлетном режиме (при И=0) Д. (13. Выражения (13.27) и (13.28) являются приближенными, как помимо допущений, сделанных при выводе соотношей (13.26), здесь не учтена масса топлива, вносимая в форсажную ? меру. Но эти формулы просты и удобны для качественного анад за влияния различных факторов на степень форсирования, а тг же могут быть использованы для приближенных расчетов. Для г лучения более точных данных требуется проведение детально газодинамического расчета двигателя. Из соотношений (13.27) и (13.28) следует, что относителып прирост тяги ТРД при его форсировании сжиганием топлива за ту -биной (степень форсирования) увеличивается с возрастанием ст пени подогрева газа в форсажной камере. Формула (13.27) пок зывает, кроме того, что при заданной степени подогрева степе форсирования существенно увеличивается с ростом скорости п лета. Температура Тф* зависит от количества сообщаемого тепла j 1 кг воздуха в основных и форсажных камерах, так как соглас! уравнению сохранения энергии для всего двигателя (13.2 ЧгЗ Предельно возможная температура газа на выходе из форса> ной камеры теоретически соответствует полному использовани: свободного кислорода, т. е. условию а2 =1,0, где (13. (13.31 as= (.Qo + Соф) Из соотношений (13.29) и (13.30) при as =1,0 yi* _______________________'г* । ' ф.прел— * Н । ~ • В стендовых условиях 7ф.„ред составляет, как показывает раб чет по формуле (13.31), около 2 200 К. При Мн=2,5 и /7^11 юч -она увеличивается примерно до 2 400 К. Практически максимал^ но допустимая температура газа в форсажной камере ограничива- ется более низкими значениями. Это обусловлено как жаропрочно- стью применяемых материалов, так и тем, что при а2<1,1 ...1,К весьма сильно снижается полнота сгорания топлива в форсажной камере и появляется опасность возникновения вибрационного горе-, иия (см. гл. 11). Обычно Тфтах составляет 1 900—2 100 К. На рис. 13.15 даны зависимости степени форсирования ТРДФ от степени подогрева газа в форсажной камере при различных ус- ловиях полета, вычисленные по формуле (13.27). Если учесть, чтс .1.18
н-миература газа за турбиной примерно равна 900—1000 К, а допу- 1 шмая температура в форсажной камере достигает 1 900—2 100 К, in можно видеть, что максимальная степень форсирования ТРДФ* п.। режимах взлета (Мн=0; /7—0) составляет примерно 1,4—1,5. При увеличении числа М полета степень форсирования существен- но возрастает и, например, при Мн=2,5 и Н=\ 1 км для той же сте- т-пи подогрева воздуха в форсажной камере (7’ф*/7'т*= 1,9 ... 2,3) 011.1 увеличивается до 2,5. Рис. 13. 15. Влияние условий поле- та на степень форсирования ТРДФ (л*р=10; 27=11 км; Тг* = 1200К) Рис. 13. 16. Влияние условий поле- та на Суд. ф/Суд для ТРДФ (лк j,= 10; //=11 км; Тг* = = 1200 К) Удельный расход топлива при работе на режиме форсажа мо- Л'.ет быть определен по формуле 3600 (Qo -J- Соф) 7/и/?ул.ф (13.32) г ^ул.ф На рис. 13.16 приведены зависимости отношения удельного рас- хода топлива па форсаже к удельному расходу на бесфорсажном режиме от степени подогрева газа в форсажной камере. Как видно, включение форсажной камеры в рассмотренном диапазоне режи- мов полета сопровождается существенным увеличением удельного расхода топлива. Ухудшение экономичности ТРДФ по сравнению с ТРД объясня- ется тем, что сжигание топлива в форсажной камере осуществляет- ся после расширения газа в турбине, т. е. при более низком давле- нии и при меньшей последующей степени расширения, чем в основ- ных камерах сгорания двигателя. При этих условиях ухудшается использование тепла в двигателе, т. е. падает КПД цикла. Падает также и тяговый КПД вследствие увеличения скорости истечения газа из двигателя. Особенно значительно возрастает удельный рас- 119-
ход топлива при включении форсажа на взлете и малых скоростей полета. При 7’ф*/7’т*=2 и Мн=0, как видно из рис, 13.16, уделИ ный расход топлива увеличивается приблизительно в два раза (nijH возрастании тяги в 1,4 раза). И С увеличением числа М полета эффективность использован.» тепла в ТРДФ улучшается и уже при Мн=2,5 удельный расхгИ топлива возрастает всего на 40% (при увеличении тяги в 2,5 раза'И Это объясняется улучшением использования тепла в форсажноИ камере с увеличением числа М полета. В связи с этим у сверхзвД ковых самолетов режимы форсажа используются не только ддЯ кратковременного форсирования двигателя, но в ряде случаев явл Я ются основными режимами, т. е. используются при длительной ря боте двигателя. Следует отметить, тем не менее, что увеличение тяги сжиганиИ ем дополнительного топлива в форсажной камере даже при боль'Я ших сверхзвуковых скоростях полета с точки зрения экономичности является менее эффективным по сравнению с соответствующим увеличением тяги за счет повышения температуры газа перед турЯ биной, если переход к более высоким значениям Тг* не сопряжем со значительными потерями на охлаждение турбины. .1 13. 9. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА S НА УДЕЛЬНУЮ ТЯГУ И УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ,1 ТОПЛИВА ТРДФ | В тех случаях, когда режимы форсажа используются в качеств ве основных режимов работы ТРДФ, может возникнуть необходи-1 мость выбора (или оценки) параметров процесса такого двигателяЯ исходя из условия получения наивыгоднейших значений его ос-1 новных удельных параметров именно на этих режимах. С Этой це-и лью рассмотрим влияние параметров процесса ТРДФ на /?уд.ф и;1 Суд.ф и, в частности, определим значения степени повышения дав-1 ления, соответствующие условиям получения максимальной удель-1 ной тяги и минимального удельного расхода топлива ТРДФ. 1 С увеличением степени повышения давления компрессора в неко-1 торых пределах (при заданных условиях полета и при постоянной! •температуре газа перед турбиной) будет увеличиваться давление! за турбиной и соответственно давление рф* в форсажной камере.! При этом, как следует из (13.25), будет возрастать скорость истече-д ния из выходного сопла, а следовательно, и удельная тяга ТРДФ.1 Очевидно, удельная тяга будет возрастать до тех пор, пока давле-1 ние рт* за турбиной не достигнет максимального значения. Исходя! из этого условия, определим оптимальную степень повышения дав-1 ления компрессора ТРДФ Як.опт.ф, при которой Дуд.ф достигает! максимального значения при постоянстве температур Тт* и Тф* и з неизменных значениях коэффициентов потерь в элементах двига-,1 теля. ‘ Давление рт* будет достигать максимального значения при нал- j большем отношении давлений рт*/рв* (располагаемый перепад 120
давлений турбокомпрессора), так как в рассматриваемых условиях (Мн=const; 7/=const) давление рБ* постоянно. С другой стороны, вместо рт*/рв* можно рассматривать лк*/лт*> поскольку рт*/рБ* = ок.сЛ.к*/'Лт*. Следовательно, зтк*, при котором давление за турби- ной достигает наибольшего значения, может быть определено из ис- следования на максимум выражения для л.к*/лт* (или ек*/ет*), ко- торое можно получить из условия баланса эффективных работ компрессора и турбины. Согласно этому условию, при принятых упрощающих допущениях (13’33> Пренебрегая для упрощения вывода различием в теплоемкостях и показа- к'лях адиабаты воздуха и газа, получим р / р ------ • \ . (13.34) «г Гг , , I \ ’Ik’It / 1 н Дифференцируя это выражение по е* и приравнивая производную нулю, найдем Г* рт Vlr — 2ек + 1 =°. 1 н "т1<УДа Зк.опт.ф = -у (1 + 4*Мг)> и, следовательно, где * = I 1+А*-УЙ3,5 Л'К.ОИТ.ф \ 2 ’ Д* = 7'Хя. (13.35) Из (13.35) следует, что Лк.олт.ф тем больше, чем выше Тг*, чем меньше число М полета, чем больше высота полета Н (Мн и Н влияют через температуру Тн*) и чем выше т]к* и т]т*. На рис. 13.17 дается сравнение зависимостей удельных тяг и удельных расходов топлива от лк* для ТРД и ТРДФ при одинако- вых условиях полета и одинаковых параметрах турбокомпрессора. Как видно, оптимальная степень повышения давления у ТРДФ су- щественно выше, чем у ТРД. Это объясняется тем, что с увеличени- ем зтк* давление за турбиной, а следовательно, и степень расшире- ния в сопле изменяются по одному и тому же закону, но полная температура перед соплом у ТРД непрерывно падает, тогда как у ТРДФ она сохраняется неизменной. Поэтому у ТРД падение ско- рости истечения из сопла и удельной тяги начинается раньше, т. е. при меньших лк*, чем у ТРДФ. Отсюда же следует вывод о том, что ли.опт.ф У ТРДФ при различных постоянных значениях темпе- ратуры Тф* не зависит от абсолютного значения этой температуры. 121
Другим отличием ТРДФ от ТРД является то, что у ТРД Лк.оит.ф и л к.эк.ф совпадают. У ТРД несовпадение лк.олт и л, объясняется уменьшением количества тепла Qo с ростом я У ТРДФ при T4*=const и 7Н* = const суммарное количество тепл сообщаемое 1 кг воздуха, сохраняется неизменным с увеличение лк*, как это следует из формулы (13.29). При этом уменьшение ростом Лк* количества тепла Qo, сообщаемого воздуху в основа; Рис. 13. 17. Влияние на удельные тяги и удельные рас- ходы топлива ТРД и ТРДФ (Л4н = 0,9; Н—0; Тг* = 1200 К) камере сгорания (из-за увеличения температуры 7'к*), компенсиру- ется увеличением количества тепла, сообщаемого газу в форсаж^ ной камере (из-за снижения Тт*). Это объясняется тем, что вслед-! ствие равенства эффективных работ компрессора и турбины повы- шение температуры воздуха в компрессоре АТК* = ТК*—Тн* с уве- личением лк* практически равно снижению температуры газа в турбине А7’.Д = 7Г*—Тт*. Если же суммарное количество тепла Qos =Qo+Qo® не изменяется при изменении лк*, то из формулы (13.32) следует, что минимальное значение удельного расхода топ- лива у ТРДФ получается при том же значении лк*, при котором достигается максимум 7?та.ф (см. рис. 13.17). Абсолютные значения Лк.Опт.ф для ТРДФ занимают промежуточное положение между значениями лк,опт и лк.эк для ТРД. Например, у ТРД лк.Опт=6 и ^к.эк~Д, а у ТРДФ -^к-опт.ф— 2Тк.эк.ф —10 (см. рис. 13.17). 122
j Ila приведенных расчетных зависимостях Руд.ф и Суд.ф от як*, п‘,' 11 '/’ф* для ТРДФ (рис. 13.18) можно видеть совпадение Лк.оит.ф II ’и* >к.ф и независимость лк.0Пт.ф от температуры 7ф*. Повыше- ЦЦ| при лк* = const приводит к снижению jtT* и к увеличению Ц||" нада давлений в реактивном сопле, что при 7)j*=const означа- 11 увеличение удельной тяги. Суммарное же количество тепла, .. Мн=0; /7=0; б—Мн=1,15; /7=0; в—Мн=2,3б; /7=11 км; г—Мн=3,5; Н-11 км; лля Тг*=1200 К;--------------------------------для Тг*=1600 К кюбщаемое в двигателе 1 кг воздуха, при 7\j>*=const и Тн* = const, как следует из (13.29), сохраняется неизменным (происхо- дит лишь его перераспределение между основной и форсажной ка- мерами сгорания). Поэтому Суд.ф снижается пропорционально уве- личению ЯуД.ф. Следовательно, повышение ТГ* в ТРДФ является выгодным как с точки зрения повышения удельной тяги, так и с 123
от Мн: для /7=11 км;------------для /7=0 ва перед ПВРД по удельным температур Тф* у ТРДФ и Т*г точки зрения улучшения эконом ности. Следует заметить, что с з том числа М полета положителы влияние увеличения Гг* при 7ф| = const снижается, так как улучц ются условия использования тец в форсажной камере. Можно вид( также, что при высоких числах полета зависимости удельных па] метров от лк* протекают полого значения Як.от-Ф выражены у| не так четко, как при малых числ М полета. Это объясняется возр; танием роли сжатия воздуха скоростного напора в воздухозаб( нике и снижением роли турбокок рессора при больших числах М г лета. Зависимости лк.опт.ф от числа полета, вычисленные по (13.35), п{ ведены на рис. 13.19. Значен Л’К.опт.ф ВЫШе, Чем Лк.опт* Ког * и Лк.Опт.ф становится равной едш це, это, как и для ТРД, означа что ТРДФ теряет свои преимуще параметрам при условии равенст f ПВРД.
Глава 14 СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ С ТРД И ТРДФ Двигатель при эксплуатации на самолете работает в широком лпапазоне режимов. При этом изменяются как параметры рабочего процесса, так и режимы работы всех его элементов. Характер из- менений во многом определяется условиями совместной работы эле- ментов двигателя в силовой установке. Знание этих условий и уме- ние определять режимы работы элементов двигателя, уровень по- ирь, запасы устойчивости, значения температур газа и запасы прочности элементов конструкции необходимы как для расчета и .шализа характеристик двигателя, так и для грамотной его эксплу- 11 ации. В этой главе рассматривается совместная работа элементов си- 1ОВОЙ установки с ТРД и ТРДФ на установившихся режимах ра- боты, т. е. на таких режимах, для которых частота вращения, рас- ход воздуха и другие параметры не изменяются во времени. Задан- ными считаются характеристики всех элементов силовой установ- ки — воздухозаборника, компрессора, камеры сгорания, турбины, <|и)рсажной камеры и выходного сопла. Задача сводится к отыска- нию при различных условиях полета (и атмосферных условиях) рабочих точек на указанных характеристиках, определяющих ре- жим работы каждого элемента. Прежде чем перейти к рассмотрению условий совместной рабо- ты элементов двигателя, остановимся подробнее на вопросах его регулирования. 14. 1. ЗАДАЧИ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТРД И ТРДФ. ПОНЯТИЕ О ПРОГРАММАХ РЕГУЛИРОВАНИЯ Задача регулирования (управления) любого авиационного дви- гателя состоит прежде всего в том, чтобы в различных условиях полета поддерживать такие значения параметров процесса и КПД отдельных элементов, которые обеспечивали бы наивыгоднейшее для данного летательного аппарата протекание характеристик дви- гателя и всей силовой установки. Вместе с тем должна обеспечи- ваться устойчивая работа двигателя на всех режимах и исключать- ся возможность возникновения механических и тепловых перегру- 125
зок в отдельных элементах и узлах конструкции. В задачи регу, рования входят также автоматическое поддержание в условг полета того или иного режима работы двигателя при заданном ] ложении рычага управления двигателем (РУД) и обеспечение Д1 таточно быстрого и в то же время устойчивого перевода двигате с одного режима на другой при изменении положения РУД. Тяга и экономичность ТРДФ при заданных условиях полета при известных значениях коэффициентов, характеризующих поте; в его элементах, определяются заданием трех основных параметр процесса: степени повышения давления компрессора лк*, темпер туры перед турбиной Тг* и температуры в форсажной камере Изменяя эти параметры, можно наиболее эффективно воздейств вать на рабочий процесс двигателя •— осуществлять его регулир вание. Такие параметры принято называть основными регулируели ми (управляемыми) параметрами. Следует заметить, что, как пр вило, у ГТД Лк* определяется частотой вращения, которую бол< удобно использовать как регулируемый параметр, так как она м< жет быть проще и точнее измерена. Кроме того, от частоты вращ ния зависят напряжения, возникающие в деталях ротора двигат ля, что делает ее эффективным средством контроля и ограничени. механических нагрузок. Температуры же газа Тг* и Г,],* определи ют тепловые нагрузки на элементы двигателя. Поэтому именн'1 п, Д* и Тф* обычно принимают в качестве основных регулируемы: параметров у ТРДФ. ТРД, очевидно, имеет два основных регулиру смых параметра: п и Тг*. Помимо основных регулируемых параметров, определяющие рабочий процесс двигателя, в современных ТРД и ТРДФ имеете: ряд вспомогательных регулируемых параметров. Эти параметры hi являются основными средствами воздействия на рабочий процес, двигателя, но с их помощью можно обеспечить поддержание устой чивой и эффективной работы основных элементов двигателя, улуч шить его тяговые и экономические показатели. Например, для обес печения достаточною запаса устойчивой работы компрессора на всех режимах и поддержания высоких значений его КПД приме? няют регулирование направляющих аппаратов одной или несколь- ких ступеней. В качестве возможного регулируемого параметра в этом случае можно рассматривать КПД рк* или коэффициент запа- са устойчивости ДЛ'у компрессора. Для обеспечения устойчивой и; эффективной работы воздухозаборника применяется его регулиро- вание, например, изменением площади горла и угла рс. В качестве регулируемых параметров в этом случае могут быть приняты коэф- фициент снижения противодавления оп.д, коэффициент запаса ус-« тойчивости воздухозаборника Д/<у.вх или какие-лиЬо другие napa-ij метры. Для сверхзвукового сопла регулируемыми параметрами мо-j гут быть степень расширения газа в сопле лс.п, коэффициент эжек- ’ ции и др. Следует заметить, что рабочий процесс двигателя и его основ- ные параметры, в том числе R и Суд, зависят от внутренних и внеш- ' них условий, при которых он работает. Внутренние условия полно- 126
г ~ — — — — —. - || ||.к> определяются заданием конкретных значении регулируемых Г tini»;i метров двигателя. К внешним условиям (внешним возмуща- Ioiiiiim воздействиям) относятся скорость полета, высота полета, ' дниление и температура атмосферного воздуха. Закон изменения основных регулируемых параметров в зави- П1МОСТИ от внешних возмущающих воздействий и положения РУД, и, уществляемый системой регулирования данного двигателя, при- iniio называть программой (законом) регулирования. Прежде чем перейти к рассмотрению возможных программ Ре- H.пирования ТРД и ТРДФ, рассмотрим те средства, с помощью ко- |ц|1ых можно воздействовать на регулируемые параметры и через щн на рабочий процесс двигателя. Такие средства воздействия на ||г| улируемые параметры носят название регулирующих (управля- ющих) факторов. Основными регулирующими факторами для ТРД и ТРДФ являются расход топлива основной и форсажной камер ы орания и площадь критического сечения сопла. К числу вспомо- I.цельных регулирующих факторов могут быть отнесены углы пово- рота лопаток направляющих аппаратов компрессора, площадь гор- ,'i;i сверхзвукового воздухозаборника, относительная площадь сре- |.т сверхзвукового сопла и др. Ранее указывалось, что параметры выполненного двигателя яв- .'1ЯЮТСЯ взаимосвязанными и по этой причине изменение какого-ли- 1к> одного регулирующего фактора вызывает изменение всех его па- раметров. Например, если подачей топлива в основную камеру сго- рания изменить ТГ*, то при этом (при прочих неизменных условиях) иудут изменяться згк*, т]к*, Яс и другие параметры двигателя, в том числе регулируемые параметры п и 7ф*. Следовательно, каждым регулирующим фактором в отдельности можно изменять любой из регулируемых параметров. Но одним регулирующим фактором можно независимо по заданному закону воздействовать только на един регулируемый параметр. Поэтому для независимого изменения всех регулируемых параметров нужно иметь число регулирующих факторов, равное числу регулируемых параметров. Распределение же регулирующих факторов между регулируемыми параметрами может быть различным. Чаще всего на современных ТРДФ приме- няется система воздействия расходом основного топлива GT на п, площадью Екр па Тт* и расходом форсажного топлива Ст.ф на Тф*, хотя и такое распределение вследствие взаимной связи всех пара- метров носит условный характер. Программы регулирования ТРД и ТРДФ, применя- емые для получения максимальной тяги двига- теля. Наибольшая тяга обеспечивается при максимальной часто- те вращения (наибольшем расходе воздуха), максимальной темпе- ратуре Тг* и в случае включенного форсажа при наибольшей тем- пературе Тф*. Поэтому для получения максимально возможной тяги при различных скоростях и высотах полета и при неизменном положении РУД необходимо у ТРДФ поддерживать постоянными максимальную частоту вращения, максимальную температуру Тг* 127
и максимальную температуру 7Ф*, т. е. осуществлять програ» регулирования n=«max=const; 7*= 7* max—const; 7ф= 7фmax=const. (Р Для осуществления этой программы регулирования требус иметь три регулирующих фактора: GT, FKV и бт,ф. Программа регулирования (14.1) позволяет наиболее полно пользовать возможности двигателя с точки зрения получения м симальной тяги. Это объясняется тем, что увеличение любого указанных регулируемых параметров приводит к превышению пустимых механических и тепловых нагрузок на двигатель, a । снижение означает недоиспользование возможностей двигате Однако прямая реализация рассмотренной программы регули вания встречает значительные трудности, так как требует непоср ственного измерения и регулирования кроме частоты враще! также температур Тт* и Тф*. В ряде случаев этому препятству сложность создания надежно работающих малоинерционных дат-, ков высоких температур и значительная неравномерность пол температур. Приходится либо искать пути косвенного регулирования ( другим параметрам), либо использовать программы регулирован более простые в реализации и мало отличающиеся от (14.1). В F честве примера можно указать на широко используемую програм: регулирования «max=const; 7* max=const; О.г.ф/Х=const. (14.! В этом случае с помощью ряда термопар, установленных ; турбиной, измеряется и поддерживается требуемое значение осре ненной температуры газа за турбиной Тт*, которая на 250—300 ниже температуры 7Г*. При этом, как показывает практика, темп ратура газа перед турбиной при 7T*=const оказывается практик ски неизменной. Изменение же подачи форсажного топлива GT пропорционально давлению рк* за компрессором обеспечива- обычно незначительное изменение температуры Тф*. В случае, ecj все же температура 7Ф* (as) при указанном условии в зависимост от режима полета (температуры Тв*) изменяется значительно, пр! меняется более сложный закон подачи форсажного топлив: Ст.ф/рк*=/(7'в*), выбираемый из условия T4*=const, либо осущ ствляется ступенчатая коррекция Ст.ф/рк* при определенных зн; чениях температуры 7В*. В данном примере регулирование темы ратуры 7Ф* является косвенным. На бесфорсажных режимах поддержание в условиях полет наибольшей тяги у одновальных ТРД обеспечивается применение1 программы регулирования П = «max—const; 7Г = 7г max — COITSt или более простой в реализации программы « = «тах=const; 7*=7т max=const. (14. 128
I Ila ряде двигателей, имевших ограниченный диапазон примене- РЦии по числам М полета, использовались более простые программы lliri \лнрования. У таких двигателей площадь критического сечения | Hni.ua не регулировалась, а подача топлива осуществлялась только И । условия поддержания постоянной частоты вращения ротора, что и...пне исключало необходимость прямых измерений температуры |н<а за турбиной. В этом случае осуществлялось регулирование Яши ателя на бесфорсажных режимах по одному параметру, т. е. Hi пользовалась программа регулирования п=const. (14.3) При программе регулирования (14.3) температура газа перед Ц'ропной уже не остается строго постоянной. Ее изменение зави- ни от особенностей протекания характеристик компрессора и ус- ioi-пй его регулирования. В ряде случаев это изменение темпера' 1\ры Tf* являлось небольшим и допускалось в условиях эксплуа- 1,1111111. либо использовались ограничители максимально допусти- мой температуры газа за турбиной Т тах. В области ограничения /. шах у двигателя, регулируемого по одному параметру, частота нр.нцения ротора уже не сохраняется постоянной, а начинает сни- зиться. Другой возможной программой регулирования ТРД по одному параметру может быть программа К max = const (14-4) пли более простая в реализации программа 7т=7 , max=const. Поддержание Т)*--const при EKP=const в различных условиях полета производится соответствующим изменением частоты враще- ния двигателя посредством регулирования подачи топлива. Прак- in'iecKoe использование этой программы как основной затрудни- к-льно из-за необходимости непосредственного измерения темпе- ратуры 7’г*(7'т*). Она, кроме того, не дает сколь-нибудь сущест- ненных преимуществ по сравнению с программой (14.1). Поэтому программа (14.4) на одновальных ТРД как самостоятельная обыч- но используется лишь в целях ограничения максимально допусти- мой температуры газа перед (за) турбиной. У ТРДФ, имевших на бесфорсажных режимах программу регу- лирования (14.3), для режимов форсажа обычно применялась уп- рощенная программа регулирования nniax=const; л*=const. (14.5) Условие лт* = const при п=const, как указывалось, обеспечива- ет неизменность режима работы турбокомпрессора ТРДФ при пключенпи форсажа. Поэтому температура 7’г* в ТРДФ при про- |рамме регулирования (14.5) будет изменяться в условиях полета таким же образом, как в ТРД при программе регулирования (14.3) Температура же 7’ф* при л.г*=const и Екр.ф=const, как следует и-з Ь 3647 129
уравнения равенства расходов газа через турбину и выходное сопя является величиной, пропорциональной Тт*. Таким образом, в Я случаях, когда при программе регулирования (14.3) ТД^согЛ применение программы регулирования (14.5) означает выполнено условия Тф*^const. На ряде выполненных двигателей, имеющя программу регулирования (14.5), изменение температур Тт* и Тя в эксплуатационном диапазоне чисел М и высот полета не превоЯ ходит 3—5 % - я Программы регулирования, рассмотренные для ТРД примецЯ тельно к максимальному режиму, а для ТРДФ применительно к pl жиму полного форсажа, находят применение и»на других режиме работы двигателя. Но в этом случае поддерживаются постоянны,!! не максимальные, а пониженные значения основных регулируем'Л параметров. J На современных двигателях встречаются и более сложные пр! граммы регулирования, учитывающие реальные характеристик элементов двигателя, требования его форсирования по тяге.-| определенных диапазонах чисел М полета (для улучшения харая теристик самолета), ограничения по прочности, условиям охлаждЯ ния элементов конструкции и т. п. Например, в целях увеличен^] тяги двигателя на больших скоростях полета может быть предл смотрено скачкообразное увеличение частоты вращения его ротора при числах Мн, больших определенного значения. Это мероприятия называемое раскруткой ротора, может осуществляться при однч временном повышении температуры Тг* и FI(p=const, либо при йена менной Тг* и увеличении площади Д!р и л?* в момент раскрутки р я тора. У Примером программы регулирования, учитывающей снижена эффективности системы охлаждения турбины с ростом числа М п<1 лета, может служить программа n=const; где с poj том Тв* допустимая температура Тг* (или Тт*) снижается. Необх| димость снижения температуры газа перед турбиной при высоки] значениях температуры воздуха на входе в двигатель может быт] вызвана тем, что по мере роста 7’В* = ТН* увеличивается темперу тура воздуха за компрессором Tv*, используемого для охлажденй лопаток турбины. В результате этого эффективность охлажденй! турбины снижается и приходится идти на уменьшение допустимо) температуры газа перед, а значит, и за турбиной. Основной задачей регулирования двигателя на наивыгоднейшуй экономичность является обеспечение наименьших удельных расхп дов топлива при требуемом в условиях полета снижении тяги двц гателя. Снижение тяги двигателя при заданном режиме полет! (его дросселирование) может быть осуществлено различными пу гями и, следовательно, с применением различных программ регу лирования. У ТРДФ первоначальное снижение тяги обычно достц гается постепенным снижением степени форсирования вплоть д! выключения форсажа. При этом значительно снижаются как тяг! двигателя, так и удельный расход топлива. Дальнейшее уменьши ние тяги может осуществляться уменьшением п при неизменно: 130
I,либо снижением Тт* при постоянной п за счет увеличения Г1;р, нкц) одновременным изменением как'и, так и Гкр. Наиболее выгод- |ц>и является такая программа регулирования двигателя на дрос- |гн.ных режимах, при которой обеспечивается наилучшая эконо- ..... силовой установки на этих режимах. Реализация той или иной выбранной программы регулирования и уществляется системой регулирования двигателя, которая, поми- мо этого, должна обеспечивать хорошие динамические характери- .... двигателя и осуществлять все предусмотренные ограничения. 11 учение этих вопросов является задачей курса регулирования |||<иационных двигателей. Для определения условий совместной работы элементов двига- И'ля при заданной программе регулирования нужно иметь харак- и ристики его элементов. Способы их изображения подробно рас- сматривались в предыдущих главах. Условия совместной работы лементов ТРД и ТРДФ удобнее всего начинать с рассмотрения ||>вместной работы турбины и выходного сопла, а затем определять режимы совместной работы компрессора, камеры сгорания и тур- .... и в последнюю очередь рассматривать совместные режимы работы воздухозаборника с остальными элементами двигателя. 14.2. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ТУРБИНЫ И ВЫХОДНОГО СОПЛА У ТРД, как и у ГТД любой другой схемы, условием совместной работы турбины и выходного сопла на установившихся режимах является равенство, расходов газа, которое удобно записывать для минимального сечения соплового аппарата первой ступени турбины и для критического сечения выходного сопла. Для этих сечений уравнение расхода имеет следующий вид: ог=шгДс.а 4^- я я (М (и. 6) те Гс.а и <ДХс.а) —площадь минимального сечения соплового ап- парата первой ступени турбины и относительная плотность тока в том сечении; Г„р и <7(%Кр) — площадь и относительная плотность, кн’а в критическом сечении сопла. Из этого уравнения следует, что -Д-1 — °*№F*y4 (Др) (J 4. 7) Р{ ' Тг Ос.а^с.а? (Да) Принимая процесс расширения газа в турбине политропическим п г показателем политропы п и учитывая, что Лт=/Эг//4==(Гг/7^)"-1, получим л; = ( -Окр^ СЛД-). угг . (14. 8) \ °с.аГс.а^ (Да) / 5* 131
(14. При перепадах давлений в сопловом аппарате первой ступе турбины, близких к критическим, что характерно для турбин TI вплоть до глубоких дроссельных режимов, а также при сверхкри' ческих перепадах давлений в выходном сопле, имеющих место всех основных режимах работы двигателя в полете и на стен, #(^с.а) ~ 1 и <7(Акр) = 1. При этих условиях я*—f q«p^p - \ с.а / Следует напомнить, что в многоступенчатой турбине изменен; л?* происходит в основном за счет изменения перепада давлений ее последней ступени. В остальных же ступенях турбины перепал давлений практически сохраняются неизменными, что обеспечива постоянство параметра 7(Хс.а) даже при докритических перепад! давления в сопловом аппарате первой ступени турбины. Следов гельно, при близких к критическим перепадах давлений в выхо ном сопле и в сопловом аппарате первой ступени турбины лт* з висит только от соотношения проходных сечений выходного сопла соплового аппарата турбины. Из уравнения (14.9) следует, в час ности, что при нерегулируемом сопловом аппарате турбины (F,,a-. =const) лт* изменяется пропорционально • Следователи изменяя FKV, можно менять почти пропорционально ей лт*. Если з Fvv сохранять неизменной, то в указанных условиях независимо i режима работы двигателя лт* будет оставаться постоянной. Таки образом, условие (14.9) позволяет связать важнейший параме’ турбины лт* с FKP. Как следует из (14.9), лт* может изменять! также за счет изменения Е0.а при = const. Этим пользуются щ доводке двигателей в целях согласования режимов компрессора турбины. Изменение же Ес.а как средство регулирования не нашл применения из-за конструктивной сложности. Наличие одного параметра лт*, получаемого из условия (14.9 дедостаточно для определения рабочей точки на характеристика турбины. Для этого нужно знать еще параметр частоты вращени n]/T*T, Этот параметр, как будет показано в подразд. 14.3, о ределяется из условий совместной работы турбины и компрессор Анализ этих условий показывает, что при Еир=const параметр ча тоты вращения сохраняется практически постоянным. В таком сл чае режим работы турбины при всех режимах работы двигателя о тается подобным. Следовательно, сохраняются также постоянным параметры Gr Iх T^/pt и т}*. Эти условия выполняются достаточной точностью и при программе регулирования (14.1) ил (14.2), если Екр изменяется незначительно. В тех же случаях, когд ЁцР, а соответственно и лт* изменяются более существенно, цт* он ределяют по характеристикам турбины (по известным лт* ге/-|/7’»)_ Параметр же расхода 0/^7^/Дг> как указывало» в теории газовых турбин, можно принимать постоянным и при и менении режима работы турбины, до тех пор пока относительна 132
плотность тока в сопловом аппарате ее первой ступени остается постоянной, т. е. практически на всех рабочих режимах двигателя. В двухвальном ТРД при условиях критических или близких к ним перепадов давлений в сопловых аппаратах первых ступеней каскадов турбин и в нерегулируемом выходном сопле остаются не- и именными как суммарная степень понижения давления турбины, ci к и степени понижения давления в каждом каскаде. В двухвальном ТРД турбины между собой механически не свя- тцы и могут иметь различные частоты вращения, поэтому единст- венным условием их совместной работы является равенство расхо- дов газа. Записав это условие по отношению к минимальным се- чениям сопловых аппаратов первых ступеней турбины высокого । а.в и низкого с.а.н давлений и к критическому сечению выход- ного сопла кр, получим .. Рг°с.а.в .. . Ртвд°с.а.н Рт°кр J *7 (^сл.в)-~-^С-а.м ; Я (\:лл) Р^кр т/~1 *7 (Др)- V I ДвД V Тг Рг ф Лтвд= —*--- РтВД cc.a.BJ с.а.в с.а.н ЛТНД РтВД <тК|Г'-Ткр Рт ^с.а.н^ с.а.н Из этого уравнения, принимая расширение газа в турбинах по- литропическим, а относительные плотности тока неизменными, по- лучим следующие соотношения для определения степени пониже- ния давления каждого каскада турбины: 2л л+1 (14. 10) Отсюда следует, что при принятых условиях [7(Хс.а.в) = const; 7(^с.а.н) =const и 7(TvKp) = const] и при нерегулируемых площадях проходных сечений [Гс.а.п—const; Дс.а.и= const и /Др—const] неза- висимо от возможного изменения частоты вращения и полной сте- пени расширения газа в двигателе, степени понижения давления в турбинах высокого и низкого давлений, равно как и суммарная степень понижения давления турбины, сохраняются неизменными, т. е. Лтвд—const; лТНд=const; лте=ЛтвдЛтнд== const. В рассматриваемых условиях изменить лтвд можно только изменением Fc.a.B или Fc.a.B. При этом, как видно из (14.10), изме- нение Fc.a.B приводит к изменению только Лтвд и к пропорцио- нальному изменению лТ2==лТвдл:тнд. Изменение же Fc.a.s при /7Kp=const приводит лишь к перераспределению степеней расшире- ния между турбинами при ^S=const. Наконец, при нерегулиру- емых сопловых аппаратах турбин изменение Fvv приводит к изме- нению только лтнд и не оказывает влияния на лтвд. Заметим, что, как и у одновального ТРД, у турбин высокого и низкого давлений ГТД двухвальных схем при критических и сверх- критических перепадах давлений в нерегулируемом выходном сопле 133
параметры частот вращения для каждой из турбин, т. е. пв1УТ*т ган/]/ изменяются в небольших пределах. Поэтому сохр няются практически постоянными как КПД турбины в целом, т; и КПД турбин высокого и низкого давлений в отдельности. Для ТРДФ, когда между турбиной и выходным соплом имеет форсажная камера, уравнение (14.7) при сверхкритических пер падах давлений в первом сопловом аппарате турбины и в выходно сопле (если пренебречь расходом форсажного топлива) имеет вг Рг 1 / 7’ф _______ °ф.к°кр.ф[хб'Кр.ф рГ И °с.аЛ:.а (14. 1 Отсюда следует, что (14. 1 т °ф.к°кр.ф р Н^кр.ф 1/=*7=s °c.arc.a I Тф/Тв и, как уже указывалось выше, условие лт*= const «при Д1ф.ф= = const соответствует пропорциональности температур Тг* и Гф* Всякое отклонение от этого, например повышение Тф* для увеличен ния степени форсирования ТРДФ при Ккр.ф=const, приводит к из4 менению лт* (у двухвальных ТРД —Лтнд), и для сохранения Лт* = const требуется изменение площади К1ф.ф. 14.3. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА КОМПРЕССОРА, КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И ТУРБИНЫ В ОДНОВАЛЬНЫХ ТРД И ТРДФ При совместной работе трех элементов — компрессора, камеры сгорания и турбины, которые в совокупности принято называть- турбокомпрессором, в системе одновального одноконтурного ТРД на установившихся режимах выполняются следующие условия: 1. Расход воздуха через компрессор GB равен сумме расходов воздуха, поступающего в камеру сгорания G„.c, отводимого от ком- прессора на охлаждение Сохл и отбираемого на самолетные нужды Got6, Т. е. Gb=Gk.c+Goxji+Got6- Расход газа через турбину Gr равен сумме расходов воздуха на входе в камеру сгорания G„.c и секундного расхода топлива GT, т. е. Gr=GK.c + GT. Из совместного рассмотрения этих уравнений можно получить следующее соотношение: О,=GK.C (1 + gT) = (GB - Оохл - Got6) (1 + g,)= = Gb(1 £стб)(1 +gr), (14. 13) где g-T==GT/GK.c — относительный расход топлива, подаваемый в основную камеру сгорания; g0xn=G0xn/GB— относительный расход воздуха, отводимый на охлаждение; £Отб=СОТб/Св — относитель- ный расход воздуха, отбираемый на самолетные нужды. 134
Исли приближенно считать, что £Отб=0 и §охл=0, что близко к Дгйетвительности, то Gr=GT+GB и £T=GT/GB. 2. Мощность турбины Мт равна сумме мощностей, необходимых млн вращения компрессора 7VK, вспомогательных агрегатов АДр и преодоления трения в подшипниках Л'тг, т. е. 7VT=^+7Varp4-^p. (14.14) Если ввести в рассмотрение механический КПД NK, Narp + N-гр п> уравнение равенства мощностей (14.14) примет вид NMn=NK или GrZ.Tr]m=Gn4, 'по в соответствии с уравнением расхода (14.13) приведет к следу- ющему выражению баланса эффективных работ компрессора и тур- инцы: —Яохл —gUTfi)(l+^- (14. 15) 3. Полное давление перед турбиной рг* меньше полного давле- ния за компрессором рк* за счет потерь полного давления в камере сгорания: Х=<’к.сА- (14.16) 4. Частота вращения компрессора равна частоте вращения тур- бины: пк—пг. (14. 17) Пользуясь соотношениями (14.13) —(14.17), можно получить систему уравнений, связывающих основные параметры компрессо- ра, камеры сгорания и турбины при их совместной работе. Уравнение равенства расходов (14.13) для сечения на входе в компрессор и критического сечения соплового аппарата первой ступени турбины можно записать в виде # * ^в (\>) ( 1 ёотил £отб) (1 “Ь^т) WlTF (^с.а)- Принимая во внимание, что по условию (14.16) рг* = ак.срк* — =<Тк.сРв*Лк*, после простых преобразований получим где д т|У’п (1 — Soxr. So-Гб) (1 + g-t)у ) (14 19) с.а? (^с.а) °с.а°к.с Уравнение (14.18) выражает условие равенства расходов через компрессор и турбину. Оно устанавливает связь между лк* и <7(ХВ), 135
характеризующими режим работы компрессора, и отношением теч ператур Тт*/Тв*, являющимся важнейшим параметром ГТД. Пользуясь уравнением (14.18), можно нанести на характерней ку компрессора (рис. 14.1) линии постоянных отношений темпера тур Тт*/Тв*. При близких к критическим перепадах давлений в н< регулируемом сопловом аппарате первой ступени турбины, т. е. пр Fc a=const, <7(Хс.а) = const, а также при g0T6 = const и §ОХл—cons Рнс. 14. 1. Расположение на характеристике компрессо- ра рабочей линии и линий TT*JTB* — const коэффициент А в уравнении (14.18) можно принять В этом случае, как следует из (14.18), линии Тт*/Тв*-- постоянным const на ха рактеристике компрессора представляют собой прямые (лучи) проходящие через чей увеличиваются начало координат, с возрастанием Тг виях или при очень малых числах М полета, когда ном снижении значение «ДХс.а) уменьшается, причем углы наклона этих лу */Тв*. Лишь в стендовых уело при значитель линии вследствие увеличения коэффициента А искривляются тг*/тв* и сходятся в точке Ли* = 1. 136
Точки пересечения линий Тг*/7’в*=const с линиями «np=const определяют режимы работы компрессора, камеры сгорания и тур- fniiibi при этом значении ппр и при заданном отношении температур /| '/7'в*. Из рассмотрения этих точек пересечения следует, в частно- iiii, что при заданной частоте вращения повышение температуры при TB* = const (или уменьшение Тв* при 7’r* = const) прибли- зит режим компрессора к границе его устойчивой работы. Ио условие (14.18) при наличии линий TT*ITB*=const на харак- ирнстике компрессора не позволяет еще определить, в какой точ- ке характеристики будет работать компрессор при заданной часто- к- вращения, если температура Тт* или Тт*/Тв* заранее неизвест- ны, т. е. оно не позволяет найти три независимые величины: лк*, </(Л„) и Гг*/Тв*. Уравнение (14.15) баланса эффективных работ компрессора и । урбины позволяет получить следующее соотношение: = /?W1 --Ц Т)Х(1 —g-схл —^отб)(1 + gT) /. -1 7]lt kr — 1 v eT) (14.20) пли в более компактной записи = 4]т)*т, (14.21) Чк Тв \ ет / । де с=(1 - ^охл -^отб) (1 +^т); kr — 1 k лд Уравнение равенства частот вращения компрессора и турбины, представленное в параметрах подобия, дает Для получения полной системы уравнений, определяющих сов- местную работу элементов турбокомпрессора, нужно к указанным уравнениям добавить еще уравнения, задающие характеристики компрессора, камеры сгорания и турбины. Характеристика компрессора в общем случае может быть зада- на двумя уравнениями Ж Лк=: «к ?(М ; (14.23) Пк “ в «к (14.24) степенью точности можно при- Для камеры сгорания с высокой нимать <тк.с = const на всех режимах работы двигателя. 137
Характеристика турбины с учетом того, что во всей практц' ской области режимов работы двигателя можно приш OryT*Jff=const, может быть описана одним уравнением Т)т = (14. Для ТРД, таким образом, получена система, состоящая из се: уравнений (14.9), (14.18), (14.21)— (14.25). Если принять услов: Pc.a=const и считать постоянными и заданными g’OM и £’отб, ук. занная система содержит девять переменных величин: як*; </(AB * * * пк п-г Т’г с тт т)к; лт; т)т;—— ; —; ----; г Две из числа переменных bi У К Ут* т*в личин должны быть заданы. Только тогда могут быть определен: все остальные параметры, характеризующие режим работы турбо компрессора. Роль этих замыкающих условий играет программа ре гулирования двигателя. Отсюда вытекает вывод о том, что ТРД, имеющий регулируемую площадь Р1(р и нерегулируемую проточную часть всех остальные элементов турбокомпрессора, в общем случае может регулировать ся только по двум параметрам. Если задать программу регулиро вания ТРД в виде условия п==п(Т’Б*) и ТГ* = ТГ* (ТБ*), что являет ся более общим случаем по сравнению с программой регулирована (14.2), то тогда все переменные величины, входящие в указанную систему уравнений, могут быть определены как функции тольк температуры ТБ*. Именно этим доказывается, что в самом обще случае связь программы регулирования двигателя с внешними ус- ловиями осуществляется только через температуру ГБ*. При FKI)=const система замыкается только одним условием^ В таком случае двигатель может регулироваться только по одному1 параметру. Это может быть в общем случае щ=/г(7в*) или Тг*—< = 7’Г*(ТВ*), а в частном случае n=const или 7’r*=const. При наличии между турбиной и критическим сечением сопла1: форсажной камеры вместо уравнения (14.9) следует пользовать-’ ся уравнением (14.12). Число уравнений при этом не изменяется, но добавляется новый параметр регулирования Тф* (или Тф*/7’в*).; Возникает возможность регулирования двигателя по трем парамет-: рам. Этому случаю соответствуют программы регулирования типа i (14.1) и (14.1'). Наличие регулируемого соплового., аппарата турбины добавля-. ет еще одну степень свободы по переменным величинам, не увели-1 чивая числа уравнений. Система уравнений приобретает четыре’ степени свободы, что позволяет осуществлять регулирование дви- ! гателя по четырем параметрам. В настоящее время из-за конструк- тивной сложности такие программы регулирования на практике не используются. В качестве независимого параметра можно ' принимать £отб- Влияние £Отб на характеристики ГТД будет рас- ' смотрено в гл. 23. 138
Рассмотренная система уравнений не включает в себя парамет- ры воздухозаборника и сверхзвукового сопла. Она составлена толь- |ч> для турбокомпрессорной части двигателя (от входа в компрес- н>р до критического сечения сопла). Это объясняется тем, что ха- p. пегеристики и регулирование воздухозаборника и сверхзвуковой ч.к ти сопла не оказывают влияния на режимы совместной работы .цементов турбокомпрессора и на их относительные параметры (при < перхкритических перепадах в сопле). Учет параметров входного и иыходкого устройств производится на стадии расчета характеристи- ки двигателя. Рассмотренная система уравнений может быть решена анали- |нчески (с использованием ЭВМ), если имеются аппроксимации иля характеристик компрессора и турбины. При графическом зада- нии этих характеристик используются графоаналитические методы, и слагаемые ниже. Рассмотрим совместную работу компрессора, камеры сгорания и турбины при характерных для современных ГТД программах ре- ।улирования. При программах регулирования, соответству- ющих jrT*=const. Условие nT*=const, как указывалось, может иметь место при различных программах регулирования. У ТРДФ при применении программы регулирования (14.5) условие згт*= const выполняется непосредственно. У ТРД оно является след- ствием применения программы регулирования (14.3), (14.4) и дру- гих, для которых TItp=const. Это объясняется тем, что при ГкР= -const практически на большинстве эксплуатационных режимов работы ТРД выполняется условие лт* = const. В рассматриваемом случае из уравнения (14.15), согласно ко- торому 4=—-: (1 -4) tm)ot(1 -gOM-guxC)(l +^т), (14. 26) kr — 1 \ e.r ) следует, что для всех указанных программ регулирования темпера- тура газа перед турбиной изменяется пропорционально работе компрессора, т. е. выполняется условие ZK/'4=const (14.27) Это же условие баланса работ, выраженное согласно формуле (14.21) через параметры компрессора, камеры сгорания и турбины, в данном случае может быть представлено уравнением е* _ 1 г* (14.28) Чк 4 где В=с(1-----4 (Лт)=const. (14.29) \ ет ' На установившихся режимах работы ТРД должны одновремен- но удовлетворяться как условие равенства расходов (14.18), так и 139
условие баланса работ (14.28). Решая совместно два указами уравнения путем исключения из них Тг*/Тъ*, после несложи преобразований найдем _21-=constl/-^l, (14.! <7(М V Чк где const = А/1/ В. Полученное выражение является уравнением линии совмести режимов работы компрессора, камеры сгорания и турбины п лт*=const. В него входят только величины, характеризующие t жим работы компрессора и имеющиеся на его характеристи! При этом соотношение (14.30) не зависит от того, к какому ком рессору относится эта его характеристика — регулируемому щ нерегулируемому. Константа в уравнении (14.30) может быть опр делена непосредственно или из того условия, что линия совмес ных режимов работы должна проходить через какую-либо од} наперед заданную точку на характеристике компрессора. Следовательно, используя уравнение (14.30), можно на характ ристику компрессора нанести линию совместных режимов работ компрессора с другими элементами турбокомпрессора ТРД ил ТРДФ на установившихся режимах для рассмотренных програм регулирования. Такие линии принято называть линиями рабочи режимов (рабочими линиями). Нанесение рабочей линии па xapai теристику компрессора сводится к отысканию на каждой лини постоянных приведенных частот вращения точки, удовлетворяюще условию (14.30) (например, подбором), и последующему их соед> нению между собой. Фундаментальным свойством рабочих линий, соответствующи условию лт* = const, является то, что они определяются только вь бором исходной точки на характеристике компрессора (значение: константы А/)АВ ) и не изменяют своего расположения при лю бых изменениях атмосферных условий, скорости, высоты полета I частоты вращения двигателя, если не нарушаются принятые уело вия, при которых выведено уравнение (14.30). На рис. 14.1 через расчетную точку р на характеристике комп рессора проведена рабочая линия, построенная при условии лт*= = const. Она для ТРД соответствует также условию FKp=const, Рассмотрим, как влияет на расположение рабочих линий в поле характеристик компрессора изменение площади у ТРД (рис.' 14.2). С уменьшением FKp рабочая линия смещается в сторону гра-( ницы устойчивых режимов компрессора. Это объясняется тем, что при каждой заданной частоте вращения меньшим значениям Ткр соответствуют более низкие значения лт*, а следовательно, более; высокие температуры газа перед турбиной и более высокие значе- ния параметра Тг*/Тв*, необходимые для обеспечения условия (14.26) —равенства работ компрессора и турбины. Как видно из 140
f|ni< 11.2, изменением FItp можно менять расположение рабочей ли- нии относительно границы устойчивых режимов компрессора. |1 •i.icthocth, при увеличении значительно увеличиваются запас VI тйчивости компрессора и диапазон устойчивой работы двигате- 111 с этим компрессором по Ицр. 110 ПРП этом снижается темперачу- |ы Для удаления ра- .....й линии от границы । iioi пажа при сохранении, ...... значений тем- нгратуры Тг* необходимо tri повременно увеличить площадь Fc.a для того, Ч1обы в соответствии с уравнением (14.9) обеспе- чить требуемые (более низкие) значения лт*. При докритических пе- репадах давлений в вы- \одном сопле и при усло- вии FKT>=const степень расширения газа в турби- не не остается постоянной, а увеличивается с ростом числа М полета. В ре- щльтате этого линии ра- почих режимов для до- критических перепадов давлений в выходном соп- ле при разных числах М полета получаются раз- личными. Примерный ха- рактер их расположения показан на рис. 14.2 штриховыми линиями. Чем больше число М по- лета, тем выше лвх и тем при меньших значениях лк* перепад дав- лений в выходном сопле достигает критического значения. Следо- вательно, тем ниже происходит ответвление штриховых линий от сплошной линии, соответствующей сверхкритическим перепадам давлений в сопле. При программах регулирования, включающих условие пт*—- —const, рабочая линия во всем эксплуатационном диапазоне ре- жимов практически является единственной, так как в указанном диапазоне перепады давлений в сопле являются сверхкритически- ми. В таких случаях, очевидно, рабочая точка на рабочей линии определяется заданием только одного параметра турбокомпрессора. Это может быть 7?цр, ?(^в) или ТГ*/ТБ*. Удобство использования того или иного параметра подобия для определения рабочей точки зависит от принятой программы регулирования. Для случая п= 141
— const; Лт*=const наиболее удобно определять рабочие точки, характеристике компрессора по параметру лпр, так как в дан! случае /гпр однозначно определяется по ТВ* = ТН*- При програ» регулирования TV* = const; лт* = const рабочая линия на xapai рнстике компрессора остается той же, что и при программе , =const; nT* = const. Но поскольку с изменением режима пол (7Я*) частота вращения п в этом случае меняется, рабочие то1 будут другими. В этом случае удобнее для определения рабочих точек предва тельно нанести на характеристику компрессора линии Тт*/Тв = const, так как для каждого заданного режима полета в этом с; чае значение Тг*/Тв* известно и рабочая точка определяется пе; сечением соответствующего луча 7’г*/7’в* = const с рабочей лини Другой способ решения этой задачи — предварительное построен вспомогательного графика зависимости лк*/<7(Ав) по ппр для вс рабочей линии. Тогда, пользуясь уравнением (14.18), находят известному значению Тг*/Тв* параметр Лц*/<7(ХВ) и по вспомог тельному графику — ппр. Найденная nBV позволяет найти рабоч] точку на имеющейся рабочей линии и определить все остальн! параметры турбокомпрессора и частоту вращения ротора п. При построении дроссельных характеристик ТРД для услов! FT;P=const опять используется указанная рабочая линия, так к при сверхкрптическнх перепадах давлений в сопле и в этом случ; я,*—const Рабочая точка определяется здесь заданием режи* почета (TIt* = 7^-) и п, которые в совокупности дают значение nt Для повышения точности расчетов и удобства анализа, как rt называет практика, удобно после получения рабочей липин пос; ронть вспомогательные графики изменения основных параметре турбокомпрессора от приведенной частоты вращения ротора и дальнейших расчетах характеристик двигателя пользоваться этим графиками. Наиболее важное значение для построения характеристик дв гателя и их анализа имеют зависимости от ипр параметров т)к' г/(лв) и л1С*, а также запаса устойчивости Дду. Помимо этог, очень важно знать относительное изменение работы компрессор вдоль рабочей линии — при nT* = const согласно условию (14.27 оно определяет относительное изменение температуры газа пере турбиной. Указанные зависимости имеют исключительно важне значение также для выявления опасных и нежелательных режиме работы двигателя (недостаточный запас устойчивости компресс! ра, превышение допустимой температуры газа перед турбиной, пр< вышение допустимой частоты вращения и т. д.). Как показали исследования, расположение рабочих линий н; характеристике компрессора и изменение указанных выше пара; метров вдоль рабочих линий существенно зависят от способа регу лпрования компрессора и его расчетной степени повышения давлё ния лк>р, а также от программы регулирования двигателя. На рис. 14.3 даны характеристики нерегулируемых компресса ров, соответствующие лк.р=4 и 10, с нанесенными рабочими лини 142
[Ими при nT* = const и n=const; TV*=const. Как видно, они сильно |hi отчаются как взаимным расположением, так и особенно накло- ном но отношению к границам помпажа и запирания компрессора. При низких значениях лк.Р рабочие линии удаляются от границы помпажа при снижении ппр и достигают границы запирания комп |1‘<<<>ра (рис. 14.3, а), в то время как при высоких значениях лк.р .исходит быстрое снижение запаса устойчивости компрессора при уменьшении п11р и рабочие линии пересекают границу устойчи- вой работы (рис. 14.3, б). Рис. 14.3. Линии рабочих режимов на характеристиках нерегулируемых ком- прессоров при программах регулирования jiT*=const и и=const; Tr*=const: а—при л*к р=4,0; б—при л*к р=.Ю Следовательно, для двигателей с нерегулируемыми компрессо- рами и при отсутствии регулирования проходных сечении турбины и сопла наиболее существенным фактором, влияющим на протека- ние рабочей линии в поле характеристик компрессора, является его папорность, т. е. уровень лк.р. Чем выше лк.р, тем быстрее ра- бочая линия приближается к границе помпажа при уменьшении «пр. Это объясняется двумя факторами. С одной стороны, лк.Р влияет на протекание самой рабочей линии, построенной в относительных координатах, т. е. на зависи- мость л*=/[^(Хв)], где з^=л^/Лк.Р и <7(Xb)=<7Ub)/<7(Ab)p. Дей- 143
ствительно, если для простоты анализа принять в уравнении (14 T)K=const и при этом условии построить рабочие линии в ука ных относительных координатах для разных Лк.Р (рис. 14.4, а) как видно, они будут располагаться тем положе, чем выше К этому выводу мы приходим без каких-либо предположение свойствах компрессора и его типе (кроме условия t]k* = coi Вывод связан только лишь со структурой уравнения (14.30). ! согласование ступеней в реальном компрессоре и связанное с э1 снижение т]к* только усиливает указанное свойство протекания бочей линии. Рис. 14.4. Сравнение протекания линий рабочих режимов (а) и границ устойчивости компрессора (б) при различных лк-р С другой стороны, крутизна протекания границы устойчив работы компрессора в тех же координатах, как показывает анал опытных данных (рис. 14.4, б), увеличивается при возрастай лк.р. Это объясняется рассогласованием ступеней компрессора п уходе от расчетного режима, которое оказывается тем значите; нее, чем выше лк.р. В результате влияния указанных факторов у высоконапорн! нерегулируемых компрессоров при уменьшении «1гр происход сближение линии рабочих режимов и границы помпажа и тем бол ше, чем выше лк.Р. Это означает, в свою очередь, что при увел чении числа М полета диапазон устойчивой работы по ппр У выс конапорных нерегулируемых компрессоров резко сокращается щ увеличении лк.р> тогда как у низконапорных компрессоров он м жет не иметь ограничения при ппр<1- На рис. 14.5 показано относительное изменение КПД Чк’ = 'Ок/'Пк.р и относительной плотности тока на входе в компресс» ДД,) в зависимости от относительной приведенной частоты вращ ния Knp=Mi)p/rtnp.p. Графики построены для рабочих линий, соотве ствующих конкретным нерегулируемым компрессорам с различны ми лк.р при лт=const. При программе регулирования п—const Тт=const качественный характер этих зависимостей сохраняете примерно таким же. 144
. >тц графики подтверждают, что у двигателей с более высокими in.пениями лк.р относительная плотность тока на входе в комп- I" ' сор падает более интенсивно с уменьшением пщ>. В результате при одинаковом относительном снижении окружных скоростей у и-- \ ступеней происходит бо- i- -' резкое увеличение углов ; пики на лопатках первых сту- п- пей компрессора. Это приво- |||| к уменьшению запаса ус- 1-ип1Ивости и КПД первых сту- ||-пей и, в частности, вызывает i-ыстрое приближение рабочей пиши к границе устойчивых Р- жимов (см. рис. 14.3, б). По- ледние ступени при этом пе- реходят на пониженные углы’ । гаки, что вызывает снижение их КПД и напорности. В ре- зультате возникает рассогла еование в работе первых и по- ледних ступеней при отклоне- нии режима работы компрессо- ра от расчетного, тем более шачитсльное, чем выше Лк.р. Характер протекания т]к* в :аВНСИМОСТИ ОТ Ппр вдоль ли- пин рабочих режимов, как видно из рис. 14.5, подтвержда- ет сказанное. Вначале при ма- лом отклонении пщ, от расчет- ной рассогласование ступеней еще невелико и наблюдаемое W 0,9 0,8 0,7 0.0 0,5 0,7 0,8 0,9 1,0 ппр Рис. 14.5. Изменение т)к* и <?(ХЕ) нере- гулируемых компрессоров вдоль линии рабочих режимов, соответствующих jrT*=const, при различных лкр некоторое повышение т]К* объясняется снижением чисел М в потоке газа, обтекающем лопатки, при уменьшении nnp- Более значитель- ное снижение Пщ, приводит уже к заметному рассогласованию рабо- ты первых и последних ступеней, что вызывает снижение т]к*, тем ©олее значительное, чем выше лк.₽ . Этот вопрос применительно к оптимальным режимам работы осевого компрессора был подробно рассмотрен в гл. 4. На рис. 14.6 показан характер изменения по йпр запаса устой- чивости компрессора АКу (при АКу.расч= 10%). Значения АКУ под- считаны по известной формуле (4.22) Д/<у= [л*/д ().в)]г [</9(XB)jpa6 100%, где отношение (Лк*/<7(^в)]г соответствует границе устойчивых режи- мов, а отношение (ta) Ьаб взято на рабочей линии при той 145
же приведенной частоте вращения. Как видно, характер изменен; ДКУ у нерегулируемых компрессоров вдоль линии рабочих реж мов при рассматриваемых программах регулирования существен] зависит от лк.р- При малых Лк.Р(як.Р=4) происходит быстр снижение ДКУ при Ппр>1 и в точке в уже при наступа Рис. 14. 6. Изменение Д/(у вдоль линии рабочих режи- мов нерегулируемых компрессоров при различ- ных л,, ,, к.р «верхний срыв», но в области режимов, соответствующих гапр<1,'| ДДУ в этом случае возрастает. При высоких лк.Р(лк.р= 12) наб-, людается обратная картина. Значение ДКУ в этом случае весьма быстро снижается при пПр<1, и в точке н наступает «нижний срыв». В области же йпр>1 в диапазоне изменения частот враще- ния Ппр, ВОЗМОЖНЫХ В условиях эксплуатации (Пщ, тах< 1,15),. ДКу обычно не снижается до нуля. При средних значениях лк.р. возможно появление как верхнего, так и нижнего помпажа (или срыва). На рис. 14.7 показано изменение относительной работы комп- < рессора Lv и равной ей по значению 7’г=7'г/7’1..р в зависимости ; от температуры Тъ* для программ регулирования, соответствующих условию nT=const. Ранее отмечалось, что при n=const режим ра- боты турбокомпрессора однозначно задается только одной величи- i ной — температурой Тв*. Это объясняется тем, что заданием Тв* при n=const определяется ппр. Следовательно, изменение числа М полета, высоты полета и атмосферных условий может оказать вли- яние на режим работы турбокомпрессора в этом случае только в связи с изменением температуры ТВ*(ТН*). Если Тв* не измени- 146
ц<я, то режимы работы рассматриваемых элементов двигателя при и const сохраняются подобными, а все относительные их пара- мс । ры — неизменными. Как следует из рис. 14.7, у нерегулируемых компрессоров с низ- Рис. 14.7. Изменение LK—TV* вдоль линии рабочих режимов, соответствующих jrT*=const и n—const, при различных эт1ср гура Тг* будет снижаться при увеличении числа М полета и при уменьшении высоты полета от il до 0 км. Снижение температуры Тг* будет иметь место также при возрастании температуры окру- жающего воздуха. У нерегулируемых компрессоров с высокими jrtK.p наблюдается обратная картина. С уменьшением /гПр значение Lv у них несколько увеличивается (см. кривые для лк.р= 10 и 12 на рис. 14.7). Следо- вательно, для условия п—const в этом случае при снижении ппр температура 7'г* будет увеличиваться или же потребуется уменьше- ние частоты вращения для выполнения условия Тг*=const. При средних значениях лк.Р (порядка 7~8) в широком диапазоне изменения 7В* при n=const значение ZK изменяется сравнительно мало. Такой характер изменения LK (а, следовательно, и 7”г*) от 7,.* (или от йПр) можно объяснить характером изменения осевых скоростей по ступеням осевого компрессора. Повышение Тв* при п—const приводит к увеличению скорости воздуха за компрессором, а следовательно, к росту са в ряде его последних ступеней, и в то же время к уменьшению скоростей са на первых ступенях. Увеличение скорости ск за компрессором следует непосредствен- но из уравнения расхода для камеры сгорания — между сечениями 147
к и с.а. Пренебрегая различием в теплоемкостях и приним^И /« \ < Р Ч (^к) Р ос.а°к.с иН q (Хс.а) = 1, получим i\ ~7=f — £ с.а Л- •. П 1 Тк г Тг Для рассматриваемых программ регулирования изменение 7*Я| составляет всего несколько процентов, т. е. Гг* ~ const, поэтоь^Н увеличение Тк*, вызываемое повышением Тъ*, приводит к ростов ^(Xlt) и ск. Уменьшение при этом скорости св на входе в компрессор] вызвано тем, что увеличение Тъ* приводит к снижению лк*, согла<^Я но уравнению расхода для сечений в и к rB/cK=const л” . Че^В выше лк.р, тем интенсивнее снижается скорость св и параметр] <7(ХВ) при увеличении Тв* (уменьшении «пр), как это видно иЯ рис. 14.5. Я Увеличение осевых скоростей са при п—const, как известно, вьЛ зывает снижение эффективных работ ступеней, а их уменьшения приводит к возрастанию £ст- При низких лк.р увеличение Тв* веД дет к возрастанию са в большей части ступеней и, как следствием £к=^£ст уменьшается. При средних значениях лк.Р снижениД £ст в последних ступенях из-за увеличения са компенсируется росД том £ст в первых ступенях вследствие уменьшения са, в результате чего Дкл; const. При высоких лк.р определяющее влияние на 1Д оказывает увеличение £Ст первых ступеней из-за более интенсивной го снижения на них скоростей са, в результате чего LK при увеличеД нии Тв* возрастает, несмотря на снижение работы последних сту-Я пеней. Я При программе регулирования n = const; Tr*=constfl Для поддержания 7Г*=const при условии п—const в общем слу-'Я чае требуется осуществлять изменение лт* соответствующим регу-Я лированием площади FKV (или температуры 7ф*). Режимы совмест-Я ной работы элементов турбокомпрессора при этой программе рогу-Я лирования, как указывалось, могут быть легко определены, еслиЯ имеется характеристика компрессора с нанесенными на нее линия-Я ми Тт*/Тв*= const. В этом случае рабочая линия определяется поя точкам пересечения линий Тт*/Тв*=const с линиями nnp=const.] Рабочая линия для программы регулирования n = const, 77.*=const я может быть нанесена на характеристику компрессора и при отсут- 1 । ствии заранее построенных линий Tr*/TB* = const. Для этой цели I нужно воспользоваться уравнением (14.18), заменив в нем темпе-1 ратуру Тв* приведенной частотой вращения из соотношения 1 л1ф==/г [/288/7'*-Тогда ] Як A ~\f К ... „.. 1 = 7 V S, (14-31) Величины Тг* и п в (14.31) в данном случае являются заданны- 1 ми. Константа в уравнении (14.31) может быть определена из ус- 1 ловия прохождения рабочей линии через какую-либо наперед за- ! 1+8
линкую точку на характеристике компрессора. Далее можно опре- нт, геометрическое место точек на характеристике компрессо- ра удовлетворяющих условию (14.31). Соединяя между собой эти lo'iMt, лолучим линию совместных режимов работы компрессора, । । и-ры сгорания и турбины в системе ТРД или ТРДФ при про- ip 1чме регулирования n=const; Tr* =const. ! ели построить рабочие линии при программах регулирования " const; 7r* = const и n=const; nT* = const для одной и той же п< одной точки на характеристике нерегулируемого компрессора, io при средних значениях лк.р они практически совпадут, а их иыпмное расположение на характеристике компрессора при боль- шие лк.р и при малых лк.р будет таким, как было показано на рис. 14.3. При лк.р=4 линия вв', соответствующая программе ре- > улпрования ra=const; 7’r*=const, при «цр<1 располагается выше линии аа', построенной для условия jrT*=const. При лк.р=10 таимное расположение указанных линий изменяется на обратное. Такое взаимное расположение линий аа' по отношению к линиям >>>/ объясняется характером изменения работы компрессора (тем- пературы Д.*) при условии jtT*=const (см. рис. 14.7). Например, у ТРД с Дк.р=Ю при n=const и Дкр—const значения LK и Тг* уве- личиваются с уменьшением ипр (увеличением Тв*). Для выполне- ния условия TV^const при n=const в этом случае при заданном шачении «пр<100% рабочая точка должна соответствовать пере- сечению линии Пщ,—const с лучом Tr*fTB*—const, имеющим мень- ший угол наклона с осью q(kB). По указанной причине линия вв' в рассматриваемом диапазоне иПр располагается ниже линии аа' (см. рис. 14.3, б). При лк.Р=4 получается обратная картина (см. рис. 14.3, а). Следует заметить, что для программы регулирования n=const; /’r*=const линия рабочих режимов (как и для случая лт* = const) для заданной исходной точки на характеристике компрессора явля- ется единственной, поэтому и здесь режим работы турбокомпрес- сора определяется только приведенной частотой вращения. Если по- строить зависимости параметров q(KB), V- и Д/(у от nw, они по абсолютным значениям будут несколько отличаться от анало- гичных зависимостей, представленных на рис. 14.5—14.7. Но это- различие (даже для высоких и низких значений лк,р) будет не- большим и качественный характер протекания этих зависимостей останется таким же, как и для случая nT*=const. Если при заданном режиме полета осуществлять дросселирова- ние двигателя не при условии Екр=const, а при условии Тг*1п2— = const, то построенная по уравнению (14.31) рабочая линия будет действительна и для этого случая. Это следует из того, что при 7г*//г2=const, как и при условии п=const; Тг*= const, константа в уравнении (14.31) не изменяется. Построив любым из указанных способов линию рабочих режи- мов для программы регулирования n=const; 7'r*=const (или 14»
7r*M2= const), можно далее определить потребные степени рас; рения турбины Лт*=?(пПГ1) и соответствующие им значения Fv —f(nrrp)- Значения лт* (по ет*) определяются из формулы (14Л При этом, если лт* изменяется мало, то т)т* можно принимать первом приближении постоянным. При значительных изменени лт* следует учитывать из» нение т]т* по характерист кам турбины. Если так характеристики заданы, с их помощью лт* и могут быть определены ; двум известным параметр! турбины: L.r/r® и . Связь между лт* и F для ТРД определяется ура нением (14.9). Для ТРД< используя уравнение (14.12 можно определить Т^* щ заданной ЕКр.ф пли Екг.ф п{ заданной 7ф*, требуем» для осуществления рассма риваемой программы per лироваиия. На рис. 14.8, частности, даны зависимо ти изменения площади F по «пр для ТРД с нерегул! руемым осевым компрессо ром для осуществления про граммы регулирования п- Рис. 14. 8. Потребное изменение Л’кр по ппр для осуществления программы регулирова- ния Тг*/я2=const при различных значениях нерегулируемого компрессора = const; Тг* = const при различных значениях Лк.р. Как видно, дл осуществления этой программы регулирования нужно у двигателе с малыми Лк.р уменьшать FKp при снижении /гпр (т. е. при увели чении Тв*), а у двигателей с большими лк.Р увеличивать Fi7[, пр» тех же условиях. Для двигателей со средними значениями лк. можно практически иметь Tr* = const при п=const в довольно ши роком диапазоне пПр без регулирования FKp. Следует заметить, что у регулируемых компрессоров потребная на их вращение работа в значительной степени зависит от характе- ра регулирования компрессора. Поэтому характер изменения Тт* от Тв* при 7г = const у них может получаться существенно отличным; от изображенного на рис. 14.7. Значительное различие будет и в зависимостях АКУ от Пщ,. Например, у компрессоров, имеющих ре- гулирование группы первых ступеней, в которых при уменьшений Ипр происходит прикрытие лопаток регулируемых направляющих аппаратов, суммарная работа компрессора, а следовательно, и Lv даже при очень высоких значениях лк.р может сохраняться почти постоянной при увеличении Тв* (см. штриховую линию на рис. 14.7). Это объясняется снижением относительной работы груп- 150
цы регулируемых ступеней вследствие создания спутной закрутки шмцуха прикрытием лопаток направляющих аппаратов, несмотря и.। снгВкение коэффициентов расхода этих ступеней. Снижение же •\Лу в этом случае не будет происходить при уменьшении ппр (см. ри<\ 14.6). 14. 4. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА КОМПРЕССОРА, КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И ТУРБИНЫ В ДВУХВАЛЬНЫХ ТРД И ТРДФ Условия совместной работы компрессора высокого давления (КВД), камеры сгорания и турбины высокого давления в принци- пе ничем не отличаются от условий совместной работы элементов |урбокомпрессора обычного одновального ТРД. Они определяются условиями (14.13) — (14.17). При этом из условий (14.13) и (14.16) может быть получено выражение, аналогичное (14.18), а именно: = , (14.32) Ч (МВД * ГвВД «де д mv.FвВД (1 Агохл £отб) (1 4~ £ г) ffl-tFс.а.в^ Рс.а.в) ас.а.в°к.с Уравнение (14.32) отличается от (14.18) толькотем, что парамет- ры на входе в турбокомпрессор (в сечении в) всюду заменены на параметры на входе в КВД (в сечении вВД, рис. 13.2) и вместо л к* входит лквд. Кроме того, индексы «с.а» заменены индексами с.а.в», обозначающими критическое сечение соплового аппарата турбины высокого давления. При условиях йохл = const и g'0T6= -const и при сверхкритическом перепаде давлений в первом соп- ловом аппарате турбины высокого давления очевидно, что А — —const. Из условия баланса мощностей компресора и турбины высоко- го давления по аналогии с (14.28) легко получить следующее урав- нение: р* ___ I т* еКВД 7 г * —-о > (14.33) ^КВД 7 вВД где В=с(1 — —'j т]квд- \ еквд ' Как видно, и в этом уравнении лишь изменены индексы в соот- ветствии с изменением рассматриваемых сечений и наименований компрессора и турбины «КВД» вместо «к», «ТВД» вместо «т» и «вВД» вместо «в». Причем, в случае постоянства <7(Т,с.а.в) и соот- ветственно лтвд и при условии £охл = const и £Отб = const величи- на В в (14.33) является константой. 151
Совместное решение уравнений (14.32) и (14.33) с учетом ука-1 занных условий дает следующее уравнение линии рабочих режимов, на характеристике КВД: I :-const ]/^4. (14.34)' q (?в)вл “ Чквд где ' const = А)У В. •Как видно, уравнение (14.34) имеет такой же вид, как и уравне-' ние (14.30), выражающее условие совместной работы компрессора/ камеры сгорания и турбины в одновальном ТРД при сверхкрити-1 ческих перепадах давления в нерегулируемом выходном сопле.) Поэтому все замечания относительно расположения рабочей ли-, нии на характеристике компрессора и относительно изменения па-’ раметров компрессора вдоль этой линии при различных лк.р, выс-; казанные в подразд. 14.3, в равной мере относятся и к турбокомп- 02 0,0 0,6 1/(Ле)ВА 0,3 0,0 0,5 0,6 О',7 O,8q(2t)„fi] a) f) 1 Рис. 14.9. Расположение рабочих линий на характеристиках КВД (а) и КНДч (б) двухвального ТРД j] рессору высокого давления двухвальных ГТД. При этом влияние компрессора низкого давления (КНД) на работу турбокомпрессо-| ра высокого давления возможно только за счет изменения темпе- ратуры Гввд и аналогично влиянию изменения температуры за- < торможенного потока Тв* на турбокомпрессор одновального ТРД. ! 152
В частности, поскольку степени повышения давления в КВД у двухвальных ТРД невелики (л1(е= 12...20 при Лквд<^3...5), то для линии рабочих режимов турбокомпрессора высокого давле- ния характерно ее удаление от границы устойчивых режимов при уменьшении приведенной частоты вращения, как показано на рис. 14.9, а. При этом, как и у одновального ТРД с низкими значения- ми Лк.р, с уменьшением т?Пр при ив—const работа компрессора, а следовательно, и температура Тг* уменьшаются. Для сохранения же постоянства температуры Гг* с увеличением температуры Тъ* требуется в данном случае некоторое увеличение частоты вращения ротора высокого давления. Изменение площади критического сечения выходного сопла практически не влияет на расположение линии рабочих режимов на характеристике КВД. Это объясняется тем, что изменение FKp, как следует из Ц4.10), оказывает влияние только на Лтнд, парамет- ры же лтвд и <7(Ас.а.в) либо совсем не изменяются, либо изменя- ются незначительно. Кроме того, в отличие от одновальных ТРД, у двухвальных ТРД изменение FKV при nB=const очень слабо влияет на Тт*. Это объясняется тем, что при изменении FKV вслед- ствие постоянства Лтвд и неизменном расположении рабочей ли- нии на характеристике КВД изменение режима работы турбокомп- рессора высокого давления в данном случае возможно лишь в ре- зультате изменения ГвВд и пв.пр. Если, например, увеличивать Екр, то будет возрастать Лтнд и соответственно Ткнд и ^Ввд, а «в.пр будет уменьшаться. Это вызовет смещение рабочей точки на характеристике КВД по линии рабочих режимов вниз. Из-за ма- лых значений (лквд)р температура Тт* при увеличении Т'ввд несколько снизится (см. рис. 14.7), но несравненно в меньшей сте- пени, чем изменяется Тг* у одновального ТРД при таком же изме- нении Ккр. Изменение Ккр при ип=const, наоборот, оказывает зна- чительное влияние на Тг*. Например, уменьшение FJtp приводит к снижению лТНд, и для сохранения баланса работ компрессора и турбины при условии пн=const требуется существенное увеличе- ние Тт*. Условия совместной работы КНД и турбины низкого давления отличаются от таковых для ротора высокого давления тем, что пол- ное давление перед турбиной низкого давления Абд не пропор- ционально полному давлению за компрессором низкого давления Авд- Оно пропорционально полному давлению за компрессором высокого давления рк* и при данном режиме полета (при Тн* — =const) определяется суммарной степенью повышения давления в компрессоре Ло=ЛкндЛквд- Это приводит к тому, что в отличие от ранее рассмотренного случая режимы работы компрес- сора и турбины ротора низкого давления зависят от режима рабо- ты турбокомпрессора высокого давления. Условие равенства расходов, записанное для сечения на входе 153
в КНД и критического сечения соплового аппарата первой ступени-' турбины высокого давления, в данном случае имеет вид m/j (Хв) (1 — £охл — £от6) (1 +gT)= = ^Zc^.B0K.c<’c.a.B9' (Хс.а.в) откуда, принимая те же допущения, что и раньше, получим ^кнд const -- Гг Ч (Мнд яквд V Т* (14.35) Уравнение баланса работ компрессора и турбины низкого дав- 1 ления для этого случая записывается следующим образом; 1 Л ОТ* еКНД- 1 kr г, у-.* /1 1 \ I ----- Л7 в--i----— —----7 ТВД I 1 --»-- ^ТНД^тНД X k —1 4кнд kr 1 ' етнд / Х(1— §охл — ёотбЮ+Дг)- При сверхкритических перепадах давлений в нерегулируемом 3 выходном сопле и в сопловых аппаратах турбин, т. е. при условии, 1 когда лтвд=const и Лтнд—const, очевидно, что 7'г/7,твд= и—i J —(лтвд) " —const и для этого случая t j^const 4«д~-. (14.36) J "в 'ЧКНД Из совместного решения уравнений (14.35) и (14.36) получаем 4 якнд const -в / екнд 1 (। 37) J Ч (Мнд ЯКВД * ^кнд 3 Выражение (14.37) определяет собой рабочую линию на ха-’ рактеристике КНД при Лтнд = const, что для ТРД соот-4 ветствует FKP=const. Оно отличается от аналогичного уравнения 4 (14.34) для турбокомпрессора высокого давления присутствием па- J раметра КВД Лквд. Поэтому положение рабочей линии на харак- ] теристике КНД определяется не только свойствами этой характе- а ристики (как это было в случае ротора высокого давления и в од- 'j' повальном ТРД), но зависит также от лквД’ т. е. от условий ра-'': боты КВД. При уменьшении приведенной частоты вращения ротора низко- J го давления (из-за снижения пн или повышения Тв*) приведенная j частота вращения ротора высокого давления также уменьшается, t что приводит к снижению и Лквд и якнд - В результате этого, j как следует из уравнения (14.37), <7(Хв)нд снижается не только 4 из-за падения якнд, как это было бы в одновальном ТРД с лк= ч = лкнд , но и вследствие снижения лквд . В итоге, несмотря на ,3 сравнительно малые лквд у КНД двухвального ТРД, рабочая з 154
линия на его характеристике располагается так, как показано на рис. 14.9, б, т. е. более полого, чем у одновального ТРД с лк*, рав- ным Лкнд. При уменьшении/гцр она приближается не к границе «апирания, как это было у одновального ТРД с малыми лк.р (см. рис. 14.3, а), а к границе устойчивой работы. При сверхкритических перепадах давлений в нерегулируемом выходном сопле двухвального ТРД положение рабочих линий на КНД, как и на КВД, не зависит от режима полета и атмосферных, условий, т. е. от температуры ТЪ* = ТН*- Это объясняется неизмен1- * » И ОСТЫО Лтвд И ^тнд- Рис. 14. 10. Влияние изменения FKp на расположение рабочей линии в поле ха- рактеристик КНД При докритических перепадах давлений в выходном сопле, ко- торые могут наступать на малых числах М полета, в особенности при дросселировании двигателя, каждому числу М полета соответ- ствует своя рабочая линия на характеристике КНД. Рабочая же линия на характеристике КВД практически не изменяет своего рас-
положения, поскольку в эксплуатационном диапазоне режимов дви-'] гателя q (Хс.а.н) « const. Рассмотрим влияние изменения площади FKV на расположение рабочей линии на характеристике КНД. При увеличении, например.. FKp значение Лтнд, как следует из (14.10), возрастает (практиче- ски при ^твд—const). Это приводит при nB=const к рас- крутке ротора низкого давления, т. е. к увеличению пн, лкнд и расхода воздуха через КНД- Но поскольку у КВД при пв=const практически 7’r*=const, он оказывает тормозящее воздействие на поток воздуха, проходящего через КНД. В результате этого у КНД частота вращения увеличивается в большей степени, чем расход воздуха. Это приводит к снижению в ступенях КНД коэффициентов расхода ca=ca/uH и соответственно к увеличению углов атаки. В результате указанного уменьшения скольжения роторов 5 = — пъ1пк рабочая линия на характеристике КНД приближается к границе устойчивых режимов, как показано на рис. 14.10 (кривая 1). Уменьшение Ккр оказывает противоположное влияниеща распо- ложение рабочей линии (кривая 2). Следует заметить, что расположение рабочей линии на КНД при каждом значении FKP, как это следует из теории подобия, не зависит от способа регулирования частоты вращения двигателя, т. е. от того, принимается ли пъ—const или ип=const при измене- нии FKp. Перемещение рабочей точки при пн.пр = const однозначно определяется только изменением скольжения S и не зависит от то- го, каким образом оно достигнуто. 14.5. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА СВЕРХЗВУКОВОГО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА И КОМПРЕССОРА Условием совместной работы воздухозаборника и компрессора является равенство их расходов воздуха. Это условие применитель- но к сечениям Н в невозмущенном потоке и в на входе в компрес- сор приводит к следующему соотношению: * * т^и^д(Хн)^твЕв -Д^^(ХВ), (14.38) VrH VrH согласно которому (14.39) Fa q (Х„) Будем предполагать характеристику компрессора с нанесенной на нее линией рабочих режимов известной. Тогда для любого за- данного режима полета и частоты вращения определяется нГ11» а это позволяет найти рабочую точку на характеристике компрессора и значение ?(ЛВ). Предполагаются известными также характери- стики сверхзвукового воздухозаборника, которые обычно задаются в виде зависимостей овх от <р для разных чисел М полета и при раз- личных положениях его регулирующих органов. Такие характерн- ее
стики для одного числа М полета и при заданных положениях ре- гулирующих органов воздухозаборника приведены на рис. 14.11. Уравнение (14.39) при известной относительной площади входа .— р в компрессор FB =—заданном режиме полета и режиме работы ^вх компрессора позволяет определить рабочую точку на характеристи- Рис. 14. 11. К анализу условий совместной работы регулируемого сверхзвукового воздухозаборника и компрессора: /—согласование на максимальном ре- жиме; 2—при дросселировании [<7 <>„)• < <7 (^)il ке воздухозаборника (при заданном положении органов регулиро- вания). Эта точка находится на пересечении прямой tJBx=const ср, определяемой уравнением (14.39), с заданной характеристикой воз- духозаборника Овх—И<р), причем угол наклона этой прямой с осью абсцисс a==arctg. Имея характеристики воздухозабор- РкЯ (*„) ника для различных положений регулирующих органов, можно на основе анализа полученных указанным способом результатов выб- рать оптимальные для данного режима двигателя и числа Мп ус- ловия работы воздухозаборника.
Глава 15 ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД И ТРДФ Характеристики ТРД и ТРДФ представляют собой зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа М полета, высоты по- лета и режима работы двигателя, задаваемого положением РУД. Протекание характеристик двигателя зависит от многих факто- ров и, в частности, от особенностей схемы двигателя, его расчетных параметров, принятой программы регулирования, внешних усло- вий. Влияние указанных факторов на протекание характеристик ТРД и ТРДФ рассмотрено в данной главе. Прежде чем перейти к изучению характеристик, рассмотрим используемую в настоящее время номенклатуру основных режимов работы ТРД и ТРДФ. 15. 1. НОМЕНКЛАТУРА ОСНОВНЫХ РЕЖИМОВ РАБОТЫ Номенклатура основных режимов работы двигателя включает их наименование, допустимое на этих режимах время непрерывной работы, значения контролируемых параметров (п, ТД и др.), а также гарантируемые на каждом режиме значения тяги и удельно- го расхода топлива. Номенклатура режимов имеет важное значение для установления кондиционности двигателя, проверки надежно- сти его работы, правильного использования ресурса двигателя в ус- ловиях эксплуатации и т. п. В настоящее время отсутствует стан- дартная или единая номенклатура основных режимов работы ТРД и ТРДФ. Наименование режимов, время их непрерывного исполь- зования, соотношение тяг и частот вращения на этих режимах уточ- няются и изменяются в ходе доводки двигателя и по этой причине могут быть указаны лишь ориентировочно. Наиболее типичной яв- ляется следующая номенклатура основных режимов ТРД. Максимальный режим. Этот режим соответствует наи- большим в каждых заданных условиях полета значениям тяги Ртах и достигается при максимальных значениях пи TV*. Он харак- терен значительными тепловыми и силовыми нагрузками, поэтому время непрерывной работы на нем ограничено (от 5 до 20— 30 мин — в зависимости от назначения двигателя и высоты полета). При пробе двигателя на земле из-за плохих условий охлаждения это время ограничивается еще более жестко (15—30 с). Макси- 158
мальный режим используется при взлете, разгоне самолета и в воз- душном бою. Номинальный режим. Этот режим соответствует в стен- довых условиях тяге Л\Юм~ (0,8 .. . 0,85) 7?тах и частоте вращения ^ном«^(0,95. .. 1,0) «тах- Как правило, время непрерывной работы на номинальном режиме не ограничено в пределах установленного ресурса. Режим используется наиболее часто при наборе высоты. Крейсерские режимы. Их устанавливается несколько. Они характеризуются пониженными значениями тяги. Обычно Р,;р~ (0,5. .. 0,8)Ртах. Время работы двигателя на этих режимах не ограничено в пределах установленного ресурса. Крейсерские ре- жимы являются основными режимами двигателя при полетах боль- шой продолжительности или дальности, поэтому к ним предъявля- ются требования высокой экономичности. Режим малого газа. Он характеризуется прежде всего малым значением развиваемой тяги — не более 3—5% от макси- мальной, причем невыполнение этого требования может привести к увеличению длины пробега самолета, затруднить управление са- молетом при рулении, повысить износ тормозов. Из-за высокой тем- пературы Тт* и ухудшения эффективности охлаждения турбины время непрерывной работы на режиме малого газа в ряде случаев ограничено 10—20 мин. Другим важным требованием является быстрый выход с режима малого газа на максимальный, поэтому целесообразно иметь высокую частоту вращения ротора на режи- ме малого газа. У современных двигателей обычно нм.г= (0,4 . . . .. 0,6)итах, что достигается соответствующим их регулированием. Для ТРДФ, которые применяются на сверхзвуковых пассажир- ских и на военных самолетах, помимо указанных, устанавливаются еще следующие режимы. Режим полного форсажа. На этом режиме обеспечива- ется максимальная форсажная тяга двигателя и, следовательно, наибольшая степень его форсирования. Обычно у ТРДФ в стендо- вых условиях 7?п.ф= (1,4 ... 1,55)7?тах. Этот режим обеспечивается обычно при максимально допустимых значениях п, Тт* и Т$* и яв- ляется наиболее напряженным. Время непрерывной работы на нем у большинства двигателей ограничено теми же значениями, что и на максимальном режиме. Режим полного форсажа используется при взлете, разгоне самолета, а в боевых условиях — при догоне противника, перехвате целей, боевом маневрировании. Режим частичного форсажа. Эти режимы характери- зуются более низкими значениями тяги, чем при полном форсаже. Они достигаются обычно за счет понижения температуры Т$*, а в некоторых случаях и при Тг<^Тгтах, поэтому время непрерыв- ной работы двигателя на этих режимах, как правило, не ограничи- вается. Режимы частичного форсажа используются при длительном сверхзвуковом полете самолета, а у военных маневренных самоле- тов — в условиях воздушного боя. Режим минимального форсажа. Он является самым низким форсажным режимом. Тягу на этом режиме желательно 159
иметь незначительно отличающуюся от тяги на максимальном ре- жиме, чтобы обеспечивался весь диапазон потребных тяг самолета. Условием, лимитирующим уменьшение тяги ТРДФ при дроссели- ровании форсажа, является минимально допустимое значение 7ф=Тфт1П, определяемое срывными характеристиками форсаж- ной камеры. 15. 2. МЕТОДЫ ПОЛУЧЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК Характеристики авиационных двигателей могут быть получены' экспериментальным путем — в процессе специальных испытаний,, или расчетным путем — с использованием характеристик отдель- ных элементов двигателя. Экспериментальные методы получения характеристик являются наиболее точными, так как позволяют учесть реальные условия работы силовой установки. Но они требуют специальных стендов — типа аэродинамических труб —для имитации скоростных и"высотных условий полета. Для приведения в действие таких стен- дов требуются огромные затраты энергии, что делает их весьма сложными и дорогими. Для упрощения и удешевления испытаний иногда условия полета воспроизводятся лишь частично — путем соз- дания требуемых значений параметров на входе в двигатель и на выходе из него, но это снижает точность получаемых данных. В ря- де случаев для экспериментального определения характеристик двигателя используются специальные летающие лаборатории, соз- даваемые на базе уже имеющихся самолетов. К их недостаткам относятся сложность, высокая стоимость, трудность установки и размещения требуемой измерительной аппаратуры, ограниченный диапазон скоростей и высот полета и др. Расчетные методы позволяют получать характеристики двигателей с меньшей затратой сил и средств. Кроме того, расчет- ным путем можно определять характеристики вновь проектируемых двигателей. Современные методы расчета характеристик двигате- лей основаны на использовании характеристик всех его элементов. Некоторые из них, как указывалось в гл. 14, могут задаваться при- ближенными зависимостями. Расчет характеристик двигателя с ис- пользованием характеристик его элементов сводится к следующему: 1. С помощью изложенных в гл. 14 методов строят на характе- ристиках компрессора и турбины (или их каскадов) рабочие линии при принятой программе регулирования. По этим данным получают вспомогательные зависимости изменения основных параметров тур- бокомпрессора от /гпр, подобные представленным на рис. 14.5. 2. Для каждого заданного режима полета (Мн и Н) по Тн* и определенной программой регулирования п определяют параметр Ппр(и йпр), по которому с помощью указанных вспомогательных за- висимостей (или непосредственно по рабочим линиям) находят па- раметры лк*; ?(ХЕ), т)к*, Лт*, Tr*/Tv* и др., соответствующие рабо- чим точкам компресора и турбины при их совместной работе в за- данных условиях полета. 160
3. Параметр окх находят по характеристике входного устройства в зависимости от Мд и q(kB), как было указано в подразд. 14.5. 4. По найденным параметрам последовательно определяют па- раметры газового потока во всех характерных сечениях двигателя и, в итоге, зная скорость истечения, расход газа через сопло, рас- ходы воздуха и топлива, находят R и Суд. Таким образом рассчитывают характеристики двигателя без учета внешних сопротивлений. В ряде случаев знание таких харак- теристик оказывается достаточным (например, для установления соответствия двигателя ТУ или при теоретическом анализе харак- теристик и рассмотрении влияния на них различных факторов). При решении ряда практических задач требуется знание эффектив- ных тяг и удельных расходов топлива. Расчет эффективных харак- теристик проводится с учетом внешних сопротивлений конкретной силовой установки. В последующих главах для простоты изложения материала рас- сматриваются характеристики, определенные по внутренней тяге, а влияние на них внешних сопротивлений силовой установки анали- зируется отдельно. 15.3. СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОДНОВАЛЬНЫХ ТРД И ТРДФ Скоростными характеристиками двигателя называют зависимо- сти его тяги и удельного расхода топлива от числа М полета (ско- рости полета) на заданном режиме работы при неизменной высо- те и принятой для двигателя программе регулирования. Протекание R и Суд по Мн зависит от многих факторов. Здесь оказывают влияние расчетные параметры (лк.р и Гг.Р), режим двигателя, программа регулирования, эксплуатационные огра- ничения и пр. Влияние этих факторов будет рассмотрено ниже. Вначале же изучим наиболее характерные качественные особенно- сти протекания скоростных характеристик. С этой целью обратимся к рис. 15.1, где приведены достаточно типичные скоростные харак- теристики ТРД для нескольких высот полета, соответствующие мак- симальному режиму и программе регулирования п—const, 7'г*= =const. При рассмотрении общих свойств характеристик одно- вальных ТРД и ТРДФ будем принимать, что они имеют компрес- сор, регулируемый поворотом лопаток направляющих аппаратов групп первых и последних ступеней, что соответствует современной практике. Как видно из рис. 15.1, тяга ТРД с увеличением М.н на всех вы- сотах вначале незначительно снижается. Минимум тяги обычно соответствует Мн=0,3... 0,5. Затем тяга начинает возрастать, дос- тигает некоторого максимального значения (Ртах) при сверхзву- ковых скоростях полета, после чего интенсивно уменьшается вплоть до нулевого значения. Удельный расход топлива с увеличением Мн на каждой заданной высоте непрерывно возрастает и стремится к бесконечности, когда тяга обращается в нуль. Такой характер за- 6 3647 161
висимостей R и Суд от Мд объясняется соответствующим измене- нием /?уд и GB. С ростом Мп увеличивается лвх, и хотя лк* при этом уменьша- ется (вследствие повышения Гв* и снижения ипт>), тем не менее об- щая степень повышения давления лЕ=лвхл1( при увеличении Мд возрастает. Увеличение лБ приводит к повышению давления Рис. 15. 1. Скоростные характеристики ТРД (л* —13; ТУ* =1400 К) воздуха рк* за компрессором, а следовательно, и давления рг* пе- ред турбиной. Но в таком случае возрастает и давление за турби- ной, так как степень расширения в турбине лт*, как указывалось в гл. 14, обычно изменяется незначительно. Повышение давления рг* приводит к увеличению GB. При уело- вии Гг* = const параметр GB увеличивается пропорционально рг*, так как Св |/7^/д*=const. Из-за повышения м рт* при 7'т* = 162
= const (так как TV* = const) скорость истечения из сопла увеличи- вается. Но скорость сс увеличивается медленнее, чем растет ско- рость полета, а следовательно, удельная тяга Руд=сс—V с увели- чением Мн уменьшается. Указанное снижение RyR с ростом V мож- но объяснить также, исходя из соотношения RyR—2LR/ (сс + V). Как указывалось, £ц с увеличением V вначале изменяется мало, а затем снижается, а сс+V интенсивно возрастает. Рис. 15.2. Изменение характерных параметров ТРД км) по Ми (л*.р=13; 7г*=1400К; Я=И Относительное изменение Rm, GB, а также сс и Q по числу Мд для //=11 км показано на рис. 15.2. Как видно, при увеличении Мд на заданной высоте RyR падает, a GB увеличивается. В резуль- тате тяга ТРД, равная произведению RyR на GB, по мере увеличения Мд вначале уменьшается, пока GB возрастает медленнее, чем па- дает Rm. Затем увеличение GB начинает преобладать над уменьше- нием 7?уд и тяга двигателя начинает возрастать. Падение тяги дви- гателя при дальнейшем увеличении Мд объясняется значительным уменьшением Руд, которое уже не может быть компенсировано по- вышением GB. Там, где Руд=0, также и R—0. 6* 163
Резкое падение Дуд при больших сверхзвуковых скоростях по- лета связано с тем, что температура Гк* на выходе из компрессора с увеличением Мн возрастает, а 7Г* =const, поэтому количество тепла Q=c,,(Tr*—Гк*), сообщаемое в двигателе 1 кг воздуха, сни- жается. При скорости полета, на которой Дуд=0, Q становится на- столько малым, что все оно затрачивается на преодоление потерь в двигателе. И только в идеальном цикле ВРД, когда потери от- сутствуют, условия Q=0 и Руд=0 достигаются по М.н одновремен- но. Очевидно также, что число М полета, при котором RyH, а поэто- му и R становятся равными нулю, будет тем большим, чем выше при прочих равных условиях температура Гг*. С увеличением Я до 11 км при Tr*=const возрастает степень подогрева воздуха в двигателе Д. = ТГ*/ТН, поэтому условие тЛт]сТ]р/е=1, при котором Дуд=0, достигается в этом случае при более высоких значениях е, т. е. при больших числах М полета. Этим объясняется тот факт, что с возрастанием высоты полета чис- ла Мл, соответствующие условию R=0, повышаются (см. рис. 15.1). Числа М полета, при которых тяга ТРД достигает максималь- ных значений (обозначаемые Мд тах), также повышаются при уве- личении Н от 0 до 11 км. Это объясняется тем, что 7?уд на Я= = 11 км падает с увеличением Мя менее интенсивно, чем у земли, тогда как изменение высоты полета на интенсивность роста GB по Мн влияет в меньшей степени. Увеличение Суд с ростом Мл можно объяснить, воспользовав- шись соотношением Суд=3600- ф/т)гЯ«Дуд. Входящие в эту форму- лу величины Q и /?уд уменьшаются с ростом 1ЛН в различной сте- пени. Более интенсивно падает Дуд (см. рис. 15.2), что и приводит к возрастанию Суд. В частности, когда Дуд обращается в нуль, Q еще не равно нулю, поэтому Суд при этом стремится к бесконечности. Часовой расход топлива GT4 с увеличением Мд- до определен- ных пределов также увеличивается, так как GB возрастает и для подогрева всего воздуха до требуемой температуры Тт* необходимо увеличивать подачу топлива в камеру сгорания. Вместе с тем 3600QGB .. „ итч —-------- с увеличением Мд- растет медленнее, чем GB, и вследствие того, что Q при этом уменьшается (см. рис. 15.2). Следует иметь в виду, что возрастание Суд с увеличением числа Мн не означает ухудшения экономичности двигателя. Экономич- ность ТРД, как указывалось ранее, характеризуется значением полного КПД т)п. В свою очередь т]п—ЦвнЦтяг- Зависимости проте- кания по Мн величин цп, т)вн и т]ТЯг для ТРД и ТРДФ приведены на рис. 15.3. Как видно, значения т]п при увеличении Мл возрастают и только после достижения очень больших чисел Мл начинают снижаться. Повышение т)Тяг с ростом Мн объясняется более мед- ленным увеличением сс по сравнению с V. Это приводит к снижению потерь с выходной скоростью и, как следует из (12.17), к увеличе- нию т)тяг. Увеличение т]вн до весьма больших чисел Мл объясняется улучшением использования тепла за счет увеличения ле . Но в 164
дальнейшем, когда значение Q становится малым, резко увеличи- ваются относительные гидравлические потери в двигателе, что при- водит к снижению £ц. Условие R = 0 достигается тогда, когда Ц = ~ZLr, а следовательно, Ац=0. При этом 11Тяг=1, так как cc = V, а Лвн — Ац/Qq = О И Рис. 15.3. Зависимости цТяг, л=н и т]п ТРД (а) и ТРДФ (б) от Мя (л^р —13; Тг* = 1400К; 7ф*=2000К) Влияние расчетных параметров лк.р и Тг.р на протекание скоростных характеристик ТРД. При рассмотрении будем исходить из программы регулирования п— = const, Tr*=const, наиболее характерной для современных одно- вальных ТРД. Влияние лк.р показано на рис. 15.4, а. Кривые для тяги построены в относительных величинах, причем за единицу тя- ги принята тяга на Я=11 км при Тн* = 288 К. Наиболее харак- терным здесь является то, что при повышении лк.р тяга с увеличе- нием Мн возрастает менее интенсивно, а Суд увеличивается более интенсивно. С возрастанием лк.р снижаются также значения МДтах и быстрее наступает вырождение двигателя в области боль- ших сверхзвуковых скоростей полета. Объясняется это тем, что при более высоких лк.р и при Гг*=const интенсивнее падает РУД с ростом Мд- и удельная тяга обращается в нуль (при лЕ=зтЕ(ШТ) при меньших значениях Мн. На интенсивность увеличения тяги существенное влияние оказывает также темп роста по Мк расхода воздуха, который снижается с увеличением лк.р даже у ТРД с регулируемым компрессором. Абсолютные значения Суд в рассмат- риваемом диапазоне изменения лк.р у двигателей с высокими лк.р оказываются более низкими вплоть до Мн^2,5. Это объяс- няется высокими значениями для ТРД лк.эк , что приводит к воз- 165
Z хооы СО II — \¥ /гг /•V m '"ооы ООЫ I «Э 1 . н\\\ \ \\ ^ =7 1 • \ со I — Y- 1 * 1= 1Ч-, Рис. 15. 4. Влияние на протекание скоростных характеристик ТРД расчетных параметров двигателя: в-л*к (Т *=1400 К; Я=11 КМ); М» (л*к =16; Я=11 км) 166
растанию полного КПД с ростом Лк.р в широком диапазоне чи- сел М полета и говорит о целесообразности применения высоких лк.р в целях улучшения экономичности ТРД. И только при Мн>2,5 ... 3,0, из-за вырождения ТРД с высокими лк.р , значение СУд у них растет быстрее, чем у двигателей с низкими лк.р. На рис. 15.4,6 показано влияние на протекание скоростных ха- рактеристик ТРД температуры 7Г.Р , причем за единицу тяги при- нята тяга при 77*= 1400 К и 7Д* = 288 К. Как видно, повышение Дг.р существенно увеличивает тягу ТРД, особенно при высоких Мн, что обусловлено возрастанием удельной тяги. С ростом Гг* при Лк.р=const вырождение двигателя наступает при больших значениях Мд-. Удельные расходы топлива несколько увеличивают- ся при возрастании Тг* (в диапазоне Мд-, где Тг > Тт.эк ). Это объясняется увеличением скорости истечения и снижением тягово- го КПД. Только в области очень больших Мд- двигатели с высоки- ми Т'г.р имеют преимущество по экономичности вследствие вырож- дения ТРД с низкими Т*р, Влияние программы регулирования на проте- кание скоростных характеристик ТРД. У современных ТРД обычно применяются достаточно сложные комбинированные программы регулирования, что связано с необходимостью внесения ряда ограничений по прочности элементов двигателя и устойчиво- сти процесса. Эти вопросы будут рассмотрены в гл. 16. Здесь отме- тим, что в основном диапазоне режимов полета самолета, где ука- занные ограничения отсутствуют, влияние программы регулирова- ния проявляется в основном через характер изменения Tr*, GB и г)к* по числу М полета. Протекание указанных параметров опреде- ляется, помимо программы регулирования, особенностями характе- ристик компрессора. У ТРД с ККр=const уже не обеспечивается одновременное под- держание постоянства Тг* и п. При низких лк.Р и при применении нерегулируемого компрессора в случае n=const значение Тт* уменьшается с увеличением Тн* (см. рис. 14.7). Это должно выз- вать уменьшение тяги двигателя на больших числах М полета -— по сравнению со случаем регулирования того же ТРД по закону /2 = const; 7r*=const — вследствие снижения /?та (рис. 15.5, а). Ес- ли же в указанном случае использовать программу регулирования Тг* = const, то будет происходить увеличение п. Раскрутка ротора вызовет в этом случае возрастание GB при почти неизменном значе- нии 7?уд. Естественно, что здесь тяга при больших числах М полета будет получаться боле высокой, если не возникнет необходимость ограничения Тт*. При условии же одинаковых значений Дтах в данном случае будет иметь место недоиспользование двигателя по тяге при малых М.Н- Для ТРД с нерегулируемым компрессором при высоких значениях лк.р характер влияния указанных программ 167
регулирования на протекание Д по Мд- будет противоположным (рис. 15.5, б). У двигателей, имеющих регулируемый компрессор, различие в характеристиках при программах n=const; a:T* = const и n=const; 7г*=const обычно получается менее значительным и определяется характером изменения по Тн* работы компрессора. Если при а—при З1*и р=4; Т*г р=1400 К; б, в—при л*к р=12; 7^*= 1400 К: --- регулируемый компрессор;---------нерегулируемый компрессор и—const с увеличением Тн* работа компрессора снижается, что наиболее характерно для ТРД с высокими лк.р, имеющими регу- лирование группы первых ступеней компрессора, то на больших Мд будет наблюдаться некоторое снижение тяги по сравнению со случаем регулирования двигателя по программе п—const и Тг*= =const. Если сравнивать скоростные характеристики одновального ТРД с одинаковыми лк.р и программами регулирования при от- сутствии и наличии регулирования компрессора, то эти двигатели при одинаковых R и Суд на расчетном режиме (например, при 7 л*=288 К) в области больших чисел М пол-ета будут отличаться в случае регулируемого компрессора большими R и меньшими Суд из-за более высоких значений лк* и т)к* у регулируемого компрес- сора на нерасчетных режимах его работы (рис. 15.5, в). Влияние раскрутки ротора, а также программного изменения Тт*=^(Гв*) на протекание характеристик одновальных и двухваль- ных ТРД идентично и будет рассмотрено в подразд. 15.6 примени- тельно к двухвальным ТРД. Особенности протекания скоростных характе-' р и стик ТРДФ. На рис. 15.6 приведены такие характеристики для ’ высоты 11 км при программе оегулирования n=const; 7^= const; 168
Уф* = const. Они рассчитаны для нескольких значений температуры Уф*, причем тяга выражена в относительных единицах (по отноше- нию к тяге на максимальном режиме при Мн= 1,286 на Я=П км). Точки тяговых характеристик, соответствующие Ртах при Мк>1, соединены штриховыми линиями. Как видно, качественно характе- Рис. 15. 6. Скоростные характеристики ТРДФ при раз- личных значениях Уф* (л*.р =13; Уг* = 1400К; Я= = 11 км) ристики ТРДФ весьма сходны с характеристиками ТРД, но обра- щают на себя внимание следующие их особенности: 1. Тяга ТРДФ по числу М полета возрастает более интенсивно, чем тяга ТРД, причем крутизна тяговых характеристик увеличива- ется по мере повышения температуры Уф*. Это является следстви- ем относительного повышения удельной тяги (степени форсирова- ния) при увеличении Ми и Уф* (см. гл. 13). 169
2. С повышением 7ф* увеличиваются числа М полета, при кото- рых тяга ТРДФ достигает максимального значения. Поэтому ТРДФ могут обеспечивать высокие тяги до значительно больших чисел М полета, чем ТРД. Это объясняется более поздним вырождением ТРДФ по числу М полета по сравнению с ТРД. 3. С ростом температуры Гф*, т. е. с увеличением степени форси- рования двигателя, увеличивается и удельный расход топлива ТРДФ, но при этом зависимость Суд.ф от Мн становится более по- логой. В результате этого относительное увеличение удельного рас- хода топлива ТРДФ по сравнению с ТРД с ростом Мн оказывает- ся все менее значительным. Это объясняется улучшением исполь- зования тепла в двигателе при увеличении числа М полета (см. подразд. 13.8). Рис. 15.7. Влияние на протекание характеристик ТРДФ расчетных парамет- ров: б-Т*г р 4. В диапазоне больших чисел М полета и при умеренной темпе- ратуре Тф* ТРДФ может иметь лучшую экономичность, чем ТРД. Это является следствием вырождения ТРД с ограниченной темпе- ратурой газа перед турбиной при больших Мн, приводящего к рез- кому возрастанию удельного расхода топлива. На практике возникают трудности при реализации прямого- регулирования Тг* и Тф*. Поэтому взамен программы регулирова- ло
иия (14.1) приходится использовать (14.Г). Такая замена не дает заметных различий в протекании характеристик на бесфорсажных оежимах. На форсажных режимах поддержание вместо Тф* посто- янства 6т.ф/Рк* приводит обычно к уменьшению Тф* с увеличением Тв* (или Мн), что в свою очередь вызывает уменьшение и Суд.ф при высоких Тв* по сравнению с их значениями при программе ре- гулирования (14.1). Для косвенного поддержания Тф*» const в широком диапазоне режимов полета в таком случае применяется соответствующая ступенчатая или непрерывная коррекция бт.ф/рк* по Тв*. Влияние расчетных параметров лк.р и Гг,р н а п р о- текание скоростных характеристик ТРДФ (при Тф* = 2000К) показано на рис. 15.7. Как видно, влияние ЛК.Р ка- чественно остается таким же, как и для ТРД, хотя в количест- венном отношении оно менее значительно. Это обусловлено тем, что у ТРДФ характер изменения GB сохраняется при изменении лк.р таким же, как и у ТРД, а возрастание лк.Р в меньшей сте- пени влияет на снижение Дуд.ф с ростом Гв* из-за более высоких значений суммарной степени подогрева воздуха у ТРДФ. Увеличе- ние Т’г.р при T(jj* = const приводит, как видно, к незначительному увеличению тяги двигателя из-за повышения Дуд.ф и вызывает умень- шение Суд.ф. Это объясняется тем, что возрастание 7\р приводит к снижению лт*, а следовательно, к росту давления в форсажной камере и улучшению использования тепла в ней, что является при- чиной увеличения Дуд.ф и снижения Суд.ф. 15. 4. ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Высотными характеристиками называются зависимости тяги и удельного расхода топлива двигателя от высоты полета при Мц= = const (или V= const), принятой программе регулирования и за- данном режиме работы двигателя. Типичные высотные характеристики для максимального режима при программе регулирования п— const; 7r*=const приведены на рис. 15.8, а. За единицу приняты значения тяги и удельного расхо- да топлива при /7=0. Как видно, с увеличением высоты полета от О до И км тяга двигателя быстро падает. Удельный расход топлива при этом уменьшается незначительно (на 10—12%)- Начиная с вы- соты 11 км, удельный расход топлива перестает уменьшаться, а тя- га начинает падать еще более интенсивно. Для объяснения такого протекания высотных характеристик рассмотрим, как изменяются Дуд и GB с увеличением высоты полета. Характер протекания отно- сительных величин Дуд, GB, лк*, A, Q и рн показан на рис. 15.8,6. С ростом высоты полета до 11 км увеличивается лк*, так как уменьшение Тн вызывает при п — const увеличение нпр и перемеще- ние рабочей точки вверх по линии рабочих режимов. Физически это можно объяснить тем, что более холодный воздух требует для сво- его сжатия меньшей работы, а поскольку при п=const работа, зат- 171
рачиваемая на вращение компрессора, остается практически посто- янной (см. рис. 14.7), происходит увеличение лк*. Значение лВх при Рис. 15.8. Изменение основных параметров ТРД по высоте полета ние и Д приводит к возрастанию 7?уд в диапазоне Н от 0 до 11 км (см. рис. 15.8). При Н> 11 км температура Тн сохраняется неизменной, поэтому и А также остаются постоянными. По этой причине 7?уд на высотах более 11 км не изменяется. Снижение Суд до высоты 11 км объясняется увеличением л:Б и связанным с этим улучшением использования тепла. Такой харак- тер изменения Суд по высоте можно установить также из формулы. 172
(13.9): до высоты II км количество тепла Q возрастает (из-за уменьшения Тк* при Tr*=const), но в значительно меньшей степе- ни, чем увеличивается /?уд (см. рис. 15.8). На высотах более 11 км Суд будет оставаться неизменным, если Q и т)г будут постоянными. Расход воздуха с высотой снижается очень значительно (см. рис. 15.8). Это объясняется уменьшением давления и плотности воздуха в окружающей атмосфере. При условии Tr* = const расход воздуха изменяется пропорционально давлению рт* перед турбиной. До высоты 11 км давление рг* снижается медленнее, чем давление рн, так как возрастает лк*. Поэтому GB до высоты 11 км падает медленнее, чем рн и (щ. При //> 11 км лк* = const и GB начинает падать несколько интенсивнее, пропорционально уменьшению плот- ности окружающей атмосферы. В результате увеличения Ryn и ме- нее интенсивного снижения GB тяга ТРД до высоты 11 км уменьша- ется медленнее, чем рн, а на высотах более 11 км — пропорцио- нально рн- Исходя из сказанного, можно сделать вывод о том, что расчет высотно-скоростных характеристик ТРД и ТРДФ указанным выше способом необходимо производить только до //=11 км (см. рис. 15.1). На /7> 11 км (в области отсутствия влияния Re и изменения т)г) следует принимать при Мн=const постоянство /?уд и Суд, а тя- гу определять из соотношения Дн>п = п- При этом рабочие точки на характеристиках элементов двигателя не изменяют своего расположения, а все относительные параметры двигателя остаются постоянными. Вывод о постоянстве /?уд и Суд при //>11 км справедлив, однако лишь до таких высот полета, пока КПД элементов двигателя и коэффициент выделения тепла можно считать посто- янными. На больших высотах при относительно невысоких скоро- стях полета снижение давления и соответственно плотности газа по всему тракту двигателя ведет к значительному уменьшению чисел Re в его проточной части, особенно у двигателей малой размерно- сти. Это приводит к возрастанию вязкостного трения и повышению уровня потерь во всех элементах двигателя. Уменьшается также за- пас устойчивости воздухозаборника и компрессора. Снижение т|к* и т]т* при значениях Re, меньших критических, приводит к наруше- нию баланса мощностей компрессора и турбины и к снижению GB, а чрезмерное падение давления в камерах сгорания — к снижению полноты и устойчивости горения. Все это приводит к ухудшению экспуатационных свойств двигателя, снижению его тяги и ухудше- нию экономичности. Тяга на высотах более 11 км в этом случае па- дает интенсивнее рн, что объясняется уменьшением /?уд и дополни- тельным снижением GB из-за уменьшения <7 (Л®)- Удельный расход топлива увеличивается как по причине уменьшения А?уд, так и за счет снижения т]г. Качественный характер протекания R и Суд при //>11 км для программы регулирования zz=const; 7r* = const с 173
учетом возможного влияния изменения чисел Re и гд показан на рис. 15.8, а штриховыми линиями. Протекание высотных характеристик ТРД в о б- ласти влияния чисел Re существенно зависит от программы регулирования двигателя. При программе п=const* Д* —const на- рушение баланса мощностей компрессора и турбины вследствие снижения т]к* и т]т* компенсируется увеличением лт*, что приво- дит к весьма значительному снижению /?уд, а следовательно, и R из-за падения лс и скорости истечения из сопла. Если же двигатель имеет программу регулирования п= const; лт* = const, уменьшение Лк* и т)т* неизбежно требует увеличения температуры Тт*, которая может повышаться на несколько десятков градусов. Это в значи- тельной степени компенсирует отрицательное влияние снижения Лк* и т)т* на удельную тягу. Но рост Тг* приводит к дополнительно- му снижению ?(ХВ), что также вызывает относительное сниже- ние R, но менее значительное, чем в первом случае. Наиболее не- благоприятным с точки зрения тяговых характеристик является ре- гулирование двигателя по программе Tr*=const; лт*=const. В данном случае нарушение баланса мощностей компрессора и турбины из-за снижения т|к* и т|т* приведет к уменьшению п, что вызовет падение лк* и д(Д) и, следовательно, приведет к еще бо- лее значительному падению тяги с высотой, чем при n=const; Тт*= const. Высотные характеристики ТРДФ качественно имеют такой же характер протекания, как у ТРД, и не требуют отдельного рассмот- рения. Влияние расчетных параметров и программ регулирования на протекание относительных высотных характеристик ТРД и ТРДФ в области автомодельности по числу Re существенно менее Значи- тельно, чем их влияние на протекание скоростных характеристик. Это объясняется сравнительно небольшим диапазоном изменения температуры Тн* в пределах изменения Н от 0 до 11 км при Ми= =cqnst, что обусловливает сравнительно малое отличие в протека- нии лк*, Д* и т)к* при изменении указанных факторов. В частно- сти, влияние программ регулирования, при которых Д*=^= const, на протекание относительных высотных характеристик противополож- но их влиянию на протекание скоростных характеристик. Это объ- ясняется тем, что с увеличением И температура Тя* уменьшается и возрастает пПр- Поэтому, если характеристика компрессора тако- ва, что с увеличением нпр при п=const значение Д* увеличивается, и это вызывает снижение темпа роста тяги по числу М полета, то Для протекания высотной характеристики этот закон изменения Д* оказывается благоприятным (так как рост Д* с увеличением Н до 11 км приводит к более интенсивному повышению 7?уд и, следо- вательно, менее интенсивному снижению тяги с высотой). Протека- ние высотных характеристик двухвальных двигателей не имеет принципиальных отличий от одновальных. 174
15. 5. ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Дроссельными характеристиками называются зависимости тяги и удельного расхода топлива от режима работы двигателя, зада- ваемого положением РУД, при неизменных Мк и Н и принятой программе регулирования. Изменение режима работы ТРД в большинстве случаев сопро- вождается изменением частоты вращения его ротора. Поэтому дрос- сельные характеристики ТРД обычно изображают в виде зависи- мостей R и СУд от п и именуют характеристиками по частоте вра- щения. Более универсальный и удобный для практических целей способ представления дроссельных характеристик состоит в изоб- ражении зависимостей Суд от R для нескольких характерных режимов полета с указанием на этих зависи- мостях характерных режимов рабо- ты двигателя в виде отдельных то- чек. Как указывалось, дросселирова- ние двигателя, т. е. переход на пони- женный режим его работы, может осуществляться при различных про- граммах регулирования, что опреде- ляет различие в протекании дрос- сельных характеристик. На характер протекания дроссельных характерис- тик оказывают влияние также схе- ма двигателя, его расчетные пара- метры и особенности регулирования компрессора. Вначале рассмотрим и объясним качественный характер протекания зависимостей R и Суд от п для одновального ТРД с регули- руемым компрессором при условии FKp=const. Такие характеристики для стендовых условий, построенные Рис. 15.9. Дроссельные характери- стики ТРД в относительных величинах, приведены на рис. 15.9. Точками на кривых отмечены характерные режимы в соответствии с указанной их номенклатурой. Как видно, с уменьшением п тяга двигателя интенсивно снижа- ется, а Суд сначала уменьшается, достигает минимального значения в области крейсерских режимов, а затем увеличивается. Для объяснения указанного протекания дроссельных характе- ристик рассмотрим предварительно, как изменяются в зависимости от п основные параметры турбокомпрессора. Изменение относи- тельных величин лк*, <7 (Хв), цк* и Гг* (или Тт*/Тн*, так как Тн* = — const) вдоль линии рабочих режимов (кривая 1 на рис. 15.10), а также КПД турбины цт*, соответствующее рассматриваемой про- грамме регулирования, показано на рис. 15.11. Уменьшение лк* и д(Ав) при дросселировании двигателя 175
снижением h является вполне понятным. Ранее было дано также объяснение характера изменения т]к* по п (см. рис. 14.5). Темпера- тура Тг*, как видно, при уменьшении п вначале интенсивно снижа- ется, причем в основном Ряс. 15.10. Расположение рабочих линии иа харак- теристике компрессора при различных способах дросселирования ТРД (лкр=12; ?(ЛВ)Р—0,85) диапазоне режимов дви- гателя ее изменение соот- ветствует закону » const-п2. Но при глубо- ком дросселировании дви- гателя дальнейшее умень- шение п уже вызывает замедление снижения и даже возрастание Тг*, поэтому на режиме мало- го газа двигатель работа- ет при достаточно высо- кой температуре Тт*, до- пустимый уровень кото- рой ограничен условиями прочности турбины и дол- жен контролироваться в условиях эксплуатации. Значение цт* при умень- шении п обычно вначале почти не меняется, что объясняется малым изменением параметров лт* и 7г/|/Г*, задаю- щих режим работы турбины. Только вблизи им.г КПД турбины на- чинает уменьшаться из-за значительного снижения «Д/ Т* и пере- хода турбины на нерасчетные режиму работы. Указанный характер изменения 7"/ по п определяется балансом мощностей компрессора и турбины в соответствии с условием (14. 20). Если бы при умень- щ шении п сохранялось постоянство т)к*, т)т* и л>г*, то температура Тг* (при 0& 7Д* = const) должна была бы все вре- мя уменьшаться при снижении п. Уве- личение Тт* вблизи пм. г объясняется °'е уменьшением КПД компрессора и тур- бины, а в условиях докритических а41 перепадов в сопле (при малых Мн) -— еще и снижением лт*. Очевидно, у дви- о.! гателей с регулируемым компрессо- ром, обеспечивающим более высокие о значения т)к* на нерасчетных режимах, повышение температуры Тт* (а также и Гт*) в области низких й будет менее рИс. 15.11. Изменение относи- значительным, чем у ТРД с нерегули- тельных параметров ТРД по п 176
руемым компрессором. Оно должно быть меньшим также в усло- виях полета на больших высотах по сравнению со стендовыми ус- ловиями, так как в этом случае практически nT*=const, а йм.г обычно повышается с увеличением высоты полета. При уменьшении п одновременное снижение лк* и Гг* приво- дит к очень интенсивному уменьшению скорости сс и удельной тя- ги двигателя. Но при более сильном дросселировании из-за начи- нающегося роста Тг* снижение Rw несколько замедляется. Суммар- ная тяга при уменьшении п снижается еще быстрее, чем Rm, из-за интенсивного уменьшения GB, который изменяется пропорциональ- но <7(ХВ). В стендовых условиях изменение п вблизи й=1,0 на 1,% приводит к изменению R на 4—5 % • В условиях полета чувствитель- ность тяги к изменению п становится еще большей, что при пример- но одинаковом темпе снижения сс объясняется более интенсивным снижением Ryn по сравнению с сс. Этим обусловлены высокие тре- бования к точности регулирования п в условиях эксплуатации. На протекание Суд по п решающее значение оказывают измене- ния Лк*, Тг* и т]к*. Обычно при /2=1,0 двигатель имеет не опти- мальные параметры по экономичности — у него 7'г*> 7’г.эк. В этом случае первоначальное дросселирование двигателя, сопровождаю- щееся резким уменьшением Тт*, является благоприятным для эко- номичности двигателя, так как, несмотря на уменьшение лк*, Д* приближается к Гг.экЛ1 На этом участке дроссельной характери- стики одновременно увеличивается цк*. Эти факторы приводят к снижению Суд при переходе с максимального на крейсерские режи- мы обычно на 5—10%. Дальнейшее дросселирование из-за значи- тельного снижения лк* приводит к ухудшению использования теп- ла в цикле, и удельный расход топлива резко возрастает. * На протекание дроссельных характеристик высокотемператур- ных двигателей с охлаждением турбины воздухом, отбираемым от компрессора, оказывает влияние отключение охлаждения, которое производится обычно при й=0,9 ... 0,95, когда Тт* понижается на- столько, что надобность в охлаждении турбины отпадает. Подача на этих режимах в каналы системы охлаждения воздуха (обычно в количестве 5—10% от Gn) приводит к потере его работоспособ- ности и к ухудшению экономичности двигателя. Его отключение, как видно из рис. 15.9, вызывает некоторое увеличение R (вследст- вие возрастания /?уд) и снижение Суд. Летчик должен следить за выключением охлаждения при полете на крейсерских режимах по имеющейся сигнализации. Влияние программы регулирования на проте- кание дроссельных характеристик ТРД. Рассмотрим характеристику компрессора, регулируемого поворотом направля- ющих аппаратов групп первых и последних ступеней, в зависимости от лпр (см. рис. 15.10). Здесь кривая 1 является рабочей линией при Atp^const, построенной в соответствии с уравнением (14.30). Как указывалось, она является единой для построения как скоро- стных, так и дроссельных характеристик при условии лт* = const. 177
Если при дросселировании двигателя регулировать Екр, то область возможного использования характеристики компрессора расширит- ся. Если учитывать ограничение по прочности, считая, что Тг*^ •^ЕГ1пах и то возможная для использования область ре- жимов компрессора будет заключена между линиями 2 и 3, где ли- ния 2 является рабочей линией для программы регулирования ТГ=Тг max — Const, а ЛИНИЯ 3 ДЛЯ И — Птах— COHst. Для осуществления программы регулирования Тг*=const по- требуется уменьшение площади /кр при снижении п, а рабочая ли- ния будет совпадать с лучом ТГ*!ТН*=const, проходящим через начало координат характеристики компрессора и исходную точку максимального режима М. Недостатком этой программы, кроме плохой экономичности, что будет показано ниже, является сущест- венное уменьшение АДУ (кривая 2 при уменьшении йПр пересекает границу помпажа) и плохая приемистость—-из-за невозможности осуществления переходного режима за счет кратковременного уве- личения Тг* (так как Дг=Д-тах)- Она поэтому здесь рассматривается как условная граница воз- можных режимов. Для реализации программы n=const, при кото- рой рабочая линия совпада- ет с напорной кривой харак- теристики компрессора ппр== = const, проходящей через точку М, требуется увеличе- ние площади Елр при дроссе- лировании двигателя. В пер- вом случае (кривая 2) сни- жение R вследствие одновременного уменьшения GE и Дуд, при- чем Дуд снижается только из-за уменьшения лк*- Во втором случае (кривая 3) GB сохраняется неизменным или несколько увеличивается (в зависимости от вида кри- ВОЙ Ипр = const), а снижение R происходит вследствие значительного уменьшения Дуд из-за снижения лк*> а главное, очень интенсивно- го падения Тт*. Между ука- ; занными предельными рабочими линиями могут быть осуществле- ны различные промежуточные способы дросселирования двигате- ля. Оптимальным, очевидно, будет такой способ дросселирования, , при котором обеспечивается минимум Суд при каждом заданном значении тяги. Для выбора оптимальной программы дросселирования двигате- Рис. ТРД 15. 12. Дроссельные характеристики при различных программах регулиро- вания осуществляется 178
ля обычно строят сетку дроссельных характеристик для всей ука- занной области возможных режимов работы компрессора, напри- мер вдоль линий иПр=const, для заданных (или наиболее важных) режимов полета. Результаты таких расчетов для Мд==0,8 и Н— = 4 км приведены на рис. 15.12, а на рис. 15.13_показано опреде- ленное расчетом потребное изменение Тг*, FKP, лт* и GB.np- Точка М в указанных условиях полета и при nmax соответствует ппр= = 0,985. Кривые 1, 2 и 3 относятся к трем рассмотренным програм- мам регулирования. Оптимальная же программа соответствует Рис. 15. 13. Изменение Ттх (a), FKp (б), лг* (в) и GB. пр (г) при дросселировании ТРД различными способами огибающей семейства кривых на рис. 15.12 (штриховая линия MNI\). Как видно, наихудшая экономичность обеспечивается при Tr*= const, что объясняется наиболее неблагоприятным сочетани- ем лк* и Д* в каждой точке дроссельной характеристики для это- го случая (для каждого лк* значение Д^>Д.эк). Наименьшие значения Суд для каждого заданного значения тяги получаются при поддержании на участке MN условия n=const, а затем на уча- стке NK — определенного закона снижения п. Физически улучше- ние экономичности при более интенсивном снижении температуры Тг* объясняется приближением ее к Тг.эк. Хотя внутренний КПД двигателя здесь все же снижается из-за уменьшения лк*, но повы- шается тяговый КПД вследствие интенсивного уменьшения скоро- сти истечения сс, чем и объясняется уменьшение Ст. Как видно из 179
рис. 15.13, на участке MN следует увеличивать, а иа участке NK— уменьшать лт* и FKV. Если при достижении точки N площадь оставить постоянной (полностью раскрытой — линия ML иа рис. 15.13, б), то можно получить на пониженных режимах двига- теля заданную тягу при некотором проигрыше в Суд, но при более нйзких Тг* и высоких п и увеличить тем самым /гм.г. Это видно из рис. 15.14, а, где дано сравнение дроссельных ха- рактеристик по п для Екр=const и для изменения Екр по линиям MNR и MNL. В последнем случае пм.г увеличивается от 0,7 до 0,8 при одинаковых значениях Rm^. Поскольку область режимов вбли- зи wM.r является нерабочей, то проигрыш в Суа в этой области не имеет существенного значения, но сочетание низких Тг* и высоких п на пониженных режимах позволяет снизить время приемистости' двигателя, как за счет уменьшения интервала между пмг и /гП1ах,. так и за счет большего запаса по кТт—Тт max Т}г на режи- 180
мах разгона. Поэтому на практике всегда применяют раскрытие сопла на режиме малого газа. Еще более значительное увеличение пмт у двигателей с регулируемым компрессором достигается допол- нительным его регулированием на снижение LK (путем поворота лопаток НА последних ступеней иа прикрытие). Помимо снижения Суд и возможности улучшения разгонных ха- рактеристик двигателя, оптимальная программа дросселирования ТРД обеспечивает повышение запаса устойчивости компрессора вследствие удаления рабочей точки от границы помпажа, а значи- тельное понижение Тг* благоприятно сказывается на надежности работы двигателя. Недостатком: программного изменения площади Дф, помимо сложности, является то, что увеличение лт* приводит к повышению коэффициента нагрузки турбины и числа М на выхо- де из нее. Это во избежание сильного снижения %* может потре- бовать увеличения размеров турбины. Заметим, что еще более выгодным было бы осуществлять дросселирование ТРД уменьшением Тт* при лк* = const, т. е. с сохранением неизменного режима работы компрессора. Но такая программа требует регулирования кроме FKJI еще и Fc. а. В этом случае снижение тяги будет осуществляться практически- при постоянстве внутреннего и с ростом тягового КПД. Несмотря на сложность реализации указанного регулирования, оно по идее является перспективным, так как могло бы обеспечить наилучшую экономичность при дросселировании ТРД. Дросселирование ТРД с нерегулируемым комп- рессором сопровождается существенным снижением ААУ, по- этому в целях сохранения допустимого запаса устойчивости обыч- но применяют перепуск воздуха и регулирование площади Екр. Может использоваться также поворот лопаток ВНА. На рис. 15.14, б показан один из возможных вариантов дроссельных харак- теристик ТРД с нерегулируемым компрессором, но с перепуском воздуха и двухпозиционным регулируемьш соплом. Здесь же ввер- ху показано изменение по п параметров Тг* и ДАУ. Объясним про- текание этих зависимостей. В диапазоне изменения п от пм до пп площадь FKV прикрыта, а ленты перепуска закрыты. В этом диапазоне изменения п характе- ристики качественно не отличаются от рассмотренных ранее. При п—пл вследствие открытия ленты перепуска скачкообразно умень- шается R и увеличивается Суд. Снижение R при п—пл в основном является следствием уменьшения Gr из-за увеличения Тг* в соответ- ствии с условием Огу const. Увеличение Тг* требуется из- условия баланса работ турбины и компрессора для поддержания Я=const (с учетом увеличения работы на сжатие воздуха, перепу- скаемого в атмосферу). Скачкообразное увеличение Суд при отк- рытии ленты перепуска объясняется термодинамически невыгодным изменением параметров процесса (рост Тг* при лк* = const) и тем, что- часть энергии топлива непроизводительно расходуется на сжа- тие перепускаемого в атмосферу воздуха (Q увеличивается, а 7?уд падает). Значение ДЛУ при открытии ленты перепуска существен- но возрастает, что видно из рис. 15.14, б. При п=пс раскрывается сопло и, следовательно, увеличивается лт* и уменьшается Тт*, что 18г
приводит вновь к скачкообразному уменьшению тяги из-за умень- шения рт* и Гт*, а следовательно, сс и Руд, несмотря на небольшое увеличение 0в. Значение Суд при раскрытии сопла обычно изменя- ется мало. Это объясняется тем, что, с одной стороны, уменьшает- ся 7Г*, что должно приводить к снижению Суд, но, с другой сторо- ны, снижаются лк* и t]It*, а также уменьшается т]т* из-за увеличе- ния Лт*, что ухудшает экономичность. Увеличение Д:г на пониженных режимах выгодно по ряду при- чин, и поэтому используется практически на всех двигателях. Это дает повышение АКУ, снижает Тт* и увеличивает пмг, что по- вышает устойчивость и улучшает приемистость двигателя. Штрихпунктирными линиями на рис. 15.14, б также показано от- носительное протекание дроссельных характеристик ТРД с регули- руемым компрессором, с одинаковыми расчетными параметрами и непрерывным увеличением площади Fw при уборке РУД. Главное отличие состоит в том, что ТРД с регулируемым компрессором имеет на крейсерских режимах меньшие удельные расходы топли- ва, что объясняется более высокими т]„* и меньшими Тт* (послед- нее обусловлено как увеличением F^, так и более высокими т]к*)- Другим отличием является более высокое значение пм.г, на что указывалось выше. Рис. 15. 16. Дроссельные характеристики ТРДФ для различных высот полета при Мн = 0,8 Дроссельные характеристики ТРДФ. Такие харак- теристики, построенные в виде зависимостей Cya—f(R), показаны на рис. 15.15. Здесь точки п.ф, м.ф, м. н и кр относятся к полному форсажному, минимальному форсажному, максимальному (п= —1,0), номинальному (п=0,95) и крейсерскому (п=0,9) режимам. На бесфорсажных режимах, где принято условие Д;р=const, они не отличаются от соответствующих (рассмотренных выше) дрос- сельных характеристик ТРД. Переход на режим полного форсажа 182
и дросселирование форсажа может осуществляться различными спо- собами. В рассматриваемом случае, как обычно, принято, что дрос- селирование форсажа при заданном числе Мп осуществляется сни- жением температуры Т$* (уменьшением степени форсирования) при неизменном режиме работы турбокомпрессора. Такой способ дросселирования ТРДФ является наиболее экономичным, так как на всех форсажных режимах обеспечивается наибольшее возмож- ное давление газа в форсажной камере, соответствующее п=/гтях и 7'г=7'гтах. Программа регулирования для этого случая запи- сывается в виде условий H=const; л’—const (FKP^=var). (15. 1) Снижение форсажной тяги обеспечивается по программе регули- рования 15.1 при неизменном запасе устойчивости компрессора и входного устройства и сопровождается уменьшением Суд.ф. При. этом FKP_ф~ const Объяснение причин улучшения экономич- ности ТРДФ при уменьшении степени форсирования было дано в гл. 13. Разрыв дроссельных характеристик между точками м и м.ф объясняется трудностью обеспечения устойчивой работы форсаж- ной камеры в области низких Тф* (высоких аЕ у Зависимости Суд.ф от 7?ф между точками м.ф и п.ф близки к прямым, проходя- щим через точки м. Возможны другие способы дросселирования ТРДФ на форсажных режимах. Например, снижение форсажной тяги может осуществляться при fKp. ф=const уменьшением подачи топлива в основную камеру сгорания с сохранением- лт = const. При этом уменьшаются Лк и Gn, что требует для поддержания л* = const снижения От. ф. Вследствие этого наряду с уменьшением GB про- исходит одновременное снижение Т* и 7"^, чем обеспечивается значительное уменьшение форсажной тяги (при относительно небольшом, допустимом не- устойчивости горения, увеличении аЕ). Но удельный расход топлива при дрос- селировании форсажа снижается в меньшей степени, чем в первом случае, так как понижение давления р* за турбиной (вследствие уменьшения л*) приво- дит к ухудшению теплоиспользования форсажного топлива. Программу регули- рования для этого способа дросселирования форсажа можно записать в следу- ющем виде: n* = const; Гкр.ф= const (и = var). (15.2) При программе регулирования (15. 2) рабочая точка на характеристике ком- прессора не сохраняет своего неизменного расположения, как при программе (15.1), а перемещается вдоль линии рабочих режимов вниз (рис. 15.16), что может привести к снижению запаса устойчивости нерегулируемого компрессора, а при сверхзвуковом полете — также и воздухозаборника. Снижение форсажной тяги на заданном режиме полета при FKV. ф=const можно осуществлять уменьшением подачи форсажного топлива при п— const. В этом случае также падает давление рт за турбиной и для сохранения частоты вращения турбокомпрессора требуется снижение подачи топлива в основную ка- меру сгорания. Этот способ дросселирования форсажа, соответствующий програм- ме регулирования п = const; Гкр.ф = const (л* = var), (15.3) по экономичности и по изменению аЕ занимает промежуточное положение по 183-
-отношению к программам (15.1) и (15.2). Рабочая точка на характеристике компрессора в этом случае удаляется от границы устойчивых режимов вдоль линии ппр = const (см. рис. 15. 16). Неизменность положения створок сопла и постоянство п обеспечивают хорошую приемистость. На рис. 15. 17 дано сравнение относительного протекания характеристик ТРДФ на режимах частичного форсажа при трех рассмотренных выше програм- мах регулирования. Тяги и удельные расходы топлива отнесены здесь к их зна- чениям на максимальном режиме. Как видно, при программе 15. 1 обеспечи- вается наилучшая экономичность на режимах частичного и минимального фор- сажен, но коэффициент избытка воздуха as в этом случае изменяется в наи- большей степени, что должно специально учитываться при расчетах и проекти- ровании форсажной камеры сгорания. Рис. 15. 16. Расположение рабочих линий в поле характеристик компрес- сора прй различных способах дрос- селирования ТРДФ: 1—-по программе (15.1): 2—по программе («15.2); 3—по .программе (15.3) Рис. 15. 17. Сравнение протекания Суд. ф/Суд и a s при различных спо- собах дросселирования ТРДФ (Лк.р=12; Тг*=1200 К; аЕр=1,15): 1— (15.1); 2— (15.2); 3— (15.3) 15.6. ОСОБЕННОСТИ ПРОГРАММ РЕГУЛИРОВАНИЯ И ХАРАКТЕРИСТИК ДВУХВАЛЬНЫХ ТРД И ТРДФ В отличие от одновальных ТРД, которые имеют два основных регулируемых параметра турбокомпрессора — п и Д*, у двух- вальных ТРД таких параметров при — /ги, иБ и Тг*. (Частоту вра- щения РНД обозначают также п1г а РВД — /г2). Для их незави- симого изменения следовало бы иметь три регулирующих факто- ра. Но при нерегулируемых каскадах компрессоров и турбин регу- лирующих факторов у двухвального ТРД всего два —• 6.г и FKp. 384
Это позволяет изменять независимо только два из трех указанных параметров, например пн и Тг* или /гв и Тг*. Однако стремление к простоте конструкции, а также слабая зависимость режима ра- боты ротора высокого давления от изменения площади Лф явились причиной значительного распространения двухвальных ТРД с нере- гулируемой площадью Frp- У таких двигателей имеется возмож- ность независимого изменения только одного из указанных пара- метров, а два других изменяются при этом по определенному зако- ну. У двухвальных ТРД с нерегулируемой проточной частью (при FKP=const) могут рассматриваться три варианта программ регулирования: 7*=const; Лт=const; (15.4) пв=const; Лт—const; (15.5) «н=const; л *=const. (15.6) Заметим, что в данном случае, поскольку лт* = const, условия Тт* — const и 7’T*=const эквивалентны. Рассмотрим для каждой из этих программ характер изменения зависимых регулируемых пара- метров от температуры Тв*, определяющей режим работы, двига- теля. Рис. 15. 18. Изменение ин, пв и Тт* у двухвального ТРД при различных про- граммах регулирования (n*s=9): а—(15.4); б—(15.5); е—(15.6) При программе регулирования (15.4) с увеличением темпера- туры Тв* частота вращения /гБ увеличивается, а пв уменьшается (рис. 15.18,а). Объясняется это тем, что с увеличением Тв* сни- жается лке^= ЛкндЛквд, что приводит, как указывалось ранее, 185
к определенному рассогласованию работы первых и последних сту- пеней. На первых ступенях наблюдается увеличение углов атаки, а следовательно, и потребной работы на привод КНД при пн= — const. На последних ступенях углы атаки уменьшаются и сни- жается работа, требуемая для привода КВД с пв—const. Эффек- тивная же работа турбин при 7’|г* = const, как было установлено в подразд. 14.4, при этом не изменяется. В результате пи умень- шается, а /гБ увеличивается, что приводит к увеличению скольже- ния роторов S = nB/nn с ростом Тв*. При программе (15.5) с увеличением температуры Тв* темпе- ратура Тг* снижается, и тем более значительно, чем ниже расчет- ное значение Лквд- Это является следствием того, что турбокомп- рессор высокого давления ведет себя в данном случае как обычный одновальный ТРД с малым значением ЛК.Р, причем для него спра- ведливы зависимости, показанные на рис. 14. 7 при замене Тв* на 71 вд. Снижение Тг* при программе (15.5) вызывает более рез- кое уменьшение пн при увеличении Тв* по сравнению с програм- мой (15.4), как это видно из рис. 15. 18,6. При программе (15.6) увеличение Тв* требует повышения Тг*, а это приводит к возра- станию пв более сильному, чем при 7’r* = const (рис. 15. 18, в). Скольжение роторов во всех случаях с возрастанием Тв* уве- личивается, что благоприятно отражается на Л/<у. Заметим, что на установившихся режимах работы у рассматриваемых ТРД 5 однозначно определяется только степенью повышения давления воздуха в компрессоре, поэтому при всех рассмотренных програм- мах зависимость S—/(Лкб) является одинаковой. В области отсутствия ограничений и при одинаковых расчет- ных параметрах двухвальные ТРД каких-либо качественных от- личий от одновальных ТРД в протекании характеристик не имеют. Но выбор программы регулирования влияет на их количественные показатели. На рис. 15. 19 дано сравнение скоростных характери- стик двухвального ТРД при трех рассмотренных_программах регу- лирования, а на рис. 15. 20 показано изменение Тг*, пв и пп по Мн- Как видно, тяговые характеристики при программе (15. 4) занима- ют промежуточное положение. Здесь при всех числах М полета максимально используются температурные возможности двигателя. При программе (15. 5) вследствие снижения температуры Тв* с ро- стом Тв* получается «недобор» тяги при больших Мн. В случае же применения программы регулирования (15.6) тяга с ростом Мн возрастает наиболее интенсивно вследствие повышения Тг* и пв, что, в свою очередь, обеспечивает более интенсивное уве- личение Дуд и GB по Мн- Для одинаковых допустимых значений ГД на больших Мн при программе (15.6) будет «недобор» тяги при малых Мп- В случаях (15.4) и (15.5) Суд отличаются мало, так как с ростом Тв* понижение Тв* у двигателей с nB= const ком- пенсируется более высокими лк* у двигателей с 7Г* = const. В слу- чае (15.6) Суд при больших Мн несколько выше из-за роста 7'г*. Всережимное изменение площади Ккр позволяет обеспечить не- 186
зависимое задание двух регулируемых параметров с двухвального- ТРД. При использовании регулятора Гт*, обычно применяемого на- практике, возможные программы регулирования для этого случая имеют вид пи=const; Г*=const; (15.7) /гв—const; Г^—const. (15.8)- Применение программы nB=const; /2H=const не имеет смысла, так как при этом 5=const и двухвальный ТРД становится экви- валентным одновальному ТРД с нерегулируемым компрессором. Рис. 15. 19. Скоростные характеристики двухвального ТРД при различных про- граммах регулирования: Т—(15.4); 2—(15.Б); 3— (15.6) Рис. 15. 20. Изменение ип, «в и Тт* по- Мн (л*Е =9, /7=11 км) при различ- ных программах регулирования: 1— (15.4); 2—(15.5); 3—(15.6) При программе (15.7) для предотвращения повышения 7Г* с ростом Тв* необходимо увеличивать Fvv и соответственно Дтнд- При этом пв будет повышаться с ростом 7В*, но в меньшей степе- ни, чем при программе (15. 6). Рост Д по Ми при этом будет менее интенсивным, чем при программе (15.6), но более интенсивным, чем при (15.4) и (15.5). Преимущество программы (15.7) состоит в лучшем использовании возможностей двигателя по тяге в широ- ком диапазоне Мл. Ее недостаток — меньший рост S по Гв*, что снижает ДДУ при больших Мн (малых пн.пр). Программа (15.8) не имеет преимуществ перед (15.7), но сложнее в реализации. Двухвальные ТРД имеют, как правило, комбинированные про- граммы регулирования. Это объясняется требованием иметь мак- симально возможную тягу на всех режимах полета с учетом при 187
этом прочностных ограничений. У двигателей с лт*=const в каче- стве основной обычно используется программа (15.6). Раскрутка РВД и обеспечиваемый этим рост Тт* и GB при увеличении Мн бла- гоприятно сказывается на соотношении потребных и располагаемых тяг. Но после достижения /?в=двтах (или Т*~7*тах) для огра- ничения их дальнейшего роста осуществляется переход к програм- ме (15. 5). При Fj.p^var за основу принимается регулирование Т?* Рис. 15. 21. Пример комбинированной Рис. 15. 22. Скоростные характеристи- программы регулирования двухвального ки ТРДФ при комбинированной про- ТРДФ грамме регулирования по закону, обеспечивающему максимальное использование темпе- ратурных возможностей турбины. Пример подобной программы дан на рис. 15.21. Здесь при Т’в*<330К используется программа пн= =const; 7^* = const, приводящая к увеличению пв по Тв*. При 7'в*=330К осуществляется раскрутка роторов (на 3% по /?и) без увеличения Тт* (холодная раскрутка). При Тв*>400К принят оп- ределенный из условий прочности турбины закон снижения Т.т* по ТБ*, что приводит к замедлению интенсивности роста /гв по Тв*. При 7’б*=470 К достигается /гвтах и далее осуществляется регулирова- ние «B=const; Ti*=f (7В*), что соответствует ограничению по проч- ности РВД. Здесь же показан характерный для ТРДФ закон подачи 188
G^. При TB*=360K в данном случае осуществляется ступенча- тое увеличение GT. ф/рк* в целях повышения Тф*. Заметим, что мероприятия по поддержанию 1?* = const, рас- крутке роторов (ин увеличивается интенсивнее, чем/гв) и уменьше- нию Тт* по Те*, требующие увеличения ГКр, вызывают замедление роста S и снижение ДКу по сравнению со случаем FKp=const. На режимах форсажа дополнительным условием регулирова- ния двухвальных ТРДФ обычно может быть GT. ф/рк* — const, ли- бо 3tT*=const, и в этом отношении они не имеют отличий от одно- вальных ТРДФ. В качестве примера на рис. 15.22 показано протекание скоро- стных характеристик двухвального ТРДФ для Я= 11 км на режи- мах максимальном и полного форсажа для случая использования приведенной на рис. 15.21 комбинированной программы регулиро- вания турбокомпрессора. Характерным значениям Тв* на рис. 15. 21 в условиях Я^П км соответствуют Мн= 1,6; 1,9; 2,1 и 2,4. Как видно из рис. 15. 22, при сменах программ регулирования на харак- теристиках появляются слабо заметные изломы, а в момент осуще- ствления раскрутки и ступенчатого повышения GT. ф/рк* — уступы в зависимостях тяг и удельных расходов топлива от ,МН. При М.н= —1,6 увеличение R и Яф объясняется возрастанием вследствие рас- крутки роторов GB, Як* и небольшим увеличением Тт* (вызванному повышением лт* при 7’T*=const). На Суд и Суд. ф это влияет мало. При Мн=1,9 увеличение Ст,ф/рк* приводит к повышению и Суд. ф из-за возрастания Тф*. В протекании дроссельных характеристик двухвальных ТРД и ТРДФ нет каких-либо существенных отличий от соответствующих характеристик ТРД и ТРДФ с регулируемым компрессором. Ха- рактерным является увеличение S при дросселировании (более ин- тенсивное уменьшение пи, чем пв). Этим обеспечиваются достаточ- ные для условий эксплуатации запасы устойчивости компрессора. 15.7. ПОДОБИЕ РЕЖИМОВ РАБОТЫ ТРД В технической документации на двигатели даются их характе- ристики, приведенные к стандартным атмосферным условиям. При- ведение данных испытаний к стандартным условиям осуществляет- ся обычно по формулам, получаемым с использованием теории по- добия. Для осуществления подобия течения газовых потоков в геомет- рически подобных элементах ГТД на установившихся режимах их работы должны выполняться определенные условия. Для компрес- соров и турбин условием газодинамического подобия является по- стоянство чисел М в абсолютном и переносном движениях; для входных устройств — постоянство Мн и чисел М на выходе; для элементов ГТД, имеющих форму каналов (сопло, диффузор), — по- стоянство чисел М в каком-либо характерном сечении и т. д. Подо- бие течений при определенных условиях может осуществляться также в группе элементов двигателя или сразу во всем двигателе. В таком случае можно говорить о подобии режимов данной груп- 189
пы элементов (частичное подобие) или двигателя в целом (полное подобие). Важное практическое значение для ГТД имеет рассмотрение подобия режимов турбокомпрессорной части двигателя, т. е. всех элементов, расположенных между входом в компрессор и крити- ческим сечением выходного сопла. При сверхкритических перепа- дах давлений в выходном сопле, т. е. при условии Мкр=1, един-, ственным критерием, определяющим подобие режимов работы тур- бокомпрессора, является равенство чисел М„ по окружной скоро- сти или, что то же самое, равенство приведенных частот вращения. Достаточность этого условия была доказана в гл. 11 при рассмот- рении совместной работы элементов турбокомпрессора. В указан- ном случае подобие режимов обеспечивает неизменность располо- жения рабочих точек на характеристиках компрессора и турбины (случай лт* = const) и, как следствие, равенство <7(ХВ), лк*, лт*, Тт*]Тц*, Лк*, Л?* и других относительных величин. При докритических перепадах давлений в нерегулируемом вы- ходном сопле для осуществления подобных режимов турбоком- прессора взамен условия Мкр= 1 необходимо иметь, кроме /гпр= =const, равенство еще одного критерия подобия. Им может быть параметр д(ХЕ), отношение давлений рв*/рКр и др. Следует заметить, что при указанных условиях режимы рабо- ты камер сгорания, строго говоря, не являются подобными. Это объясняется сложностью физико-химических процессов в камерах сгорания и зависимостью их от ряда других критериев подобия, кроме чисел М. Но вносимые этим погрешности в отклонение сред- них параметров на выходе ш,' камеры сгорания от значений, соот- ветствующих условиям подобия, как показывает опытная провер- ка, весьма незначительны. Требование геометрического подобия означает, что все регули- руемые элементы проточной части, как-то: поворотные лопатки, регулируемые сопла, подвижные элементы входного устройства и т. п., должны находиться в одном и том же неизменном положе- нии или в одинаковых положениях. Для обеспечения полного по- добия должно соблюдаться также геометрическое подобие всех элементов силовой установки, обтекаемых внешним потоком, а также равенство углов атаки и скольжения. Достаточным условием подобия для двигателя в целом (при наличии геометрического подобия) является равенство двух кри- териев подобия: Мя = const; /г1ф—const. (15.9) Достаточность этих условий для обеспечения полного подобия режимов двигателя вытекает из рассмотренных ранее положений о критериях подобия для турбокомпрессора, входного устройства и выходного устройства. При наличии геометрического подобия (^KP=const) условие (15.9) обеспечивает подобие режимов рабо- ты турбокомпрессора, а следовательно, равенство <?(ZB) и pt*!p^*. Постоянство же Мн и g(Xn) служит достаточным условием подо- 190
бия для входного устройства, следствием которого является посто- янство рЕ*/рн*- Наконец, критерием подобия для выходного устройства, как указывалось в гл. 10, служит условие jxc.n=eonst Р* (при Мн=const), что также выполняется, поскольку лс>п——* X X----= const. В двухвальных ТРД при условии Мн=const полное Рн подобие режимов двигателя при геометрическом подобии обеспе- чивается равенством приведенных частот вращения одного из ро- торов. Очевидно, что при ,Мн=0, единственным определяющим условием подобия является равенство ипр (или /гн.пр). Газодинамическое подобие режимов двигателя характеризуется тем, что любые безразмерные отношения параметров газового по- тока, взятые в соответственно расположенных сечениях двигателя, остаются неизменными. В частности, в таком случае выполняются следующие соотношения: * • J t Q . ——=const; -V- = const; —~=const; М,—const; т]/=const, Рн Th Vt\ 7 (15. 10) где индекс «/» обозначает произвольное сечение газовоздушного тракта двигателя, а «/» — любой из его элементов. Необходимо помнить, что подобие режимов ТРД осуществля- ется лишь приближенно. Основными допущениями, определяющи- ми приближенность теории подобия для ТРД, являются: 1) авто- модельность по числам Re режимов работы всех элементов двига- теля, т. е. наличие условия Re>ReKP; 2) отсутствие теплообмена с внешней средой и независимость физических констант сжимаемого газа (k, R) от изменения температуры газового потока, влажности воздуха, а также от состава смеси на подобных режимах работы двигателя; 3) подобие полей скоростей, давлений и температур набегающего потока и его стационарность на подобных режимах работы двигателя. Эти допущения обычно не приводят к значи- тельным погрешностям, поэтому теория подобия успешно исполь- зуется на практике. При работе ТРД на подобных режимах абсолютные значения R, GB, G-r, СУд и других параметров оказываются в общем случае различными. Однако, пользуясь основными условиями подобных режимов и, в частности, соотношениями (15. 10), можно найти связь между параметрами двигателя на подобных режимах. Для расхода воздуха такая связь была установлена в теории компрессоров, где было доказано, что_на подобных режимах ком- прессора имеет место условие GB ^/Т*/рв~ const или (поскольку ТЛ=ТН) Ов]/7^//?*=const. Учитывая, что при полном подо- бии режимов двигателя оВх=const, для GB на этих режимах выпол- няется условие GB]/7X/^=const. (15.11) 19]
Для ТЯГИ двигателя указанная связь может быть легко полу- чена, если, например, формулу R = GB(cc— V) представить в виде следующего тождества: Все комплексные параметры, входящие в правую часть выраже- ния (15. 12), при подобных режимах работы ТРД согласно (15. 10) • сохраняются неизменными. Следовательно, на этих режимах Rlpn =const. (15. 13) Для удельной тяги, как следует из (15. 12), Ryu /1 / Д сс V \ поэтому на подобных режимах = const. (15.14) 3600сп(Г*— 7'Д Для удельного расхода топлива сул=--------------— мож- ~ЧгН tiRya но написать уМ, Суд _ ЗбОО(Г^-Г^) Ут» RyjVr^ Величины в правой части этого равенства при подобных режи- мах работы ТРД остаются неизменными, поэтому Vt const. (15. 15) си угн Для одинаковых топлив (Ни~const) и в предположении посто- янства т]г и сп на подобных режимах ТРД ^21- = const. (15.16) Ут и Аналогично для часового расхода топлива Рн У тн Полученные комплексные параметры (15. 11) — (15. 17), кото- рые при работе двигателя на подобных режимах сохраняются по- стоянными, носят название параметров подобия. Очевидно, они яв- ляются функциями только двух независимых величин — критериев подобия Мд и /гпр. 192
15.8. ПРИВЕДЕНИЕ ДАННЫХ ИСПЫТАНИЙ ТРД К СТАНДАРТНЫМ АТМОСФЕРНЫМ УСЛОВИЯМ С использованием теории подобия решается задача о приведе- нии данных испытаний ТРД к стандартным условиям. Эта задача состоит в том, чтобы по данным испытаний ТРД при каких-либо известных атмосферных условиях определить данные того же дви- гателя при стандартных условиях. С этой целью для заданных ат- мосферных условий находят режим, подобный стандартному. В по- лете это требует выполнения двух условий: Мн— const и ппр= const. На стенде достаточно соблюдение одного условия: ипр=const, по- скольку Мн=0. Рассмотрим приведение данных стендовых испытаний ТРД к стандартным атмосферным условиям. На стенде режим ТРД, подоб- ный его режиму в стандартных условиях (рн= 101 300 Па, Тн= = 288 К), может быть установлен подбором соответствующей ча- стоты вращения ц3ам, исходя из условия п^=п3.тУ^Гн, (15.18) где ппр — частота вращения двигателя при стандартных условиях; «зам •— замеренная частота вращения. Установленный таким образом режим работы двигателя отли- чается тем свойством, что все его относительные параметры, в том числе параметры процесса и КПД элементов, являются такими же, какие имел бы этот двигатель в стандартных условиях при заданном ппр. Одинаковыми на сравниваемых режимах должны быть также параметры подобия для тяги, удельного расхода топ- лива и др. Это позволяет расчетным путем определить данные дви- гателя в стандартных условиях по замеренным данным на режи- ме, подобном стандартному. Для определения АПр используется равенство (15. 13), откуда °°. (15.19) ZV/зам Из равенства на подобных режимах ТРД параметра подобия для Суд определяется Суд. пр по формуле £ул.пр — ^уд.зам ]/<288/7'Язам. (15.20) Аналогичным путем находятся формулы для GB. пр и GT. щ,: С —С 101300 ^в.пр 'Лв.зам РН зам Н зам. 101300 ooq ’ '“'тдф 'Лг.зам _ Рн зам (15.21) 1 Н зам Обычно при испытаниях ТРД не ограничиваются получением одного или нескольких режимов, а снимают полностью его дрос- сельную характеристику, которую затем приводят к стандартным условиям. Метод приведения данных испытаний ТРД, имеющих регули- руемую проточную часть, требует при установлении подобных ре- жимов соблюдения геометрического подобия. Оно должно специ- 7 3647 193
ально обеспечиваться, если указанное регулирование не прово- дится в однозначной зависимости только от /гдр. Данные летных испытаний приводятся к стандартным атмо- сферным условиям аналогичным способом, с той лишь разницей, что подобие устанавливается по Мл и /гпр, а замеренные парамет- ры приводятся к САУ на каждой заданной высоте. В формулы приведения конкретных двигателей могут вводить- ся опытные поправочные коэффициенты, учитывающие влияние влажности воздуха, а также уточняющие влияние Тн на теплоем- кости и показатели адиабаты процесса, температурные расшире- ния деталей и т. д. 15.9. ВЛИЯНИЕ ДАВЛЕНИЯ, ТЕМПЕРАТУРЫ, ВЛАЖНОСТИ ВОЗДУХА И УГЛА АТАКИ САМОЛЕТА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ В инженерной практике часто возникает задача, обратная при- ведению к САУ: определение по приведенным характеристикам данных двигателя в реальных атмосферных условиях. Рассмотрим вначале физические причины влияния атмосферных условий и влажности на У? и Суд. Изменение давления рц при неизменности Тн, Мн и п приводит к изменению тяги, пропорциональному рн, и практически не влияет на Суд. Объясняется это соблюдением условий подобия режимов двигателя (15.9), что, как следует из (15. 13) и (15.16), дает .R/pir=const и Суд=const. Изменение температуры Тн влияет более значительно на изменение данных двигателя, чем рн, так как при /т—const из- меняется пар и режим работы двигателя. Увеличение Тн, например, приводит к уменьшению /гпр, что вызывает снижение лк*. Умень- шается такжеА=7г*/7’н (например, при n=const; TV* —const), что яриводит к снижению Куд. Уменьшение <ДХБ) приводит к снижению Св. В результате R значительно снижается с ростом Гн, а Суд уве- личивается. Увеличение Суд объясняется ухудшением использова- ния тепла в связи с уменьшением лк*. Количественное влияние Ты таково, что ее повышение от —30 до -}-45о С у ТРД на максималь- ном режиме уменьшает тягу приблизительно в 1,5 раза и увеличи- вает Суд примерно на 15%. Это обстоятельство должно учитывать- ся при переходе на летнюю эксплуатацию, в условиях жаркого кли- мата и в других подобных случаях. При наличии высотно-скоростных и дроссельных характеристик, соответствующих САУ, значения тяги (мощности) и удельного рас- хода топлива при отклонении рн и Тн от стандартных могут быть легко определены (в области отсутствия ограничений и при регу- лировании двигателя только по /?Пр). Для этого при заданных Тн и п нужно найти Пщ,, по этому значению определить и Суд. пр и обратным пересчетом по формулам (15. 13) и (15. 16) найти /?3ам И Суд. зам- 194
Рнс. 15.23. К определению влияния tH на данные ТРД 7* 195
В указанных целях удобным является представление характе- ристик двигателя в параметрах подобия, т. е. в виде зависимостей Rlp’n и Суд/1ЛГ^ от «пр и Мн. Графики такого типа заменяют скоростные, высотные и дроссельные характеристики одновремен- но. Если нужно иметь данные о влиянии рн и Тн на одном режиме двигателя, например максимальном (т. е. при п—const), то исходные высотно-скоростные характеристики удобно перестраи- вать в виде зависимостей R/рн и Суд Рис. 15. 24. Качественное влия- ние местного угла атаки на по- терю тяги ТРДФ от Мн и tH, как показано на рис. 15.23. По этим графикам, зная tn и Мн, мож- но сразу определить. Суд и R/рн, а зная барометрическую высоту и соответст- вующее ей рн, найти R. Такие характе- ристики справедливы в области, где можно пренебречь влиянием Re. Изменение влажности воз- духа влияет на данные двигателя вследствие наличия в воздухе водяного пара. При низких температурах возду- ха его абсолютная влажность незна- чительна. Но при взлете и полете на малых высотах в условиях жаркого климата и высокой относительной влажности абсолютная влажность до- стигает значений d=0,04...0,05 и ее влияние на R и Суд становится сущест- венным. Влияние влажности объясняется в основном тем, что газовая постоянная Rv водяного пара примерно в 1,6 раза выше, чем у воздуха, что увеличивает теплоемкость влажного воздуха в срав- нении с сухим при почти неизменном показателе адиабаты. Увеличение У?г=Двл. возд/Rcyx. возд приводит к увеличению ско- ростей звука в потоке и, как следствие, к снижению Мм и Пщ>, при- чем /г11р.вл=япр.суХ1/ 1/А?г. Снижение finP приводит к уменьшению Лк* и /?ул. Уменьшается также GB из-за снижения его плотности вследствие повышения /?г. Это приводит к уменьшению тяги. Ухудшается и экономичность двигателя из-за снижения 7?уд и ро- ста Q (из-за увеличения теплоемкости сп). В среднем для ТРД уве- личение с? от 0 до 0,05 приводит к снижению R на 3—4% и к уве- личению Судна 4—5%. Изменение угла атаки а. Как указывалось в гл. 9, у осесимметричных и у плоских воздухозаборников с вертикальным расположением клина увеличение угла атаки а приводит к значи- тельному снижению коэффициента овх. Снижаются также коэффи- циенты <р и АЛу. вх. В результате уменьшения оВх падает давление в тракте двигателя и снижается перепад давлений в сопле и ско- рость истечения. Пропорционально сгвх снижается и GB. Уменьше- ние q> вызывает возрастание Схдоп. Влияет также, но в малой сте- 196
пени, отклонение вектора тяги от направления полета. Все это при- водит к снижению тяги двигателя и к ухудшению его экономично- сти. На рис. 15.24 показан примерный характер зависимости отно- сительных потерь тяги на форсаже от угла атаки и Мн для воз- духозаборников указанного типа. Как видно, при больших а эти потери могут достигать ~ 20%. Характеристики силовой установки с воздухозаборниками, рас- положенными под крылом (фюзеляжем) или имеющими верхнее горизонтальное расположение клина, ухудшаются на положитель- ных а в меньшей степени, но они более чувствительны к отрица- тельным а. 15. 10. ПЕРЕХОД ОТ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ К ХАРАКТЕРИСТИКАМ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ Ранее уже отмечалось, что тяга и удельный расход топлива си- ловой установки 7?Эф и Суд. оф отличаются от R и Суд двигателя на- личием дополнительных потерь, создаваемых самими элементами силовой установки. Выделение этих потерь и оценка их численных значений представляет значительные трудности по той причине, что для компоновок современных самолетов характерна глубокая ин- теграция силовой установки и планера, которая диктуется интере- сами наиболее полного использования положительной интерферен- ции и требованиями получения удовлетворительной структуры пото- ка на входе в воздухозаборники. При определении аэродинамических характеристик самолета пу- тем натурных или модельных продувок в аэродинамической трубе, если правильно смоделирован проток воздуха через двигательные гондолы, все указанные внешние потери силовой установки авто- матически учитываются в поляре самолета и не требуют какого- либо дополнительного учета. Но такая поляра будет соответство- вать только одному режиму работы двигателя, для которого смо- делирован проток воздуха и геометрические формы входного и вы-’ ходного устройства. При изменении режима работы двигателя изменяется как расход воздуха, так и положение регулируемых элементов воздухозаборника и сопла, что не всегда легко учесть. При решении вопросов согласования режимов работы элемен- тов силовой установки и их оптимального регулирования нужно оценивать потери силовой установки не в сумме с потерями пла- нера, а знать их отдельные составляющие. Только при таком под- ходе можно правильно определить пути совершенствования сило- вой установки в целом. В общем случае снижение 7?0ф и увеличение Суд. 8ф при установ- ке двигателя на самолете связано с наличием дополнительных внут- ренних потерь и внешних сопротивлений. Внутренние потери (неучтенные при определении тяги R) могут создаваться в газовоздушных трактах входных и выходных устройств. В современной практике внутренние потери входных устройств учитывают в расчете внутренней тяги двигателя с помо- 197
щыо стандартной зависимости оВх=/(Мн). Поэтому для конкрет- ной силовой установки приходится только вводить поправки для учета отклонений от этой зависимости. Внутренние цотери выход- ных устройств учитываются коэффициентом Нс, которым также корректируется тяга /?. Внешнее сопротивление создается входным и выходным устрой- ствами, гондолой двигателя и системами слива и перепуска возду- ха. Методы их оценки были рассмотрены в гл. 9 и 10. Если внутрен- ние потери учтены в расчете R, то эффективная тяга равна ^эф -^внеш Д^эф» где ХВнеш== ^доп4_^обН~^гонд4"-^корЧ_-^дон~1~-^пер суммарное сопро- тивление давления, создаваемое элементами силовой установки, обтекаемыми внешним потоком. Внешнее сопротивление удобно оценивать по относительным потерям эффективной тяги Д^эф= —= Д^доп + + Д^гоид + Д^кор + Д^дон + Д^пер + Д^тр» J\ где Д/?/== 100%. R Соответственно Сул-эф=Суд R R — Л/?эф С 1 Ул 1 - Д Лэф На рис. 15.25 показана зависимость суммарных от- носительных потерь эффек- тивной тяги силовой уста- новки с ТРДФ на режимах полного форсажа от Мл и высоты полета для Мр,вх=2. Как видно, в расчетных ус- ловиях работы воздухозабор- ника (при Мн = 2 и Н~ = 11 км) суммарные внеш- ние потери составляют около' 1 % от тяги двигателя на этом режиме. Наибольшие внешние сопротивления си- _ пе „ т-ц м и ловая установка имеет при Рис. 15.25. Зависимости Д/?8ф от Мн и Н . 1Д ХарактеД. и то, что относительные по- тери эффективной тяги увеличиваются при уменьшении Н. Увеличе- ние А/?вф при уменьшении Н ниже 11 км при Мн = const объясня- ется тем, что при этом снижаются <7(ЛВ) и лк*> а также падает по- требный коэффициент расхода воздухозаборника, что приводит к возрастанию ЛдОП и ХКОр- Примерное распределение суммарных потерь эффективной тяги силовой установки между отдельными составляющими при полете 198
v земли на режиме полного форсажа показано на рис. 15.26. Кри- вая 1 соответствует суммарным потерям эффективной тяги, кри- вая 2 — тем же потерям за вычетом потерь перепуска, кривая 3 характеризует суммарные потери, создаваемые входным устройст- вом, причем последние состоят из дополнительного сопротивле- ния— кривая 4 и сопротивления обечайки. При Мн<0,85 суммар- ное сопротивление воздухоза- борника меньше дополнитель- ного, так как на обечайке воз- никает подсасывающая сила. При переходе на понижен- ные режимы работы двигателя обычно относительные потери эффективной тяги силовой ус- тановки повышаются, что объ- ясняется снижением внутрен- ней тяги при неизменном или даже возрастающем абсолют- ном значении внешних потерь. Рост внешних потерь, как ука- зывалось в гл. 9 и 10, происхо- дит при выключении форсажа и при уменьшении потребного коэффициента расхода возду- хозаборника. Потери эффектив- ной тяги увеличиваются также Рис. 15.26. Составляющие потерь эффек- тивной тяги (Мр.вх=2; Н=0) при возрастании максимального расчетного числа М полета для входного и выходного устройств. Резкое возрастание потерь при М/т>Мр.вх (штриховая линия на рис. 15.25) вызвано ограничением пропускной способности возду- хозаборника, имеющего фиксированную площадь входа, так как при МН>МР.ВХ <р=1. Это уменьшает овх и приводит к снижению внутренней тяги двигателя.
Глава 16 ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ РЕЖИМОВ РАБОТЫ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК С ТРД И ТРДФ При регулировании авиационных силовых установок, помимо обеспечения наивыгоднейшего протекания характеристик, необ- ходимо исключить механические и тепловые перегрузки в отдель- ных деталях и узлах конструкции и обеспечить устойчивую работу всех элементов. Однако при широком диапазоне высот, скоростей полета и режимов двигателя одновременное выполнение вышеука- занных требований затруднено. Рассмотренные в подразд. 14. 1 программы регулирования не во всех случаях достаточно полное учитывают требования по газодинамической устойчивости двига- теля и прочности отдельных его деталей и узлов. Поэтому прихо- дится вводить эксплуатационные ограничения режимов работы си- ловой установки, несмотря на ухудшение в некоторых случаях ее тяговых и экономических характеристик. Как правило, указанные ограничения осуществляются системой автоматического регулиро- вания (САР). Но часть из них осуществляется экипажем в процес- се пилотирования самолета. Невыполнение установленных ограни- чений может привести к перегреву и механическим повреждениям деталей конструкции, необходимости выключения (или самовыклю- чению) двигателя. Различают три основных группы эксплуатационных ограниче- ний — по устойчивости, по прочности и связанные с конструктив- ными особенностями агрегатов в системе топливопитания и регули- рования двигателя, из которых ниже рассмотрено только ограниче- ние по производительности топливных насосов. 16.1. ОГРАНИЧЕНИЯ ПО УСТОЙЧИВОЙ РАБОТЕ Ограничения по устойчивой работе компрессора. Необходимость их введения диктуется тем, что запас устойчивости компрессора АКу может при некоторых условиях снижаться до недопустимо малых значений. 1. Одной из причин наступления опасных с точки зрения сры- ва и помпажа режимов работы компрессора является значительное 200
'изменение в условиях полета п11р (см. рис. 14. 6), связанное с изме- нением Тв* при п=лтяУ—const, поскольку (16.1) Если ппр при ГБ*=288К принять за 100%, то на высоте 11 км при Мн=2 Пщ, снижается до 86%, а при Мн=3— до 69%). Уве- личение Н до 11 км при малых V и низких Тн приводит к увели- чению «пр примерно до 110—115%). Такое изменение Пщ, (как вид- но из рис. 14.6) может быть дос- таточным для того, чтобы воз- никла неустойчивая работа ком- прессора. Для выявления режимов по- лета и режимов работы двигате- ля, при которых необходимо вве- дение ограничений по устойчи- вой работе компрессора, обычно поступают следующим образом. С использованием характеристи- ки компрессора (рис. 16.1) стро- ят график зависимости ДКУ от пПр (рис. 16.2). В рассматривае- мом примере (нерегулируемый компрессор с Дк.р =9,5) рабочая линия пересекает границу устой- чивых режимов в точках н и в (см. рис. 16.1), соответственно равных «Пр.п и Нпр.в- Но практичес- кий диапазон устойчивой работы двигателя с данным компрессо- ром всегда уже. Он лежит между точками 1 и 2, при которых за- пас устойчивости достигает ми- нимально допустимых значений (ДДУ min) п И (ДКУт1п)в (СМ. рИС. 16.2). Значения Д/\у тт устанавли- Рис. 16.1. Пример расположения ра- бочей линии на характеристике нере- гулируемого осевого компрессора чаются специальными испытания- ми и опытом эксплуатации. Точками 1 и 2 на рабочей линии, в которых ДДу достигает ми- нимально допустимой величины, соответствуют определенные точки на высотно-скоростных характеристиках ТРД. Они нанесены на рис. 16. 3, причем линия 1—1 соответствует началу ограничений по «нижнему срыву», т. е. по ппр—«пртш, а линия 2—2 — по «верхне- му срыву», т. е. по Лпр=Плртах. В области отсутствия ограничений принята программа регулирования n=const; Tr* = const. Штри- ховая линия, соединяющая точки 7, соответствует условию посто- янства температуры Тв*. Эта температура является максимально допустимой для двигателя в области отсутствия ограничений и в 201
соответствии с формулой (16. 1) равна ГвШах= 288/г.щах/ml Штриховая линия, соединяющая точки 2, также соответствует оД] наковым, но уже минимально допустимым значениям температур 7 в mln ==' 288/Zmax/^np max- Рис. 16. 2. Характер протекания ДКУ по nDp у нерегулируемого компрессора Чем выше Ицртах, тем более низкой является минимально до-, пустимая температура ABInin начала ограничений по «верхнему^ срыву». Соответственно, чем ниже «прпип, тем выше максимально^ допустимая температура Автах, при которой достигается ограни-,' чение по «нижнему срыву». ' Как видно из рис. 16. 3, линии начала ограничений по устойчи-j вой работе компрессора располагаются на высотно-скоростных ха-1 рактеристиках при Я<11 км наклонно, так как одной и той же* температуре Тв* из-за снижения Тн при увеличении Я соответству- ют меньшие числа Мн. При Я>11 км линии начала ограничений, располагаются вертикально, так как здесь условию 7’B* = const со-; ответствует Мн=const. ! Теоретически высотно-скоростные характеристики могут быть' рассчитаны с использованием заданной характеристики компрес-' сора вплоть до точек я и в, в которых ДКУ=О. Однако в областях, между точками 1 и н и 2 и в характеристики не могут быть реа- лизованы, так как ДКУ здесь меньше допустимого. Эти области' являются недозволенными для работы двигателя с п=птах. Защи- та от попадания двигателя в области опасных режимов осущест-. вляется САР. Для обеспечения устойчивой работы двигателя с нерегулируе- мым компрессором в области ограничения по «верхнему срыву», т. е. при необходимо изменить программу регулиро- 202
И.П1ИЯ двигателя таким образом, чтобы рабочая точка на характери- < гике компрессора в этой области режимов находилась все время па безопасном удалении от границы устойчивой работы компрессо- ра, Поскольку уменьшение Тв* приводит к перемещению при «= const рабочей точки I'.uepx по рабочей кри- вой, то указанное тре- бование может быть выполнено, если зафик- । ировать рабочую точ- ку на характеристике । омпрессора, т.-е. пе- рейти в этой область режимов к программе регулирования «Пр= = Пир max=const. Дей- ствительная (физичес- кая) частота вращения в таком случае должна уменьшаться при сни- жении температуры /„*. При этом режимы работы турбокомпрес- сора (при нерегулируе- мой проточной части) будут подобными, а параметры лк*, q(KB), 1Г*1ТВ*, лт* и др. — постоянными. Темпера- тура Тг* будет умень- Рис. 16. 3. Высотно-скоростные характеристики для максимального режима работы ТРД с линиями ограничений по устойчивой работе компрессора шаться по мере сниже- ния частоты вращения в соответствии с ус- ловием Уг.пр—?’г/7’в = —const. Условие подобия режимов работы турбокомпрессора позволя- ет весьма просто рассчитать характеристики двигателя в области ограничений по «путах, поскольку все необходимые для такого расчета данные определяются формулами подобия. Программа регулирования двигателя в рассматриваемой области может быть записана в виде условия «пр=const; 7г.п₽=const (16-2) Характеристики ТРД по числу М полета, рассчитанные с уче- том ограничений по «пртах, изображены на рис. 16.4, а. На рис. 16. 4, б показано изменение по Мн—GB, Тт*, п и ?гпр. Точки 2 на рис. 16.4 соответствуют началу ограничения по «прmax- Правее точек 2 принята программа регулирования (14.2), а левее то- чек 2—(16.2). Штриховыми линиями показано протекание ха- 203
рактеристик и изменение параметров двигателя при условии, чт< между точками 2 и в рабочей линии, несмотря на недостаточны! запас устойчивости, продолжает использоваться программа регу лирования (14.2). Точки в в таком случае соответствуют условии наступления «верхнего срыва». Рис. 16.4. Скоростные характеристики ТРД при Лк,,=9,5; /7=11 км (а) и изменение основных параметров двигателя по Мн (б), построенные левее точек 2 с учетом ограничения по ппр тах Характерной особенностью протекания характеристик в обла- сти ограничения по пПртах является интенсивное снижение тяги при уменьшении числа М полета (левее точки 2, рис. 16. 4, а). Это. объясняется уменьшением п и, следовательно, снижением Тг*, и GB при программе регулирования (16.2) по сравнению с про-' граммой (14.2). При программе регулирования (16.2) Суд для ТРД получается несколько меньшим, чем при (14. 2). Объясняется' это снижением температуры Тг* при уменьшении Мн и приближе- нием ее к Гр.эк, которая обычно ниже 7^ max- У ТРДФ в области ограничения по лПртах можно использовать различные программы регулирования, как показано на рис. 16. 5а Если исходить из условия Екр. ф=const, то в этом случае для обеспе- чения неизменности режима работы турбокомпрессора, как следует из (14. 11), требуется иметь лир=const; Д* пр=const; 7ф.„Р=const. (16.3), При этом тяга в области ограничения по пПртах падает очень ин- тенсивно с уменьшением Мн вследствие снижения как Тг*, так и Тф*. Но снижение степени форсирования при условии 7ф.па= =7'ф/Гв=const приводит к снижению Суд. ф по сравнению с гго протеканием при отсутствии ограничения по пПр max- 204
При F'Kp. ф=уаг в рассматриваемой области может быть исполь- швана программа регулирования, обеспечивающая постоянство /*(||*> т. е. nnp=const; 7’r.,iP=const; Theorist (16.4) В этом случае, как следует из (14. 11), для получения на фор- сажных режимах Тф* —const при jrT*=const и 7’r.np=const необ- ходимо иметь /7Кр.ф|/<^=const. Программа регулирования (16. 4) обеспечивает более вы- сокие значения тяги, чем (16.3), но при худ- шей экономичности. Особенностью ТРД и ТРДФ с нерегулиру- емой проточной частью (пли при регулирова- нии по лпр) в области ограничений ПО Лпртах является то, что при -.аданном числе М по- лета тяга двигателя не изменяется при изме- нении температуры воз- чуха Тн, а при измене- нии атмосферного дав« .пения она изменяется пропорционально рн: удельный же расход топлива изменяется пропорционально |'7Д. Это следует непосред- ственно из формул по- добия, рассмотренных в гл. 15. Для защиты одно- вальных ТРД и ТРДФ с нерегулируемыми компрессорами от неус- тойчивой работы в об- ласти пониженных зна- чений ппр (при Тв*> ?> гаах) используется открытие лент перепус- ка воздуха. При этом правее точек 1 (участок л—Л) резко падает тя- га двигателя и ухуд- шается его экономич- ность (см. рис. 16.5). Рис. 16.5. Скоростные характеристики ТРДФ при Л*р=9,5; /7=11 км (а) и изменение по Мн тем- ператур Гг* и Тф* (б), построенные с учетом огра- ничений по устойчивой работе компрессора: Л—по программе (16.'3); В—по программе (16.4) 205
У двухвальных двигателей и у двигателей с компрессорами, регу4 лируемыми поворотом лопаток направляющих аппаратов ряда сту«| пеней, а также у одновальных двигателей с нерегулируемыми ком* прессорами, имеющими малые Лк.р, как правило, ограничения по «пр min отсутствуют. 2. На характеристики газодинамической устойчивости компрес-: сора, как показывают исследования, отрицательное влияние оказы- вает уровень неравномерности и нестационарностп потока на вхо- де в двигатель. В самолетной компоновке этот уровень определя- ется конструкцией и условиями работы входного устройства. С ро- стом числа М полета, углов атаки и скольжения самолета нерав- номерность и нестационарность потока перед двигателем (особенно' при коротких входных каналах) возрастают и могут достигать та- кого уровня, при котором даже на установившихся режимах рабо- ты двигателя запас газодинамической устойчивости компрессора оказывается меньше минимально допустимых значений. Это за- ставляет вводить ограничения по максимальным перегрузкам са- молета (т. е. по углам атаки и скольжения) в области больших' чисел М полета, а в отдельных случаях ограничивать и макси- мальную высоту полета самолета значениями, меньшими статиче- ского потолка (где углы атаки достигают особенно больших зна- чений) . 3. К числу ограничений по устойчивой работе компрессора на некоторых двигателях относится запрещение вывода ТРД на мак- симальный режим без прогрева. Снижение запаса устойчивости при максимальной частоте вращения двигателя в этом случае объ- ясняется увеличением радиальных зазоров на последних ступенях компрессора (тонкий корпус компрессора прогревается быстрее, чем ротор), а также тем, что поток воздуха, интенсивно отдавая тепло элементам конструкции, сам охлаждается. Снижение темпе- ратуры воздуха па выходе из компрессора приводит к увеличению плотности и снижению скорости воздуха на последних ступенях. По указанным причинам возможно появление «верхнего срыва»; при «пР<«пртах> тогда как у прогретого двигателя при этом обес- печивается достаточный запас устойчивости. 4. Ряд эксплуатационных ограничений по устойчивой работе компрессора обусловлен сильными нестационарными возмущениями потока воздуха на входе э двигатель. Эти возмущения могут в отдельных случаях приводить к серьез- ным нарушениям в работе силовой установки — помпажу компрессора, выклю- чению форсажа и самовыключению двигателя. Механизм нестационарных воздействий на газодинамическую устойчивость ГТД весьма сложен и рассматривается в специальной литературе. Здесь отме- тим только, что основное влияние оказывают неравномерность температурного поля и быстрое (по времени) повышение температуры перед компрессором, на- пример, при попадании горячих газов на вход в двигатель от двигателей впе- реди летящего летательного аппарата. Это приводит к быстрому и значитель- ному снижению пПр и <?(Хв) при мало изменяющемся давлении за компрессором, рк, а значит, и Дк, что обусловливает смещение рабочей точки на характери-, стике компрессора в сторону границы помпажа (по линии 1—1' на рис. 16.6). В этих условиях элементы системы автоматического регулирования двига- теля, обеспечивающие его устойчивую работу на установившихся режимах, 206
С-в.пр Рис. 16.6. Изменение режима ра- боты компрессора при тепловом воздействии и указанном переходном режиме работают неэффективно. Так, например, вслед- ciвие инерционности роторов турбокомпрессора физическая частота их враще- ния практически не меняется, не успевает измениться при этом и подача топ- лива. Остаются неизменными также углы установки регулируемых направляю- щих аппаратов (если не менять их положение по специальному предваритель- ному сигналу) и скольжение роторов двух- кального компрессора. Любой компрессор в них условиях ведет себя как нерегулируе- мый. При этом существенное влияние на устойчивость процесса оказывают нерав- номерность и нестационарность потока. Из- меняются также состав топливовоздушной смеси и физико-химические свойства рабо- чего тела в случае попадания в двигатель имеете с потоком воздуха продуктов сгора- ния и, хотя эти эффекты не являются опре- деляющими, они приводят в некоторых слу- чаях к ухудшению процесса горения. К числу мер предупреждения неустой- чивой работы ГТД в указанных условиях относятся: кратковременное уменьшение («сброс-») подачи топлива в камеру сгорания в мо- мент воздействия с последующим выводом двигателя на исходный режим. Реализуе- мый при этом переходный режим работы компрессора изображен на рис. 16.6 линией 1—2— 3—4—/; поворот направляющих аппаратов груп- пы первых ^ступеней на прикрытие и пос- ледних — на открытие в целях кратковре- менного повышения запаса устойчивости компрессора; открытие в тех же целях лент перепуска воздуха. Все указанные средства основаны па кратковременном повышении запаса устойчивости компрессора ио времени с интервалом Рис. 16.7. Области воз- можных ограничений по нестационарным воздей- ствиям по предварительному сигналу, строго согласованному действия возмущения. При этом происходит уменьше- ние тяги, и поэтому требуется быстрое восстановле- ние исходного режима работы двигателя. Если все же при воздействии возмущения на дви- гатель помпаж возник, система автоматического ре- гулирования должна обеспечить его ликвидацию. Наличие помпажа обнаруживается специальными датчиками. Они основаны на принципе распознава- ния характерных признаков помпажа компрессора— быстрого падения давления за компрессором, обрат- ного тока воздуха через компрессор, повышения тем- пературы газа перед турбиной. Эти сигналы поступа- ют в управляющий блок системы, которая на опреде- ленное время включает зажигание в основных и форсажных камерах сгорания и производит сброс или «отсечку.» подачи топлива. Таким образом авто- матически в течение очень короткого промежутка времени для устранения помпажа система произво- дит выключение и повторный запуск двигателя. При отсутствии автоматической системы ликвидации пом- пажа эти действия (выключение двигателя и его пов- торный запуск) летчик выполняет вручную. На рис. 16.7 показано примерное расположение областей скоростей и вы- сот полета, где можно ожидать повышенного влияния нестационарных воздей- ствий на устойчивость работы силовой установки. В области II преимуществен- ное влияние оказывают малые запасы газодинамической устойчивости воздухо- 207
заборника, а в области I — компрессора (эта область соответствует режимам, близким К ЯПр max). Ограничения по устойчивой работе входных устройств. След- ствием помпажа воздухозаборника, помимо увеличения газодина- мических нагрузок на элементы его конструкции, является значи- тельное повышение уровня нестационарности потока перед двига- телем, приводящее, как правило, к нарушению устойчивой работы компрессора. В отдельных случаях помпаж компрессора по той же причине может возникать и на режимах «зуда» воздухозабор- ника. Запас газодинамической устойчивости воздухозаборника по помпажу характеризуется параметром ДКУ. вх. Этот запас устойчи- вости зависит, с одной стороны, от условий совместной работы воздухозаборника и компрессора, а с другой, — от числа М поле- та и угла атаки (скольжения) самолета. Указанные факторы учи- тываются программами регулирования сверхзвуковых входных устройств. Однако конструктивно оказывается весьма сложным обеспечить требуемый диапазон изменения положения регулирую- щих органов для всех возможных сочетаний режимов полета само- лета и работы двигателя. Это заставляет вводить ограничения, осуществляемые экипажем при пилотировании самолета или обес- печиваемые с помощью специальных блокировок, вводимых в САР. 1. Наиболее распространенным является запрещение дроссели- ровать двигатель ниже максимального режима на больших сверх- звуковых скоростях полета. Это ограничение обусловлено тем, что при уборке РУД снижение производительности компрессора (уменьшение </(A.B)) требует соответствующего регулирования воз- духозаборника с целью уменьшения его пропускной способности. Однако поскольку с ростом числа М полета даже на максималь- ном режиме работы двигателя из-за снижения д(Л.п) требуется уменьшать пропускную способность воздухозаборника, то на боль- ших сверхзвуковых скоростях полета возможности регулирования входного устройства оказываются уже исчерпанными, и поэтому дальнейшее снижение его пропускной способности становится не- возможным. Дросселирование двигателя с одновременным выдвижением клина (конуса) в указанных условиях полета может оказаться нежелательным и при наличии резерва по регулированию воздухо- заборника. С ростом Мн значительно возрастает уровень неста- ционарности и неравномерности потока в воздухозаборнике, а вы- движение клина и уменьшение проходных сечений канала в обла- сти горла воздухозаборника приводит к дополнительному ухуд- шению структуры потока на входе в компрессор (увеличивается относительная площадь потока, занятая пограничным слоем). Это отражается на запасе устойчивости компрессора и может вызвать его помпаж. При этих условиях уборка РУД ниже упора «Макси- мал» может вызвать помпаж воздухозаборника и блокируется обычно при Мн>1,5... 1,6 (т. е. в области чисел Мн, где возмо- жен помпаж воздухозаборника) средствами автоматики. 208
2. К числу ограничений по условиям устойчивой работы возду- хозаборника и компрессора можно отнести также запрещение вы- ключать форсаж на больших высотах и скоростях полета. Это вызвано особенностью переходного процесса в двигателе при вы- ключении форсажа, заключающейся в том, что в целях предот- вращения неустойчивой работы компрессора и перегрева турбины прекращение подачи форсажного топлива производится в услови- ях, когда створки выходного сопла еще продолжают прикрывать- ся. Происходящий при этом первоначальный «заброс» частоты вращения ротора и вызванное им снижение подачи топлива и «про- вал» температуры газов перед турбиной сменяются затем умень- шением частоты вращения и увеличением подачи топлива в основ- ную камеру сгорания в темпе приемистости. Такие колебания ча- стоты вращения ротора двигателя и подачи основного топлива в условиях больших высот и чисел М полета опасны с точки зрения устойчивой работы компрессора, они могут привести, как следует из изложенного ранее, к возникновению неустойчивой работы вход- ного устройства. Аналогичный переходный процесс имеет место и при включении форсажа, когда подача форсажного топлива осуществляется с за- держкой по времени относительно открытия створок сопла (из ус- ловия обеспечения устойчивой работы компрессора и прочности газовой турбины), о чем подробнее будет сообщено в гл. 21. 3. Ограничения углов атаки и скольжения самолета, отмечен- ные выше, для некоторых силовых установок могут определяться условиями устойчивой работы в первую очередь воздухозаборни- ка, а не компрессора. Дополнительные ограничения по пилотированию самолета на больших углах атаки, обусловленные газодинамической устойчи- востью воздухозаборника, могут быть связаны с тем, что коррек- ция программы регулирования воздухозаборника для поддержа- ния минимально допустимых запасов устойчивости по углам атаки (дополнительное выдвижение клина или открытие противопом- пажных створок) обычно осуществляется по углу установки стаби- лизатора. Но между углами атаки и углами установки стабилиза- тора нет однозначной связи. При полетах вблизи динамического потолка самолета проявляется его инерционность по отношению к действию руля высоты, что вызывает временное несоответствие указанных углов. Угол установки стабилизатора, например при отдаче ручки управления от себя, уменьшается, и панель воздухо- заборника опускается, а фактическое изменение угла атаки само- лета происходит с запаздыванием во времени по отношению к из- менению угла установки стабилизатора. Угол атаки оказывается большим чем тот, который в установившемся полете соответствует заданному углу стабилизатора. В этом случае из-за преждевре- менного срабатывания коррекции возможно возникновение помпа- жа. Ограничение по пилотированию вблизи потолка в таком слу- чае обычно сводится к требованию плавности управления само- летом. 209
Ограничения по устойчивости горения в камерах сгорания. На: существующих силовых установках имеются ограничения по ско- ростям и высотам полета, в пределах которых может осущест- вляться быстрый (в темпе приемистости) переход на повышенные режимы работы двигателя, либо резкое дросселирование двига- теля, включение и -дросселирование форсажа, надежный запуск двигателя в воздухе. Введение этих ограничений обусловлено тем, что работа камер сгорания в значительной степени зависит от параметров (темпера- туры, давления, скорости) воздуха и газов на входе в них, а также от состава топливовоздушной смеси, характеризуемого коэффици- ентом избытка воздуха а. Увеличение высоты полета, снижение скорости и уменьшение частоты вращения ротора двигателя, как показывает опыт, отрицательно сказывается на работе камер сго- рания: ухудшается качество распыла топлива, уменьшается ско- рость сгорания, снижается полнота сгорания, сужается диапазон устойчивой работы по а. При определенных условиях это может привести к срыву пламени и погасанию камеры сгорания при ее работе или нерозжигу при включении. 1. Важнейшим фактором, влияющим на работу камеры сгора- ния, является давление на входе в нее. Поэтому некоторое мини- мальное значение этого давления принимается обычно за основной критерий устойчивой работы камеры сгорания. Для основных камер сгорания — это давление воздуха за компрессором Ркт1п(ркш1а), а для форсажных — давление газов за турбиной р3 min (Дтт-,п)- Именно по Ptm\n определяют минимальную приборную скорость и максимальную высоту полета, принимаемые в качестве границ на- дежной и устойчивой работы форсажной камеры п задаваемые эки- пажу инструкцией. На некоторых силовых установках либо устанавливаются авто- матические устройства, исключающие на больших высотах возмож- ность дросселирования двигателя ниже определенного режима (близкого к максимальному), либо вводится ограничение по дрос- селированию двигателя на больших высотах. Это связано, прежде всего, с ухудшением в этих условиях работы основных камер сгора- ния на переходных режимах. В эксплуатации отмечаются, напри- мер, случаи срыва пламени в основных камерах сгорания и само- выключения двигателя при планировании самолета с больших вы- сот полета через несколько секунд после установки РУД в положе- ние «Малый газ». Физическая сущность этого явления состоит в том, что при дросселировании двигателя давление топлива перед форсунками быстро падает, что ведет к кратковременному сниже- нию частоты вращения п до значений, меньших пм.г. Затем регуля- тор интенсивно восстанавливает частоту вращения до пм.г. На боль- ших высотах из-за плохого качества распыла топлива и низких значений температуры и давления воздуха на входе в камеру сго- рания такое кратковременное обеднение и последующее интенсив- ное обогащение смеси приводит к срыву пламени и выключению двигателя. 210
Рис. 1G. 8. Типичное расположение границ: I—устойчивой работы форсажной камеры; 2—ее надежною розжига; 3—разрешенного инструкцией включения форсажа Встречная приемистость, опасная по условиям устойчивой рабо- ты камеры сгорания (и компрессора) при полетах на больших высотах с малыми скоростями, может иметь место при выключе- нии форсажа. Причина ее заключается в возможной ошибке лет- чика — переводе РУД при выключении форсажа ниже упора «Мак- симал» и стремление его исправить эту ошибку путем немедленно- го возвращения РУД вперед на этот упор. В результате происходит заброс топлива в камеру сгорания в условиях умень- шающейся частоты враще- ния ротора, т. е. пониженных расходов воздуха. Это может привести к срыву пламени п выключению двигателя из- за переобогащения смеси или к опасному росту тем- пературы газов Тт*. Поэто- му если РУД при выключе нии форсажа на больших высотах по ошибке оказался убранным ниже упора «Мак- симал», летчику ется оставить положении и до высот, где работа двигателя на ре- жимах ниже максималь- рекоменду- его в этом снижаться разрешена ного. 2. Дросселирование двигателя на форсажных режимах осущест- вляется снижением подачи форсажного топлива, при котором обыч- но уменьшается давление топлива перед форсунками. Это ухуд-. шает качество распыла топлива, поэтому диапазон режимов поле- та, в котором гарантируется устойчивая работа двигателя на ча- стичных форсажных режимах, как правило, уже, чем на режиме полного форсажа. Еще более узким по высоте и скорости являет- ся диапазон режимов полета, в котором гарантируется надежное включение форсажа, так как розжиг форсажа требует более высо- ких параметров газа на входе в камеру (в том числе и /hrain), чем при уже включенном форсаже. Из условия обеспечения устойчивой работы форсажных камер сгорания у ряда ТРДФ при полете на очень больших высотах запрещается дросселировать двигатель на форсаже, так как вызываемое этим резкое обеднение смеси может привести к срыву пламени в форсажной камере. На рис. 16.8 пока- зано типичное расположение границы устойчивой работы форсаж- ной камеры 1 (при полном или частичном форсаже) и границы раз- решенного включения форсажа 2. Штриховой линией 3 показана та же граница, но устанавливаемая не из условия X=Xmin> а п0 допустимым значениям приборных скоростей и высот полета, по отношению к которой линия 2 является как бы огибающей. 211
Включение форсажа запрещается во время разбега самолета на взлете и сразу же после взлета на малых высотах. Это объясня- ется тем, что в момент включения форсажа, вследствие того что открытие створок сопла опережает подачу форсажного топлива, возникает провал тяги, который весьма опасен при малых скоро- стях и высотах полета. В переходном процессе включения форса- жа возможны и более тяжелые последствия — неустойчивая рабо- та компрессора и выключение двигателя. 3. Ограничения по обеспечению надежного запуска двигателя в условиях полета обычно сводятся к заданию диапазона скоростей по прибору и высот полета, в которых гарантируется розжиг основ- ных камер сгорания. При очень низких значениях приборной ско- рости Впр, т. е. малых частотах вращения авторотации, из-за низ- кого скоростного напора и малых скоростей движения воздуха в камере сгорания надежный запуск двигателя не обеспечивается вследствие слабой турбулентности потока воздуха, малых скоро- стей распространения пламени и невозможности обеспечения тре- буемого состава топливовоздушной смеси. При слишком больших значениях Кпр и высоких скоростях авторотации также может не обеспечиваться надежный розжиг камеры. Диапазон значений Гпр, в котором может быть осуществлен надежный запуск, приходится ограничивать также, исходя из жестких требований к точности до- зировки топлива в процессе увеличения частоты вращения от ре- жима авторотации до режима полетного малого газа. Несоблюде- ние этих требований может привести к «горячему» или «холодному зависанию оборотов» двигателя. С увеличением высоты полета диапазон между Vnpmin и Картах может сокращаться. Границы по высоте могут быть расширены благодаря применению кислородной подпитки. 4. На больших высотах полета наблюдается ухудшение условий горения и качества распыла топлива. На некоторых двигателях это приводит к неустойчивости процесса горения на режимах полного' или частичного форсажа. Обнаруживается это явление (именуемое пульсационным горением) по продольным толчкам и колебаниям частоты вращения и температуры газа перед турбиной. Для выво- да двигателя из этой области неустойчивых режимов рекомендуется либо увеличить степень форсирования двигателя (если полет про- исходит на режиме частичного форсажа), либо изменить режим полета в направлении уменьшения высоты п увеличения скорости полета. 5. Сравнительно редким, но возможным для некоторых типов двигателей и весьма опасным режимом работы камер сгорания является, как известно, вибрационное горение. Оно проявляется в виде высокочастотных колебаний давления, сопровождаемых рез- ким звуком высокого тона. Наиболее вероятные режимы полета, на которых возможно появление вибрационного горения, — это поле- ты на малых высотах и больших скоростях на полном форсаже, когда давление в форсажной камере достигает наиболее высоких значений. Эффективным средством для устранения этого вида не- 212
устойчивой работы двигателя является дросселирование или выклю- чение форсажа (снижение режимов двигателя) и уменьшение ско- рости полета самолета. 16.2. ОГРАНИЧЕНИЯ ПО УСЛОВИЯМ ПРОЧНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ ДВИГАТЕЛЯ Ограничения по условиям прочности относятся к числу важней- ших эксплуатационных ограничений режимов работы двигателя.. Они обусловлены тем, что при изменении условий полета и режи- ма работы двигателя весьма сильно изменяются аэродинамиче- ские, механические, температурные и вибрационные нагрузки на элементы силовой установки. В отдельных неблагоприятных слу- чаях это может привести к недопустимому увеличению напряжений и к снижению запасов прочности в элементах конструкции, что. непосредственно сказывается на надежности работы силовой уста- новки и безопасности полетов. Прочностные ограничения вводятся для сохранения допустимых значений запасов прочности во всех элементах конструкции при изменении условий полета и режимов, работы двигателя. 1. Характерными для всех ТРД являются ограничения макси- мальной частоты вращения лтах и максимальной температуры газов перед турбиной Угтах (контролируемой, как правило, по температу- ре газов за турбиной Д,*). Указанные параметры очень сильно» влияют на запас прочности лопаток турбины, которые в свою оче- редь лимитируют надежность двигателя на максимальном режиме. Достаточно сказать, что при увеличении «шах на 1 % при прочих рав- ных условиях запас прочности турбинных лопаток снижается на- 5—10%. У ТРДФ наиболее высокий уровень как механических, так и тепловых нагрузок соответствует работе двигателя на режимах полного форсажа. На некоторых современных ТРДФ предусматри- вается дополнительное форсирование двигателя на режимах полного- форсажа (чрезвычайный режим, II форсаж), которое может осу- ществляться как увеличением Птах, так п повышением Гг тах и Гф гаах. Дополнительные механические и тепловые нагрузки заставляют ограничивать как время работы двигателя на этих режимах, так и диапазон допустимых режимов полета для их применения. Учитывая весьма опасные последствия даже кратковременного превышения допустимых значений указанных параметров в случаях неисправности двигателя и систем его регулирования, необходимо их постоянно контролировать в полете и на земле. 2. Помимо режима работы двигателя, значительное влияние на уровень напряжения в элементах его конструкции оказывает ре- жим полета самолета. В частности, на малых высотах с увеличе- нием скорости полета расход воздуха через двигатель становится намного большим взлетного. Это приводит к росту аэродинамиче- ских и вибрационных нагрузок на лопатках компрессора и турби- ны, а также крутящего момента на валу двигателя Л1нр. Высокое 21Я
избыточное давление за компрессором, достигаемое при этих уело-; виях полета, приводит также к увеличению напряжений в корпу- сах двигателя. Выбор критериев для внесения ограничений по прочности услож- няется тем, что каждый из элементов конструкции имеет свои наи- более опасные условия нагружения. Исследования показывают, что достижение наиболее опасных режимов в основных элементах конструкции двигателя достаточно полно характеризует допустимое давление за компрессором Атах- Кроме того, ограничение Атах позволяет одновременно ограничить рост GB и Мкр, где Мкр=-30Ов£к . (16.5) и л/г На рис. 16. 9 показано изменение по числу М полета для разных высот рк*, GB и Мкр. Основные линии относятся к программе регу- Рис. 16.9. Характер изменения рк*, GE и Мкр по Мн при пере- ходе на ограничение по Ритах лирования n=const; 7r*=const. Как видно, точки 3, соответствую- щие условию рк=Рктж для разных высот полета, одновременно соответствуют одинаковым (наибольшим при условии п=const и ТТ*=const) значениям GB и Мкр. Равенство значений расхода воздуха (газа) при постоянстве давления р* является следствием постоянства приведенного расхода газа через турбину агУРг (1свуТ; ----- = -------- = const, А--------------------------• °К.еРк согласно которому при Ри =const и Т* = const выполняется условие Gn=const. В свою очередь, постоянство GB при условии Т* ~ const, как следует из фор- мулы (16.5), показывает, что 7И,Кр пропорционален LK. Но при n=const в боль- 214
шинстве случаев изменение LK не превосходит 5—8% (см. рис. 14.7). С этой сте- пенью точности можно считать справедливым в точках 3 условие МКр—const. Поскольку поддержание Атах—const в условиях роста скоро- сти полета может быть обеспечено лишь снижением подачи топ- лива в основную и, как следствие, в форсажную камеру сгорания, то при этом происходит резкое падение тяги двигателя в области ограничения по Атах- Характер изменения тяги и удельного расхо- да топлива в области ограничения по Атах зависит от программы регулирования двигателя. Расчетные характеристики такого типа даны на рис. 16. 10. Здесь правее точек 3 принята программа регу- лирования A max=const; nT* = const, а левее — n=const; Тг*= = const. Резкое снижение тяги в области ограничения по Атах на Рис. 16. 10. Скоростные характеристики ТРД и ТРДФ, построенные с учетом ограничения по р*тах максимальном режиме объясняется снижением удельной тяги из-за уменьшения Тт* и лк*, а также тем, что расход воздуха в этой об- ласти возрастает при увеличении Мн менее интенсивно, чем в об- ласти, где реализуется программа регулирования n=const; Тг*— = const (рис. 16. 11). Удельный расход топлива в области огра- ничения на рассматриваемых режимах может в зависимости от расчетных параметров двигателя либо уменьшаться, либо увели- чиваться. В тех случаях, когда на двигателе имеется система регу- лирования температуры газа за турбиной, например, 7'T*=const,— снижение тяги в области ограничения по Атах получается менее значительным. 215
На форсажных режимах протекание характеристик двигателя в «области ограничения по рк шах существенно зависит от программы регулирования форсажного контура, т. е. от характера изменения Тф* и рф* в области ограничений. На рис. 16. 8 характеристики на режиме форсажа в области ограничения по Атах построены для случая 7?Кр.ф=const, при котором температура Тф* снижается про- порционально Тт*, что приводит к особенно сильному снижению Рис. 16.11. Изменение основных параметров ТРД при переходе на ограничение по р*тах форсажной тяги в области ограничения. Удельный расход топлива при этом снижается, что объясняется уменьшением температуры Тф* и улучшением вследствие этого использования тепла в дви- гателе. Обычно ограничение по Ашах реализуется в весьма узком диа- пазоне режимов полета (малые высоты и предельные числа Мн), и поэтому незначительно отражается на летных характеристиках самолета. На некоторых двигателях это ограничение может иметь место лишь при существенном отклонении атмосферных условий от стандартных. При этом уменьшение температуры Тн, которое в об- ласти отсутствия ограничения ведет к повышению лк* и рк*, при- * $ ВОДИТ К тому, ЧТО Рк max И НаЧНЛО ОГрННИЧеНИЯ ПО Рктах ДОСТИ- гаются при меньших числах М. полета. Число М. нач’ала ограниче- ния по рктах уменьшается также при увеличении давления рп. 216
Рассмотрим, как производится расчет характеристик ТРД и ТРДФ в обла- сти ограничений по />ктах при применении наиболее типичной для этого случая программы регулирования р* = const; лт = const(Гкр = const). При принятых условиях в формуле тяги R=Grcc — GBV=RC. п — GBV на каждой заданной вы- соте полета значение Лс. п остается постоянным и равным соответствующему •значению на границе области ограничения. Для доказательства представим Дс. п через параметры газа, воспользовавшись уравнением (13.24) расхода газа через критическое сечение сопла и уравнением (13. 25') для скорости истечения. С учетом этих выражений и принимая ХкР=1, получим Лс.п = ™гОкрА/К1^с у 2 —Яг [1 — (*г 1. Лг— 1 [ \ pt J J Как видно, тяга сопла при fKp=const для заданной высоты полета (рн = =const) является функцией только давления р.г. Если же рассматривать при- веденную тягу сопла, то Соответственно при л* Лс.п / Ртг \ Рн Рн / const Дс.„ = f / XL) Рн \Рн ' Это свойство независимости тяги сопла от температуры газа перед соплом остается справедливым и для ТРДФ при rrT = constn Екр. ф = const. В частно- сти, при рк = const тяга сопла Лс. п как для ТРД, так и для ТРДФ зависит толь- ко от высоты полета и не зависит от скорости полета. Ее численное значение выбирается из расчета характеристик в точках 3 начала ограничения (см. рис. 16.10). Следовательно, нахождение тяги в области ограничения по рк тах сво- дится к определению GBV, т. е. к нахождению GB. Расход воздуха через двига- тель может быть найден по характеристике компрессора, если на нее нанесена рабочая линия, соответствующая условию л* = const. Для этой цели вначале # ф * Рк Рк определяется лк = —по заданному значению рк при наличии зависи- Рв акиРц мости Овк==/(МН). По найденному значению лк однозначно находится ?(ХВ) (или G®. пр), а затем и расход воздуха GB. Удельный расход топлива для ТРД определяется по формуле (12. 11), в ко- торой неизвестной величиной является Qq = —~(Т* — Г*). Здесь температура * * /^к \ 7к=^—^-+1 находится по параметрам рабочей точки характеристики ком- \ / прессора, а температура Г* из уравнения расхода (14. 18). Для определения Суд. ф нужно в соответствии с формулой (13. 29) вначале найти Тф. Темпера- туру Тф определяют из уравнения расхода, записанного, например, в форме (14. 12). Затем находят Q0J! и Суя. ф. 3. В существующих ГТД иногда вводятся ограничения по виб- рационной прочности лопаток первых ступеней компрессора. Эти 217
ограничения изучают в курсах конструкции авиационных двигате- лей. Заметим только, что они контролируются по допустимому в условиях полета сочетанию значений рв* и Тв*, поскольку рв* свя- зано с возбуждающей силой, а от ТБ* зависят прочностные свой- ства материалов лопаток. 4. К числу прочностных относятся ограничения по максималь- но допустимой температуре воздуха на входе в двигатель ТЛтах (для высот более 11 км оно соответствует Мптах) и по макси- мальному скоростному напору <7тах. Рост числа М полета сопровождается увеличением температу- ры Потока воздуха как на входе, так и по тракту компрессора. В результате снижается прочность элементов конструкции про- точной части компрессора, а также других элементов двигателя, охлаждаемых воздухом, отбираемым за компрессором, в том чис- ле газовой турбины. Ухудшаются условия работы маслосистемы. Таким образом, превышение Гн max опасно по условиям надежно- сти работы двигателя. Предельное значение скоростного напора ?ЦИх—1-^—I обу- \ /max словлено прочностными свойствами элементов конструкции само- лета и двигателя, в том числе сверхзвукового воздухозаборника и компрессора, так как q характеризует газодинамические нагрузки на эти элементы. Ограничения по /ЙНтак и <7тах указываются, как правило, в инструкции по эксплуатации самолета и двигателя и осуществляются в полете экипажем (контроль //тах обычно прово- дится ПО Vnpmax). 5. Для самолетов с плоскими воздухозаборниками характер- ным является запрещение проверки работоспособности системы ручного управления входным устройством на земле при работаю- щем двигателе. Это объясняется тем, что при повышенных режимах работы двигателя выпуск панелей (уменьшение площади горла воз- духозаборника) при ограниченной пропускной способности впуск- ных створок вызывает понижение давления воздуха перед двига- телем, опасное из условий прочности каналов входного устройства. Кроме того, приближение к режиму «зуда» воздухозаборника в этих условиях сопровождается увеличением неравномерности и нестационарности потока на выходе из него (особенно если учесть значительно больший диапазон регулирования площади горла у плоских входных устройств в сравнении с осесимметричными). Это может вызвать неустойчивую работу компрессора. Поэтому указанная проверка должна осуществляться с помощью специаль- ной проверочной аппаратуры при неработающем двигателе. 16.3. ОГРАНИЧЕНИЯ ПО МАКСИМАЛЬНОЙ ПРОИЗВОДИТЕЛЬНОСТИ ТОПЛИВНЫХ НАСОСОВ Максимальная производительность топливных насосов выби- рается из условия обеспечения работы двигателя на всех наиболее важных режимах полета самолета. Наибольшие расходы топлива 218
V ТРД и ТРДФ соответствуют режимам полета самолета на малых высотах с большими скоростями и в особенности при низкой тем- пературе окружающего воздуха. Режимы полета у земли с пре- дельными скоростями не являются основными для некоторых самолетов. Поэтому в целях уменьшения габаритных размеров и массы топливные насосы для таких самолетов могут быть выпол- нены с суммарной производительностью несколько меньшей мак- симально потребной при полетах у земли (главным образом, за чет производительности форсажных насосов). В результате на сказанных режимах полета (малые высоты и большие скорости) ври включенном форсаже из-за недостаточного количества форсаж- ного топлива температура Тф* снижается, что приводит к умень- шению тяги двигателя. Рис. 16.12. Скоростные характеристики ТРДФ (л*р= =8; Тг*=1200К; ТФ‘=2000К): -----с учетом Ограничения ио GT ф тах;--------без огра- ничения В двигателях, у которых на режимах форсажа заданному поло- жению РУД соответствует неизменная площадь выходного сече- ния сопла Дкр, снижение Тф* сопровождается падением давления рф* в форсажной камере (и за турбиной рт*), степень расшире- ния газов в турбине лт*=рт*/рт* растет, и система регулирования, 219
поддерживая значение п—const, уменьшает подачу топлива в ос- новную камеру сгорания. Таким образом, в этом случае одновре- менно снижается температура газов и перед турбиной Тг* и в фор- сажной камере Т$*, что приводит к значительному уменьшению тяги двигателя и ухудшению летных свойств самолета. Это видно из рис. 16. 12, где приведены в качестве примера вы- сотно-скоростные характеристики ТРДФ с указанным регулирова- нием, рассчитанные из условия выбора максимальной производи- тельности форсажного топливного насоса в земных статических условиях. Тяга падает тем значительнее, чем меньше высота и боль- ше скорость полета. При наличии регулятора Тт* достижение мак- симальной производительности форсажных насосов приведет к снижению лишь Тф* и соответственно — к меньшему падению тяги двигателя в области ограничения по GT. ф щах- 16. 4. ОБЛАСТИ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ОГРАНИЧЕНИИ РЕЖИМОВ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ На рис. 16. 13 в качестве примера показано расположение воз- можных областей ограничений режимов работы ТРДФ. Линия /—1 соответствует ограничению по Тътгл. Эквидистантно этой линии должна располагаться граница начала ограничения по Штрmin (если оно имеется). На высоте более 11 км ограничение по Д,шах Рис. 16. 13. Возможные области ограничений режимов работы двигателей 220
задается в виде ограничения по Мнтах. Линия 2—2 соответствует началу ограничений по пщ1тах и постоянству температуры Гвт1п= = 288 V. \ л пр max / Ограничению по 9П1ах соответствует линия 4—4. В ряде случа- ев вдоль линии 4—4 значение «/max не остается постоянным, а уменьшается с высотой. Линия 3—3 обозначает начало ограни- чения по Атах, а линия 5—5 нанесена из условия достижения максимальной производительности форсажного топливного насоса. Правее этой линии (как и правее линии 3—3) тяга двигателя уменьшается из-за снижения подачи топлива. Слева на рис. 16. 13 возможная область режимов полета огра- ничена минимально допустимой приборной скоростью полета Ипршт- Она проходит обычно рядом с границей области устойчи- вой работы форсажной камеры. Последняя должна располагаться несколько левее (на 50—100 км/ч), чтобы не допустить возможно- сти самовыключения форсажа из-за ошибок пилотирования. Линия 6—6 соответствует ограничению по надежному включе- нию форсажа. В заштрихованной области, лежащей влево от ли- нии 6—6, может быть запрещено не только включение, но и дрос- селирование форсажа. На рисунке показана также область режи- мов полета, в которой разрешен запуск двигателя в воздухе. Обыч- но ИПрт1п=350 ... 400 км/ч, VnPmax=600 ... 750 км/ч, а высота надежного запуска составляет 6—8 км без кислородной подпитки и 10—15 км — с кислородной подпиткой топливных пусковых бло- ков. Рис. 16. 13 дает только качественное представление о располо- жении областей ограничения режимов работы силовых установок сверхзвуковых самолетов. В каждом конкретном случае области эксплуатационных ограничений режимов полета могут быть сдви- нуты в ту или иную сторону, а некоторые из них вообще могут отсутствовать. 16.5. ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ, СВЯЗАННЫЕ С РАБОТОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ Опыт эксплуатации современных самолетов с ГТД показыва- ет, что, несмотря на принимаемые меры по защите силовой уста- новки средствами автоматики от неустойчивой работы, механиче- ских и тепловых перегрузок, все же не исключается возможность нарушения ее нормальной работы (отказы в системе регулирова- ния, нарушение установленных ограничений по пилотированию са- молета и управлению силовой установкой). Поэтому исключитель- но важное значение в подготовке летного состава и руководителей полетов имеет умение принимать правильные и быстрые решения в целях ликвидации возможных последствий и оказания помощи экипажу в особых случаях, возникающих в полете. К числу весь- ма опасных нарушений нормальной работы силовой установки по указанным выше причинам относятся помпаж двигателя и помпаж 221
воздухозаборника, самопроизвольное включение двигателя, отка- зы в системах топливопитания, управления воздухозаборником, створками сопла и др. Помпаж двигателя является следствием возникновения срыва или помпажа компрессора. Его признаками являются много- кратные хлопки в районе двигателя, падение частоты вращения ротора с одновременным ростом температуры газов, падение и вос- становление тяги двигателя, ощущаемые летчиком как периодиче- ские продольные толчки. Дополнительным признаком для летчи- ка может являться загорание светового табло «Перегрев двигате- ля» (или «Опасная температура газов»). В результате помпажа может произойти самовыключение двигателя, а в некоторых слу- чаях — повреждение лопаток компрессора или перегрев лопаток турбины. Срыв и помпаж компрессора могут возникать при отказах ав- томатики или невыполнении установленных ограничений. Сопут- ствующими неблагоприятными факторами при этом служат чрез- мерно большое увеличение пли уменьшение приведенной частоты вращения ротора, значительная неравномерность и нестационар- ность потока на входе в компрессор, попадание в двигатель спут- ных струй от впереди летящего самолета. Значительное увеличение приведенной частоты вращения (по- падание в область, близкую к линии 2—2 на рис. 16. 13) возмож- но вследствие неблагоприятных сочетаний температуры окружаю- щего воздуха, режима полета и режима работы двигателя. Напри- мер, полет при максимальной частоте вращения ротора в зимних условиях у земли или на больших высотах с малыми скоростями соответствует высоким значениям /гпр. Поскольку у большинства двигателей запас устойчивости компрессора при этом снижается^ то при отказе автоматики, обеспечивающей ограничение по «пртах, может возникнуть неустойчивая работа компрессора. Значительное снижение /г11Т, возможно на режимах полета, когда наиболее высоких значений достигает температура 7В* на входе в двигатель, что соответствует полету с большими сверхзвуковыми скоростями и в условиях наибольших возможных отклонений Тн от стандартных значений в сторону ее повышения (вблизи линии ограничений 1—1 на рис. 16. 13). Здесь также наблюдается сни- жение запаса устойчивости у некоторых (нерегулируемых) компрес- соров, и в случае, например, неправильной настройки или отказа автоматики также может нарушиться устойчивая работа двига- теля. Факторами, влияющими на снижение запаса устойчивости комп- рессора, являются также полет с большими углами атаки или скольжения (при резком маневрировании самолета), включение или выключение форсажа, быстрое изменение частоты вращения ротора двигателя, попадание на вход в двигатель спутных струй от впереди летящего самолета и т. п. Полет в этих условиях тре- бует повышенного внимания экипажа, строгого соблюдения ограни- чений по допустимым скоростям и высотам полета, углу атаки 222
(перегрузкам) и другим параметрам, контролируемым летчиком. Если же помпаж в полете произошел, необходимо принять немед- ленные меры для восстановления нормальной работы двигателя. При появлении признаков помпажа или срыва во избежание перегрева и выхода из строя турбины и механических поврежде- ний лопаток компрессора летчику инструкцией рекомендуется уб- рать РУД в положение «Малый газ». Резкая уборка РУД приво- дит к снижению температуры газа перед турбиной и в некоторых случаях оказывается достаточной для вывода компрессора из срыв- ного (помпажного) режима. Но чаще всего этой мерой срыв устра- нить не удается. Это проверяется контролем за температурой га- зов. Температура газов либо продолжает повышаться, либо рост ее прекращается, но она начинает возрастать при попытке увели- чения частоты вращения. В таком случае необходимо установкой РУД в положение «Стоп» выключить двигатель и затем в после- довательности, определенной инструкцией, произвести запуск дви- гателя в воздухе. При помпаже компрессора, как известно, образуется вращаю- щаяся срывная зона. За этой зоной горение в камере сгорания сначала прекращается, а после ее прохождения восстанавливает- ся. В условиях полета на больших высотах и в некоторых типах камер сгорания (например, в трубчато-кольцевых камерах) ско- рость переброса пламени из одной жаровой трубы в другую может оказаться меньше скорости вращения срывной зоны. Тогда через сотые доли секунды после первого хлопка 'камера сгорания пол- ностью гаснет — происходит самовыключение двигателя. Харак- терным признаком самовыключения является одновременное сни- жение частоты вращения и температуры газов за турбиной, резкое падение тяги, отсутствие реакции двигателя на перемещение РУД л характерный звук уменьшающихся оборотов. Погасание пламени в камере сгорания приводит к значитель- ному уменьшению сопротивления закомпрессорной части тракта двигателя, в результате чего скорость потока воздуха через ком- прессор увеличивается и срыв в компрессоре прекращается. Для восстановления исходного режима в таком случае необходимо про- извести (в соответствии с инструкцией) запуск двигателя в воз- духе. При наличии автоматической системы ликвидации помпажа летчик должен контролировать ее работу. При различных отказах автоматики компрессора также возни- кает необходимость специальных действий летчика (в соответст- вии с инструкцией) по предотвращению попадания в режимы сры- ва и помпажа. Например, в случае неоткрытая лент перепуска при посадке самолета необходимо производить посадку с закры- тыми лентами перепуска при повышенной частоте вращения рото- ра, обеспечивающей достаточный запас устойчивости компрессора. После посадки (касания земли) следует выключить двигатель. Помпаж воздухозаборника возникает при сверхзву- ковых скоростях полета и в тех случаях, когда пропускная способ- ность двигателя оказывается меньше пропускной способности воз- 223
духозаборника. Характерными признаками его являются много- кратные удары (хлопки) в районе воздухозаборника (могут наблюдаться также «бубнение» и «зуд» в канале входного устрой- ства), продольные толчки или тряска самолета. В ряде случаев помпаж воздухозаборника приводит к помпа- жу компрессора и тогда сопровождается снижением частоты вра- щения ротора и опасным ростом температуры газов (или самовы- ключением двигателя). Рассмотрим наиболее характерные причи- ны возникновения помпажа воздухозаборника на сверхзвуковых самолетах с ТРДФ, выявленные при их испытаниях и на основе опыта эксплуатации. Рис. 16. 14. Типичная программа регулирования сверх- звукового воздухозаборника по числу М полета Наиболее характерной причиной появления помпажа воздухо- заборника являются отказы в системе управления клином (кону- сом) или противопомпажными створками. На современных само- летах широко применяются такие системы регулирования воздухо- заборников, когда положение клина (конуса) и противопомпажных створок задается в функции степени повышения давления компрес- сора или приведенной частоты вращения ротора двигателя. В та- ком случае программа регулирования, т. е. перемещение клина (конуса) £„ по числу М полета относительно расположения гра- ниц помпажа и «зуда», должна быть такой, как показано на рис. 16. 14. На некоторых силовых установках после полного выдви- жения конуса дальнейшее согласование режимов работы двигате- ля и воздухозаборника достигается открытием противопомпажных створок (см. изменение угла открытия створок рСтв). С помощью рис. 16. 14 удобно анализировать влияние отказов в системе регулирования на устойчивость работы воздухозаборни- ка. Программа изменения £к (и соответственно угла открытия створок Рств) выбирается таким образом, чтобы при каждом чис- ле М полета был достаточный запас устойчивой работы воздухо- 224
заборника по помпажу и «зуду». При этом предусматриваются воз- можные отклонения (допуски) на точность регулирования (за- штрихованная полоса на рис. 16. 14). Для каждого числа М полета определенное выдвижение конуса приводит к появлению «зуда», а его уборка — к помпажу. Этот ход конуса (измеряемый в милли- метрах) на практике служит мерой оценки запаса устойчивости воздухозаборника, так как он характеризует удаление задаваемо- го программой положения конуса от границы помпажа (—AL) или от границы «зуда» (+ДЕ) воздухозаборника. Если, например, при увеличении числа М полета, начиная с Мн, (соответствующего точке /), перестанет осуществляться выдвижение клина (конуса), то при достижении числа (соответствующего точке Г) возни- кнет помпаж воздухозаборника. Причина этого явления состоит в том, что расход воздуха через воздухозаборник из-за невыдвиже- ния конуса оказывается большим расхода, потребного для двига- теля. Если на режиме разгона самолета, начиная с числа Мн* (соот- ветствующего точке 2), перестанут открываться противопомпаж- ные створки, то по достижении числа М/Л, (соответствующего точ- ке 2') также возникнет помпаж воздухозаборника из-за невозмож- ности выпуска избыточного воздуха из входного канала во внешний поток через противопомпажные створки. Отказ в автоматике управления воздухозаборником при тормо- жении самолета приводит к появлению «зуда». Если, например, в точке 4 при торможении самолета противопомпажные створки перестанут закрываться или в точке 3 перестанет убираться клин, то расход воздуха через воздухозаборник окажется меньше потреб- ного расхода воздуха через двигатель (или через двигатель И’ створки совместно). Противодавление за воздухозаборником по этой причине снизится и по достижении соответственно точек 3' или 4' возникнет «зуд». При рассмотренных отказах в системе автоматического управ- ления воздухозаборником обычно предусматривается возможность перехода на ручное управление. При этом, очевидно, на разгоне нужно выдвигать, а при торможении убирать клин (конус) в соот- ветствии с указаниями инструкции, используя показания М-метра и специального индикатора. У двухдвигательного самолета для руч- ной установки положения клина неисправного воздухозаборника можно пользоваться стрелкой указателя положения клина работа- ющего воздухозаборника (при одинаковой частоте вращения ро- торов обоих двигателей). Аналогичным путем должно осущест- вляться ручное управление противопомпажными створками. Помпаж воздухозаборника может возникать также при дроссе- лировании двигателя или выключении форсажа на режимах поле- та, где эти действия запрещены (например, уменьшение п на больших числах М полета), при резком маневрировании самоле- та и в других отмечавшихся ранее случаях (см. подразд. 16. 1). При помпаже воздухозаборника, не вызывающем роста темпе- ратуры газа или останова двигателя, рекомендуется выключить 8 3647 225
форсаж и обеспечить быстрое уменьшение скорости полета само- лета, используя для этого также набор высоты. Затем нужно вни- мательно следить за температурой газа за турбиной по указателю 7Т* и в случае ее роста, что свидетельствует о помпаже двигате- ля, — выключить отказавший двигатель установкой РУД в поло- жение «Стоп» во избежание перегрева и обгорания лопаток тур- бины. Если в процессе торможения самолета помпаж воздухоза- борника прекратится и температура не выйдет из нормы, выклю- чение двигателя производить не следует. Тогда нужно в процессе дальнейшего торможения самолета проконтролировать уборку клина (конуса). При отказе автоматики воздухозаборника и си- стемы его ручного управления следует убрать клин (конус), исполь- зуя ручную (аварийную) систему управления его уборкой. Во всех случаях рекомендуется прекратить выполнение задания и дальней- ший полет совершать на пониженном режиме работы двигателя с температурой газа за турбиной, не превышающей значения, ука- занного в инструкции. У самолетов, имеющих боковые входные устройства, при воз- никновении помпажа воздухозаборника на больших числах М по- лета возможно появление скольжения и энергичное развитие крена самолета, которые могут вызвать его вращение вокруг продольной оси. Это является следствием нарушения симметрии аэродинами- ческих сил, действующих на самолет (снижение подъемной силы крыла со стороны отказавшего воздухозаборника из-за явления срыва на крыле), и сил тяги (снижение тяги двигателя с отказав- шим воздухозаборником). В этом случае нужно парировать развитие крена отклонением органов поперечного управления и руля направления против воз- никшего вращения, уменьшить поперечную перегрузку, а затем выключить двигатель установкой РУД в положение «Стоп» и пос- ле прекращения вращения самолета произвести запуск двигателя в соответствии с инструкцией. При отказах в системе как автоматического, так и ручного управления воздухозаборником (о чем летчик узнает по загора- нию специального табло, а также по указателям положения орга- нов управления воздухозаборником в кабине) необходимо выклю-’ чить форсаж, чтобы погасить скорость, и перейти на аварийное ручное управление отказавшим воздухозаборником в соответствии с инструкцией. При этом, как правило, в процессе торможения самолета предусматривается полная уборка клина при максималь- ной частоте вращения ротора двигателя, а затем, начиная с числа Мп, указанного в инструкции (обычно оно не превышает 1,2—1,5), разрешается дросселирование двигателя. При отказе гидросистемы управления воздухозаборником и от- сутствии аварийных средств его регулирования предусматривает- ся стопорение клина (конуса) в положении, соответствующем мо- менту отказа. При этом могут быть случаи посадки самолета с выпущенным клином, т. е. при малой пропускной способности вхо- да. В этом случае при посадке и пробеге не следует устанавливать 226
частоту вращения ротора двигателя, превышающую указанное в инструкции значение, во избежание разрушения (смятия) возду- хозаборника и его воздушного тракта из-за чрезмерного разреже- ния в канале. Отказы в системе управления створками, регу- лирующими площадь критического сечения сопла, могут приводить к ряду нежелательных последствий. Например, если при выклю- чении форсажа створки сопла остаются в открытом положении, или если створки раскрыты, а форсаж не включается, или же если просто происходит самопроизвольное раскрытие створок в полете на бесфорсажном режиме, то это вызывает повышение и уве- личение частоты вращения ротора двигателя. Регулятор подачи топлива из условия п=const уменьшает подачу топлива в основ- ную камеру сгорания, что приводит к резкому снижению тяги дви- гателя, опасному при полете самолета на малых высотах. У двух- вальных ТРД в этом случае происходит еще и уменьшение сколь- жения и в результате — снижение АДУ. Для исключения в этих случаях значительного падения тяги и потери газодинамической устойчивости двигателя предусматривается возможность для лет- чика прикрыть створки сопла принудительно. Аналогичные признаки (уменьшение температуры Т?* и сни- жение тяги двигателя) могут наблюдаться в случае невыключе- нпя форсажа при полетах с малыми значениями ИПр, когда систе- ма управления створками сопла работает нормально, а розжиг форсажной камеры не происходит из-за чрезмерного снижения дав- ления на входе в нее-, т. е. при А<САтгП- В таких условиях реко- мендуется убрать РУД в положение «Максимал», увеличить ско- рость полета с целью повышения рт* и затем уже повторно выклю- чить форсаж. Отказ в системе управления, приводящий к нераскрытию ство- рок сопла при включении форсажа, является еще более опасным (из-за возможного увеличения температуры Д* сверх 7^ max), как из условия прочности турбины, так и из условия устойчивой работы компрессора и воздухозаборника. Поэтому в системе управления обычно предусматриваются надежные блокировки, исключающие подачу форсажного топлива при нераскрытых створках сопла. 8*
Глава 17 РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС ДТРД И ДТРДФ Как было показано в гл. 13, увеличение температуры газов пе- ред турбиной Тг* является эффективным средством повышения удельной тяги и соответственно увеличения лобовой тяги и умень- шения удельной массы ТРД. Но экономичность двигателя на до- звуковых скоростях полета при высоких значениях Тл* ухудшается.< Разрешение этого противоречия может быть достигнуто путем пере- хода к двухконтурной схеме двигателя, позволяющей резко повы-: сить значения полного КПД двигателя и имеющей, кроме того, ряд, других преимуществ, облегчающих создание легких и экономичных двигателей при высоких значениях Тг*. Поэтому последнее десяти- летие характерно все более широким применением ДТРД. Двигате- ли такого типа установлены на всемирно известных межконтинен- тальных лайнерах Ил-62 и Боинг-747, на самолете для местных авиалиний Як-42, на сверхзвуковом Ту-144 и на многих других са- молетах. Двухконтурный ТРД может быть выполнен по различным схемам, основные из которых рассмотрены ниже. 17.1. ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ На рис. 17. 1 приведены два варианта типичной схемы ДТРД с раздельным выходом потока из контуров. Весь поступающий в двигатель воздух в количестве Gni проходит через первую группу ступеней компрессора, являющуюся общей для обоих контуров, после чего разделяется далее на два потока. Часть его в количе- стве Gbi проходит через все ступени компрессора, камеру сгора- ния, турбину и выходное сопло внутреннего (первого) контура. Остальной воздух в количестве GBn поступает в канал, окружа-.; ющий внутренний контур, и через него проходит далее в кольцевое' сопло наружного (второго) контура. По этой схеме выполнены оте-; чественные двигатели Д-20П, АИ-25, американский ДТРД TF34: и др. Отношение расхода воздуха через второй контур к расходу че-1 рез первый контур m=GBlI/GBl называется степенью двухконтурности двигателя. Обычно т= 228
= 1,0...3,0, но в некоторых конструкциях достигает 5—6 и более, причем в последнем случае используется чаще всего схема, пример которой показан на рис. 17. 1, б. Для лучшего согласования параметров ступеней компрессора и турбины и обеспечения устойчивой работы компрессора на нерас- четных режимах двухконтурные двигатели выполняются обычно по двухвальной или по трехвальной схеме. Каскады компрессора, рас- положенные полностью во внутреннем контуре, вместе с вращающи- ми их турбинами и основной камерой сгорания образуют в этом случае газогенератор. Рис. 17. 1. Схемы ДТРД с раздельными контурами: а—двухвальный ДТРД; б—трехвальный ДТРД с укороченным каналом наружного контура В конструктивном отношении двухконтурные ТРД, конечно, сложнее обычных турбореактивных двигателей, но зато они имеют значительно лучшую экономичность на дозвуковых скоростях по- лета, что объясняется следующими причинами. Как известно (см. гл. 12), полный КПД ВРД т]п равен произ- ведению внутреннего КПД г]ви, определяющего совершенство дви- гателя как тепловой машины, и тягового КПД т]тяг. В ДТРД рабо- та цикла внутреннего контура передается частично воздуху, проте- кающему через наружный контур, в результате чего общая масса воздуха, проходящего через двигатель (при данном расходе топли- 229
ва), увеличивается, а приращение его кинетической энергии в рас- чете на единицу массы уменьшается. Уменьшение скорости истече- ния приводит согласно формуле (12. 17) к увеличению Т]тяг, и по- этому (если гидравлические потери во втором контуре невелики) т]п двигателя возрастает, а удельный расход топлива соответствен- но снижается. Увеличение температуры газов перед турбиной ТРД, как изве- стно, улучшает степень совершенства реального цикла двигателя и приводит поэтому к росту т]вн- Но одновременно с этим увеличе- ние Гг* сопровождается увеличением скорости истечения газов и соответственно падением т]тяг. В ДТРД увеличение Тг* менее резко сказывается на т]тяг (из-за существенно меньших значений скоро- сти истечения). Поэтому двухконтурная схема позволяет сочетать высокие значения Тт* (и соответственно высокие значения цви) с малой скоростью истечения, т. е. с высоким уровнем т]тяг. Это и обусловливает более высокую экономичность ДТРД. Помимо этого, необходимо отметить также следующие преимущества двухконтур- ных ТРД перед одноконтурными: — менее существенная зависимость массы двигателя от лк* благодаря относительно малым размерам внутреннего контура по- зволяет создавать легкие двигатели с высокими лк*, выгодными с точки зрения повышения экономичности; — наружный контур по отношению к компрессору играет роль постоянно действующего перепуска воздуха, что существенно об- легчает задачу обеспечения устойчивой работы компрессора при высоких лк*; — малая скорость истечения газов из сопел двигателя облег- чает задачу шумоглушения (хотя большой вентилятор сам можег стать источником шума большой интенсивности). На рис. 17. 1, а даны обозначения основных сечений газовоздуш- ного тракта ДТРД, которые будут использованы в дальнейшем из- ложении. Здесь буквами в обозначено сечение на входе в двига- тель (перед компрессором); к, а и т — соответственно за компрес- сором, за камерой сгорания и за турбиной во внутреннем контуре; кН — сечение за компрессором в наружном (втором) контуре; с! и сП — выходные сечения сопел первого и второго контуров. Кроме того, как и в двухвальном ТРД, будем рассматривать сече- ние вВД на входе в компрессор высокого давления и сечение тВД на выходе из турбины высокого давления. Если все ступени КНД подают воздух в оба контура и между КНД и КВД, как на рис. 17. 1,а нет переходника, то сечения кН и вВД могут совпадать. Но и в этом случае следует учитывать, что параметры за КНД могут существенно изменяться по радиусу. Обозначения основных сечений тракта трехвального ДТРД показаны на рис. 17. 1,6. Отношение полных давлений в сечениях к и в называется сте- пенью повышения давления во внутреннем (первом) контуре Щи- Поскольку воздух, поступающий во внутренний контур, сжимается последовательно в двух или трех каскадах компрессора, для этой 230
величины применяется также обозначение лкЕ. В выполненных конструкциях ДТРД в земных условиях 10 ... 30. Аналогич- но Лкп=/’кп/Ав называется степенью повышения давления во вто- ром (наружном) контуре. Компрессор, подающий воздух во второй контур, называют также вентилятором, а значение лкц—степенью повышения давления в вентиляторе лв. Обычно значение лв много ниже Лкв и не превышает 2,5—3. Помимо двух изображенных на рис. 17. 1 вариантов, ДТРД мо- гут быть выполнены (не считая различия в числе каскадов ком- прессора) еще по нескольким схемам, из которых важно отметить следующие. 1. В КНД часть ступеней может использоваться только для сжатия воздуха, поступающего во внутренний контур (рис. 17. 2, а). Эти ступени называются «подпорными». Использование такой схе- мы позволяет, варьируя число и параметры подпорных ступеней, изменять в значительных пределах соотношение степеней повыше- ния давления во внутреннем и наружном контурах и создавать та- ким путем целое семейство двигателей с различными значениями Лкп , лкЕ и m на базе одного и того же газогенератора. По такой схеме выполнены, например, двигатели ТТ9Д фирмы «Пратт—Уитни» и CF6-50 фирмы «Дженерал электрик». 2. Выход потоков газа (воз- духа) из внутреннего и наруж- ного контуров может быть ор- ганизован не через раздельные сопла, а через одно общее соп- ло (рис. 17.2, б). Здесь воздух, прошедший через наружный контур, поступает в затурбин- ное пространство, где смеши- вается (перед соплом) с пото- ком выходящих из турбины га зов. Пространство между тур- биной и соплом, в котором организуется смешение пото- ков, называется камерой сме- шения. Такая схема ниже бу- дет сокращенно именоваться ДТРДсм. Смешение потоков за турби- ной обеспечивает ряд преиму- Рис. 17. 2. Варианты схем ДТРД: а—с «подпорными» ступенями: б—с камерой смешения за турбиной (ДТРДсм) ществ по сравнению с двигателем с разделительными контурами (см. ниже подразд’. 17.3). Поэтому эта схема часто используется в двигателях с малой и умеренной степенью двухконтурности =С2,0 ... 2,5). Примерами могут служить отечественные двигатели НК-8, Д-30 и цяп модификаций английского ДТРД «Спей». При 231
этом компрессор низкого давления может выполняться как с под* порными ступенями, так и без них. 3. Для увеличения тяги, в особенности на сверхзвуковых ско- ростях полета, ДТРД могут снабжаться форсажными камерами, аналогичными форсажным камерам ТРДФ. На форсажных режи- мах ДТРДФ полностью или почти полностью (в зависимости от схемы) теряют свои преимущества в экономичности перед ТРДФ. Однако для многорежимных самолетов, выполняющих полет и на а) Рис. 17. 3. Основные схемы ДТРДФ: я—с общей форсажной камерой (ДТРДФсм); б—с форсированием только по наружному контуру (ДТРДФП) сверхзвуковых и на дозвуковых скоростях, применение ДТРДФ в ряде случаев оказывается целесообразным. При этом расположе- ние форсажной камеры может быть различным. Наибольшее рас- пространение получили двухконтурные двигатели с общей форсаж- ной камерон (рис. 17.3, а). По этой схеме выполнены, например, американские двигатели TF30, F100 и F101, англо-французские ДТРДФ «Адур», RB199 и др. Представляет значительный интерес также схема с форсажной камерой, расположенной в наружном контуре (рис. 17.3,6). Эта схема ниже будет сокращенно имено- ваться ДТРДФП. Рассмотрим далее основные выражения для тяги и удельных параметров двигателей различных схем. Для двигателей с раздельными контурами (в том числе для ДТРДФП) тяга, удельная тяга и удельный рас- ход топлива определяются следующими соотношениями. Если cci 232
и рс1 есть скорость и давление газов на срезе сопла первого кон- тура, а ссц и рс и — соответствующие величины для второго кон- тура, то согласно теореме Эйлера (см. гл. 8) тяга двухконтурного двигателя без учета внешнего сопротивления будет равна ^=GrIcci-|-(pCI —pw)FCI+GrncCII+(Aii ——GbsV, (17. 1) где Grj и G|rn — расходы газа через сопла первого и второго кон- туров, a fcj и Fen — площади выходных сечений сопел. Формулу (17. 1) можно переписать также в виде где и 7?1=GrlcCI + (рС1 — рн) Fcl — GBl V 7?п=<7riiccii Ч-(Fen — Ph) Fai ^bii^ (17. 2) могут быть условно названы тягами первого и второго контуров. Отношение тяги R к суммарному расходу воздуха n -R Fi + Fii ул ОвЕ GbI + Овп называется удельной тягой ДТРЦ. Если ввести понятия удельной тяги внутреннего контура i=i/?i/Gb i и удельной тяги наружного контура Луди =/?n/GBii, то, разделив в выражении для удельной тяги ДТРД числитель и знаменатель на GBj, получим РуЛ1 + wFyin 1+«? (17.3) Отношение суммарного расхода топлива в обоих контурах к суммарной тяге р GT от1 + GT11 ул R Ri + Ru представляет собой удельный расход топлива ДТРД. Разделив в последнем выражении числитель и знаменатель на Св j, получим С ___3600 (gTl + WgTn) ул (1+т)/?уд (17.4) где gTi=GTi/GBr и =^6ТП/GBn—относительные доли топли- ва, подводимого к воздуху в первом и втором контурах. Для двигателей с камерой смешения тяга, удель- ная тяга и удельный расход топлива определяются теми же фор- мулами, что и для обычного ТРД: R=GrSec + (рс ^pH)F, ~ G^V- Ryn—R/Gss; Gy^^~, (17.5) К где сс — среднее значение скорости газа на срезе сопла за каме- 233
рой смешения (или общей форсажной камерой, если она установ-i лена) и <ЛЕ— суммарный расход топлива в основной и форсаж-1 * ной камерах. 1 17.2. ОПТИМАЛЬНОЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ РАБОТЫ ( ЦИКЛА МЕЖДУ КОНТУРАМИ ДТРД Если удельная тяга и экономичность ТРД без форсажа в за- 1 данных условиях полета и при данном уровне гидравлических по- терь определяются в основном двумя параметрами: и Тг*, то в ] ДТРД к ним добавляются еще два: m и лкп> определяющая ту долю работы цикла первого контура, которая передается (через j вентилятор) воздуху, поступающему во второй контур. Это сущест- ' венно усложняет задачу выбора основных параметров ДТРД. Для ; ее упрощения рассмотрим сперва частную задачу-—оптимальное распределение работы цикла между контурами в заданных уело- : Виях полета при фиксированных значениях т, лК1 и Тт. При этом для упрощения будем пренебрегать массой топлива и считать рас- ширение газов в соплах полным. Рабочий процесс во внутреннем контуре ДТРД с раздельными контурами по существу ничем не отличается от рабочего процесса обычного ТРД. Поэтому работа цикла внутреннего контура нефор- сированного ДТРД может быть выражена формулой, аналогичной формуле работы цикла ТРД: _,х А—1 Чы \ е\ J где величины еъ Ах, т]с т, tipi и пг1 относятся к внутреннему конту- ру ДТРД. j Работа цикла внутреннего контура расходуется на приращение , кинетической энергии газа в нем и частично передается во второй контур. Если LKlI есть работа вращения компрессора второго кон- ' тура, выраженная в единицах работы на единицу массы воздуха, < проходящего через этот контур, то из первого контура должна быть ' соответственно отобрана работа, в m раз большая. Следовательно, С2 _ V2 7.ц1 = /п7.к1|-| — . (17.7) j При отсутствии подвода тепла во втором контуре термодинами- | ческий цикл в нем также отсутствует. Подведенная к воздуху в ’’ компрессоре работа £кп непосредственно тратится на увеличение’1 кинетической энергии воздуха и на преодоление гидравлических ! потерь: Л, — V2 ' =Асп^п. (17. 8) ’ где коэффициент тщ оценивает роль гидравлических потерь во вто- ( ром контуре и при дозвуковых скоростях полета равен 0,78—0,86. ; 234 1
При фиксированном значении т увеличение доли работы цикла внутреннего контура, передаваемой во второй контур, приводит к повышению тягового КПД и соответственно удельной тяги двига- теля. Это происходит до тех пор, пока дальнейшее увеличение ссп не приведет к столь значительному снижению тягового КПД на- ружного контура, в результате которого удельная тяга двигателя в целом начнет снижаться. Значение £нп (или лкп) и соответству- ющее ему распределение работы цикла, при котором удельная тяга ДТРД достигает максимального значения, называется оптималь- ным. Заметим, что поскольку при неизменных параметрах цикла первого контура значение gTi остается неизменным, максимуму Куя (при т=const) одновременно соответствует согласно форму- ле (17. 4) минимум Суд. Рассмотрим задачу определения оптимального значения £кп при условии, что режим полета и параметры цикла внутреннего контура (и, следовательно, £((i) зафиксированы и что, кроме того, т и т]п остаются неизменными. Тогда, записав формулу (17. 3) в виде Р (gel — V) + rn (Cell — V) 1-f-m и взяв производную этого выражения по £кц, получим условие экстремума: _^£1__|-т.^£И_==о. (17.9) Но из формул (17.7) и (17.8) следует, что при принятых условиях rfCd т „ Дссц in ----=-------и -------• =--- . ДДп Cel Z-KH Сс11 Тогда, подставив эти выражения в уравнение (17.9), получим =Т1п. (17.Ю) \ £с1 / опт Таким образом, оптимальному распределению работы цикла между контурами в идеальном случае (т]ц=1) соответствует ра- венство скоростей истечения газа и воздуха из контуров, а с уче- том потерь в наружном контуре оптимальное значение ссп не- сколько снижается. Скорости истечения газа и воздуха из внутреннего и наружно- го контуров равны 235
где давление Ди* перед соплом второго контура меньше Хп вслед- ствие наличия потерь в канале этого контура: Xi—°пХп» (17.11) Рис. 17.4. Влияние на /?уд и Сул ДТРД (Я—0; Мн=0; пвх=1; т=1; n*s=25; Тг*='1600К; i)*n=0,84) причем коэффициент <гп равен обычно 0,94—0,96, а для двигателей с укороченным каналом второго контура (см. рис. 17.1,6) — 0,98—0,99. Поскольку температура воздуха в наружном контуре (за венти- лятором) значительно ниже температуры газов за турбиной, для получения равных (или близ- ких) скоростей истечения из контуров давление />кп должно быть существенно выше рт*. На рис. 17. 4 для примера по- казана зависимость скорости истечения газа (воздуха) из каждого контура, удельной тяги и удельного расхода топ- лива ДТРД, а также отноше- ния Ркп1Рг от степени повы- шения давления в вентиляторе Лкп при работе на старте. Как видно, максимум 7?уд и одно- временно минимум Суд дости- гаются здесь при ЛкПоит=4 (что соответствует Хп/А~1>5). В общем случае оптималь- ное значение лкп (или LKn) для ДТРД без смешения пото- ков зависит от многих факто- ров. Влияние наиболее важ- ных из них легко проанализи- ровать, приняв для упрощения т)п=1. Тогда, используя соот- ношения (17.7), (17.8) и (17. 10), получим Отсюда следует, что всякое увеличение работы цикла внутрен- него контура (например, из-за увеличения Д*) приводит к возра- станию Дкпопт и соответственно к росту ЛкПопт- Увеличение ско- рости полета в дозвуковой области слабо сказывается на Дц1 и, следовательно, на Тфпоит- Увеличение высоты полета ведет к зна- чительному увеличению ЛкПопт вследствие увеличения £ц1 и к еще- более значительному увеличению ЯкПопт вследствие дополнитель- ного влияния снижения Тв*. Увеличение степени двухконтурностщ 236
как видно из формулы (17. 12), приводит к уменьшению Lkiiout и соответственно ЛкПолт- Для иллюстрации на рис. 17. 5 показана зависимость значений * ЯкПопт от степени двухконтурности двигателя для стендовых ус- ловий и для условий полета с большой дозвуковой скоростью на высоте Я=11 км при фиксированных параметрах цикла первого' контура. Рис. 17.5. Влияние т на л*Попт (n*s=25; 7’г* = 1600К; Чк11 = °>84): .....ДТРД:--------ДТРДсм Рис. 17. 6. Схема камеры смешения 17.3. ОПТИМАЛЬНЫЕ ЗНАЧЕНИЯ л*п В ДТРДсм Параметры потока перед соплом в двигателе со смешением по- токов за турбиной могут быть определены следующим образом. Если в камеру смешения (рис. 17.6) из турбины поступают продукты сгорания в количестве GrI с температурой Ту* и тепло- емкостью сР1, а из наружного контура — воздух в количестве GDn с температурой Тп и теплоемкостью срп, то в результате их пол- ного смешения в соответствии с уравнением сохранения энергии температура смеси будет равна + ОвпСрпТц ' ем ~ ~ ч WrI “Ь ^вц) ^рсм где GrT ( GBII Gri+GBn 1 Ср11 Gfi+GeI| — теплоемкость смеси. 237
Пренебрегая отличием GrI от GBi, получим отсюда г;м=21±^Л_, (|7.13) 1 + тСр где с-р — ср u/cpi— отношение теплоемкостей воздуха и газа. Отличие этого отношения от единицы, как показывают расчеты, незначительно (всего в пределах 1—2%) влияет на значение Гсм. Поэтому с большой степенью приближения можно считать Т 1 см Т\ + тТ jj 1 -Ь tn (17. 14) Для определения давления на выходе из цилиндрической камеры смешения (см. рис. 17.6) запишем уравнение количества движе- ния для массы газа, заключенной между сечениями 1 — 1 и £м — см, полагая трение на стенках камеры отсутствующим, а по- ток в сечении см — см равномерным: ^см^см G-41H “F^bIAi) АЛ + Рсм^см, где Fj; Fn — площади сечений каналов первого и второго контуров на входе в камеру смешения; 7'CM=Fi+/7n— общая площадь кана- ла на выходе из нее; рг; рп; Рем; ср, Сц; ссм— статические давле- ния и скорости потока в этих сечениях. Используя газодинамическую функцию z(X)= Gc+PF_ , -Ь PwpFкр где GaKp-|-pKp^cp =-^y^G«:Kp, и пренебрегая различием физиче- ских свойств воздуха и газа, можно преобразовать это уравнение к виду (14-m)zuCM)=z(XI) (17.15) причем, как известно, г(л) =0,5(7+ 1/7).. Наконец, записав при тех же условиях уравнение неразрывности для камеры смешения в виде АмДсм9(>-сМ) = (1 +«) (Xj) (17. 16) получим систему уравнений (17. 14), (17. 15) и (17. 16), которая при известных значениях полных давлений, температур и скоростей (чисел 7) потока на входе в камеру смешения позволяет опреде- лить (путем их последовательного решения) значения Гсм, Хсм и рСм. При этом значение т, входящее в эти уравнения, однознач- 238
но связано с соотношением площадей сечений каналов и парамет- ров потоков на входе в камеру: Л1 / Л х V t'ii Ч (Ml) ?(xl) (17.17) Обычно в ДТРД скорости воздуха и газа на входе в камеру смешения дозвуковые (причем на расчетном режиме /ц—0,3... ... 0,5). Тогда статические давления на входе в камеру по внут- реннему и по наружному контуру можно принять одинаковыми и, следовательно, соотношение чисел и Zn будет определяться со- отношением полных давлений входящих в камеру потоков: П(Х11)=П(Х1)я7/н. (17.18) Скорость истечения газа из сопла двигателя со смешением потоков (при полном смешении и полном расширении) равна Сс=? 1/2 -Ц/?г:мI 1 1. v k—\ L \pcwJ J (17.19) Нелинейность зависимости скорости истечения от температуры приводит к тому, что при возникновении теплообмена между пото- ками, выходящими из обоих контуров, скорость истечения более нагретого газа падает в меньшей степени, чем возрастает скорость истечения холодного газа. Выравнивание температуры обоих пото- ков в камере смешения (в процессе тепло- и массообмена между ними) приводит к аналогичному эффекту, и поэтому значение /?УЛ в ДТРДсм на взлете теоретически оказывается на 1—3% выше, чем у двигателя без камеры смешения с такими же параметрами газа за турбиной и воздуха за вентилятором. В такой же мере улучшается при наличии смешения и экономичность двигателя (снижается Суд). Но для реализации этого выигрыша необходимо обеспечить до- статочно равномерное поле температур перед соплом (достаточно полное смешение потоков) при малых потерях в камере смешения. С целью улучшения процесса смешения за турбиной может быть установлено специальное смесительное устройство (например, гоф- рированная поверхность или серия патрубков), обеспечивающее интенсификацию смешения благодаря резкому увеличению поверх- ности раздела обоих потоков. Для снижения потерь в камере смешения скорости потоков на входе в нее должны быть близкими, что при равенстве статических давлений соответствует близости полных давлений (pn^Pi*)- Поскольку давление рп* мало отличается от давления за вентиля- тором, a pi* — от давления за турбиной, то отсюда следует, что оп- тимальная степень повышения давления в вентиляторе ДТРДсм должна соответствовать условию ( рк11 )опт Р* ‘ 239
Расчетные исследования подтверждают это. Максимум удель- ' ной тяги в ДТРДсм достигается обычно при /?кп=(0,97... 1,05) А- Но это условие, как видно из рис. 17.4, достигается при заметно меньшем значении лкп, чем лк11опт для двигателя без камеры смешения. Соответствующие значения лкцоит для ДГРДсм пока- заны на рис. 17.5. В то же время, как показывают исследования, удельная тяга в ДТРДсм при Рк1\!Рг= 1 оказывается практически такой же (несколько выше), как и при оптимальном распределе- нии £Д1 в ДТРД с раздельным выходом потоков. Возможность выбора пониженных значений лкп (и соответствующего снижения массы двигателя) является одним из преимуществ ДТРДсм. Другим важным преимуществом этой схемы является упроще- ние задачи реверса тяги при наличии общего сопла. При малой или умеренной разнице в значениях pi* и рп* рас- чет р*к по формулам (17. 14—17. 17) может быть с достаточной для многих практических целей точностью заменен вычислением его по приближенной формуле: Am— р , р °см ’ ci + А1 (17. 20) где введение коэффициента <тсм=0,98... 0,99 позволяет учесть реальную форму камеры смешения и трение на стенках, а также остаточную неравномерность потока (при неполном смешении), отрицательно влияющую на тягу двигателя. 17.4. ОПТИМАЛЬНЫЕ ЗНАЧЕНИЯ Л*„ В ДТРДФ Для ДТРДФсм (см. рис. 17. 3, а), очевидно, оптимальное значе- ние Лкп должно быть примерно таким же, как и для ДТР Дсм, т. е. должно отвечать условию Ап ~ А- При этом при фиксированном значении температуры газа в форсажной камере суммарное коли- чество топлива, подведенного к воздуху в ДТРДсм, равно О.,Е с„ (71,—А.) = (17.21) 'А WA т. е. не зависит ни от т, ни от Лкп- Следовательно, значение лкц, оптимальное по удельной тяге, бу- дет в этом случае одновременно оптимальным и по экономичности двигателя. Иная картина наблюдается в ДТРДФП (см. рис. 17.3,6). В этом случае за счет подвода тепла приращение кинетической энергии воздуха во втором контуре оказывается гораздо больше работы, затраченной на вращение компрессора этого контура. Это делает более выгодной передачу энергии из первого контура во второй (с точки зрения получения максимальной тяги). Кроме того, при увеличении лкп растет Ап, что, как изве- .240
Рис. 17.7. Влияние Ап на 7?Уд. Ф и Суд. ф ДТРДФП (условия те же, что и для рис. 17.4; 7’ф* = 2ОООК) соотношение скоростей истечения га- стно из термодинамики, приводит к лучшему использованию теп- ла, выделившегося в форсажной камере. Поэтому значения An> обеспечивающие максимум удельной тяги или минимум удельного расхода топлива, для ДТРДФП оказываются более высокими, чем для ДТРД без форсажа. Поскольку увеличение Ап (при фиксированном значении Т’фп) в этой схеме влечет за собой снижение расхода топлива (вследствие уменьшения разности 7фп — Т’кп), минимум Суд. ф здесь уже не совпадает с максимумом Рулф, и наивыгоднейшее по экономичности значение лк11 должно быть несколько больше оп- тимального по удельной тяге. Для иллюстрации на рис. 17. 7 пока- зано влияние Ап на Руд. ф и Суд. ф ДТРДФП. Как видно из рис. 17.4 и 17.7, зависимости удельной тяги и удельного расхода топлива от Ап протекают полого и при умень- шении L-кп на 15—20% по сравнению с оптимальным ее значением удельная тяга (или экономичность) двига- теля снижается примерно всего на 1%. При проекти- ровании ДТРД обычно зна- чения Лкп выбираются меньше оптимальных, по- скольку это позволяет уменьшить потребное число ступеней в вентиляторе (или их напорность) и снизить уровень давлений в тракте наружного контура, т. е. в конечном счете приводит к заметному снижению массы (веса) двигателя. Кроме то- го, следует отметить, что с изменением условий полета зов из сопел первого и второго контуров уже выполненного двига- теля, равно как и соотношение Ап/А» существенно изменяются. В частности, с ростом скорости полета отношение Ап/А растет (см. ниже, гл. 18). Поэтому выбор Ап должен производиться с учетом этих изменений, что также приводит обычно к возможности (и целесообразности) иметь в условиях взлета значение Ап меньше оптимального. Однако значения удельных параметров двигателя (Руд и Суд) при этом оказываются достаточно близкими к оптимальным (вследствие отмеченной пологости зависимостей типа приведенных на рис. 17.4 и 17.7). Поэтому последующий анализ влияния раз- личных параметров на удельную тягу и экономичность ДТРД бу- дет проводиться (для упрощения) в предположении, что Ап=Ап0Пт. 241
17. 5. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И СТЕПЕНИ ДВУХКОНТУРНОСТИ НА ДАННЫЕ ДТРД Как уже указывалось, удельные параметры двигателя со сме- шением потоков за турбиной и без смешения при оптимальных для каждой схемы значениях лкп близки друг к другу. Поэтому здесь мы ограничимся рассмотрением ДТРД с раздельными кон- турами. Рассмотрим вначале влияние Л1=г>к*/рн и Тт* на Дуд и Ст ДТРД при фиксированном значении степени двухконтурности. Из формул (17.7) и (17.8) с учетом (17. 10) следует, что при т)ц=1 и оптимальном значении Яки скорость истечения из сопел наруж- ного и внутреннего контуров равна: Cci — Ссц-— _£sl__L |/2 1 + m Тогда Дуд 1= Дуд п, и с учетом формулы (17.3) получим ^=1/-(17-22) Если Qi~cu(TK*-—Тк*) —количество тепла, подведенного к воз- духу в камере сгорания (в первом контуре), то удельный расход топлива ДТРД р _____3600Q]__ УД (1+7П)7]г//„/?уд Формулы (17.22) и (17.23) показывают, что при т]п—1 и опти- мальном лкц: а) Дуд и Суд в заданных условиях полета зависят только от па- раметров цикла первого контура и значения пг-. б) влияние степени повышения давления в первом контуре Л1 и степени подогрева A( = Тт*/Тн на Дуд и Суд при фиксированном значении m в качественном отношении такое же, как и для одно- контурного ТРД (т. е. при т=0). В частности, максимум Дуд в заданных условиях полета достигается одновременно с максимумом £ц1, чему соответствует оптимальная степень повышения давле- ния: rtio^/mATlciV, (17.24) причем при равных А, 7]с и т]р значения лОпт в ТРД и ДТРД сов- падают. Минимум Суд в ДТРД, как и в ТРД достигается при лек>лОпт- Но вследствие более высоких значений т]тиг, значение лак в ДТРД, как показывают расчеты, оказывается при прочих равных условиях несколько меньше (ближе к лОтгт). чем в ТРД. Качественный характер зависимости Cyjl=f(Ai) для ТРД и ДТРД одинаков и связан, как известно, с противоположным изме-
нением т]вн и цТЯ1- при увеличении Д (см. гл. 13). Но оптимальное по экономичности значение Дх в ДТРД превышает Дэк для ТРД (и это различие тем существеннее, чем больше т), так как т]Тяг ДТРД выше, и поэтому отрицательное влияние его уменьшения (с ростом Д) сказывается на уровне Суд в меньшей степени. Учет наличия потерь во втором контуре в общем незначительно влияет на эти результаты и сказывается, в основном, в той области значений щ и Дх, где Д|И соответственно Лкц малы, и поэтому тцх резко снижается. Рис. 17.8. Влияние it*s и т на удельные параметры ДТРД (лк11 = якПолт) На рис. 17.8 и 17.9 приведены результаты расчетов влияния Яка и Тг на /?уд и Суд ДТРД с детальным учетом потерь во всех элементах двигателя. Как видно из рис. 17.9, в условиях крейсер- ского дозвукового полета оптимальные по экономичности значения Тг* в ДТРД могут достигать 1200—1300 К и более, что стимулирует применение еще более высоких значений температуры перед тур- биной на максимальном режиме (1400—1600 К)- Этим температу- рам соответствует лК8опт= 12... 16, но минимум Суд достигается при существенно более высоких значениях лка 40.. .80 (см. рис. 17.8), что вместе с относительно слабым влиянием лке на массу двигателя в целом определяет применение в современных ДТРД Лка~ 20...30. 243
Рассмотрим далее влияние степени двухконтурности на удель- ные параметры ДТРД при неизменных параметрах цикла внутрен- него контура (т. е. при L4 t=const и Qj=const). Совместное рассмотрение формул (17.22) и (17.23) показыва- ет, что с ростом т как |/?уд, так и Суд монотонно уменьшаются. Аналогичный результат наблюдается и при наличии потерь во внешнем контуре, не учтенных в формуле (17.22) (см., например, Рис. 17.9. Влияние ТТ* и т на удельные параметры ДТРД (// = 11 км; Мл = 0,9; я *Е=24; л*п = як11оит): -------^уд: Суд рис. 17. 8). Но по мере увеличения т значение Ткцопт уменьшает- ся, вследствие чего роль гидравлических сопротивлений во втором контуре возрастает, в особенности при больших скоростях полета. Это может привести к появлению экстремума-минимума на кривой суд=/ (т)- На рис. 17. 10 приведена зависимость Суя от т в различных ус- ловиях полета при 7г*=1600 К- Как видно, в земных условиях Суд непрерывно снижается вплоть до /п>12. В условиях высотного до- звукового полета тОцт~8, а при Мы=2 минимум Суд достигается (при такой Tt*) уже при 1,5. Выбор т для двигателя того или иного назначения должен про- изводиться с учетом его влияния не только на Суд, но и на габа- ритные размеры, массу и внешнее сопротивление силовой установ- ки. С увеличением т вследствие падения Дуд габаритные размеры и внешнее сопротивление двигателя заданной тяги возрастают. 244
Удельная масса двигателя сравнительно слабо зависит от т. Не- маловажное значение имеет также учет влияния т на уровень шума, создаваемого реактивной струей и лопатками вентилятора. По данным зарубежных исследований, для самолетов средней даль- ности с крейсерскими скоростями полета V=950... 1000 км/ч оп- Рис. 17. 10. Влияние т на экономич- ность ДТРД в различных условиях полета при ТТ*= 1600 К: it*so=2O и як11 ’ЬсПопт" 1—Н=0; 1Лн=0; =20; 2—Я=1.1 км; Мк=0,9; Л к£=25; 3—Н=1Л км; Мя=2; зт Ks —12 тимальные значения степени двухконтурности составляют 1—3, а для тяжелых транспортных самолетов с У=800... 850 км/ч при применении высокотемпературных турбин оказывается выгодным увеличить значение степени двухконтурности до 5—6 и более. 17 .6. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И СТЕПЕНИ ДВУХКОНТУРНОСТИ НА ДАННЫЕ ДТРДФ Анализ влияния параметров рабочего процесса и пг на данные ДТРДФ будем вести (как и для ДТРД) при условии, что значение Лкп оптимально. Влияние степени повышения давления на данные ДТРДФ с общей форсажной камерой в общем аналогично тому, которое наблюдается в одноконтурных ТРДФ (см. гл. 13). Оптимальное зна- чение Яке лежит между значениями, соответствующими максиму- му Дуд и минимуму Суд нефорспрованного ДТРДсм с такими же Га-* и т. При этом, поскольку в ДТРДФсм суммарное количество топлива, приходящееся на 1 кг воздуха, согласно формуле (17.21) не зависит от Тг и лк5!, оптимизации лкЕ по удельном тяге, как и в ТРДФ, одновременно обеспечивает и достижение миниму- ма Суд ф. В Д1РДФП при наивыгоднейшем распределении работы цикла- Сц! между контурами оптимальное по Дуд. ф значение Якя практи- чески соответствует максимуму работы цикла, т. е. оно такое же,. 245
как п в двигателе без форсажа. Оптимальные по экономичности 1 значения в ДТРДФП оказываются практически такими же, как и в ДТРДФсм. Увеличение Тг* в конечном счете ведет к увеличению давления в форсажной камере и, следовательно, к росту удельной тяги и к улучшению экономичности ДТРДФ любой схемы на форсажных режимах. Важной особенностью ДТРДФ является существенное влияние степени двухконтурности на степень форсирования, удельную тягу и удельный расход топлива на форсажных режимах. Увеличение скорости истечения и соответственно степень фор- сирования при подводе тепла в форсажной камере ДТРДФ могут быть приближенно определены по формулам, аналогичным приве- денным в гл. 13 для ТРДФ. В частности, при V=0 для ДТРДФсм (17.25)' Сс ' 1 см Значение Тем в ДТРД намного ниже температуры газов за тур- биной ТРД, как вследствие смешения газов с холодным воздухом, поступающим из вентилятора, так и вследствие меньшего значения Тт* (из-за передачи части работы турбины во второй контур). По- Рис. 17. 11. Влияние т на сте- пень форсирования ДТРД в стартовых условиях (лкЕ — 18; 77* =1400 К) Рис. 17. 12; Влияние т на удельные па- раметры ДТРДФсм (------) и ДТРДФП (------) при 1Лн— 2; /7=11 км; л*Е=10; Гг*=1400К; 7’ф* = 2000К этому степень форсирования ДТРДФсм оказывается существенно более высокой, чем в одноконтурном ТРДФ с такими же парамет- рами рабочего процесса (рис. 17. 11). В то же время значения д1(П и рс в ДТРДсм ниже, чем давле- 246
ние за турбиной в одноконтурном ТРД с такими же значениями лкЕ и Тг*. Следовательно, подвод тепла в форсажной камере ДТРДФсм производится при меньшем давлении, чем в ТРДФ, что влечет за собой меньшие скорости истечения (меньшие значения ^уд.ф) и худшую экономичность (рис. 17. 12). Несколько иные результаты получаются для ДТРДФП. Учиты- вая, что Сспф~ссп 1/ нетрудно получить следующее выраже- V Тк11 ние для степени форсирования при У=0: ««=---------nV'-- (17-26) где Ru=Ru/Ri — соотношение тяг наружного и внутреннего конту- ров на бесфорсажном режиме. Как видно из этой формулы, степень форсирования здесь су- щественно зависит от 7?п и при малых т (когда Дц мало) ока зывается небольшой. Но при 1 она и в этом случае су- щественно превосходит воз- можную степень форсирования ТРДФ (см. рис. 17.11). Оптимальные значения лкц в этой схеме выше, чем в обыч - ном ДТРД или ДТРДсм, и по- этому при умеренных т давле- ние в форсажной камере вто- рого контура может здесь даже превышать давление за тур биной аналогичного по пара- метрам одноконтурного ТРДФ. В результате экономичность такого двигателя оказывается более высокой, чем у ТРДФ и ДТРДФсм с такими же значе- ниями Тг* и Гф* (см. рис. 17.12). При умеренных ско- ростях полета этому способст вуют также наличие внутренне- го контура, работающего без форсажа. Однако следует подчерк- Рис. 17. 13. Зависимость Суд от /?ул на форсажных режимах для двигателей различных схем (Мн=2; 77 = 11 км; =14; Гг* = 1600К; в ДТРД т=1 и л*ц—2,0); t—максимальный режим; 2—полный форсаж при Гф—2000 к нуть, что лучшая экономим- ность ДТРДФП достигается при более низком уровне удельных тяг /?уд.ф, чем у ДТРДФсм и ТРДФ. Из рис. 17.13 видно, что при рав- ных удельных тягах ДТРДФП уступает в экономичности ТРДФ и может иметь лишь незначительное преимущество перед ДТРДсм. 247
Выбор наиболее целесообразного значения т для ДТРДФ пред- ' ставляет собой еще более сложную задачу, чем для нефорсирован- ного ДТРД, так как двигатели с форсажом устанавливаются на самолетах с широким диапазоном высот и скоростей полета. Но поскольку в ДТРДФсм увеличение т приводит одновременно и к снижению Дуд.ф и к ухудшению экономичности на форсированных’ режимах, целесообразные значения степени двухконтурности в та- таких двигателях обычно не превышают m= 1... 2.
Глава 18 ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДТРД И ДТРДФ 18. 1. ОСОБЕННОСТИ РЕГУЛИРОВАНИЯ ДТРД И УСЛОВИЙ РАБОТЫ КАСКАДОВ КОМПРЕССОРА Программы регулирования (управления) двухконтурных ТРД на установившихся режимах должны решать те же задачи, что и для одноконтурных ТРД, т. е. обеспечивать достижение наиболь- шей тяги на максимальном режиме при наилучшей экономичности на крейсерских режимах и в то же время предотвращать пере- грузку деталей двигателя и нарушение устойчивой работы его эле- ментов. Достижение максимальной тяги в различных условиях полета, как известно, требует поддержания постоянного (максимально до- пустимого) значения температуры газа перед турбиной и макси- мальной частоты вращения. Но двухконтурные ТРД выполняются чаще всего по двухвальной схеме. А в этом случае при выполнении, например, условия Тт* = const частоты вращения роторов высокого и низкого давления не будут оставаться строго постоянными, а бу- дут несколько изменяться при изменении условий полета, как и в одноконтурном двухвальном ТРД (см. подразд. 14.4). Степень из- менения частот вращения каждого из роторов при изменении усло- вий полета (и сохранении Тг* = const) зависит от газодинамической схемы двигателя, расчетных параметров и характеристик компрес- соров первого и второго контуров и определяется особенностями совместной работы элементов ДТРД. Условия работы компрессора (каскада) КВД в двухвальных ДТРД, выполненных по схемам, приведенным на рис. 17. 1—17. 3, полностью аналогичны таковым для КВД двухвального ТРД. На основных эксплуатационных режимах степень расширения газа в турбине высокого давления (при нерегулируемых сопловых аппаратах в турбине) остается неизменной (лтвд—const) и урав- нение рабочей кривой на характеристике КВД имеет поэтому та- кой же вид, как и для одновального ТРД с лт* = const: (18.1) 4 РвТВД ' 4квд 249
При этом степень и характер изменения Тт* при изменении ус- ловий полета и nB=const зависят, в основном, от расчетных пара- метров и способа регулирования КВД и для нерегулируемых осе- вых КВД может быть оценена по данным, приведенным на рис. 14.7. Как видно из рисунка, при расчетных значениях лквд<;4 (как в двухвальных ТРД) Тг* при пБ=const существенно падает с ростом Тв* (например, вследствие увеличения скорости полета). Но в современных ДТРД расчетные значения суммарной степени повышения давления в ряде случаев достигают Лке=20. . .25 и более, тогда как степень повышения давления в вентиляторе обыч- но не превышает Лкп=3,0. Поэтому в КВД двухвальных ДТРД обычно применяются компрессоры со значительно более высокими степенями повышения давления, чем в двухвальных ТРД (до Лквд=6...8 и более). Из рис. 14. 7 видно, что в этом случае при задании Иквд —const изменение 7’й* при изменении условий поле- та оказывается уже незначительным. Поэтому практически для поддержания Тт*—const в таких ДТРД достаточно поддерживать на максимальных режимах постоянную (максимальную) частоту вращения ротора высокого давления, что существенно упрощает устройство САР двигателя. Однако, с другой стороны, применение повышенных (по сравне- нию с двухвальными ТРД) значений Лквд, естественно, снижает запас устойчивости в КВД при пониженных частотах вращения, и в ряде случаев для обеспечения устойчивой работы двигателя приходится использовать те или иные средства регулирования это- го компрессора. Может быть применен, например, перепуск воздуха из средних ступеней КВД в канал второго контура или поворот лопаток статора (обычно в одной или нескольких первых ступе- нях). Наконец, может быть использовано разделение КВД (ком- прессора внутреннего контура) в свою очередь на два каскада, т. е. переход к трехвальной схеме двигателя (см. рис. 17. 1,6). В этом случае компрессор среднего давления (КОД) и КВД, каме- ру сгорания, а также первый и второй каскады турбины следует рассматривать как двухвальный турбокомпрессор, программы регу- лирования и условия совместной работы элементов которого пол- ностью аналогичны изложенным в гл. 14 для элементов двухваль- ного ТРД, работающего с лт* = const. Возможно также сочетание различных способов регулирования компрессора в одном двига- теле. Условия работы КНД (вентилятора) в ДТРД существен- но отличаются от условий работы КНД в двухвальном ТРД. В ДТРД, как и в ТРД, при снижении щгр наблюдается увеличе- ние углов атаки у лопаток первых ступеней компрессора, т. е. их «затяжеление». В двухвальном (трехвальном) ДТРД это приводит, как и в двухвальном ТРД, к относительному снижению частоты вращения КНД (вентилятора), т. е. к увеличению «скольжения» роторов. Однако степень увеличения углов атаки в вентиляторе ДТРД при снижении Пщ, оказывается обычно значительно меньше, 250
чем в КНД двухвального ТРД. Это объясняется тем, что воздух из вентилятора поступает не только в КВД, но и в канал второго кон- тура, через который свободно проходит в сопло или в камеру сме- шения. Таким образом, канал второго контура играет роль посто- янно действующего перепуска воздуха, что существенно повышает запасы устойчивости вентилятора на пониженных /1пр и упрощает задачу обеспечения устойчивой работы компресора ДТРД в целом. При снижении ппр каскадов компрессора (например, вследствие увеличения скорости полета) <у(Х) на входе в КВД (или в КСД трехвального двигателя) уменьшается, тогда как q (/.) на входе в канал наружного контура почти не изменяется и может даже уве- личиться. В результате этого соотношение расходов через наружный контур и через компрессор внутреннего контура (т. е. степень двух- контурности т) возрастает. 18.2. ОСОБЕННОСТИ СОВМЕСТНОЙ РАБОТЫ ЭЛЕМЕНТОВ ДТРД РАЗНЫХ СХЕМ Условия и особенности совместной работы элементов ДТРД зависят от схе- мы двигателя и расчетного значения т. Двухвальный ДТРД с раздельными контурами. Предполо- жим, что передняя кромка канала внутреннего контура (А на рис. 17. 1) распо- ложена достаточно далеко за вентилятором, так что радиальная перестройка по- тока, возникающая при изменении т, происходит за вентилятором и не сказы- вается на его характеристиках. Кроме того, будем полагать, что изменение пара- метров потока за вентилятором по радиусу невелико, т. е. значения р* и Т* на входе в КВД и в канал наружного контура одинаковы. Тогда, записав формулы расхода воздуха через сопло наружного контура (18.2) РкП°Н GbII = тв -j~ /"сП? (XciI) v Л<п и через КВД (т. е. через внутренний контур) Р*вд Ов! — ТПп г ------ ДвВД q Он)вд. ' ГвВД где КвВД — площадь проточной части на входе в КВД, получим, полагая Fc n=const; on=const; /£„ = рвВД и ?кП = ТвВД: G»li , q (Acii) tn = —— — const------—-----. GbI q (Ав)вд При пс п>1,6 значение д(Лсп) отличается от единицы ие более чем иа 2% и тогда увеличение m при снижении ппр роторов, как видно из этой формулы, происходит обратно пропорционально уменьшению </Р-п)вл- При меньших зна- чениях зтс и увеличение m при снижении ппр несколько замедляется. Учитывая далее, что GbE = Gbj(1 -l-m) и что = mK где Екнд—площадь проточной <--- — l Ркнд> Л<пд и <7(^к)нд—средние по этой площади причем при принятых допущениях р*нд = /?*вд и Т*ид Л<НД „ „ , л-5— Гкнд9(Мнд> г 1 кНД части на выходе из вентилятора (КНД), а значения р*, Т* и q(А), = ТвВд будем иметь 251
q (Мнд = const (1 + tri) q (Хв)вд. (18.31 С помощью этой формулы легко проследить влияние двухконтурности на положение рабочей кривой на характеристике вентилятора, если построить эту* характеристику по относительной плотности тока на выходе из вентилятора’ (рис. 18.1,6). Тогда для двухвального одноконтурного ТРД (т=0) согласно-, формуле (18.3) по мере снижения пПр <?(^к)нд будет уменьшаться пропорцио- нально снижению </(лГ!)вд- Но если этот же компрессор является вентилятором. ДТРД, то вследствие увеличения т при уменьшении <ДХв)вд (см. формулу (18.2)] ?(%к)нд будет снижаться в меньшей степени, чем в первом случае,, и рабочая кривая сместится вправо вниз. При этом, чем выше т, тем в боль- шей мере, как видно из формулы (18.3), будет проявляться влияние двухкон- турности. Рис. 18. 1. Рабочие кривые на характеристике вентилятора (КНД): а—по ?(Хв)[_щ; б—по ?(Ак)Нд; /—в двухвальиом ТРД; 2—в ДТРД с раздельными контурами; 3—в ДТРДсм Наконец, условие равенства мощности КНД (вентилятора) и приводящей его во вращение турбины низкого давления с учетом распределения расходов воздуха по контурам может быть записано в виде дТНД = (1 4- «О Дкнд- Масса топлива и отбор воздуха на охлаждение турбины здесь не учтены. Обозначив Ьтнд/^твд = Р и учитывая, что допущениях Ьтвд = ^квд> преобразуем это уравнение к виду (1 + tri) Лкнд = Дквд = РРо^квд. для упрощения при указанных где р=р/ро — относительное изменение параметра р при изменении степени расширения газа в турбине (индекс «О» относится к расчетному режиму). Заменив здесь £кнд и £квд пропорциональными им подогревами воздуха А^кид и АТ’квД. учитывая, что Д/’квд = Т’кнд (тквд ~ 1) и разделив обе части *7'* последнего равенства на /кНд, получим Д^КНД 'ГКВД — 1 - —5-----= const —-------₽. Гкнд 1 + т (18.4) 252
Учет массы расходуемого топлива и постоянного отбора воздуха на охлаж- дение турбины сказывается практически только на значении константы^ входя- щей в это уравнение. При сверхкритических перепадах давлений в нерегулируемых соплах на- ружного и внутреннего контуров <?(Х,С и) в лт являются неизменными. Как из- вестно из теории газовых турбин, при Л* = const остается неизменным и рас- пределение перепада (работы) между ступенями турбины, т. е. в формуле (18.4) (3=1. В этом случае уравнения (18.2)—(18.4) позволяют для каждой точки рабочей кривой на характеристике КВД найти соответствующую ей точку на характеристике КНД, т. е. представляют собой систему уравнений, описыва- ющую рабочую кривую на характеристике вентилятора (КНД). Действительно, если по известным значениям параметров каскадов компрес- сора и степени двухконтурности на расчетном режиме определить значения констант, входящих в эти уравнения, то по значениям q (^в)вд и ^квд= = 1 + (еквд—О/ЧквдД™ какой-либо точки рабочей кривой КВД (.18. 2) — (1'8. 4) АТ'кНд/^кНД* А позволяют последовательно две последних величины определить т, уравнения <?(М нд рабочей точки на характеристике вен- тилятора, построенной по относительной плотности тока иа выходе из него, как показано на рис. 18.2. При докритических перепадах в соплах, которые могут наблюдаться на глубоких дроссельных режимах или у двигателей с большой степенью двух- контурности, необходим учет изменения зГт* (т. е. изменения |3) и <?(ХС и) В этом случае, как и в одноконтурных ТРД, режим работы вентилятора оказывает- ся зависящим не только от пПр, но и от соотношения рв* и рн, т. е. наблюдается расслаивание рабочих кривых на харак- теристике КНД по числам М полета. ДТРД со смешением пото- ков за турбиной. Здесь условия совместной работы каскадов компрессо- ра и турбины при принятых допущениях в общем аналогичны рассмотренным вы- ше для двигателей с раздельными конту- рами. Но роль минимального сечения в канале наружного контура (вместо соп- ла) играет здесь сечение II на входе в камеру смешения Поэтому формула (18.2) должна быть заменена для ДТРДсм формулой т = const9(XII)/9(kB)M. (18.5) однозначно определяют положение Ч^к)нд Рис. 18.2. К определению режима работы вентилятора в ДТРД: вверху—характеристика КВД; внизу —ха- рактеристика вентилятора (КНД) Кроме того, в отличие от двигателей без смешения, в этом случае наличие сверх- критического перепада давлений в нере- гулируемом сопле не влечет за собой постоянства лт*. В ДТРДсм канал наружного контура непосредственно сооб- щает затурбинное пространство с полостью за вентилятором, а давление перед турбиной, как известно, близко к давлению р* за КВД. Поэтому л* оказы- вается непосредственно связанной с отношением давлений р* и р*п> т. е. со степенью повышения давления в КВД (для схемы на рис. 17.2,6). При умень- 253
шении «пр КВД (например, вследствие увеличения скорости полета) згквд па- * дает, а вместе с ней уменьшается и я.г. Однако снижение л* при FKJ>— const происходит все же в меньшей степе- ни, чем уменьшение л^вД’ в результате чего отношение давлений за вентилято- ром и за турбиной as * PkII Ят ® — я Рт ск.сл:КВд (18.6) растет, что приводит к увеличению скорости течения воздуха в канале наруж- ного контура и соответственно к росту «/(Хи), входящего в формулу (18.5). В результате в ДТРДсм рост степени двухконтурности по мере снижения пПр ротора высокого давления происходит еще в большей степени, чем в ДТРД с раздельными контурами. Из формулы (18.3) следует, что это влечет за собой еще большее удаление рабочей кривой на характеристике вентилятора от гра- ницы устойчивости (см. линии 3 на рис. 18. 1). Изменение лт приводит к изменению коэффициента 0 в формуле (18.4). Значение л^вд в рассматриваемом случае можно считать постоянным. Поэто- му степень понижения давления в турбине низкого давления (турбине венти- лятора) будет пропорциональна лг: лтнд ~ лТНДОЯ-/ЯтО’ (18.7) и _ 1 — 1/гтнд (1 — 1/еТнд)о (18.8) где индекс «О» относится к расчетному режиму. Количественная связь между лт и лквд может быть получена путем сов- местного решения системы уравнений, включающей в себя уравнения (17. 14), (17.16) — (17.18), (17.20), описывающие процессы в камере смешения, а так- же уравнение (18.6) и уравнение, связывающее Л.(. с числом X на выходе из внутреннего контура в камеру смешения: п+1 q (X]) = const п,г 2n , (18.9) п + 1 где практически можно принять —-—— = 0,88. Последнее уравнение может быть получено из условия равенства расходов газа через сопловой аппарат первой ступени турбины и сечение I и аналогич- но уравнению (14.8). При типичном для ДТРДсм случае близких к критическому или сверхкри- тических перепадов давления в нерегулируемом выходном сопле число X на входе в сопло (т. е. на выходе из камеры смешения) должно оставаться посто- янным (ХСм = const). Анализ указанной системы уравнений для этого случая показывает, что характер изменения лт в зависимости от лквд близок к ли- нейному, а степень этого изменения зависит от степени двухконтурности т, со- отношения полных давлений и температур на входе в камеру смешения Ри= Pn/Pi и ^11 = Тц/Ti и числа А на входе в камеру по одному из кон- туров (например, Хг). Однако непосредственное использование этой системы для получения количественных данных о влиянии каждого из этих параметров за- труднено из-за значительного числа нелинейных уравнений. Для упрощения этой задачи может быть использован метод малых отклонений (24]. На рис. 18.3 приведены значения логарифмической производной лт по лквд в зависимости 254
от т, полученные путем решения описанной системы уравнений этим методом при Ти =0,4 и при различных значениях и Ai. Логарифмическая (относитель- Вл.', л кВД ^л.^. ная) производная В=—-*—= -—*---------—»----- показывает (в данном случае) °яквд ят “лквд изменение л* в % на 1% изменения лввд. Как видно, степень изменения л* по Лквд в ДТРДсм увеличивается с ростом т и уменьшается с увеличением Аг и p’j'j. При этом Вл*/6лквд <1, т. е. л* изменяется всегда в меньшей степе!'>, чем Лквд* Влияние Гц на рассматриваемую зависимость сравнительно неве- лико: при Р[[ ~ 1 и zn=0,2... 2,0 увеличение Ту на 0,1 приводит к увеличению Зл*/8лВВд соответственно на 0,01—0,02. без подпорных ступеней в вентиляторе Уравнения (18.3) — (18.9) вместе с системой уравнений для камеры сме- шения описывают условия совместной работы КВД, вентилятора, ТНД и камеры смешения в ДТРДсм. Определение режимов работы вентилятора, соответствую- щих каждой рабочей точке КВД, т. е. построение рабочей кривой на характери- стике КНД, в этом случае может быть выполнено, в основном, таким же пу- тем, как и для ДТРД без смешения потоков, но со следующими особенностями. 1. Изменение лт, вызванное изменением лквд, должно быть определено путем решения системы уравнений для камеры смешения совместно с уравне- ниями (18.6) и (18.9) или приближенно (при ACM=const) с использованием данных рис. 18.3. В последнем случае следует предварительно по значениям т, U Рн и Уп на расчетном (исходном) режиме определить Вл*/Влввд для этого режима, а затем, полагая изменение л* по Лдвд линейным, вычис- лить Вяквд \яквдо где индекс «0» относится к расчетному режиму. (18.10) 255
2. Новое значение лт определяет согласно формулам (18. 7) — (18.9) ко- эффициент р, а также q(M и соответственно П(Xi). 3. Из формулы (17. 18) следует: при ou=const пп i-пп уП(Х1) Я*квд П(Лц) - П(Хп)0 , H(Aj)o Идвдо что определяет значение б/(Хп), соответствующее рассматриваемому режиму ра- боты КВД. (18.11) В остальном определение режима работы вентилятора с использованием ’ его характеристик в координатах, показанных на рис. 18.2, не отличается от рассмотренного выше для ДТРД без смешения потоков, за исключением замены формулы (18.2) на (18.5) и учета Р=/=1 в формуле (18.4). Т р е х в а л ь н ы й ДТРД или ДТРДсм. В этих двигателях каскады сред- . него и высокого давления образуют двухвальный турбокомпрессор, играющий h по отношению к вентилятору такую же роль, как и одновальный турбокомпрес- , сор высокого давления в двигателях двухвальной схемы. Поэтому все -сказанное выше об условиях работы вентилятора относится и к трехвальных двигателям, а все формулы, отражающие эти условия, останутся справедливыми, если в них заменить <7(Лв)вд и тКВд на <?(Хв)сд и гксд> а пквд — на произведение ^ксд’^квд- Весь приведенный выше анализ проводился в предположении незначитель- Я ной радиальной неравномерности потока за вентилятором и отсутствия влияния Я изменения т на его характеристики. В ряде случаев (например, при наличии Я подпорных ступеней в вентиляторе, как на рис. 17.2, а; при расположении Ц передней кромки канала внутреннего контура, т. е. разделительной перегородки, Я вблизи рабочего колеса вентилятора; при значительном изменении работы вра- Я щения ступеней вентилятора по радиусу и т. д.) такое допущение оказывается Я1 неприемлемым и возникает необходимость учета различия в параметрах пото- Я ков, поступающих из вентилятора в КВД и в наружный контур. В первом при- -Д ближеиии это можно сделать, рассматривая вентилятор состоящим как бы из -Я двух компрессоров, имеющих каждый свою характеристику — КНД, подающего чН воздух только во внутренний контур, и собственно вентилятора, питающего на- ,^В ружный контур. Различие в характеристиках этих двух компрессоров должно |Я отражать как возможное различие в расчетных значениях их лк, так и разли- чие в коэффициентах нагрузки, учитывающее существенную разницу в окружных jK скоростях привтулочных и периферийных сечений. Д Условия совместной работы этих двух компрессоров, а также КВД и кас- кадов турбины, например в ДТРД с раздельными контурами, выражаются еле- лИ дующими уравнениями, вытекающими из баланса расходов газа и мощностей '^В компрессоров и турбин (обозначение сечений см. на рис. 17. 2, а): ^В 4(*Kn) = const?(XCII); (18.12)Ж Q (МНд = const Ч (Мвд; (18.13) Я ТКНЛ— 1 + "2 (д,--- 1) .. _ Л ----------5------------- = const (-0КВд _ 1) Р, (18.14) Я ткнд где л В заключение рассмотрим влияние изменения площади проходных сече- |М ний сопел на режимы совместной работы каскадов компрессоров и турбин в ^В двухконтурных двигателях. Как и в двухвальном одноконтурном ТРД, измене-«.^В ние лт, вызванное изменением сечения сопла, практически не сказывается на ЯН положении рабочей кривой в поле характеристики КВД (и КСД в трехвальном’Я! двигателе). Но смещение рабочей кривой на характеристике вентилятора может быть'хИ существенным. Для двигателя без смешения потоков увеличение площади сече- ния сопла внутреннего контура приводит, как и в одноконтурном ТРД (см. гл. 256 Я
14), к уменьшению скольжения и к смещению режима работы вентилятора в сторону границы устойчивости. Увеличение площади сечения сопла наружного контура, наоборот, увеличивает расход воздуха через вентилятор. В ДТРДсм влияние раскрытия сопла на режим работы вентилятора неод- нозначно: при малых значениях т оно такое же, как и при т=0, т. е. приво- дит к уменьшению запаса устойчивости вентилятора вследствие падения сколь- жения роторов. Но уже при т>0,4... 0,5 увеличение расхода через наруж- ный контур в камеру смешения при раскрытии сопла превалирует над сниже- нием расхода через КВД, вызванным уменьшением скольжения, и суммарный расход воздуха через вентилятор возрастает. 18.3. ОСОБЕННОСТИ РЕГУЛИРОВАНИЯ ДТРДФ В ДТРДФ для достижения наибольшей тяги на режимах пол- ного форсажа требуется не только выдерживать максимальную ТТ* (или частоту вращения одного из роторов), но одновременно под- держивать в различных условиях полета максимально допустимую температуру форсажа Тф*. При этом критическое сечение сопла, установленного за форсажной камерой, следует, как и в ТРД, регу- лировать таким образом, чтобы включение форсажа не приводило к нежелательному изменению режимов работы каскадов компрессо- ра и турбины. Легко видеть (по аналогии с ТРДФ), что для дви- гателя с форсированием во втором контуре критическое сечение сопла должно быть увеличено в отношении б'крпф Т крП (18.15) а для двигателя со смешением потоков за турбиной (18.16) Формулы (18. 15) и (18. 16) показывают, что в отличие от про- стого ТРДФ с нерегулируемым компрессором в ДТРДФ условию Тф*^ const соответствует в общем случае не постоянная, а пере- менная площадь критического сечения сопла за форсажной каме- рой. Так, при установке форсажной камеры во втором контуре зна- чение Дкрпф должно уменьшаться с ростом скорости полета вслед- ствие роста 7Д (в первом приближении прирост Гкц по скоро- сти полета равен приросту Тн*). При наличии камеры смешения температура Тсы в меньшей мере зависит от условий полета, так как газы за турбиной имеют почти постоянную температуру. Но и в этом случае при переходе от условий взлета к условиям полета с М=2,5; //=11 км температура может возрасти на 10—15%. Это обстоятельство усложняет задачу регулирования двигателя на форсажных режимах. Широко распространенный в ТРДФ прин- цип регулирования подачи топлива в форсажную камеру по усло- вию «T* = const, обеспечивавший получение 7\j>*i=»const, если Ркр. ф=соп81, здесь неприменим. В ДТРДФП лт* вовсе не связа- на с От.ф. В ДТРДФсм, как было показано выше, лт* должна умень- 9 3647 257
шаться при снижении ппр. Поэтому в ДТРДФ приходится приме- нять более сложные программы (законы) управления подачей фор- сажного топлива и площадью критического сечения сопла, выдер- живая, например, заданный закон изменения лт* или другого свя- занного с ним параметра по плр одного из роторов. На режимах частичного форсажа, как и для ТРДФ, целесообраз- но (для получения наилучшей экономичности) снижение тяги ДТРДФ обеспечивать уменьшением температуры форсажа при од- новременном уменьшении площади критического сечения сопла и при сохранении максимального режима работы турбокомпрессорной части двигателя (максимальных значений п и Тг*). 18.4. ОСОБЕННОСТИ ХАРАКТЕРИСТИК ДТРД И ДТРДФ Высотно-скоростные и дроссельные характеристики ДТРД и ДТРДФ в общем аналогичны характеристикам ТРД и ТРДФ, но отличаются от них следующими особенностями. 1. Удельная тяга ДТРД без форсажа уменьшается с ростом скорости полета быстрее, чем у одноконтурного ТРД, и притом тем быстрее, чем выше степень двухконтурности. Эту особенность ДТРД можно пояснить следующим образом. Как было показано в гл. 15, удельная тяга ТРД падает с ростом скорости полета К вследствие того, что скорость истечения газов из сопла двигателя растет медленнее, чем скорость полета. При этом падение удель- ной тяги по V происходит тем интенсивнее, чем меньше скорость истечения при К=0. Как известно, в ДТРД удельная тяга и ско- рость истечения значительно ниже, чем в ТРД с такими же пара- ( метрами цикла, причем тем ниже, чем больше степень двухкон- - турности. Этим и объясняется более быстрое падение Дуд у ДТРД. • Некоторое дополнительное влияние, усиливающее этот эффект, ’ оказывает рост степени двухконтурности по V. В результате более резкого падения Дуд кривая зависимости : тяги ДТРД от скорости полета имеет значительно менее резкий подъем на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, чем у од- ноконтурного ТРД, а при больших степенях двухконтурности тяга может вообще монотонно уменьшаться по скорости полета. На рис. 18.4 показано относительное изменение тяги по скорости полета при Д=0 для двигателей с различной степенью двухкон- турностп, причем за 100% принята тяга в условиях взлета. Как видно, если у ТРД при скорости полета, соответствующей Мц= . =0,6, тяга при принятых параметрах рабочего процесса состав- ляет около 90% взлетной тяги, то у ДТРД с т=1 она составит уже только 80%, а при т=5 всего 60%. При больших значениях т тяга ДТРД существенно падает даже при увеличении скорости от нуля до 50—70 м/с, что необхо- димо учитывать при расчете взлетной дистанции самолета с таки- ми двигателями. 258
2. Удельный расход топлива ДТРД увеличивается с ростом скорости полета быстрее, чем в ТРД. Эта особенность — следст- вие более быстрого падения /?уд ДТРД по V. Из формулы (17. 4) при отсутствии подвода тепла во втором контуре (£тп=0), пре- небрегая изменением т, имеем <|817> С'УЛО 5-гО Ауд где индекс «О» относится к условию 1/=0. Рис. 18.4. Оптимальное изменение тяги по скорости полета для двигателей с различной степенью двухконтурности (Я=0; Л*10=16; Г,.*=1300К) Рис. 18.5. Изменение Суд в ТРД и ДТРД по скорости полета (//=0; <0=15; <и0 =2,1; Т’г* = 1200К) У ТРД и ДТРД изменение gT по V при равных параметрах цикла одинаково. Поэтому более быстрому падению Яуд у ДТРД соответствует и более быстрый рост Суд. На рис. 18. 5 для примера показано изменение удельного рас- хода топлива по числу М полета для ТРД и ДТРД с т=\. Как видно, в данном случае экономичность ТРД и ДТРД становится одинаковой при Мн«1,4. Можно показать, что пересечение кри- вых Суд=:/(Мн) является следствием наличия гидравлических потерь во втором контуре. С ростом т роль этих потерь стано- вится все более ощутимой, и поэтому равенство значений Суд для ТРД и ДТРД наступает раньше, при меньших скоростях полета. 3. Высотные характеристики ДТРД не имеют существенных отличий от высотных характеристик ТРД (см. гл. 15). Удельная тяга существенно возрастает по мере снижения Тн, и поэтому тяга двигателя до Я—11 км падает по высоте медленнее, чем плот- ность воздуха. Экономичность двигателя до Я= 11 км улучшается вследствие роста ns. В результате увеличения нпр по высоте поле- та степень двухконтурности ДТРД уменьшается, что должно при- 9* 259
водить к более резкому росту Руд, чем у ТРД. Однако индиви- дуальные особенности программ регулирования и характеристик элементов различных двигателей часто оказывают более сущест- максимального при дозвуковых скоростях полета объясняется, как и для ТРД, прежде всего тем, что температура перед турбиной на максимальном режиме в современных двигателях значительно пре- вышает оптимальную по экономичности. Поэтому падение Тт* при уменьшении частоты враще- ния приводит вначале к сни- жению СУд. Но в ДТРД оп- тимальная по экономичности Тг* выше, чем в ТРД, и при- том тем выше, чем больше степень двухконтурности. Поэтому при равных значе- ниях Тт шах улучшение эко- номичности ДТРД при его дросселировании оказывает- ся менее существенным, чем у ТРД (рис. 18.8). 5. У ДТРДФ тяга на полном форсаже растет с ростом скорости полета в большей степени, а удель- ный расход топлива — в меньшей степени, чем у ТРДФ (рис. 18.9). Как из- вестно, чем меньше расчет- венное влияние на их высот- ные характеристики, чем степень двухконтурности. В качестве примера на рис. 18.6 приведены высот- но-скоростные характерис- тики двигателя Д-30. Заме- тим, что увеличение (вместо уменьшения) Суд при увели- чении высоты полета в обла- сти Л4л<0,3 объясняется здесь влиянием снижения КПД компрессора при вы- соких значениях Пщ>. 4. Дроссельные характе- ристики ДТРД в общем ана- логичны дроссельным ха- рактеристикам ТРД, как это видно из рис. 18.7. При этом улучшение экономичности ДТРД на режимах ниже Рис. 18.7. Дроссельная характеристика дви- гателя Д-30 (77=0; Мн=0) 26Р
ная степень повышения давления в компрессоре, тем в меньшей степени уменьшаются значения <?(ХВ) при снижении «пр, вызван- ном, например, ростом скорости полета (см. рис. 14.4). Поэтому в ДТРД, имеющем во втором контуре компрессор с малой сте- пенью повышения давления, приведенный расход воздуха через второй контур (и соответственно для всего двигателя) падает в меньшей степени, а действительный расход воздуха растет быст- рее, чем в ТРД с высокой степенью повышения давления. Рис. 18. 8. Сравнительное протекание дроссельных ха- рактеристик двигателей с различной степенью двух- контурности (//=10 км; Мн = 0,8; 7’*шах = 1400 К) Кроме того, если в условиях взлета удельная тяга ДТРДФ оказывается меньше, а удельный расход топлива больше, чем в ТРДФ (из-за меньших значений давления газов в форсажной ка- мере), то с ростом скорости полета вследствие сравнительно ма- лого снижения лк11 различие в давлениях в форсажной камере ТРДФ и ДТРДФ становится уже менее существенным. Более резкое увеличение расхода воздуха при относительно более быстром увеличении давления в форсажной камере ДТРДФ и обусловливает наблюдаемые на рис. 18. 9 различия в протека- нии характеристик этих двух типов двигателей. В результате роста давления в форсажной камере ДТРДФ эф- фективность использования тепла в этом двигателе возрастает в такой мере, что СуД. ф почти не увеличивается с ростом Мн и мо- жет даже уменьшаться. Сравнение рис. 18.9 с рис. 18.4 показывает, что в то время, как на бесфорсажных режимах при равной стартовой тяге тяга ДТРД в полете оказывается меньше, чем у ТРД, на форсаже, 261
наоборот, тяга ДТРДФ растет по V быстрее, чем у ГРД. Следова- тельно, степень форсирования ДТРД не только превышает воз- можную степень форсирования ТРД, но и в большей степени рас- тет с ростом скорости полета. Следует отметить, что эксплуатационные ограничения режи- мов работы ДТРД могут быть обусловлены теми же соображе- Ряс. 18.9. Характеристики ТРДФ (я*о = 1О; 7\*=1400К; ТФ*=2000К) и ДТРДФ <я*в0 =16; Тг*=1400К; Тф*=2000К; тс=1,3) с равной стартовой тягой по числу М полета: .//=»:-------//=11 КМ ниями (прочность деталей, устойчивость процесса и т. д.), что и для других ГТД, а их влияние на характерис- тики ДТРД в общем анало- гично рассмотренному в гл. 16 влиянию этих ограниче- ний на характеристики ТРД. В СВЯЗИ С ВЫСОКИМИ ЛкЕ и соответственно с высокими Рис. 18. 10. Зависимость тяги ДТРД от Тн и рн при нали- чии ограничения рк (Мн= = const): ---Рц-Рш; Рн—Рнг^ <РН1 давлениями в тракте внутреннего контура в некоторых ДТРД огра- ничение рк может наступить уже на взлете или при малых числахМ лолета у земли (например, при пониженных значениях Тп). В этом случае зависимость тяги двигателя от температуры и давления на- ружного воздуха приобретает вид, показанный на рис. 18. 10. Здесь участки кривых правее точки перелома соответствуют работе дви- гателя на взлетном или максимальном режиме без' ограничений, когда с уменьшением Тн тяга резко растет. А левые участки соот- ветствуют работе при рк=Рктах- Здесь тяга уже не зависит от Тн, а частота вращения роторов двигателя должна быть соответствен- но снижена (nB₽=const). 262
Интересно отметить, что в области ограничения рк снижение Рн ведет не к уменьшению, а к увеличению тяги двигателя. Этот парадокс связан с тем, что тяга, как известно, представляет собой равнодействующую всех сил давления (и трения), действующих па внутренние и внешние поверхности двигателя. При рк=const силы давления на внутренних поверхностях двигателя слабо зави- сят от рн, а равнодействующая всех сил давления на внешних по- верхностях двигателя на малых скоростях полета практически про- порциональна рн, что и приводит к росту тяги двигателя при сни- жении рн-
Глава 19 РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС ТУРБОВАЛЬНЫХ И ТУРБОВИНТОВЫХ ГТД Турбовинтовые и турбовальные ГТД отличаются той особенно- стью, что у них основная часть работы цикла (свободной энергии) используется для получения мощности на валу, а реактивная тяга, создаваемая потоком газа, проходящим через двигатель, мала. У турбовинтовых ГТД, которые принято сокращенно называть ТВД, эта мощность используется для привода воздушного винта самолетов. Турбовальные двигатели имеют различные сферы ис- пользования. Наиболее многочисленными представителями турбо- вальных двигателей являются вертолетные ГТД, служащие для привода винтов вертолетов. К турбовальным двигателям относят- ся также вспомогательные авиационные ГТД, используемые не для создания силы тяги, а в качестве генераторов мощности или сжа- того воздуха. Турбовальные ГТД широко используются также в качестве силовых установок в наземном и водном транспорте, а также в стационарной энергетике. Рабочий процесс турбовинто- вых и турбовальных двигателей по существу одинаков, поэтому оба эти типа двигателей при изложении рабочего процесса будем рас- сматривать совместно и объединять общим термином ТВД с необ- ходимой конкретизацией непосредственно в тексте. Турбовинтовые двигатели стали применяться в качестве сило- вых установок самолетов раньше, чем ДТРД, и примерно одновре- менно с ТРД. Эти двигатели обеспечили лучшую по сравнению с ТРД экономичность силовой установки при небольших дозвуковых скоростях полета (Г=600 . . . 700 км/ч). Они позволили использо- вать отработанную и проверенную многолетним опытом эксплуа- тации винтовых самолетов с поршневыми двигателями относитель- но простую систему регулирования винта путем изменения угла установки его лопастей. Турбовинтовые двигатели получили широкое применение в на- шей стране на дозвуковых пассажирских самолетах (Ил-18, Ту-114, Ан-24Т, Ан-10) и транспортных самолетах (Ан-12, Ан-22), а также на многих зарубежных самолетах. Это было обусловлено тем, что они удачно сочетали в себе преимущества создания тяги воздушным винтом на взлете и относительно небольших скоростях 264
полета с преимуществами газотурбинного двигателя по сравнению с поршневым по массе. Но в настоящее время турбовинтовые дви- гатели постепенно вытесняются ДТРД с большими степенями двух- контурности, обеспечивающими более высокие скорости пслета самолета. Турбовальные двигатели стали широко использоваться после 1960 г. и в связи с расширением областей применения вертолетов их применение становится все более массовым. 19.1. СХЕМЫ И ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ На вертолетах преимущественно используются ГТД со свобод- ной турбиной. Эти двигатели (рис. 19. 1, а) состоят из турбоком- прессора, который используется в качестве газогенератора, и уста- Рис. 19. 1. Схемы турбовальных и турбовинтовых двигателей: а—со свободной турбиной; б—одновальный вертолетный ГТД; в—одноваль- ный ТВД со встроенным редуктором новленной за турбокомпрессором свободной турбины. Свободная турбина, создающая полезную мощность, устанавливается на вы- ходном валу двигателя, который механически не связан с валом турбокомпрессора. Это позволяет изменять по заданному закону или поддерживать постоянной частоту вращения вала свободной турбины пт.с независимо от частоты вращения вала турбоком- прессора «г. к. Эта особенность весьма существенна для вертолетов, имеющих многодвигательные силовые установки. 265
Наряду с указанной схемой, на легких однодвигательных вер- толетах иногда применяются одновальные двигатели (рис. 19. 1,6). В конструктивном отношении они являются более простыми. В дан- ном случае многоступенчатая турбина развивает большую мощ- ность, чем требуется для привода компрессора, и этот избыток мощ- ности передается на выходной вал двигателя. Для передачи крутя- щего момента с вала двигателя к несущему винту вертолета при- меняются специальные трансмиссии с редукторами, уменьшающими частоту вращения винта по сравнению с частотой вращения вала. Турбовинтовые самолетные двигатели выполняются по анало- гичным схемам, но имеют, как правило, короткие трансмиссии и со- осное расположение двигателя и редуктора. В таком случае редук- тор выполняется в единой конструктивной компоновке с двигате- лем и является его неотъемлемой частью (рис. 19. 1,в). По одно- вальной схеме выполнены отечественные ТВД НД-12, АИ-20, АИ-24 и Др- При очень высоких расчетных значениях степени повышения давления компрессора последний может быть выполнен двухкаскад- ным. Такие схемы получили применение на самолетных турбовин- товых двигателях, причем у них турбина высокого давления приво- дит во вращение компрессор высокого давления, как у обычного двухвального ТРД, а турбина низкого давления используется для вращения компрессора низкого давления и воздушного винта. По этой схеме выполнен английский ТВД «Тайн». Раздельный привод компрессора и выходного вала в двигате- лях двухвальных схем позволяет благодаря большей гибкости ре- гулирования обеспечить лучшее согласование работы элементов двигателя и воздушных винтов и тем самым улучшить экономич- ность силовой установки на основных эксплуатационных режимах, а также облегчить запуск двигателя. Помимо этого, в двигателях двухвальной схемы удается уменьшить размеры и массу редуктора вследствие уменьшения частоты вращения вала свободной турбины и соответственно уменьшить передаточное отношение от вала этой турбины к валу винта. В качестве примера вертолетных ГТД со свободной турбиной можно указать на отечественные двигатели Д-25В ИТВ2-117. Редукторы современных ГТД имеют высокие передаточные от- ношения и работают в весьма напряженных условиях, что связано с большими передаваемыми мощностями и необходимостью иметь малые габаритные размеры и массу, В вертолетных ГТД применяются дозвуковые входные устрой- ства с высокой коллекторностью. Их размещают с таким расчетом, чтобы максимально предотвратить попадание на вход в двигатель грунта, пыли, а также выхлопных газов от работающих двигате- лей. В последнее время для защиты двигателя от износа при экс- плуатации в запыленных условиях применяются специальные пыле- отделители. Входные устройства у ГТД с передним расположени- ем редуктора выполняются в виде криволинейного канала с умень- шающимся наружным и внутренним диаметрами. Воздух на входе 266
в двигатель такой схемы получает возмущения, вызванные враще- нием лопастей воздушного винта, для выравнивания которых тре- буется иметь достаточную длину канала. Применяемые в мощных турбовинтовых и турбовальных двига- телях осевые компрессоры не имеют существенных особенностей по сравнению с компрессорами ТРД. В вертолетных ГТД при высоких степенях повышения давления воздуха компрессоры имеют, как правило, регулируемые направляющие аппараты нескольких пер- вых ступеней и (или) перепуск воздуха. У маломощных двигате- лей широкое распространение получили комбинированные компрес- соры, состоящие из нескольких осевых и центробежной ступени (двигателя Т55 фирмы «Лайкоминг», Т-63 фирмы «Аллисон» и др.). Такие комбинированные компрессоры при высоких л1(* и малых расходах воздуха в сочетании с противоточной камерой сгорания обеспечивают малую габаритную длину двигателя и хорошие экс- плуатационные характеристики (надежность, антипомпажные свой- ства, меньшее влияние числа Re). На вспомогательных ГТД, осо- бенно используемых в качестве турбостартеров и энергоузлов для привода электрических генераторов, широко применяются простые в эксплуатации и надежно работающие центробежные компрессо- ры, несмотря на то, что по напорности и массовым характеристи- кам они уступают осевым компрессорам. Камеры сгорания у мощных турбовинтовых двигателей прин- ципиально не отличаются от камер сгорания ТРД и выполняются по тем же схемам. У турбовальных двигателей наряду с прямоточ- ными применяются также противоточные камеры сгорания, преи- мущественно кольцевые, что помимо сокращения длины двигателя улучшает процесс в камере сгорания, поэтому оказывается целе- сообразным, так как камера сгорания не определяет габаритных размеров двигателя, в особенности при использовании комбини- рованных компрессоров. Турбины у двигателей рассматриваемых типов имеют большее число ступеней, чем у ТРД, что объясняется более высокими зна- чениями степеней понижения давления в них. Обычно турбины одновальных ТВД имеют от трех до пяти ступеней. Двухвальные двигатели имеют, как правило, двухступенчатую турбину турбо- компрессора, что позволяет обеспечить лк*=12... 14 (например, у двигателя T64-GE-12) и одно- или двухступенчатую свободную турбину. За турбиной устанавливается выпускной патрубок (канал), ко- торый выполняется диффузорным, что позволяет снизить кинети- ческую энергию газов, выходящих из двигателя, уменьшить дав- ление за турбиной и увеличить перепад давлений на турбине, а следовательно, повысить мощность двигателя. Это целесообразно по той причине, что скорости вертолетов относительно малы, тяго- вая работа от реактивной струи, равная LTBr.p=(cc— V) V, в силу этого весьма незначительна, и, кроме того, отвод газа из двига- теля обычно приходится делать с поворотом к направлению полета на 60—90°. При этом, однако, должна учитываться та особенность, 267 I
что слишком значительное снижение давления на выходе из турби- ны приводит к уменьшению плотности газа в этом сечении, к уве- личению длины лопаток последней ступени турбины и угла мери- дианального раскрытия ее проточной части. Это затрудняет обес- печение прочности и достижение высокого КПД турбины. Рнс. 19.2. Изображение рабочего процесса двигателя в р — п-коорди- натах высокого КПД турбины. Рабочие процессы турбоваль- ных и турбовинтовых двигателей, как указывалось, практически ни- чем не отличаются. На рис. 19.2 показано изображение рабочего процесса турбовального двигате- ; ля в р — п-координатах. Здесь i в — к —сжатие воздуха в комп-.] рессоре; к — г — процесс в каме-' ре сгорания; г — т. к — расшире- ние газа в турбине компрессора и т.к — т.с — расширение газа в свободной турбине. Точка т.с, со- ответствующая состоянию газа за турбиной, может отвечать услови- ям Рт.с~>Рн, Рт.с—Рн или рт.с<рн В зависимости от выбранных расчетных параметров турбины и выпускного канала. На рис. 19. 2 показан случай, когда давление за свободной турбиной ниже ат- мосферного, поэтому процесс т. с — с характеризует сжатие газа < в выпускном канале. J Как видно, реальный цикл двигателей рассматриваемого типа ] совершенно аналогичен реальному циклу ТРД. Если ввести поня- тие о КПД процессов расширения и сжатия, как это было сделано ; в гл. 13, то формула для определения работы цикла через парамет- ; ры рабочего процесса останется такой же, как и для ТРД, т. е. LK=-^-RTI{e-=^ k — 1 1QC где т]с в данном случае будет практически совпадать с т]к*> а т]р —с т]т*. Различие состоит в характере использования этой работы. В ТРД вся работа цикла шла на увеличение кинетической энергии ’ газовой струи, проходящей через двигатель. У ТВД основная за- •: дача состоит в обеспечении наибольшей мощности на валу. Конеч- | но, имеется определенная скорость на выходе из выпускного капа- ’ ла сс. Если выпускать газ из двигателя по направлению полета, ’ то эту скорость можно использовать для создания дополнительной •, реактивной силы. Следовательно, в общем случае, как указыва- лось в гл. 13, работа цикла может быть использована для получе-., ния механической работы и для приращения кинетической энергии з газа, т. е. .< / тиДЧсНр * \ \ е / ’ с;? —У2 268
где для одновального двигателя LM—LT — L1;, а для двигателя со свободной турбиной LM=LT. с. Приращение кинетической энергии у турбовальных двигателей незначительно и им можно пренебрегать. У турбовинтовых двига- телей, как будет показано ниже, оптимальное значение (с| — lZ2)/2 весьма мало по отношению к LM, поэтому при анализе влияния па- раметров процесса на данные рассматриваемых ГТД можно при- нимать LM«L4. Под LM здесь подразумевается располагаемая механичесекая работа двигателя, получаемая с 1 кг воздуха. При ее передаче на воздушный винт самолета или несущий винт вертолета должны учитываться механические потери. Поэтому работа на валу винта будет равна LR=L^m, (19. 1) где т]т — коэффициент, учитывающий механические потери и зави- сящий от типа применяемой трансмиссии. У турбовальных двигателей со встроенным редуктором обычно коэффициентом т]т учитывают потери в подшипниках и редукторе. У турбовальных двигателей, испытываемых без редуктора, потери в редукторе несущего винта учитываются отдельно, поэтому у них Т]то== 1,0. Мощность на валу двигателя определяется выражением ^B3JI=ZMOB, (19.2) а на валу винта A^B=ZBG,(. (19.2') Для турбовинтовых двигателей используются понятия тяговой работы и тяговой мощности. Под тяговой работой подразумевают суммарную тяговую рабо- ту, создаваемую винтом и реактивной струей, отнесенную к 1 кг воздуха: ^•гяг=^тяг.в + ^тяг.р—(19. 3) Соответственно тяговую мощность определяют по формуле -^тяг = -^тяг^в — ^Тяг.в + ^тяг.р = ArBT]B-}-/?pVr, (19. 4) где /?p=GB(cc — V) — реактивная тяга. Реактивная мощность у ТВД обычно мала и чтобы ее не опре- делять самостоятельно, вводят в рассмотрение так называемую эквивалентную мощность Ne. Под эквивалентной мощностью услов- но понимают такую мощность на валу винта (большую АД), кото- рая обеспечивает в заданных условиях полета тяговую мощность, создаваемую винтом и реакцией. Согласно определению О т/ ^е=^в + — (19.5) Чв и соответственно 269
4в Как видно, умножая Ne на КПД винта, мы получаем фактиче- скую тяговую мощность двигателя, выражающуюся форму- лой (19. 4). Определение Ne по формуле (19.5) в стендовых условиях при- водит к неопределенности, так как при К=0 и т]в=0. Для опреде- ления эквивалентной мощности при работе двигателя на месте пользуются экспериментальным коэффициентом р, определяющим тягу винта при работе двигателя на месте, отнесенную к мощно- сти, подводимой к винту. Для современных самолетных тянущих винтов на взлетном режиме ₽=(9...17)Н/кВТ. (19.7) При сравнительных расчетах обычно принимают значение (3=15. Соответственно эквивалентная мощность ТВД при работе его на млеете определяется по формуле ^0=7Vb0+^=^bo + 70/?ij0, (19. 8) р где Л/’в0(кВт) и /?ро(кН) —замеренные значения мощности винта и реактивной силы при работе двигателя на месте. Очевидно, что суммарная сила тяги, развиваемая ТВД, опре- деляется зависимостями: в полете А?твд=^-+ЯР; (19.9) на месте ^твд— Ж0 + /?р0. (19. 10) Совершенство ТВД характеризуют значениями удельных пара- метров двигателя. Удельный, расход топлива Се определяется как отношение ча- сового расхода топлива к эквивалентной мощности <Zf ч = —. (19. И) Отметим, что Се для турбовинтовых двигателей определяет экономичность (степень преобразования подведенного тепла в по- лезную тяговую работу) только при определенных условиях — при заданном КПД винта. Действительно, полный КПД двигателя, определяющий его экономичность, ^п —-^тяг/Qo- Умножив числитель и знаменатель дроби на GB, получим ^n=AATar/(Qo<?B). 270
Но тепло, подведенное к воздуху в двигателе, QoGB=^uGT = ^uGr.4/36OO> а „ 3600ЛСт]в 3600тпв ,1П поэтому Пп=—_—=—• (19.12) п иЧг.ч ‘ е Следовательно, полный КПД ТВД тем больше, чем меньше удельный расход топлива по эквивалентной мощности и чем вы- ше КПД винта. С другой стороны, полный КПД ТВД можно пред- ставить как произведение внутреннего КПД на КПД винта, так как (при Се^ V) (19. 13) ^нЧд) Удельная эквивалентная мощность оценивается отношением Ny=NelGR. (19. 14) Удельная масса двигателя определяется как отношение массы - двигателя к его эквивалентной мощности Тдв = °лв/^. Для турбовальных двигателей принимают Л;Еал = М> (т. е. LM= = LC). В таком случае их удельные параметры определяются темп же соотношениями, что и у ТВД. Для современных турбовальных и турбовинтовых двигателей при работе их на стенде на максимальном режиме 6^0=0,22...0,35 кг/(кВт-ч); 7VyJl0=300.. .400 кВт-с/кг; ¥Лво=О,1...О,3 Н/кВт. 19.2. ЗАВИСИМОСТИ УДЕЛЬНОЙ МОЩНОСТИ И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Зависимости 7Ууд и Се от и Тт* для рассматриваемых дви- гателей получают путем проведения серии газодинамических рас- четов двигателя, задаваясь коэффициентами потерь в элементах и варьируя параметрами процесса, как это делалось при рассмот- рении двигателей других типов. Качественный анализ таких зави- симое!ей может быть произведен более наглядно по приближен- ным соотношениям. Принимая, в частности, cc^V, получим, что д/ i . /-• 3600 (Д УД—ъц> — г, . Н uLi\ Следовательно, удельная мощность ТВД изменяется в зависи- мости от лк* и Тт* точно таким же образом, как работа цикла. Но поскольку рабочие процессы (циклы) у ТРД и ТВД одинаковы, то п зависимости Т.ц от параметров рабочего процесса этих двигате- лей также одинаковы. Это видно также из формулы (13. 17). По- этому все изложенное в гл. 13 относительно работы цикла ТРД 271
полностью относится к работе цикла и удельной эквивалентной мощности ТВД, независимо от того является ли двигатель турбо- вальным или турбовинтовым. Это означает, что для ТВД имеется лк.01П, определяемая фор- мулой (13.20), которая повышается при увеличении Тг* и при уменьшении Тн. Удельная мощность с ростом до Лк.олт при Тг*~ const увеличивается, а при более высоких лк* начинает сни- жаться. Рис. 19. 3. Зависимости удельной мощности от пара- метров рабочего процесса: ----Я=0; Мн=0;---. —Я=ц км; Мн=0,75 Зависимости :Ny;[ от лк* и Тг* представлены на рис. 19.6. Из них видно, что увеличение Тг* при одновременном повышении лк* является мощным средством увеличения работы цикла и удельной мощности ТВД. Следует заметить при этом, что работа цикла у 272
ТВД возрастает в указанном случае в такой же степени, как и у ТРД. Но увеличение Дуд у ТВД оказывается более значительным, чем Дуд у ТРД. Это вытекает из того, что у ТВД Дуд«£ц, тогда как у ТРД ДудР=ЬцТ)тяг. Но увеличение Дуя у ТРД при V=const обязательно связано с увеличением скорости истечения сс и, сле- довательно, с уменьшением тягового КПД. Следовательно, при увеличении Тт* в ТРД /?Ул возрастает в меньшей степени, чем £ц. Рис. 19. 4. Зависимости удельного расхода топлива от параметров рабочего процесса: ----Я=0; Мн=0;-------/7=1! км; М„=0,75 При достигнутом в настоящее время уровне температур газа перед турбиной (1300—1400 К) оптимальные значения лк* в ус- ловиях полета на высоте //^11 км составляют 12—15, а значе- ния Дуд max достигают 370—430 кВт-с/кг. Зависимости удельного расхода топлива ТВД от лк* и Тт* да- ны на рис. 19. 4. Как видно, влияние ли* на Се качественно явля- ется таким же, как у ТРД и ДТРД. Удельный расход топлива для заданной Тт* при увеличении^ до Лк.эк уменьшается, приЛк—як.эк достигает минимального значения, а при дальнейшем по- вышении лк* начинает возрастать. Такой характер зависимости Се от лк* при 7r* = const объясняется теми же причинами, которые 10 3647 273
рассматривались в гл. 13 для ТРД. Значения лк.Эк, как и у ТРД, с увеличением Тг* возрастают, абсолютные значения лк.№ при указанных выше Тг* составляют 40—60 и выше. Отличительная особенность зависимостей Се от Тг* при лк* = = const у ТВД состоит в том, что с ростом Гг* Для указанных условий Се все время уменьшается, тогда как у ТРД каждому зна- чению лк* отвечает определенное значение Тг.эк, обеспечивающее минимум Суд. Наличие у ТРД значения 77.эк, как указывалось, обусловлено тем, что при увеличении Тг* и росте работы цикла увеличиваются также потери с выходной скоростью, т. е. снижает- ся тяговый КПД двигателя, что при Д>-77.Эк приводит к умень- шению ПОЛНОГО КПД Т1п=Т)внТ1тягТ)т. Таким образом, в ТРД с ростом Тт* возрастает т]вн, но уменьшается т]тяг, что при высоких Тт* ухуд- шает экономичность двигателя. В ТВД основная часть тяговой ра- боты создается винтом, КПД которого не зависит от температуры Тт*, поэтому его полный КПД т]п=т]внТ]в увеличивается при воз- растании Тг* в такой же степени, как внутренний КПД. В связи с этой особенностью переход к более высоким температурам Тт* у ТВД связан с улучшением их экономичности, но особенно значи- тельное улучшение экономичности, как видно из рис. 19.4, обеспе- чивается при одновременном увеличении Тг* и за- требование высокой экономичности явилось причиной непре- рывного повышения лк* и Тг* у ТВД и вертолетных ГТД. Лучшие ТВД для транспортных и пассажирских самолетов имели лк*= — 13 .. . 15 при Тг*= 1300 ... 1400 К- Выбор температуры 7Г* дик- товался не только требованиями экономичности и малой массы дви- гателя, но и его ресурсом, который для этого типа двигателей был доведен до 5—6 тыс. ч. Вертолетные ГТД в начале своего разви- тия имели як*=6 ... 8 и Tr* = 1100 . . . 1200 К. В настоящее время на мощных вертолетных ГТД достигнуты лк*=Ю... 14 при Тг*>1300К. При общей тенденции роста параметров рабочего процесса ТВД J и турбовальных двигателей их выбор всегда производится с уче-! том требований, предъявляемых потребителем, и технических воз-j можностей удовлетворения этим требованиям. Например, при про-1 ектировании маломощных двигателей применение очень высоких лк* может оказаться невыгодным, так как высота лопаток на по-; следних ступенях компрессора и первых ступенях турбины в таком < случае получится слишком малой. Это приводит к возрастанию,! потерь из-за относительного увеличения радиальных зазоров, низ-а ких значений чисел Re и затруднений в изготовлении слишком ! малых лопаток с требуемой точностью. В таких двигателях, как! указывалось, может оказаться выгодным применение центробеж-d ных компрессоров, обеспечивающих относительно невысокие лк*.1 У вспомогательных силовых установок, включаемых на непродол-1 жительное время, первостепенное значение имеют массовые и га-| баритные данные. 1 274
19.3. ОПТИМАЛЬНОЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ РАБОТЫ ЦИКЛА ТВД МЕЖДУ ВИНТОМ И РЕАКЦИЕЙ Работа цикла у ТВД в общем случае расходуется на привод винта и на приращение кинетической энергии газового потока, про- текающего через двигатель, в соответствии с соотношением (13. 5). При проектировании двигателя, а также при его соответствующем регулировании, можно работу цикла распределять между винтом и реакцией по-разному. Целесообразно распределить работу цикла так, чтобы получить максимальную тяговую работу. Такое распределение работы цикла между винтом и реакцией, при котором тяговая работа двигателя максимальна, называют оптимальным. Определим условие оптимального распределения работы цикла ТВД. Распределение работы цикла между винтом и реакцией мо- жет быть задано параметрами LB и -— или при заданной скорости полета — параметром сс/К При определении условия оптимального распределения Дц при заданной скорости полета бу- дем считать, что оно характеризуется параметром cJV, что оказы- вается удобным. Будем также считать, что при заданной скорости полета КПД винта цв=const. Тяговая работа ТВД [см. (19. 3)] равна 4яГ=^в+(^с-ЮП. С^ — Ц2\ £-={£«-!т[(т7)2“1])г,л+1/2(’Г “О’ (19’15) Продифференцировав уравнение (19. 15) по принятому пара- метру распределения работы цикла cc/V и приравняв первую произ* водную нулю, найдем условие оптимального распределения £ц. Действительно, Но работа, передавая на винт поэтому тяговая работа ТВД откуда следует, что Формула (19. 16) была впервые получена акад. Б. С. Стечкиным в 1944 г. Из условия (19. 16) следует, что чем больше V и меньше т]в, тем большую часть работы цикла целесообразно передавать на ускорение газового потока, т. е. уменьшать лт* и увеличивать 275 10*
лс. Наоборот, чем меньше V и больше iqB, тем большую долю ра- боты цикла следует передавать на винт и меньшую оставлять на увеличение кинетической энергии газового потока. Это обусловле- но тем, что при увеличении V эффективность преобразования кине- тической энергии в тяговую работу улучшается (увеличивается тя- говый КПД ТВД как реактивного двигателя), а потери при преоб- разовании Лв в тяговую работу вследствие снижения т]в возраста- ют. При снижении V наблюдается обратная картина. Оптимальную скорость истечения из ТВД в стендовых условиях определить по формуле (19. 16), нельзя, так как при этом т]в=0, что приводит к неопределенности. В этом случае есооггт можно определить из условия получения максимальной тяги двигателя. Как показывают расчеты, ссо0пт при К=0 получается очень малой и для ее обеспечения требуется иметь большое перерасширение газа в турбине в стендовых условиях. При этом достигается отно- сительно небольшое увеличение тяги двигателя на взлете, но замет- но снижается тяга и ухудшается экономичность ТВД в расчетных условиях полета по сравнению с теми их значениями, которые име- ют место, если распределение работы цикла принимать оптималь- ным при расчетной скорости полета. В целях приближения распределения работы цикла между винтом и реакцией к оптимальному на расчетном и близких к нему режимах полета самолета, обычно ТВД выполняют со степенями расширения в соплах лсо= (Рт*/Рн)о~ 1,15 ... 1,30. При относи- тельно больших значениях скоростей (или чисел М) на выходе из турбины, назначаемых для уменьшения высоты лопаток ее послед- них ступеней, таким степеням расширения соответствуют отноше- ния Рт1рн~®,9, что свидетельствует о наличии перерасширения газа в турбинах ТВД (рт<Рн) при работе их на стенде. Оптимальному распределению энергии в ТВД соответствует не только максимум тяговой работы, но и максимум полного КПД двигателя, т. е. наилучшая его экономичность. Действительно, при заданных параметрах рабочего процесса (7Г* и лк*) и скорости полета количество подведенного тепла постоянно и не зависит от распределения энергии между винтом и реакцией, а £тяг= =ТТЯГтах- Поэтому полный КПД ТВД т]п=/.тяг/фп будет также максимален. , 19.4. ПОНЯТИЕ О РЕГЕНЕРАЦИИ ТЕПЛА Для повышения экономичности силовых установок с ТВД может быть при- менена регенерация тепла. Принцип ее заключается в использовании части теп- ла, уносимого из двигателя выходящими газами, для подогрева воздуха перед его поступлением из компрессора в камеру сгорания. Схема ГТД с регенера- цией тепла дана на рис. 19.5. Здесь горячие газы, выходящие из турбины, попа- дают в теплообменник, где охлаждаются от температуры Т* до температуры ,7^,, а воздух, поступающий из компрессора, нагревается от Г* до Г*,. На рис. 19.6 в координатах Т — s показан цикл ТВД с регенерацией. В от- личие от цикла ТВД без регенерации, тепло к воздуху подводится в теплооб- меннике (участок k — k') ив камере сгорания (участок (д' — г). За счет пред- 276
верительного подогрева воздуха от газов, выходящих из турбины, получение той же температуры перед турбиной, что и в двигателе без регенерации тепла, тре- бует меньшей подачи топлива в двигатель. Работа же цикла н удельная мощ- ность двигателя при отсутствии потерь в теплообменниках в обоих двигателях при одних и тех же параметрах рабочего процесса одинаковы. Поэтому удель- ный расход топлива двигателя с регенерацией тепла уменьшается. Потери дав- ления в теплообменнике снижают эффект от регенерации тепла. Рис. 19. 5. Схема ТВД с регенера- цией тепла Рис. 19.6. Изображение процесса ТВД с регенерацией тепла в Т — s- координатах В идеальном случае температуру воздуха на входе в камеру сгорания Тк, можно довести в регенераторе до температуры газов на выходе из турбины Тт. Регенерация тепла в этом случае была бы максимальной. Отношение действительного подогрева воздуха Д7 = Тк, — Тк к теорети- чески возможному ДТщах — — Г* называют степенью регенерации тепла и обозначают обычно через сгРег! Г*,-Г* 'к' 1 к ° per = — * • 1 т 1 к Эффект от регенерации тепла весьма значительно зависит от параметров рабочего процесса двигателя. Как показывает анализ, он возрастает с увеличе- нием Г,, и с уменьшением зтк- Последнее указывает, в частности, на выгодность применения регенерации тепла при глубоком дросселировании двигателя. На рис. 19. 7 показано изменение Се и Nn в ТВД с регенерацией тепла в зависимости от степени регенерации Орег- Графики построены с учетом потери полного давления в регенераторе и при лс —1,1. Как видно, выигрыш от реге- нерации тепла при низких зтк получается более существенным, чем при высо- ких Лк> но снижение эквивалентной мощности вследствие потерь в теплообмен- нике и уменьшения скорости гс из-за охлаждения выхлопных газов при высо- ких л* получается менее значительным. При <тРег=0,7... 0,8 экономичность ТВД благодаря регенерации тепла, как видно, может быть улучшена от 10 до 30% при снижении 7Ууд на 1—4%. Повышение температуры Г* всегда улучша- ет эффективность регенерации тепла. Следовательно, в ТВД с регенерацией тепла целесообразно иметь высокие Тг н относительно умеренные л*-р. 277
Применение регенерации тепла в ТВД требует создания малогабаритных и легких теплообменников. При (Трег=0.7... 0,8 можно ожидать увеличения удельной массы ТВД при применении регенерации тепла на 40—80%. В настоящее время применение регенерации тепла считается целесообраз- ным для ТВД, работающих длительное время на глубоких^ дроссельных режи- мах (например, для двигателей самолетов противолодочной обороны). Приме- ром такого двигателя может служить ТВД фирмы «Аллисон» Т78-А2 (США), имеющий Орег»0,7 и удельный расход топлива на крейсерском режиме 0,24 кг/кВт-ч. Рис. (9. 7. Изменение Ауд и Сс ТВД с регенерацией тепла в зависи- мости от лк* и (Грег (Р=720 км/ч; Н=\\ км; Тс*= 1400 К) В ТРД и ДТРД в принципе также возможно нспользованне регенерации тепла для улучшения экономичности двигателя. Однако расчеты показывают, что выигрыш от регенерации, особенно у ТРД, получается менее значительным, чем у ТВД. Это объясняется менее благоприятным влиянием повышения Тт на экономичность этих двигателей, тогда как регенерация тепла эффективна толь- ко при высоких значениях Гг, а также значительным влиянием потерь в тепло- обменнике на удельную мощность (удельную тягу) этих двигателей. Более перспективным у ДТРД считается передача посредством теплообменника неко- торой части тепла выхлопных газов внутреннего контура, имеющих высокую температуру и низкое давление, во внешний контур, т. е. воздуху, имеющему низкую температуру и более высокое давление. В таком случае экономичность цикла улучшается.
Глава 20 ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОВАЛЬНЫХ И ТУРБОВИНТОВЫХ ГТД 20.1. ОСОБЕННОСТИ РЕГУЛИРОВАНИЯ И СОВМЕСТНОЙ РАБОТЫ ЭЛЕМЕНТОВ Для турбовальных и турбовинтовых двигателей устанавлива- ется обычно такая же номенклатура режимов, как и для ТРД (см. гл. 15), т. е. максимальный (взлетный), номинальный и крейсер- ские. Но для двигателей многодвигательных вертолетов преду- сматривается еще два режима: максимальный чрезвычайный ре- жим продолжительностью до 2,5 мин с мощностью на 7—10% больше взлетной — для продолжения взлета или совершения по- садки в случае отказа одного из двигателей, и номинальный чрез- вычайный режим продолжительностью до 30 мин с мощностью, большей номинальной, •— для продолжения горизонтального поле- та при одном отказавшем двигателе. Эти режимы устанавливают- ся соответствующей перенастройкой регуляторов ит.к или Тт*. Задачи регулирования турбовальных и турбовинтовых двигате- лей на установившихся режимах их работы в основном остаются теми же, что и у ТРД и ДТРД. При этом применяются программы регулирования, обеспечивающие наибольшую мощность на мак- симальных режимах работы двигателя и наилучшую экономич- ность на крейсерских режимах, а также защищающие двигатель от перегрузок и неустойчивой работы его элементов. Двигатели со свободной турбиной имеют програм- мы регулирования и условия совместной работы элементов турбо- компрессора, ничем не отличающиеся от таковых для одноваль- ного ТРД с nT*=const или для турбокомпрессора высокого давле- ния двухвальных двигателей. Дело в том, что свободная турбина имеет в сопловых аппаратах своих ступеней перепады давлений, близкие к критическим. Это обеспечивает постоянство степени понижения давления турбины компрессора л*г.к практически на всех режимах работы двигателя. Следовательно, при нерегулируе- мой проточной части единственным регулирующим фактором для турбокомпрессора является расход топлива GT. В качестве регу- лируемого параметра здесь могут быть выбраны либо частота вра- щения ротора турбокомпрессора ит.к, либо температура Тт* (или 279
Гт*). Все правила построения рабочей линии остаются такими же, как для ТРД при лт*=const. В случае регулирования компрес- сора поворотом лопаток направляющих аппаратов удается обеспе- чить приемлемые запасы его устойчивости во всем эксплуатацион- ном диапазоне режимов работы двигателя. Рабочая точка на характеристике турбины компрессора (при нерегулируемой проточной части турбины) практически не изменя- ет своего расположения. Это объясняется тем, что, как указыва- лось, л™=const, а Т*г const • л2 и, следовательно, п.[Х / }/~Т*г const, что и обеспечивает подобие режимов работы турбины ком- прессора. Свободная же Рис. 20. 1. Перемещение рабочей точки в поле характеристик свободной турбины при измене- нии режима двигателя и внешних атмосферных условий турбина может изменять режим работы в очень ши- роких пределах, что дол- жно учитываться при анализе характеристик рассматриваемых двига- телей. Характеристики сво- бодной турбины опреде- ляются обычно вместе с выпускным патрубком и строятся в виде зависимо- сти суммарной степени понижения давления газа в свободной турбине и па- трубке ценной щения бпны лт. Лт.с от приве- частоты вра- свободной тур- с. пр- Такие харак- теристики на рис. представлены 20. 1. На них изображены линии постоянных значений КПД турбины Лг.с» также определяемых с учетом потерь в выпускном патрубке. Стрелками здесь показано перемещение рабочей точки при изме- нении условий работы двигателя. Точка а соответствует расчет- ному режиму двигателя. Если частота вращения несущего винта вертолета поддерживается постоянной, что соответствует условию лт с=const, то при дросселировании турбокомпрессора вследствие снижения /гт.к уменьшаются как Тг*, так и Тт.к . В этом случае лт. с.цр увеличивается пропорционально 1 / J/Vt.k. С другой сто- роны, из-за уменьшения лк* (при л-,,к—const) снижается лт.с. Рабочая точка на характеристике турбины перемещается в таком случае по линии «б. Вследствие отклонения от расчетных условий работы лт.е снижается (обтекание рабочих лопаток происходит с ударом в спинку, и увеличивается закрутка потока газа за турби- ной). Это ухудшает экономичность двигателя на крейсерских ре- 280
жимах и заставляет обычно рассчитывать турбину на оптимум КПД при ят. с.пр>1, как показано на рис. 20. 1. По линиям ав и ав' пере- мещается рабочая точка при изменении пт. с для пт. K=const. При этом режим работы турбокомпрессора и параметры на входе в сво- бодную турбину не меняются, поэтому остается постоянной лт.с, а «т. с. пр изменяется пропорционально пт. с- Линии аг и аг' соответствуют режиму работы свободной турби- ны при изменении Тн. При уменьшении, например, Тн и при усло- вии постоянства и нт. с рабочая точка на характеристике ком- прессора изменяет свое расположение. Она вследствие увеличения лт.к.пр перемещается в сторону повышения лк*. По указанной при- чине происходит увеличение л*.с , поскольку n1<K=const. Темпе- ратура ТГ* и сответствующая ей температура Тс.к при этом меня- ются слабо (см. рис. 14.7). При высоких лк* они обычно умень- шаются при снижении Тн (или Тв*), что вызывает уменьшение Тг,к и, следовательно, небольшое возрастание пт. с.пр, как показано на рис. 20. 1. Для обеспечения максимальной мощности ГТД со свободной турбиной нужно прежде всего обеспечить максимальный режим работы его турбокомпрессора. С этой целью, как и в обычном од- новальном ТРД с лт*= const, применяются программы регулиро- вания nTK=Const; (л*.к—const) (20. 1) или Тг—const; (л*.к—const). (20.2) Степень изменения температуры Тг* при программе (20.1) или лт.к при программе (20.2), как указывалось, зависит от расчетных параметров и особенностей регулирования компрессора. Для нере- гулируемого компрессора изменение, например, Тг* при nT.K=const определяется данными рис. 14. 7. Сохраняется в силе также все ска- занное в гл. 14 об изменении запаса устойчивости компрессора в зависимости от Тв*. Для заданного значения частоты вращения вала турбокомпрес- сора может устанавливаться наивыгоднейшая (нв) частота враще- ния вала свободной турбины и, следовательно, несущего винта для получения, например, минимального удельного расхода топлива. Регулирующим фактором для этого служит соответствующее изме- нение угла установки лопастей винта. При увеличении, например, этого угла <рв винт затяжеляется и частота вращения его умень- шается. Следовательно, для ГТД со свободной турбиной програм- мы регулирования на максимальном режиме могут быть записаны в виде условий «т.к max = const; Л,.С = ЛТ.С.НВ (20.3) пли Тг max = const; п.сл = п.с,с.нв. (20.4) 281
В двигателях с двухкаскадным компрессором турбокомпрессор высокого давления подчиняется всем тем же закономерностям, ко- торые присущи одновальному ТРД при лт* = const или турбоком- прессору высокого давления двухвального двигателя любой схемы. Что же касается каскада низкого давления, то дополнительный ре- гулирующий фактор <рв позволяет обеспечить благоприятное изме- нение скольжения роторов и тем самым повысить ДКУ КНД и не- сколько улучшить экономичность двигателя. Рис. 20. 2. Расположение рабочих линий в поле харак- теристик компрессора при различных программах ре- гулирования ТВД Одновальные турбовинтовые и вертолетные ГТД с нерегулируемой проточной частью отличаются тем, что у них имеется два независимых регулирующих фактора — GT и <рв, позволяющие поддерживать постоянными или изменять по опреде- ленному закону два регулируемых параметра двигателя. Следова- тельно, в таком двигателе на максимальном режиме работы может быть обеспечена программа регулирования (при Fc=const) «max = const; Тг max = COHSt (20.5) или более простая программа «max = const; г”тах = const. (20.6) Причем для программы (20. 5) построение рабочей линии на характеристике компрессора не отличается от рассмотренного в подразд. 14. 3 и производится с использованием уравнения (14.31). Переход с режима максимальной мощности (точка а на рис. 20. 2) на пониженный режим в этих двигателях может осуществляться при 282
n=const (линия аа'), при 7Г*=const (линия аб), либо по любому промежуточному закону, например, при том же законе изменения температуры газа, что и в двигателях со свободной турбиной, т. е. const-п2 (линия ав), при более резком снижении Тт* (линия аг) и др. Для каждой из таких программ дроссельные характери- стики будут различными. 20.2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОВАЛЬНЫХ ГТД Рассмотрим в первую очередь характеристики турбовальных двигателей со свободной турбиной, представляющих собой наибо- тее распространенный тип вертолетных ГТД. Для этих двигателей различают три типа характерис- тик: дроссельные, климатические и высотные. Дроссельными харак- теристиками (характеристи- ками по частоте вращения тур- бокомпрессора) называют зави- симости изменения мощности на валу и удельного расхода топли- ва от приведенной частоты вра- щения турбокомпрессора. Обыч- но при этом рассматривают так- же зависимости от пт.к.пр темпе- ратуры газа перед (или за) тур- биной компрессора. Такие харак- теристики, построенные в относи- тельных координатах для двига- теля, имеющего лк.Р- =7 и 7’г* = --=1200 К, приведены на рис. 20.3. Как видно из рис. 20.3, эти ха- рактеристики по качественному протеканию 'напоминают дрос- сельные характеристики ТРД, только вместо тяги здесь рассмат- ривается мощность на валу сво- бодной турбины при постоянном (или заданном в функции пт.к.пр) значении частоты вращения сво- бодной турбины. С уменьшением Ит.кпр мощность двигателя интен- сивно снижается, а Се увеличива- ется вначале медленно, а затем все те такого протекания дроссельных крейсерских режимах (где 7Ve=0,6 Рис. 20. 3. Дроссельные характеристи- ки турбовального двигателя со сво- бодной турбиной более значительно. В результат характеристик на основных .. 0,75), когда особенно важна экономичность двигателя, она заметно ухудшается. Указанные закономерности обусловлены характером изменения по «т.н.пр параметров процесса, расхода воздуха через двигатель 283
и КПД его основных элементов. Они качественно изменяются та- ким-же образом, как и у одновального ТРД с изменением пП15 при FKp=const (см. рис. 15.11). Уменьшение Ne является следствием снижения Тг*. лк* и GB- Одновременное снижение Тг* и Ли* вызы- вает уменьшение внутреннего Рис. 20.4. Относительная дрос- сельная характеристика турбо- вального двигателя КПД цикла и ухудшение экономич- ности двигателя. Это основная при- чина, вызывающая снижение эко- номичности. Но дополнительное ухудшение экономичности турбо- вальных двигателей на пониженных режимах связано со снижением КПД компрессора (из-за рассогла- сования работы его ступеней) и уменьшением КПД свободной тур- бины при nT.c=const. В этом случае снижается лт.с и увеличивается «т.с.пр» а рабочая точка перемещает- ся на характеристике свободной тур- бины в направлении аб (см. рис. 20.1), т. е. в область пониженных кпд. Дроссельные характеристики мо- гут быть представлены в виде зависимостей Се от Ne. Такие зависи- мости в относительных координатах даны на рис. 20.4. Они пост- роены по данным для большого числа двигателей, причем нижняя граница заштрихованной области относится к двигателям с более высокими параметрами процесса на взлетном ре- жиме. У таких двигателей улучшается экономич- ность на крейсерских ре- жимах. Это объясняется повышением внутреннего КПД на режимах пони- женной мощности у дви- гателей с более высокими расчетными значениями як* и Тг* вследствие уве- личения этих параметров также и на дроссельных режимах. Помимо этого, высокотемперату р н ы е двигатели всегда менее Рис. 20.5. Влияние на мощность двигателя частоты вращения вала винта пв чувствительны к сниже- нию КПД элементов, — в данном случае ц,;* и цт.с. При лгт.к.пр>1, когда двигатель работает в условиях низких температур воздуха на входе, обычно Се не снижается при увели- чении п-г. к. пр, а остается постоянным или немного повышается, как показано на рис. 20. 3. Это объясняется сильным снижением цк* в 284
этой области вследствие увеличения чисел М в потоке воздуха, обтекающем лопатки компрессора, а также снижением КПД сво- бодной турбины (по линии аг, см. рис. 20. 1). Улучшение экономичности у рассматриваемых ГТД на крейсер- ских режимах возможно, если при дросселировании двигателя сни- жать частоту вращения несущего винта (например, увеличением угла установки его лопастей) и обеспечить перемещение рабочей точки на характеристике свободной турбины в пределах области максимальных ее КПД, например, вдоль линии ад. При этом на заданном пониженном режиме работы турбокомпрессора будет обеспечиваться максимум мощности, передаваемой на винт. На рис. 20.5 представлены зависимости мощности на валу винта от частоты вращения вала при различных значениях частот вращения турбокомпрессора двигателя «Турбомека». Наличие максимума Ne при nT.K=const является следствием указанных факторов. Рис. 20.6. Климатические (а) и высотные (б) характери- стики вертолетного ГТД Климатическими характеристиками называют за- висимости Ne и Се от температуры атмосферного воздуха Тн (или tH) на заданном режиме при принятой программе регулирования, обычно при постоянстве пт. к и пт. с- Такие характеристики в отно- сительных координатах показаны на рис. 20. 6, а. При понижении tH, как видно из рисунка, Ne увеличивается, а Се — уменьшается. Увеличение мощности объясняется возрастанием плотности и расхода воздуха, проходящего через двигатель, и увеличением бла- годаря этому лт.с. Температура ТГ* изменяется, как указывалось, в соответствии с характеристикой компрессора не очень значитель- но. В данном.примере она с уменьшением tH понижается. Рабочая линия на характеристике компрессора остается той же, как и при изменении пт. а рабочая точка перемещается в соответствии с изменением пт. к. пр. Если гёт. к=1,0, то tH = -}-40о С соответствует 285
йт. К. up=0,96, a tH=— 40 С — йт. к. пр= 1,И- При минусовых тем- пературах воздуха, как видно из рис. 20. 6, а, рост Nc и снижение Се при уменьшении tH замедляются, что связано с замедлением роста q (ZB) в области высоких значений пт. к.пр и со значительным снижением КПД компрессора в этой области. Запас устойчивости компрессора в этой области режимов двигателя также обычно уменьшается. Рабочая точка на характеристике свободной турбины перемещается в этом случае по линии аг (см. рис. 20. 1), что из-за падения т]т.с также способствует замедлению снижения Се и ро- ста Ne прн понижении tH в области низких температур воздуха. Высотными характеристиками турбовальных двига- телей называют зависимости Ne и Се от высоты полета при задан- ном режиме работы двигателя и принятой программе регулиро- вания. Высотные характеристики вертолетных ГТД (рис. 20. 6, б) стро- ят в диапазоне высот полета, достижимых для этих летательных аппаратов. Максимальные высоты полета вертолетов обычно не пре- вышают 6—8 км. В пределах этих высот изменяются как давле- ние, так и температура окружающего воздуха. Как видно, Ne с уве- личением Н интенсивно снижается. Наблюдается также небольшое снижение Се. При отсутствии ограничений в протекании этих харак- теристик имеется полная аналогия с высотными характеристиками ТРД и ДТРД. Основной причиной снижения Ne с увеличением И является уменьшение GB, происходящее по тем же причинам, что и у ТРД. Но удельная мощность двигателя при этом повышается вследствие влияния снижения Тн с высотой. Рабочая точка на характеристике компрессора по указанной причине перемещается вверх по рабочей кривой. Происходит увеличение лн*, что при rtT.K=const вызывает увеличение степени понижения давления на свободной турбине. Температура перед свободной турбиной изменяется в соответствии ,с изменением Тг* весьма незначительно. Преобладающее влияние оказывает увеличение лт.с, что приводит к возрастанию работы свободной турбины, передаваемой иа вал двигателя. Причина сни- жения Сс с высотой та же, что и у ГТД других типов, а именно: с возрастанием лк* повышается внутренний КПД двигателя,и, сле- довательно, улучшается использование тепла. На характеристики малоразмерных вертолетных ГТД оказыва- ет влияние уменьшение с высотой чисел Re. В области ReCReKP это приводит к уменьшению КПД элементов двигателя, особенно свободной турбины, и снижению GB, что вызывает ухудшение эко- номичности и дополнительное снижение мощности на больших вы- сотах. Оценка этого влияния, как и у ТРД, должна производиться с учетом реальной программы регулирования двигателя. Заметим, что изменение скорости полета вертолета мало сказы- вается на протекании его высотных характеристик. В принципе увеличение скорости напора при /7=const вызывает повышение Ne, а Се слегка уменьшается. Но до скоростей полета К=250 км/ч из- 286
менения Ne и Се обычно не превышают 2—3%, чем в практике пре- небрегают, и скоростные характеристики для вертолетных ГТД не рассматривают. На современных вертолетах применяются переразмерные (вы- сотные) ГТД. Такая необходимость обусловлена особенностями сов- местной работы двигателя и несущего винта при изменении высоты полета и температуры Тн. На рис. 20.7 показана зависимость мощности, потребной для висения и горизонтального полета вертолета, от V и Н. У земли с увеличением V потребная мощность вначале снижается, а затем увеличива- ется. Располагаемая мощность дви- гателя практически остается неизмен- ной в рассматриваемом диапазоне ско- ростей. Поэтому, если мощность дви- гателя подобрана из условий взлета при стандартных атмосферных усло- виях, то, во-первых, обеспечивается по- лет во всем диапазоне скоростей при 77=0, и, во-вторых, для обеспечения равенства потребных и располагаемых значений мощности двигатель необхо- димо дросселировать (при 17=120 ... ...160 км/ч до 7Vc~0,5.. .0,6). Ре- жим наибольшей продолжительности полета соответствует как раз условию минимальной потребной мощности, где часовой расход топлива практически тоже наименьший (увеличение Се при Рис. 20. 7. Зависимость потреб- ной мощности вертолета от высоты дросселировании двигателя происхо- дит значительно слабее, чем снижение потребной мощности, что я дает в указанной области режимов полета минимум CT_4=NeCe). Совсем иная картина наблюдается при увеличении высоты по- лета. В этом случае 77потр с ростом /7 увеличивается. Располагае- мая же мощность двигателя на максимальном и любом другом за- данном режиме двигателя уменьшается с высотой. Следовательно, согласовав вертолет с двигателем на режиме висения при_/7=0, мы не можем обеспечить его полет в области режимов, где 7УПотр>1>0- Такое же рассогласование потребной и располагаемой мощности получается при увеличении Тп, когда Уп<>тр практически не изме- няется, a Ne — значительно уменьшается. Это противоречие может быть преодолено уменьшением полезной нагрузки при необходимо- сти полета на большой высоте или в условиях жаркого климата. Но такой путь не является экономически целесообразным при нор- мальной эксплуатации вертолетов. Чтобы добиться согласования работы вертолета и двигателя в широком диапазоне высотно-климатических условий, возникает не- обходимость установки более мощного двигателя, обеспечивающе- го взлет и висение на разных высотах и при повышенной темпера- 287
туре атмосферного воздуха. Такой двигатель, однако, при нормаль- ных атмосферных условиях будет переразмерен, и для обеспечения равенства потребных и располагаемых мощностей его необходимо будет дросселировать, т. е. его предельные мощностные возмож- ности в условиях полета никогда не смогут быть использованы. Рис. 20.8. Высотные (б) и климатические (о) характеристики вертолетного л ГТД со свободной турбиной, имеющего ограничение мощности, на режимах: ' j 1—взлетном; 2—номинальном; 3—крейсерском В таком случае целесообразно ограничить максимальную распола- . гаемую мощность двигателя и тем самым защитить от механических I перегрузок редуктор и трансмиссию и снизить их массу. 1 Высотные и климатические характеристики двигателя получа- | ются такими, что его мощность на малых высотах и при низких тем- 1 пературах окружающего воздуха поддерживается постоянной за 1 счет соответствующего дросселирования двигателя, а начиная с оп- 288
ределенных высот и с некоторых достаточно высоких Тн, где огра- ничение мощности снимается (двигатель выходит на расчетные зна- чения пт.к и Тт*), эти характеристики имеют обычный характер протекания, рассмотренный выше. На рис. 20.8 показано протекание высотных и климатических ха- рактеристик вертолетного ГТД со свободной турбиной, имеющего ограничение мощности. Они построены при йт.с=1 Для трех режи- мов: максимального, номинального и крейсерского. Общим для ха- рактеристик является то, что в области ограничения мощности с уменьшением высоты полета (температуры tH) от ее расчетного значения происходит снижение пт.к и Тг*, т. е. осуществляется дрос- селирование двигателя. Высота Н (температура tH), при которой ит.к достигает 100%, т. е. двигатель выходит из области ограниче- ния мощности, называется высотой (температурой) ограничения или расчетной высотой (температурой) двигателя. Отвечающие этим условиям точки на рис. 20.8, б соответствуют высотам Я0Гр, на рис. 20.8, а — температурам 6тогр- Расчетные значения Ноп> (или 6? ) для двигателей с ограни- чением мощности выбираются из условия оптимального согласова- ния совместной работы вертолета с двигателем в требуемых высот- но-климатических условиях. При этом следует учитывать, что чрез- мерное переразмеривание двигателя приводит, с одной стороны, к увеличению его массы и, с другой стороны, к увеличению удельно- го расхода топлива в области ограничения мощности, так как при той же мощности двигатель в этом случае работает при более глу- боком дросселировании. Двигатели со свободной турбиной могут использоваться также в качестве самолетных ТВД. В таком случае их дроссельные, кли- матические и высотные характеристики не имеют отличий от рас- смотренных. Отличительной особенностью является более широкий диапазон скоростей полета самолетов с ТВД по сравнению с вер- толетами. Поэтому для самолетных ТВД требуется иметь еще ско- ростные характеристики. Но они не отличаются по своему проте- канию от скоростных характеристик одновальных ТВД, рассматри- ваемых ниже в подразд. 20.3. 20.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ ОДНОВАЛЬНЫХ ТВД Для одновальных самолетных ТВД принято рассматривать дрос- сельные, скоростные и высотные характеристики. Дроссельными характеристиками ТВД называют зависимости эквивалентной мощности Ne (или NB и 7?р) и удельно- го расхода топлива Се от определяющего параметра регулирова- ния (регулирующего фактора) при заданном режиме полета, т. е. при условии y=const и Я=сопб1. В большинстве случаев у одно- вальных ТВД дросселирование двигателя осуществляется при п=const, и дроссельные характеристики представляют в виде зави- симостей Ne и Се от приведенного расхода топлива (рис. 20.9). При условии .постоянства приведенной частоты вращения уменьшение 289
Gj.np приводит к уменьшению Тг* и к перемещению рабочей точки по напорной линии в сторону уменьшения лк* (см. рис. 20.2). При этом снижаются лт* и лс- Расход воздуха при таком дросселирова- нии двигателя остается постоянным или возрастает в зависимости от крутизны напорной линии компрессора. Уменьшение Тг* и лк* приводит к снижению работы цикла и удельной эквивалентной мощности двигателя. При этом уменьша- ются Ne, NB и Rp. Увеличение Се объясняется уменьшением внут- реннего КПД двигателя вследствие снижения лк* и Тг*, а также ухудшением КПД элементов двигателя. Существенное достоинство дросселирования ТВД при п— =const— возможность обеспечения хорошей приемистости двига- теля на режимах разгона, так как увеличение мощности дви- гателя осуществляется без рас- крутки ротора, и поэтому вре- мя приемистости определяется только скоростью поворота ло- пастей винта и быстродействи- ем топливной аппаратуры, са- мо же время изменения газо- динамических параметров дви- гателя при переходе его на но- вый режим работы ничтожно мало и не является определяю- щим. Достоинством этого спо- соба дросселирования являет- ся также увеличение Д/(у комп- рессора. Рис. 20.9. Характеристики ТРД с я= Другой возможный предель- =const по расходу топлива ный способ дросселирования ТВД — уменьшение частоты вращения ротора при Tr*=const (по линии аб, рис. 20.2). Но в этом случае, как видно из рис. 20.2, рабочая точка, перемещаясь по лу- чу 7’г* = 1,0, быстро достигает границы помпажа компрессора. К числу других недостатков такого способа дросселирования дви< гателя следует отнести плохую приемистость вследствие больших потребных избыточных мощностей для раскрутки ротора с затяже- ленным винтом и небольших возможностей увеличения температу- ры Тт* в процессе разгона, а также большие тепловые нагрузки на двигатель на пониженных режимах его работы. По указанной при- чине эта программа регулирования у ТВД, как и у ТРД, не имеет практического применения. Между рассмотренными предельными программами регулирова- ния п=const и Tr*— const может быть реализован целый ряд про- межуточных программ, отличающихся темпом снижения Тг* при уменьшении п, Если для рабочих линий аа, аб, ав, аг построить со- ответствующие сетки дроссельных характеристик (рис. 20.10),то из их анализа можно выбрать оптимальную программу дросселирова- 290
яия одновального ТВД. Если задаться требуемой степенью дрос- селирования двигателя (например, Л>=0,3), то ей соответствуют различные значения Се. Оптимальной будет такая программа регу- лирования, которая обеспечивает минимум Се при заданной степе- ни дросселирования двигателя по мощности. Оптимальная програм- ма дросселирования зависит ог многих факторов — расчетных параметров двигателя, режима полета, особенностей характерис- тик и регулирования компрессора и пр., но анализ показывает, что отступление от оптимального дросселирования не дает сущест- венного ухудшения экономично- сти ТВД, тогда как для его ре- ализации требуется сложная сис- тема управления п и Тг*. Именно по этой причине в одновальных ТВД нашло широкое примене- ние дросселирование двигателя при п=const, обеспечивающее до- статочно высокую экономичность и простое в реализации. Дросселирование ТВД только снижением Тг* при п—const тре- бует большого диапазона изме- нения угла установки винта <рп, что связано с определенными трудностями. Помимо того, дви- гатель даже на малом газе дол- Рис. 20. 10. К выбору оптимальной программы регулирования ТВД при дросселировании жен работать при п = птах- В ряде ТВД по указанной причине применяется комбинированная про- грамма регулирования при дросселировании: вначале двигатель дросселируется снижением Тг* при n=const до установки винта на упор минимального шага, а при дальнейшем снижении мощности— уменьшением п и Тг* —- при <рв = <рв min=const. Это позволяет ис- пользовать преимущества программы п = const на рабочих режимах (хорошие экономичность и приемистость; исключение неустойчивых режимов без специальных устройств, низкие тепловые нагрузки) и программы <рв min=const, наиболее простой в осуществлении, при которой обеспечивается снижение тепловых и механических на- грузок на деталях двигателя. На рис. 20.11 приведены дроссельные характеристики одноваль- яого ТВД, регулируемого по комбинированной программе. Двига- тель до режима, соответствующего 7Ve~0,2 от номинального, дрос- селируется снижением только Тт*, а далее — уменьшением п и Тт* при фв mIn=const. У одновальных ТВД на глубоких дроссельных режимах происхо- 291
дит неблагоприятное перераспределение работы между ступенями турбины. При снижении суммарной степени расширения турбины последние ее ступени работают с большой недогрузкой. В связи с этим резко уменьшается КПД последних ступеней и всей турбины, увеличивается закрутка потока на выходе из турбины, растет коэф- фициент потерь в выходном устройстве двигателя. Это приводит к ухудшению экономичности одновального ТВД на глубоких дрос- сельных режимах. Двухвальные схемы двигателей позволяют в не- которой степени устранить указанный недостаток. Рис. 20.11. Дроссельные характери- стики ТВД при комбинированной программе регулирования Рис. 20. 12. Скоростные характеристи- ка одновального ТВД (лкр=10; i]„=0,8; Tr*=1200K) ТВД называют режиме работы Скоростными характеристиками зависимости Ne (или NB и jRp) и Се на заданном двигателя от скорости полета при неизменной высоте полета и при- нятой программе регулирования. Скоростные характеристики ТВД при максимальном режиме работы двигателя и для случая при- менения программы регулирования (20.5), построенные в относи- тельных величинах (для высот 0,6 и 11 км), даны на рис. 20.12.. ' Как видно, при Н= const увеличивается с повышением V, а Се— ., уменьшается. При //=const увеличение И приводит, как и у ТРД, к возраста- нию и давления рт* и, следовательно, пропорционального этому давлению GB. В отличие от ТРД у ТВД при взлете и малых скоро- стях полета перепад давлений в сопле является докритическим,. 292
поэтому при увеличении л2 возрастают одновременно лт* и этс- Это происходит до тех пор, пока перепад давлений в сопле не дос- тигнет критического значения, что соответствует Мн^1,0. Следо- вательно, практически во всем диапазоне скоростей полета при уве- личении V работа тубины £т и, следовательно, работа винта КЕ, а также скорость сс увеличиваются. Непрерывное и весьма значительное увеличение Ne с ростом ско- рости полета является в основном следствием увеличения расхода воздуха через двигатель. Что же касается Le, то, как и £ц, она у ТВД сравнительно мало изменяется с ростом V. У ТВД с ростом V увеличивается также мощность Np, несмотря на падение Л\>, кото- рое происходит по тем же причинам, что и уменьшение тяги ТРД и ДТРД при малых скоростях полета (см. гл. 15, 18). Уменьшение Се ТВД при увеличении V объясняется улучшени- ем теплоиспользования в цикле вследствие роста степени повыше- ния давления воздуха. Полный КПД ТВД или пропорциональная ему величина Сетпг, равная Се тот— Се/т)Е, с увеличением скорости- полета снижается лишь до определенных значений V. При очень больших скоростях полета вследствие снижения т)в полный КПД начинает уменьшаться, а экономичность ТВД ухудшается. При Мк^0,8 ... 0,85 по указанной причине ТВД по экономичности срав- нивается вначале с ДТРД, а затем и с ТРД. Скоростные и высотные характеристики двухвальных ТВД ка- чественно аналогичны характеристикам одновального двигателя. Но так как в двухвальном ТВД имеется возможность для каждого режима полета установить наивыгоднейшие обороты винта и полу- чить максимальные значения КПД винта и его турбины, то по сравнению с характеристиками одновального двигателя при прочих равных условиях значения NB и Ne двухвального ТВД на нерасчет- ных режимах несколько больше, а Се соответственно меньше. Высотными характеристиками ТВД называют зави- симости Ne (или NB и Др) и Се на заданном режиме двигателя от высоты полета при неизменной скорости полета и принятой про- грамме регулирования. Как видно из рис. 20.12, с увеличением высоты полета Nc умень- шается. Одновременно с этим до высоты 11 км уменьшается Се. Здесь имеется полная аналогия с характеристиками ТВД со сво- бодной турбиной. Основная причина падения Ne с высотой поле- та — значительное уменьшение GB вследствие снижения давления рг* перед турбиной. Темп падения мощности и тяги двигателя до высоты 11 км замедляется по причине роста работы винта и удель- ной реактивной тяги вследствие увеличения лк*, с одной стороны, и повышения А—с другой. При Я>11 км лк* и А остаются неизмен- ными, следовательно, перестают увеличиваться работа винта и удельная реактивная тяга. Поэтому темп падения Ne (а также NB и А/p) при Я> 11 км, усиливается. С увеличением Н до 11 км Се уменьшается из-за улучшения использования тепла в цикле (по при- чине роста Лк*)- На высотах более 11 км Се не изменяется, если 293
снижение плотности воздуха не оказывает влияния на цг и умень- шение чисел Re еще не сказывается на рабочем процессе двига- теля. Как видно из рассмотрения скоростных и высотных характерис- тик ТВД, мощность, передаваемая Рис. 20. 13. Высотные характеристики ТВД с ограничением мощности при п= = Hmax = COnst на вал воздушного винта, ока- зывается тем более высокой, чем больше скорость полета и меньше высота полета. Этими условиями определяется рас- четный режим редуктора. В це- лях уменьшения габаритных размеров и массы редуктора у некоторых ТВД его расчет на прочность производится не на Л^втах, а на некоторое меньшее (расчетное) значение Дв расч, определяемое потребностями самолета в полете на заданных режимах или чаще — условием обеспечения удовлетворитель- ных взлетных качеств само- лета. ТВД, имеющие ограничение максимальной развиваемой мощности, получили название высотных. Они по своим свой- ствам аналогичны высотным вертолетным ГТД. При задан- ной скорости полета и при Н> > Догр двигатель на максималь- ном режиме работает с макси- мальными параметрами ра- бочего процесса, а при Д< <Догр выполняется условие ДВ = ДВ max — const и требуется дросселирование двигателя. Отличие от вертолетных ГТД состоит в том, что ТВД используются в широком диапазоне скоростей полета и нужно учитывать измене- ние с ростом V как Догр, так и степени дросселирования двигателя. Как видно из рис. 20.13, чем выше V, тем больше Догр и тем боль- шая степень дросселирования двигателя требуется при #=const для обеспечения в области ограничения условия Дв = Двтах= = const. Это объясняется возрастанием располагаемой мощности двигателя, передаваемой на винт, с увеличением V. Уменьшение мощности одновальных ТВД в области ограниче- ния производится обычно снижением Тт* при п — const, а не одно- временным снижением п и Тг*, как у вертолетных ГТД, что упро- щает систему регулирования, незначительно ухудшая экономич- ность по сравнению с оптимальным дросселированием. 1294
20.4. ВЛИЯНИЕ УСЛОВИЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ НА РАБОТУ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД Специфическими особенностями работы вертолетных ГТД явля- ются неравномерность потока на входе в двигатель, забрасывание на вход в двигатель выхлопных газов, работа в условиях запылен- ного воздуха. 1. Равномерность потока воздуха на входе в вертолетные двига- тели существенно нарушается при полете со значительными угла- ми атаки и скольжения. Положительные углы атаки получаются на режимах снижения и планирования, а отрицательные—при на- боре высоты, а также на режимах висения. Особенно неблагоприят- ным является режим планирования с боковым скольжением. Изме- нение углов атаки и скольжения по отношению к оси воздухоза- борника в вертолетных ГТД может достигать ±20—40° и более. Работа воздухозаборника при косом обдуве со столь значительны- ми углами скоса потока оказывается весьма неблагоприятной. Воз- никают значительная неравномерность воздушного потока и даже- его срыв в воздухоподводящем канале, приводящие к ухудшению структуры потока на входе в компрессор, что вызывает снижение его запаса устойчивости. Для ослабления влияния указанных факторов на работу двига- теля воздухозаборники вертолетных ГТД специально отрабатывают и испытывают в условиях косого обдува. Улучшение их характери- стик достигается большой коллекторностью входных кромок и зна- чительной конфузорностыо внутреннего канала. Это оказывается возможным благодаря тому, что в воздухозаборниках этого типа сжатие воздуха от скоростного напора незначительно и осуществ- ляется в основном до входа воздуха в воздухозаборник. 2. Забрасывание выхлопных газов на вход в двигатель также весьма характерно для вертолетных ГТД на режимах висения вбли- зи земли или на взлете при наличии ветра. Это объясняется возник- новением возвратных течений воздуха, вызываемых несущим вин- том, в результате которых происходит общее повышение темпера- туры воздуха и значительная неравномерность температурного поля перед воздухозаборниками и, следовательно, на входе в дви- гатель. Общий подогрев воздуха перед двигателем приводит к уменьше- нию его мощности, а неравномерность воздушного потока на входе в компрессор значительно снижает запас его устойчивости. Наличие бокового ветра определенного неблагоприятного направления мо- жет значительно повысить опасность возникновения неустойчивой работы компрессора. Все эти факторы учитывают при выборе места расположения воздухозаборников и выпускных каналов двигателей, а также при расчете запасов устойчивости компрессоров вертолетных ГТД. 3. Попадание пыли в вертолетные ГТД при взлете, посадке, а также при длительной работе вблизи земли приводит к интенсив- ному износу отдельных деталей проточной части газовоздушного 295
тракта двигателя и к быстрому ухудшению его данных — уменьше- нию мощности, снижению экономичности и даже выходу двигателя из строя. В связи с указанными неблагоприятными последствиями воз- действия запыленною воздуха на работу вертолетных ГТД важное значение приобретает разработка мероприятий защиты деталей от износа и двигателя от попадания пыли на вход в него. Наиболее сильно подвержены износу лопатки осевого компрес- сора, что требует изготовления их из более стойких материалов и применения защитных покрытий. Наиболее эффективным мероприятием защиты двигателя от по- падания в него пыли-является установка специальных фильтров или пылеотделяющих устройств. На наземных транспортных средствах, где используются относительно маломощные ГТД, уже давно наш- ли применение задерживающие пыль фильтры. Для вертолетных двигателей применение фильтров является менее благоприятным, так как они имеют большую массу, а также значительно снижают полное давление на входе в двигатель и приводят поэтому к замет- ному снижению мощности и увеличению удельного расхода топли- ва. Фильтры могут быстро засоряться, что приводит к недопустимо- му ухудшению характеристик двигателя. В настоящее время на вертолетных ГТД начали применять инер- ционные самоочищающиеся пылеотделители, характеристики кото- рых не ухудшаются в течение всего времени эксплуатации. В них воздух закручивается в спиральных завихрителях, под действием центробежных сил пылевые частицы отбрасываются к периферии и вместе с частью воздуха (около 10%) отсасываются специальным вентилятором, очищенный воздух поступает на вход в двигатель. Потери мощности двигателя при установке инерционных пылеотде- лителей не превышают 2—3%. 20.5. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ РЕЖИМОВ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ У вертолетных ГТД из условия надежной работы всей силовой установки, включая главный редуктор и трансмиссию, должны ог- раничиваться следующие параметры двигателя: мощность или кру- тящий момент на выходном валу, частота вращения свободной тур- бины, частота вращения турбокомпрессора и температура газов перед турбиной. Ограничение по развиваемой двигателем мощно- сти (или по максимально допустимому крутящему моменту при ус- ловии HT.c=const) является наиболее типичным для турбовальных и турбовинтовых двигателей. Основным ограничивающим факто- ром здесь является прочность редуктора и трансмиссии. Применя- ются прямые и косвенные методы ограничения мощности. Прямые методы основаны на измерении крутящего момента и при достиже- нии АГцр щах — передаче сигнала на уменьшение расхода топлива до тех пор, пока Afi;n и мощность двигателя не снизятся до допустимых значений. Косвенные методы основаны на задании определенного 296
Рис. 20. 1'4. Основные режимы работы воздушного винта закона изменения пт.к, обычно в зависимости от рн и tH, при кото- ром Д,л const. Характеристики на рис. 20.8 соответствуют именно Такому Методу ограничения Метах. У самолетных ТВД может возникать на некоторых режимах по- лета значительная отрицательная тяга винта. Из теории воздушных винтов известно, что в зависимости от соотношения частоты вра- щения (окружной скорости вращения), скорости полета и угла ус- тановки лопастей винты могут иметь следующие характерные ре- жимы (рис. 20.14): пропеллерные, при которых винт, работая на углах атаки а>а0, создает положительную тягу, а мощность на его вращение берется от двигателя; режим нулевой тяги, при котором винт, работая на a=cto (—2°.. . —5°) и потребляя па вращение мощность от двигателя, не создает тяги — равнодействую- щая всех аэродинамических сил, действующих на лопасть, находит- ся в плоскости вращения винта (M=Q); режимы торможения, при ко- торых винт, работая на углах атаки a<cto и потребляя мощ- ность двигателя, создает отрица- тельную тягу; режим авторотации, соответст- вующий a=cto', при котором винт не потребляет мощности двига- теля (Мв = 0), а вращается за счет энергии набегающего потока, создавая отрицательную'тягу; режимы ветряка, при которых a<cto', а винт вращается за счет энергии набегающего потока, передает эту энергию на вра- щение ротора двигателя и Следует отметить, что угол атаки нулевой тяги а0 практически не зависит от режимов работы двигателя и режимов полета, в то время как угол установки лопастей винта фв0, соответствующий нулевой тяге винта, изменяется в зависимости от частоты враще- ния и скорости полета. При увеличении скорости полета и умень- шении частоты вращения <рво возрастает. У воздушных винтов при работе у земли на месте фво«$ —5°, а при скорости полета V= =400 км/ч он увеличивается приблизительно до 4-20°. Требуемый диапазон углов установки лопастей на рабочих режимах у совре- менных двигателей составляет примерно 40—50°, а с учетом назем- ных режимов реверса тяги — 70—80°. Указанные особенности в работе воздушного винта следует учи- тывать при рассмотрении его работы совместно с двигателем на различных режимах полета. Это необходимо для того, чтобы исклю- создает 297
чить работу винта на режимах отрицательной тяги там, где это I опасно и недопустимо, но использовать ее там, где она полезна и I желательна (для торможения самолета при пробеге после посад- j ки). j Рассмотрим некоторые случаи возникновения режимов работы 1 винта с отрицательной тягой. При этом будем исходить из того, что j в полете на рабочих режимах двигатель регулируется по програм- ; ме n=const, Tr*=const (<pB=var), а на режимах малых мощно- i стей— по программе n=var(<рв=<рвmin). Сразу же отметим, что ' нежелательные режимы работы винта могут возникнуть только | при отказах в системе автоматического регулирования, либо при 1 появлении неисправностей в силовой установке или в ее системах. 1 1. Возможно появление отрицательной тяги при заходе на посад- ] ку и при посадке до касания колесами земли, когда эффективность I воздушных рулей из-за сравнительно небольшой скорости невелика-! и отрицательная тяга может привести к потере управляемости, ч Причиной появления отрицательной тяги на указанных режимах ’ полета являются большие отрицательные углы атаки (п<ао)> как •следствие низких частот вращения винта и двигателя, работающе- | го на малом газе при фв=фв min, и сравнительно больших скоростей I полета (200—250 км/ч). 2. Возможно появление отрицательной тяги на самолете с не- 1 •сколькими раздельно работающими двигателями на большой ско- ! рости полета при уменьшении по каким-либо причинам мощности -j одного из двигателей. В этом случае регулятор частоты вращения, . стремясь сохранить п=const, при уменьшившейся мощности снижа- 1 ет <рв. При этом может случиться, что угол установки лопастей ста- 1 нет меньше фв0 и винт перейдет на режимы работы с отрицательной 1 тягой, которая вызовет неуравновешенный момент. | 3. При выходе из строя системы топливоподачи и регулятора ,1 частоты вращения одного из двигателей на самолете с несколькими | раздельно работающими ТВД может произойти недопустимая рас- ] крутка неисправного двигателя. Это происходит потому, что лопа- 1 сти винта этого двигателя под действием центробежных сил уста- I навливаются на малые углы, а частота вращения винта увеличива- -1 еТСЯ ДО П>Птах- 1 4. При нормально работающих регуляторах частоты вращения и подачи топлива разъединение валов двигателя и тур боком прессе- | ра приводит к недопустимой раскрутке ротора турбокомпрессора. 1 Подробное рассмотрение возможных случаев, при которых винт j переходит на режимы работы с отрицательной тягой, не входит в Я курс теории двигателей. Примеры, рассмотренные выше, приведе- я ны для того, чтобы показать важность анализа совместных режи-Я мов работы воздушного винта и двигателя, регулируемого по опре- I деленной программе. Следует отметить, что в системе автоматиче-Л ского регулирования ТВД предусмотрены специальные меры защи- Я ты двигателя при возникновении ситуаций, аналогичных рассмот-Я ренным. Эти меры подробно рассматриваются в теории автоматиче- Я ского регулирования двигателей. Л 298
К особым случаям работы ТВД в полете относится также воз- никновение неустойчивой работы компрессора. В одновальных ТВД она может произойти при отказе в механизме управления шагом винта, когда винт при уменьшении частоты вращения имеет <рЕ тах,. и линия рабочих режимов протекает так, как показано на рис. Рис. 20. 15. Расположение рабочих линий на характери- стике компрессора одновального ТВД: а—при дросселировании двигателя; б—ври изменении 20.15, а (кривая /), или в случае, когда при дроселировании двига- теля винт остается неснятым с промежуточного упора п.у (кривая 2). При максимальном режиме работы одновального ТВД наимень- шие запасы устойчивости соответствуют высоким температурам воздуха Т-в* на входе в компрессор (рис. 20.15, б). В двухвальных двигателях со свободной турбиной условия воз- никновения помпажа компрессора не отличаются от таковых Для одновальных ТРД.
Глава 21 РАБОТА ГТД НА ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМАХ В предыдущих главах рассматривались только установившиеся (равновесные) режимы работы ГТД, т. е. такие, на которых часто- ты вращения роторов, температура газов перед и за турбиной, рас- ход топлива и другие параметры двигателя не изменяются во вре- мени (или изменяются столь медленно, что это не сказывается на условиях совместной работы элементов двигателя). В условиях эксплуатации большое значение имеют также неустановившиеся (переходные) режимы работы двигателя, характеризующиеся срав- нительно быстрым изменением во времени тех или иных парамет- ров рабочего процесса. К ним относятся запуск, разгон двигателя (увеличение частоты вращения), сброс частоты вращения, включе- ние и выключение форсажа и др. Изменение режима работы двигателя летчик осуществляет обычно более или менее быстрым перемещением РУД, а на верто- летах — рычага управления двигателем и общим шагом несущего винта. Способность двигателя быстро увеличивать тягу (мощность) ' при перемещении РУД называется приемистостью. Количественной: ее характеристикой является время приемистости, под которым по-1 нимается время, необходимое для увеличения тяги (мощности) от. исходного пониженного ее значения (например, от малого газа) до, значения, равного 95% максимального. У двигателей с форсажными камерами важной характеристикой является также время приемистости при переходе от бесфорсаж-. ных режимов к режиму полного форсажа. Хорошая приемистость двигателя важна для повышения безо-’ пасности полетов при выполнении посадки (так как увеличивает.' возможность исправления ошибок летчика и ухода на второй круг) и, кроме того, положительно влияет на разгонные и маневренные характеристики самолета. Важной эксплуатационной характеристикой авиационного ГТД является также быстрота и надежность запуска его как на земле, так и в воздухе. Эти переходные процессы рассмотрены в данной главе. 300
21.1. УСЛОВИЯ СОВМЕСТНОЙ РАБОТЫ ЭЛЕМЕНТОВ ГТД В ПЕРЕХОДНЫХ ПРОЦЕССАХ Уравнения расхода и сохранения энергии, обобщенное уравне- ние Бернулли и уравнения Эйлера, записанные для установивше- гося движения газа и использованные выше при анализе условий совместной работы элементов двигателя на установившихся режи- мах, строго говоря неприменимы к переходным процессам, проте- кающим в двигателе при запуске или изменении тяги (мощности), и должны быть заменены уравнениями, учитывающими изменение во времени массы, энергии и количества движения газа, заключен- ного между контрольными сечениями (см. гл. 1). Кроме того, ха- рактеристики основных элементов двигателя на переходных режи- мах могут отличаться от полученных в стационарных условиях не только из-за этой газодинамической нестационарное™, но также вследствие изменения их размеров, радиальных зазоров и условий теплообмена, вызванных различной степенью прогрева деталей на установившихся и переходных режимах. Наконец, дополнительное влияние на характеристики элементов ГТД может оказать запазды- вание в работе регулируемых элементов компрессора, сопла и т.д. Однако время, в течение которого происходит переход, напри- мер от режима малого газа к максимальному режиму, составляет несколько секунд, тогда как время, в течение которого конкретная частица воздуха успевает пройти через весь тракт двигателя, име- ет порядок сотых долей секунды. Механизмы управления поворот- ными лопатками, клапанами перепуска и т. д. в современных двига- телях имеют также достаточно большое быстродействие по сравне- нию с темпом изменения частоты вращения в переходных процес- сах, а влияние степени прогрева деталей двигателя во многих слу- чаях не очень существенно. Эти обстоятельства дают основание предполагать, что влияние нестационарное™ газовых течений в перечисленных процессах невелико и что поэтому их анализ может проводиться с использованием тех же основных уравнений движе- ния газа и тех же характеристик элементов двигателя, которые ис- пользуются на установившихся режимах работы ГТД. Эта гипотеза, получившая название гипотезы квазистационарности, удовлетвори- тельно подтверждается данными экспериментов и позволяет следу- ющим образом сформулировать условия совместной работы эле- ментов ГТД в переходных процессах. 1. Уравнение расхода в его обычном виде и все следствия его, полученные выше при анализе установившихся режимов работы ГТД и их элементов, остаются справедливыми и на переходных ре- жимах (если пренебречь емкостью элементов газовоздушпого трак- та). В частности, на режимах выше малого газа, когда можно счи- тать q (Хс.а) = const, для одноконтурного ГТД справедливо уравне- ние (14.18): ___ 301
или для внутреннего контура ГТД любой схемы: 9 (Ml 2. Для любого элемента двигателя в каждый момент времени" справедливо уравнение сохранения энергии для установившегося движения (если пренебречь инерцией массы воздуха и газа в трак- те двигателя и его тепловой емкостью). В частности, для камеры сгорания согласно (11.11) T^T^g,^ ИЛИ При этом по-прежнему 41 < ек -1 Чк (21.1) Г -1^=1 Г 3. При анализе баланса мощностей для турбины и компрессора на переходных режимах необходимо учитывать изменение во вре- мени кинетической энергии вращающихся масс ротора. Если Iz — приведенный момент инерции ротора относительно оси вращения и а>—лп/30 — угловая скорость его вращения, то кинетическая энергия ротора равна (21.2) Тогда для каждого ротора ГТД в общем случае можно записать следующий баланс мощностей на переходных режимах: N.-NK-Ne-N.[p + Ncr^=Iz^ , (21.3) где N?, Nu, 7VCT — мощность турбины, компрессора и стартера; УТр — затраты мощности на преодоление механических потерь и привод агрегатов; Ne — мощность, отдаваемая ротором во вне (на- пример, на вал воздушного винта). Выразив здесь со через п, получим 7V.r_-7VK_7Ve_7V.rp+7Vc.=^o . (21.4); Уравнения (14.18), (21.1) и (21.4) являются основными уравнени- ями переходных режимов работы ГТД. 302
В теории автоматического регулирования ГТД уравнение балан- са мощностей (21.4) заменяют обычно уравнением баланса момен- тов Л4т+Л4сг-Л1к-Л4е-Л4тр=А/2^ . (21.5) Момент на валу компрессора или турбины может быть вычислен для каждого заданного режима их работы из условия =Мк<м, откуда 7ИК=— (21.6) л п Аналогично Л4Т=— . (21.7) л п Заметим, что на подобных режимах работы компрессора или тур- бины конкретного ГТД все силы давления и, следовательно, момен- ты Мк и Л1т пропорциональны давлению па входе. Помимо переходных режимов, вызванных теми или иными уп- равляющими воздействиями на двигатель, неустановившиеся режи- мы работы его могут возникать также при сильных внешних возму- щениях (например, при неустойчивой работе воздухозаборника, при внезапном попадании на вход в двигатель горячих газов и т. д.) или при помпажных срывах в компрессоре. В этих случаях скорость изменения многих параметров рабочего процесса может стать на- столько большой, что гипотеза квазистационарности оказывается уже неприемлемой и необходимо переходить к использованию урав- нений неустаповившегося движения газа. 21.2. РАЗГОН И СБРОС ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ ТРД На режимах разгона и сброса частоты вращения ТРД М.=0, Л7ст = 0, а значение Утр учитывается обычно механическим КПД т],п. Тогда уравнение динамики ротора для одновального ТРД при- обретает вид /л — /],„ 900 г dt или г 30 г dt (21-8) (21.9) Таким образом, ускорение ротора ТРД пропорционально (при данном значении п) избыточной мощности или избыточному мо- менту турбины. 303
Время перехода от частоты вращения /ij к частоте вращения в процессе разгона соответственно равно «а п„ , 30 r f dn 900 г с п , |заяг“-----* z \ --------—------' ? \ ------- 13 Л ? ДЛ1Т п2 J Д7УТ /21 (21. 10) где ДМТ=МТ—Мк/цт и A2VT = ./VT—NK/i]m—избыточный момент и избыточная мощность турбины. Мощность турбины пропорциональна работе на валу турбины, которая, как известно, равна 4=^/?7;(1-1/е:)п:. (2i.ii) Поэтому для получения избыточной работы (и мощности) турбины необходимо увеличить либо температуру 7Г*, либо лт*. В существу- ющих ТРД используется в основном первый способ, т. е. увеличе- ние Тг* благодаря подаче избыточного количества топлива в каме- ру сгорания. Если при данных частоте вращения и условиях на входе в дви- гатель секундный расход топлива на установившемся режиме ра- вен GT.y, а в процессе разгона при той же частоте вращения в дви- гатель подается топливо в количестве GT.P= GT.y+Дбт, то в первом приближении связь между избытком топлива AGT и ускорением ро- тора ТРД при лт* = const может быть установлена исходя из сле- дующих соображений. Мощность на валу турбины с учетом (21.11) равна = GrcprT*T (1 - 1 /ZT) < (21.12) т. е. пропорциональна теплосодержанию газа Grcp Г7Г*, поступаю- щего в единицу времени на вход в турбину. Примем значения лт* и т]т* на установившихся режимах и режимах разгона (при одном и том же значении лпр) одинаковыми. Тогда, если в камеру сгорания подается избыток топлива AGT, то в результате его сгорания тепло- содержание газа, поступающего ежесекундно в турбину, увеличи- вается на AGTT]r//u (Дж/с), что согласно (21.12) приведет к увели- чению мощности турбины, равному ДМТ=ДОтйгЛ/ц (i — !/<?*) Пт. Если при этом пренебречь также изменением по сравнению с установившимися режимами, то согласно (21.8) будем иметь dn _900 V4 (1 _ 1/е*г)п;дОт. (21.13) dt л2 1гп Таким образом, ускорение ротора при данной п пропорционально ДСТ и для получения хорошей приемистости (т. е. быстрого увели- чения частоты вращения) достаточно обеспечить подачу в камеру сгорания больших избытков топлива. Однако на практике регули- рование избытков топлива в процессе разгона приходится произво- дить с учетом следующих ограничений. 304
Ограничение по условиям прочности турбины. На установившихся режимах максимально допустимое значение температуры газа перед турбиной 7\.гаах достигается при макси- мальной частоте вращения. В процессе разгона, учитывая его крат- ковременность и пониженные напряжения в лопатках при «<«тах, МОЖНО ДОПуСТИТЬ заброс температуры Тт* сверх TV max. однако он не должен существенно превы- шать 40—70° С. На рис. 21.1 представле- но типичное изменение тем- пературы газов перед тур- биной и расхода топлива по частоте вращения. Как вид- но, на установившихся ре- жимах температура Тт* при «<»шах значительно меньше, чем Тт щах. и, следовательно, имеется возможность суще- ственного ее увеличения. Если нет других ограниче- ний, то подача топлива на режимах разгона при повы- шении Тт* ДО 7 г max МОЖеТ быть увеличена в 1,5—2,5 раза. Ограничение по Увеличение температуры Тг* Рис. 21.1. Изменение температуры газов перед турбиной и расхода топлива в ТРД (пример): I—на установившихся режимах; 2—на режимах разгона; 3— при сбросе частоты вращения устойчивости компрессора, в процессе разгона вследствие эффек- та теплового дросселирования ведет к увеличению [см. (14.18)], т. е. к уменьшению запаса устойчивости компрессора. По- этому, если установившимся режимам работы двигателя на харак- теристике компрессора (рис. 21.2, а) соответствует рабочая кри- вая /, то изменение параметров компрессора в процессе разгона описывается кривой 2. При чрезмерном увеличении подачи топлива процесс разгона может закончиться нарушением устойчивой рабо- ты компрессора (кривая 4). Для гарантирования устойчивой рабо- ты компрессора в процессе разгона подача топлива должна регули- роваться так, чтобы запас устойчивости компрессора на всех эта- тах этого процесса был не ниже некоторого заранее назначенного значения (обычно не менее 5—7%). Ограничение по устойчивости процесса горе- н и я. Увеличение подачи топлива в процессе разгона сопровожда- ется соответствующим уменьшением коэффициента избытка возду- ха а. На рис. 21.2, б показано примерное расположение границ об- ласти устойчивого горения (агаи, «ши) и рабочей кривой / для уста- новившихся режимов. Как видно, при разгоне (кривая 2) режимы 11 3647 305
работы камеры сгорания приближаются к границе богатого срыва, и при чрезмерных избытках топлива возможно погасание камеры (кривая 4). Практически ограничение по устойчивости сгорания з процессе разгона наступает только в условиях полета с минималь- ными скоростями на больших высотах. На малых и средних высо- тах раньше наступает ограничение по устойчивости компрессора или по прочности турбины. Рис. 21.2. Режимы работы компрессора (а) и камеры сгора- ния (б) в одновальном ТРД: /—установившиеся режимы- 2, 4—разгон; 3—сброс частоты вращения Если при каждом значении частоты вращения подача топлива (температура газов) поддерживается на максимальном уровне, до- пускаемом указанными ограничениями, то ускорение ротора при каждом значении п будет максимальным, а время разгона — мини- мальным. Такой разгон называется оптимальным. Примерный ха- рактер изменения температуры газов и подачи топлива в процессе оптимального разгона показан па рис. 21.3. Если двигатель имеет регулируемые элементы (например, из- меняемую площадь критического сечения сопла, поворотные лопат- ки в компрессоре), то для улучшения приемистости могут дополни- тельно использоваться раскрытие сопла (для увеличения лт* в про- цессе разгона), изменение программы поворота лопаток (по срав- нению с установившимися режимами ) и т. д. Обычно при малых и средних значениях п возможные избытки топлива ограничены запасом устойчивости компрессора, а на боль- ших « — температурой Ггтах . Вместе с малыми абсолютными зна- чениями мощности турбины на пониженных п (из-за малых GB и лт*) это приводит к тому, что изменение частоты вращения и тяги двигателя в процессе приемистости имеет характер, изображенный на рис. 21.4. Частота вращения и в особенности тяга двигателя на- растают сравнительно медленно вначале и существенно быстрее в конце процесса разгона. Это благоприятно сказывается на времени приемистости двига- теля в условиях полета, где даже при пониженных режимах часто- :306
та вращения ротора двигателя обычно намного превышает значе- ние п на режиме земного малого газа. Но, с другой стороны, с уве- личением высоты полета расход воздуха через двигатель падает. Поэтому необходимое для осуществления оптимального разгона значение 7’г* достигается при меньшем расходе топлива. Кроме то- го, на больших высотах допустимое значение Тт* может оказаться меньшим вследствие снижения запаса устойчивости компрессора при малых числах Re. Эти факторы отрицательно сказываются на темпе приемистости двигателя. Рис. 21.3. Изменение температуры газов и подачи топлива по частоте вращения в процессе оптимально- го разгона ТРД: I—установившиеся режимы; 2—Г*г тах: 3— ДХу mln; 4—оптимальный разгон Рис. 21.4. Типичное изменение часто- ты вращения и тяги по времени в процессе разгона ТРД с нерегулируе- мым осевым компрессором Сброс частоты вращения ТРД осуществляется путем уменьше- ния подачи топлива до значений, лежащих ниже подачи его на ус- тановившихся режимах. При этом вследствие снижения Тт* мощ- ность турбины становится меньше мощности, потребляемой -комп- рессором, и ротор двигателя получает отрицательное ускорение (см. рис. 21.1 и 21.2, кривые 5). Как видно, основным фактором, ограни- чивающим допустимое снижение подачи топлива при сбросе часто- ты вращения, является предел устойчивой работы камеры сгорания на бедных смесях. При этом важно подчеркнуть, что срыв пламени в камере сгорания на этих режимах может быть связан не только с чрезмерным обеднением смеси, но и с резким ухудшением качест- ва распыла топлива, вызванным сильным снижением перепада дав- лений на форсунках при малых его расходах. Поэтому обычно в системе регулирования двигателя предусматривается ограничение (снизу) минимального расхода топлива через форсунки. Ограниче- 11* 307
ния по запасу устойчивости компрессора при сбросе частоты вра- щения в одновальном ТРД в принципе отсутствуют. Однако необ- ходимо иметь в виду, что при наличии в компрессоре регулируемых элементов (лент перепуска, поворотных лопаток и т. д.) скорость перекладки их по мере падения цпр должна быть достаточно боль- шой. В противном случае необходимо соответственно ограничивать темп снижения расхода топлива. 21.3. ВКЛЮЧЕНИЕ И ВЫКЛЮЧЕНИЕ ФОРСАЖА Включение форсажа в ТРДФ производится обычно при работе двигателя с частотой вращения, равной максимальной или близкой к ней. В гл. 13 было показано, что для сохранения неизменного ре- жима работы турбокомпрессорной части двигателя при включении форсажа необходимо согласовать повышение температуры газов в форсажной камере с увеличением площади критического сечения (раскрытием створок) сопла. Однако на практике строгое согласование изменения этих двух величин во времени в процессе включения форсажа оказывается не всегда возможным. Опережение роста Тф* по сравнению с увеличе- нием Ткр нежелательно, так как приводит к падению перепада дав- лений на турбине и вследствие этого к увеличению Тг* сверх ТГ1Пах и к снижению запаса устойчивости компрессора. Поэтому обычно в системе управления работой форсажной камеры предусматривается опережение раскрытия створок критического сечения сопла по отно- шению к подаче и воспламенению топлива в форсажной камере. При выключении форсажной камеры, наоборот, прекращение пода- чи топлива должно опережать закрытие створок сопла. В результате включение и выключение форсажа сопровождается временным нарушением исходного режима работы турбокомпрес- сора. На рис. 21.5 показано изменение во времени давления топлива перед коллектором форсажной камеры ртоп.ф и площади критиче- ского сечения сопла Ркр, а также значений рт, Тт* и п при включе- нии форсажа в одном из ТРДФ. В момент времени, отмеченный на осциллограмме линией А—А, по сигналу системы управления рабо- той форсажной камеры начинают раскрываться створки критиче- ского сечения выходного сопла. Одновременно может быть вклю- чена система воспламенения пускового топлива в форкамере, т. е. создан пусковой факел пламени. Но повышение температуры от пускового факела в форсажной камере в целом невелико, поэто- му увеличение F!V, приводит к падению давления за турбиной рт, вследствие чего растут лт и п двигателя. Регулятор частоты враще- ния парирует увеличение п снижением подачи топлива в основную камеру сгорания, т. е. снижением Рг*. Снижение приводит к сни- жению («провалу») тяги двигателя. В момент Б начинается подача топлива в топливные коллекто- ры форсажной камеры, и через некоторое время, необходимое для переброски пламени от пускового факела ко всем стабилизаторам, 308
в момент В происходит воспламенение топлива во всей форсажной камере. Это приводит к резкому увеличению рт и в результате — к «провалу» частоты вращения. Восстановление заданного значения п происходит благодаря увеличению регулятором подачи топлива в основную камеру сгорания, что сопровождается кратковременным забросом температуры газов и снижением запаса устойчивости компрессора (как при разгоне двигателя). С восстановлением час- тоты вращения двигатель выходит на установившийся форсажный режим. Рис. 21.5. Осциллограмма процесса включения форсажа (пример) Таким образом, процесс включения форсажа сопровождается ко- лебаниями частоты вращения и температуры газов, кратковремен- ным снижением запаса газодинамической устойчивости и «прова- лом» тяги. Процесс выключения форсажа при запаздывании закрытия створок критического сечения сопла по сравнению с прекращением подачи топлива приводит к аналогичным явлениям, т. е. также соп- ровождается «провалом» тяги, колебаниями п и т. д. Если включение или выключение форсажа производится в та- ких условиях полета, когда при соответствующем им значении запас устойчивости компрессора невелик, то описанные нестаци- онарные процессы могут быть причиной нарушения устойчивой ра- боты компрессора. Для уменьшения этих нежелательных явлений и сокращения общего времени выхода на форсажный режим необ- ходимо стремиться к минимальному рассогласованию во времени изменения и температуры Тф*, что требует, однако, повышенной точности в работе системы автоматического регулирования форсаж- ной камеры. 309
21.4. ЗАПУСК ТРД В процессе запуска двигателя на земле частота вращения рото- ра увеличивается от нуля до частоты вращения на режиме земного малого газа. Уравнение динамики ротора в этом процессе выража- ется формулой (21.5). Объединив здесь Мк и Л1тр в момент сопро- тивления вращению ротора Мс и учитывая, что для ТРД Л1е=0, получим — J.(21.14) dt зт I % Затраты мощности на механическое трение и привод агрега- тов на пусковых режимах играют несколько большую роль, чем на рабочих режимах, но и здесь они не превышают 3—5% мощности компрессора. Поэтому Мс мало отличается от момента вращения ротора компрессора AfK. На рис. 21.6 показано изменение по частоте вращения момента сопротивления Мс и крутящих моментов, поступающих на вал ро- тора от турбины Л1т и старте- ра Мст. Значения ЛД даны здесь при условии, что темпе- ратура газов перед турбиной при всех п поддерживается равной Тт max* Так как расход воздуха при малых п пропорционален пер- вой степени частоты враще- ния, то согласно (21.6) мо- мент сопротивления МсяеМк изменяется с увеличением п так же, как и работа вращения компрессора Д-, т.. е. примерно пропорционально квадрату ча- стоты вращения. Работа и момент на валу турбины увеличиваются с рос- том п по закону, более близко- му к линейному, но при часто- тах вращения, лежащих ниже Рис. 21.6. Изменение момента сопро- тивления вращению Мс и крутящих мо- ментов турбины и стартера в процессе запуска ТРД некоторого значения th (равного примерно 10—15% от максималь- ного), турбина вообще практически не дает полезной мощности из- за слишком низких перепадов давлений и КПД ее. Момент на валу стартера обычно несколько уменьшается с ростом п. Как видно, только при п, превышающей некоторую частоту вра- щения nv (называемую равновесной), при максимальном значении Тт* момент на валу турбины становится больше момента сопротив- ления Мс и, следовательно, возможен самостоятельный разгон ро- тора двигателя. Раскрутка двигателя при /КД возможна только с помощью стартера. Поэтому запуск двигателя на земле состоит обычно из следующих трех этапов (см. рис. 21.6). 310
Рис. 21.7. Режимы работы компрессора ТРД в про- цессе запуска: 1—«холодная» прокрутка; 2—воспламенение топлива; 3—Тт* ограничена устойчивостью компрессора; 4—Тт*—ограничена прочностью турбины; 5—малый газ; 6—установившиеся ре- жимы Первый этап —• раскрутка ротора двигателя стартером при от- сутствии подачи топлива в камеру сгорания до частоты вращения, близкой к щ. Второй этап — воспламенение топлива в камере сгорания и рас- крутка ротора совместно стартером и турбиной до частоты враще- ния n2>nv. Третий этап — отключение стартера и самостоятельная раскрут- ка ротора за счет избыточного момента турбины от частоты враще- ния п2 до частоты вращения иа режиме малого газа. Выполнение та- кой программы за- пуска осуществляет- ся соответствующи- ми автоматическими устройствами, обес- печивающими пере- ход от одного этапа запуска к другому либо по сигналу дат- чика частоты вра- щения, либо по вре- мени. Минимально не- обходимая мощность стартера равна мощ- ности, потребной для прокрутки двигате- ля в конце первого этапа (при п=щ). Для обеспечения надежного и быстрого запуска практически мощ- ность (и соответственно крутящий момент) стартера выбирается больше минимальной, с таким расчетом, чтобы стартер без помо- щи турбины («холодная» прокрутка) мог раскрутить двигатель до п— (1,3 ... 1,6)«1. Частота вращения при отключении стартера п2 значительно превышает др и достигает 70—80% «м.г- На рис. 21.7 показано изменение режима работы компрессора в процессе запуска ТРД. При «холодной» прокрутке двигателя стартером температура перед турбиной практически равна атмо- сферной и режим работы компрессора изменяется по линии 1. При воспламенении топлива в начале второго этапа запуска Тт* резко растет и рабочая точка на характеристике компрессора смещается в сторону границы устойчивой работы. Затем на втором и третьем этапах Тт* поддерживается на максимально возможном уровне (линии 3, 4). В конце третьего этапа температура снижается до ее значения на режиме малого газа (точка 5). Как видно, температура Тг* и соответственно подача топлива на втором и третьем этапах запуска ограничиваются прочностью тур- 311
бины и запасом устойчивости компрессора. Так как напряжения в лопатках турбины на этих режимах в десятки раз меньше, чем при ^max, при запуске обычно допустим (кратковременно) значитель- ный «заброс» температуры сверх Л-тах. Но запасы устойчивости компрессора, в особенности в начале второго этапа, могут сущест- венно ограничить допустимые значения Тг*. Их превышение может привести к срыву потока в компрессоре, результатом которого яв- ляется так называемое «горячее зависание» частоты вращения, ког- да она в процессе запуска перестает расти, несмотря на рост Тт*. С другой стороны, недостаточная подача топлива в камеру сгора- ния в процессе запуска приводит к резкому уменьшению избыточ- ного момента турбины и в результате — к очень вялому разгону двигателя на втором и третьем этапах или даже к «холодному за- висанию» частоты вращения, т. е. к прекращению разгона. Поэтому топливная аппаратура должна обеспечить точную дозировку пода- чи топлива в процессе запуска. Эта дозировка должна, кроме того, корректироваться при изменении атмосферных условий. Так, нап- ример, при запуске в жаркую погоду сохранение такой же подачи топлива как и при нормальных атмосферных условиях, приводит к росту 7Г* и в результате может привести к «горячему» зависанию. При запуске в холодную погоду, наоборот, необходимо увеличение подачи топлива во избежание «холодного» зависания. Основные особенности запуска ТРД в полете связаны с тем, что: двигатель в полете при отсутствии подачи топлива в камеру сго- рания вращается (авторотирует) под действием встречного потока воздуха; пониженные значения давления и температуры воздуха в каме- ре сгорания (на высоте) затрудняют обеспечение надежного воспла- менения топлива. На малых скоростях полета приведенная частота вращения при авторотации почти пропорциональна скорости, а при больших ско- ростях, при 1,2... 1,3 (когда перепад в сопле становится близким к критическому), она не зависит от скорости полета и дос- тигает 50—60% максимальной. Скоростной напор существенно уве- личивает перепад на турбине при пониженных п и приводит к за- метному снижению равновесной частоты вращения /гр. Частота вращения при авторотации обычно немного превышает nv, поэтому надобность в раскрутке двигателя стартером отпадает и процесс запуска в воздухе сводится к воспламенению топлива в камере и к самостоятельной раскрутке двигателя турбиной до частоты враще- ния малого газа. Однако для обеспечения успешного запуска в воздухе необхо- димы: надежное воспламенение топлива в камере сгорания (см. гл. 11); правильная дозировка подачи топлива в камеру до выхода на малый газ, с тем чтобы, с одной стороны, обеспечить достаточную избыточную мощность турбины и, с другой стороны, не допустить 312
чрезмерного заброса Тг*, который может вызвать перегрев лопаток турбины или срыв в компрессоре. Оба эти условия тем легче выполнить, чем выше давление в ка- мере и соответственно расход воздуха. Поэтому надежный запуск двигателя в полете с режима авторотации возможен лишь до опре- деленной (для каждого двигателя) высоты полета и в сравнительно узком диапазоне скоростей полета, ограниченном снизу недоста- точно большой частотой вращения при авторотации и сверху — ухудшением условий воспламенения основного топлива из-за повы- шенной скорости воздуха на входе в камеру сгорания и трудностью обеспечения точной дозировки подачи топлива при запуске в широ- ком диапазоне условий полета. В случае самопроизвольного выключения двигателя в полете или кратковременного принудительного выключения его, например для ликвидации срыва в компрессоре, существенное увеличение высоты надежного запуска ТРД можно получить, если не дожи- даться выхода его на режим авторотации, а включить зажигание и подать необходимое количество топлива в камеру сгорания при еще не успевшей значительно снизиться частоте вращения (встреч- ный запуск). 21.5. ОСОБЕННОСТИ ПЕРЕХОДНЫХ ПРОЦЕССОВ В ДВУХВАЛЬНЫХ ТРД И ДТРД В двухвальном ТРД, как известно, соотношение частот вращения роторов высокого и низкого давления, характеризуемое скольжением роторов S, монотонно увеличивается по мере умень- шения приведенной частоты вращения. Изменение S вызы- s вается газодинамическими свя- зями между обоими роторами (изменением углов атаки в каскадах компрессора и харак- тером распределения перепа- дов давления между ступеня- ми турбины). Эти газодинами- ческие связи продолжают дей- ствовать и на переходных ре- жимах, благодаря чему изме- Рис. 21.8. Типичное изменение скольже- ния роторов двухвальиого ТРД по ппр. н: I—установившиеся режимы; 2—разгон; 3— сброс частоты вращения нение, например, скольжения роторов по /гПр.н при разгоне или сбросе частоты вращения оказывается почти таким же, как и ,на установившихся ре- жимах (рис. 21.8). Но все же в зависимости от соотношения моментов инерции роторов и не- которых других факторов скольжение S на режимах разгона и сброса частоты вращения может несколько отличаться от сколь- жения на установившихся режимах. Это определяет следующие 313
особенности протекания переходных режимов в двухвальных ТРД: 1. Условия совместной работы элементов турбокомпрессора вы- сокого давления на переходных режимах (так же, как и на уста- новившихся режимах) полностью аналогичны этим условиям для турбокомпрессора одновального ТРД. В частности: кривая разгона 2 на характеристике КВД (рис. 21.9, б) распо- лагается слева от линии установившихся режимов, а кривая сбро- са частоты вращения 3 — справа от нее, причем • отклонение точек кривых 2 и 3 от точек кривой 1 в первом приближении пропорцио- нально избыткам (или недостаткам) топлива; Рис. 21.9. Режимы работы каскадов низкого давления (а) и высокого давления (б) компрессора двухвального ТРД: /—установившиеся режимы; 2—разгон; 3—сброс частоты вращения ускорение ротора высокого давления пропорционально избытку топлива; формулы (21.8) — (21.10) применимы к каждому ротору в от- дельности, а формулы (14.18) и (21.1) остаются справедливыми, если в них индекс «в» заменить индексом «вВД», соответствующим сечению между каскадами компрессора. При этом следует отметить, что в связи со сравнительно невы- сокими значениями лквд ограничения подачи топлива по условиям устойчивости КВД значительно менее существенны, чем в одно- вальных ТРД. Это позволяет вести разгон с большими избытками топлива и обеспечить тем самым хорошую приемистость двигателя. 2. Если бы скольжение роторов на переходных режимах было бы точно таким же, как и на установившихся режимах, то смеще- ние рабочих точек на характеристике КНД при разгоне и сбросе оборотов было бы таким, как у первых ступеней компрессора одно- 314
вального двигателя. На режимах разгона рабочие точки первых ступеней смещались бы в сторону границы устойчивости, хотя в меныпей степени, чем у последних ступеней. Но в двухвальных ТРД обычно ротор высокого давления (РВД) имеет частоту вращения на режиме малого газа значитель- но более близкую к максимальной, чем ротор низкого давления (РНД), и обычно меньший момент инерции, поэтому на переходных режимах скольжение часто изменяется так, как показано на рис. 21.8. В результате на режимах разгона из-за увеличения S (увеличе- ния пВ Щ)) значение q (Z) на входе в КВД и соответственно на выходе из КНД оказывается больше, чем па установившихся режимах, т. е. рабочие точки на характеристике КНД сместятся вправо, как пока- зано на рис. 21.9, а. При сбросе частоты вращения, наоборот, в случае более быстрого падения частоты вращения КВД он оказы- вает дросселирующее воздействие на поток в КНД, в результате чего режим работы КНД смещается в сторону границы устойчиво- сти. Таким образом, в двухвальном ТРД темп уменьшения подачи топлива при сбросе частоты вращения может оказаться ограни- ченным не только устойчивостью горения, но и возможностью сры- ва потока в КНД. 3. При запуске двухвального ТРД на земле обычно стартер рас- кручивает только ротор высокого давления. Это позволяет сущест- венно снизить потребную мощность стартера, так как момент инер- ции РВД обычно составляет менее половины суммарного момента инерции обоих роторов. Однако при этом скольжение роторов на пусковых режимах (в особенности на первом и втором этапах за- пуска) существенно возрастает, так как при малых частотах вра- щения газодинамические силы, связывающие оба ротора, невелики, поэтому рост частоты вращения РНД значительно отстает от роста частоты вращения РВД. В результате КНД оказывает сильное дрос- селирующее воздействие на поток воздуха через компрессор высо- кого давления, что может быть причиной срыва потока в КВД да- же при незначительном повышении температуры газа в камере сгорания. Для увеличения запаса устойчивости КВД в некоторых двигателях применяется перепуск воздуха за компрессором в атмо- сферу на запуске. 4. Процессы включения и выключения форсажа в двухвальных ТРДФ протекают в общем так же, как и в одновальных двигате- лях, т. е. сопровождаются колебаниями давления за турбиной и частот вращения роторов, забросами Тт* и «провалами» тяги дви- гателя. Однако следует подчеркнуть, что всякое изменение общего перепада давлений в многоступенчатой турбине, как известно, ска- зывается в основном на перепаде давлений в последней ее ступени. Поэтому относительное изменение крутящего момента на валу тур- бины низкого давления и соответственно колебания частоты вра- щения РНД, вызванные изменениями лт* в процессе включения и выключения форсажа, оказываются при прочих равных условиях более резкими, чем в одновальных двигателях. Кроме того, в тот 315
период времени, когда створки сопла раскрыты, а горения топлива в форсажной камере нет, увеличение лт* приводит к уменьшению скольжения роторов, что отрицательно сказывается на запасе устой- чивости компрессора. В двух контурных ТРД характер и особенности протека- ния переходных процессов зависят от схемы двигателя. В двухваль- ном ДТРД с раздельными контурами или с камерой смешения за турбиной наблюдаются, в общем, те же особенности протекания пе- реходных процессов, которые были отмечены выше для двухваль- ных ТРД. Однако, поскольку расход воздуха через вентилятор оп- ределяется не только расходом воздуха через КВД, но и расходом через второй (внешний) контур, не зависящим или слабо зависящим от скольжения роторов, отклонение рабочих точек на характери- стике вентилятора от линии установившихся режимов оказывается здесь при прочих условиях меньшим, чем в двухвальном ТРД, и притом тем меньшим, чем больше степень двухконтурности. В трехвальном ДТРД роторы среднего и высокого давления ве- дут себя на переходных режимах в основном так же, как и роторы двухвального ТРД. Интересно отметить, что во всех рассмотренных схемах приемис- тость двигателя определяется, в основном, запасом устойчивости каскада компрессора и моментом инерции ротора, непосредствен- но примыкающего к камере сгорания, т. е. турбокомпрессора высо- кого давления (в двух- и многовальных схемах). Этот турбокомп- рессор играет роль газогенератора, т. е. того источника энергии,, который обеспечивает разгон всех роторов двигателя. Поэтому, ес- ли, например, турбокомпрессор высокого давления в двух- или трех- вальном ДТРД быстро выходит на максимальную частоту враще- ния, то это обеспечивает хорошую приемистость двигателя в це- лом. Необходимо отметить также, что вследствие меньших, чем в ТРД, значений давления за турбиной в расчетных условиях, на пониженных режимах степень расширения газа в турбине вентиля- тора падает в большей степени, чем в ТРД, и поэтому частота вра- щения вентилятора на режимах запуска и при авторотации оказы- вается (в %) также сниженной. Это приводит к некоторому увели- чению продолжительности запуска ДТРД и к увеличению мини- мальных скоростей полета, соответствующих надежному запуску двигателя в воздухе. 21. 6. ОСОБЕННОСТИ ПЕРЕХОДНЫХ ПРОЦЕССОВ В ВЕРТОЛЕТНЫХ ГТД И ТВД Вертолетный ГТД со свободной турбиной (см. рис. 19.1, а) по протеканию процессов запуска, разгона и сброса частоты вра- щения практически мало отличается от ТРД с нерегулируемым соп- лом и с такими же параметрами турбокомпрессора, за исключени- ем того, что при запуске двигателя в воздухе на вертолете скорость полета обычно оказывается недостаточной для обеспечения интен- 316
сивной авторотации двигателя, и поэтому требуется применение стартера. Втурбовинтовом двигателес общей турбиной привода компрессора и винта (см. рис. 19.1, в) переходные процессы имеют ряд существенных особенностей. 1. Как указывалось в гл. 20, ТВД с общей турбиной, как прави- ло, регулируется таким образом, что в широком диапазоне рабо- чих режимов частота вращения двигателя поддерживается посто- янной изменением угла установки лопастей винта, а регулирование мощности (тяги винта) достигается изменением температуры Тт* (подачи топлива). Поэтому при необходимости увеличения, напри- мер, мощности двигателя нет нужды затрачивать энергию на уве- личение скорости вращения масс ротора, и, в принципе, приемис- тость такого ТВД, т. е. темп нарастания мощности двигателя, опре- деляется скоростью перекладки лопастей винта. Только при разго- не двигателя с частоты вращения земного малого газа (обычно не намного меньшей «max) в некотором сравнительно узком диапазоне режимов ускорение ротора ТВД определяется, как и в ТРД, допус- тимыми избытками топлива. Однако в действительности в результате неполной синхронно- сти процессов перекладки лопастей винта и увеличения подачи топ- лива могут наблюдаться колебания частоты вращения ротора и временное снижение запасов устойчивости компрессора, что застав- ляет и в ТВД ограничивать темп нарастания подачи топлива. 2. Запуск ТВД на земле состоит из тех же трех этапов, что и запуск ТРД. Однако необходимость затраты части мощности тур- бины на вращение винта и более высокий уровень механических по- терь (наличие редуктора) приводят к тому, что равновесная часто- та вращения, начиная с которой возможен самостоятельный разгон двигателя, в одновальном ТВД оказывается существенно выше, чем в ТРД с такими же расходом воздуха и лк*. Кроме того, наличие воздушного винта, шестерен редуктора и дополнительных ступеней турбины заметно увеличивает момент инерции вращающихся масс. Поэтому стартер ТВД при прочих равных условиях должен быть более мощным, чем в ТРД, и должен отключаться при большей час- тоте вращения, вывод двигателя на режим малого газа требует бо- лее точного регулирования подачи топлива, а время запуска суще- ственно возрастает. 3. В случае преднамеренной или самопроизвольной остановки ТВД в полете система его регулирования автоматически переводит винт во флюгерное положение, в результате чего двигатель в поле- те практически не авторотирует. Поэтому для запуска ТВД в поле- те необходимо сначала вывести винт из флюгерного положения. При этом происходит энергичная раскрутка винта и ротора двига- теля набегающим воздушным потоком, что обеспечивает последу- ющий запуск без применения стартера, но приводит первоначально к возникновению значительной отрицательной тяги винта. В ос- тальном процесс запуска ТВД в полете мало отличается от запус- ка в земных условиях.
Глава 22 ОСОБЕННОСТИ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК САМОЛЕТОВ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (СВВП) Использование вертикальной составляющей силы тяги двигате- лей является эффективным средством сокращения потребных раз- меров аэродрома. Если вертикальная составляющая силы тяги пре- вышает вес самолета, то, в принципе, возможен подъем самолета в воздух вовсе без разбега. Вертикальный взлет с помощью создания вертикальной составляющей силы тяги может быть обеспечен при использовании в силовых установках как турбовинтовых, так и турбореактивных двигателей. В данной главе рассмотрены турбо- реактивные силовые установки СВВП. Помимо создания Ry, силовые установки СВВП обеспечивают стабилизацию положения самолета в воздухе и управление им на взлете и при посадке, так как при малых скоростях движения само- лета в момент отрыва или приземления обычные аэродинамические рули оказываются неэффективными. Необходимые управляющие усилия могут создаваться как изменением величины и направления силы тяги, так и путем отбора от двигателей воздуха или газа высо- кого давления и подачи его в специальные управляющие сопла, создающие необходимые стабилизирующие и управляющие момен- ты от сил реакции газовых струн. Последний способ требует отбо- ра воздуха или газа в количестве 6—13% от расхода воздуха через компрессор. Обычно в управляющие сопла подается воздух, отби- раемый за компрессором. 22. 1. ОСНОВНЫЕ ТИПЫ И ПАРАМЕТРЫ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК СВВП Различают единые и составные силовые установки СВВП. Еди- ными называют такие силовые установки, в которых одни и те же двигатели полностью обеспечивают как режимы обычного полета, так и режимы взлета и посадки. Двигатели этого типа получили название подъемно-маршевых. В обычном полете они занимают го- ризонтальное положение, а изменение направления силы тяги дос- тигается либо поворотом всей мотогондолы двигателя, либо изме- 318
нением направления газовой струи на выходе из него. На рис. 22.1 приведено несколько возможных схем подъемно-маршевых двигате- лей с устройствами для отклонения струи газов на выходе. Параметры рабочего процесса подъемно-маршевых ТРД и ДТРД таких схем (степень повышения давления в компрессоре, температура газов перед турбиной и т. д.) практически мало отли- чаются от параметров обычных ТРД и ДТРД, хотя удельные тяги у подъемно-маршевых двигателей па взлетном режиме могут оказать- ся на 15—20% ниже, чем в обычных ТРД и ДТРД, вследствие отри- цательного влияния отбора воздуха и повышенных потерь в пово- ротных соплах (<рс=0,9... 0,95). Рис. 22. 1. Единые силовые установки [413]: а—ТРД с поворотом выхлопной струи до основного сопла; б—ТРДФ с поворотом выхлопной струи до форсажной камеры; в—ТРД с поворотными соплами (вид свер- ху); 1—'поворотные заслонки; 2—поворотные сопла Составной называется такая силовая установка, в которой вер- тикальная составляющая силы тяги создается (полностью или час- тично) специальными подъемными двигателями, работающими только во время взлета и посадки, а горизонтальная составляю- щая тяги после окончания взлета обеспечивается другими (марше- выми или подъемно-маршевыми) двигателями. Поскольку подъем- ные двигатели используются только во время взлета и посадки, являясь на всех других этапах полета «мертвым» грузом, основное требование, предъявляемое к их параметрам и конструкции, — ма- лая удельная масса. Кроме того, в условиях всегда стесненной ком- поновки самолета они должны занимать малый объем. Суммарное время работы подъемных двигателей на режимах, близких к максимальному, за время одного полета составляет око- ло нескольких минут. Поэтому экономичность подъемных двигате- лей имеет меньшее значение, чем у маршевых ТРД. Пониженные требования к экономичности (т. е. возможность выбора сравнитель- но низких лк*), небольшой потребный ресурс, малый диапазон ско- ростей и высот полета в сочетании с рациональной конструктивной 319
Рис. 22. 2. Схема подъемно- го ТРД с вертикальным ва- лом [13] схемой и широким применением легких сплавов и пластмасс позво- ляют существенно снизить удельную массу подъемных двигателей. В настоящее время имеются подъемные ТРД и ДТРД с удельной массой удв = 0,006... 0,008 кг/Н и разрабатываются двигатели с Тдв = 0,0045 ... 0,005 кг/Н и удельным объемом 0,015—0,02 л/Н. На рис. 22.2 приведена одна из воз- можных схем подъемного двигателя. Вал двигателя расположен вертикально. При скорости полета до 200—300 км/ч потери на поворот потока (на 90°) и неравно- мерность поля скоростей на входе в комп- рессор невелики (значения овх могут до- стигать 0,97—0,98). А вертикальное раз- мещение двигателя в толстом крыле или в фюзеляже при возможности перекры- тия входа и выхода позволяет почти пол- ностью исключить увеличение сопротив- ления самолета в маршевом полете, выз- ванное присутствием подъемных двига- телей. Двигатель имеет компрессор с малым числом около- или сверхзвуковых ступеней, укороченную камеру сгорания, одноступенчатую турбину и короткое сопло. Экспериментальные исследования показали, что коэффициент скорости для таких сопел при перепадах, близких к критическим, может иметь высокие зна- чения (фс = 0,98 ... 0,99). Необходимо учитывать только, что действительная площадь минимального (критического) сечения струи газа у этих сопел оказывается (из-за значительной конусности стенок) на -5—10% меньше, чем геометрическая пло- щадь минимального сечения сопла. Силовые установки СВВП могут включать в себя также агрега- ты усиления тяги на режимах взлета и посадки, в качестве которых могут использоваться, например, турбовентиляторные агрегаты (приставки). На рис. 22.3 показана схема силовой установки СВВП, состоящей из турбореактивного двигателя и турбовентиляторного агрегата (ТВА). ТВ А представляет собой одноступенчатый комп- рессор (вентилятор) с вертикальной осью, приводимый во враще- ние газовой турбиной, в которую на взлете и при посадке подают- ся газы из-за турбины ТРД. (На схеме рис. 22.3 лопатки турбины расположены на периферии лопаток вентилятора). В горизонталь- ном полете канал, ведущий к турбине приставки, перекрывается и газ из-за турбины ТРД поступает в выходное сопло двигателя. ТРД с такой приставкой по существу превращается на режимах взлета и посадки в двухконтурный ТРД с большой степенью двухконтур- ности. Несущая способность ТВА, т. е. отношение создаваемой им подъ- 320
емной силы 7?тва к габаритной площади рабочего колеса (вклю- чая лопатки турбины), определяется в основном разностью стати- ческих давлений воздуха перед и за вентилятором. Можно пока- зать, что если £)в — габаритный диаметр колеса вентилятора, то Ятва^^^К-1). (22.1) где лв* — степень повышения давления в вентиляторе, а К —- коэф- фициент, равный 1,05—1,20 и учитывающий, в основном, различие между полными и статическими давлениями перед и за вентилято- ром и наличие турбины. При этом обычно подъемная сила ТВА на старте в 2,5—3 раза превышает тягу маршевого ТРД (газогенера- тора). 22.2. ВЛИЯНИЕ ОТБОРА ВОЗДУХА НА ДАННЫЕ ТРД И ДТРД Отбор воздуха от компрессора ГТД для работы управляющих сопел СВВП или на другие нужды приводит к снижению тяги и воз- растанию удельного расхода топлива. Рассмотрим влияние отбора воздуха за компрессором в количе- стве AGOt6 на основные параметры двигателя, применительно к подъемному или подъемно-маршевому одновальному ТРД, работа- ющему без форсажа на старте (Н=0, У=0) при полном расшире- нии газа в сопле. Подъемный ТРД может быть заранее спроектирован с уче- том заданного отбора воздуха, который используется в системе уп- 321
равления положением самолета все время, пока работает двигатель. Доля отбираемого воздуха g0T6=AG0T6/GB не изменяется или поч- ти не изменяется, а только перераспределяется между рулевыми соплами. При этом параметры компрессора (лк*, т]к*) и температу- ра Тг* могут считаться не зависящими от расчетного количества от- бираемого воздуха. Но проходные сечения элементов турбины и степень расширения газов в ней лт* при изменении расчетного зна- чения й^отб должны соответственно изменяться. Расход воздуха че- рез компрессор для простоты примем неизменным. В этих условиях увеличение доли отбираемого воздуха приво- дит к соответствующему снижению расхода газа через турбину и сопло, что уже само по себе вызывает потерю тяги двигателя, но, кроме того, для обеспечения баланса мощностей турбины и комп- рессора при отборе воздуха и сохранении неизменного значения Тг* необходимо увеличить лт*,что приводит к снижению давления и температуры газов за турбиной, т. е. к падению скорости истече- ния газов из сопла. Таким образом, тяга и удельная тяга в расче- те на 1 кг/с воздуха, поступающего в компрессор, будут падать при отборе воздуха как вследствие уменьшения расхода газа через сопло, так и в результате падения сс. Экономичность двигателя ухудшается в результате отбора воз- духа в меньшей степени, чем тяга, так как одновременно с умень- шением расхода газа через турбину уменьшается часовой расход топлива (значения Тк* и Тг* остаются неизменными). Расчеты показывают, что при отборе воздуха в количестве до 10—12% зависимость /?уд от £отб можно считать линейной, причем степень влияния отбора воздуха на данные двигателя увеличи- вается с ростом лк* и уменьшается с ростом Тг*. Однако при оценке влияния лк* следует учитывать, что количество возду- ха, потребное для создания заданного управляющего усилия, за- метно снижается с ростом лк* вследствие увеличения давления и температуры отбираемого воздуха. В среднем при отборе 10% воз- духа тяга двигателя уменьшается на 14—18%, а удельный расход топлива возрастает на 4—8%. П о д ъ е м н о-м а р ш е в ы й ТРД должен быть рассчитан в об- щем случае на переменный отбор воздуха в управляющие сопла от максимального на этапах взлета и посадки СВВП до нулевого в нормальном полете. В этом случае режим работы компрессора уже не будет оставаться неизменным при изменении £0Тб- В частно- сти, перепуск части воздуха из-за компрессора в систему отбора будет приводить, естественно, к смещению рабочей точки на ха- рактеристике компрессора в сторону увеличения запаса устойчиво- сти по сравнению с ее положением при g’OT6=0- Нетрудно показать, используя условие баланса расходов воздуха и газа, что уравнение (14.18) при наличии переменного отбора воздуха за компрессором приобретает вид -^-=const 1/^-(1 -gUT6). (22. 2) </(>«) V Тв 322
Кроме того, для сохранения баланса мощностей компрессора и тур- бины при изменении £Отб необходимо изменять либо температуру газов, либо Лт*. Изменение лт* требует регулирования площади критического сечения сопла, которое в сложных выходных устрой- ствах подъемно-маршевых двигателей затруднено. Поэтому здесь мы ограни- чимся анализом случая, когда изменение количе- ства отбираемого воздуха производится при сохране- нии неизменных значений частоты вращения двига- теля и лт*. В этом случае увели- чение £отб будет сопро- вождаться ростом Тт*. Интенсивность этого рос- та, равно как и степень изменения тяги, удельного расхода топлива и запаса устойчивости компрессора при изменении доли от- бираемого воздуха, зави- сит от расчетных пара- метров рабочего процесса и в некоторой степени — от крутизны характерис- тик компрессора. На рис. 22.4 приведены результа- ты соответствующих рас- Рис. 22. 4. Влияние переменного отбора воздуха на данные ТРД при const; /•'C.a = const и nT*=const (Я=0; V=0; сгВх—1; цк = 0,4) [131 четов в виде относитель- ных производных, указы- вающих процентное изме- нение R, Суд, Тг* и Ку на каждый процент отбора воздуха. Расчеты основаны на типовых характеристиках нерегу- лируемых компрессоров с коэффициентом нагрузки piK«0,4. Как видно, в среднем при отборе 10% воздуха тяга подъемно-маршево- го ТРД падает на 8—10%, т. е. менее значительно, чем у подъем- ного ТРД с постоянным отбором, но достигается это ценой более резкого снижения экономичности и довольно значительного роста Тг* — температура газов возрастает на 0,6—0,7% на каждый про- цент отбора воздуха. Запас устойчивости при этом несколько уве- личивается, примерно на 0,7% на каждый процент отбора. Приведенные здесь данные относятся к Н=0 и К=0. По они остаются практически справедливыми и при тех малых значениях высоты и скорости полета, которые характерны для режимов взле- та и посадки. Кроме того, они пригодны для оценки влияния отбо- 323
ра воздуха при малых скоростях и высотах полета и на другие нуж- ды, например для сдува пограничного слоя крыла. В двухконтурных ТРД отбор воздуха, как показывают расчеты, приводит к еще более резкому снижению тяги двигателя. Так, при одинаковом (в процентном отношении) отборе воздуха и прочих равных условиях снижение тяги у ДТРД со степенью двух- контурности т=2,5 или т=5 оказывается соответственно в 1,7 и 2,8 раза более значительным, чем в одноконтурном двигателе. Сле- дует иметь в виду также, что при переменном отборе воздуха в двигателях двухвальной или трехвальной схемы будет изменяться скольжение роторов, что может оказать дополнительное влияние на изменение параметров и запаса устойчивости двигателя. Наконец, следует отметить, что направление струй воздуха, соз- даваемых управляющими соплами, в среднем близко к вертикаль- ному и, следовательно, они создают некоторую подъемную силу, частично компенсирующую потери тяги, вызванные отбором воз- духа. 22. 3. ОСОБЕННОСТИ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЕЙ СВВП Ранее было показано, что эффективная тяга ВРД в общем слу- чае может рассматриваться как разность внутренней тяги R и внеш- него сопротивления Хвн. Режимы взлета и посадки относятся к об- ласти малых дозвуковых скоростей полета, в которой внешнее соп- ротивление практически равно нулю. Кроме того, на этих режимах расширение газа в сопле (соплах) двигателя можно считать пол- ным. Поэтому тягу подъемного и подъемно-маршевого двигателя или двигателя с ТВА можно считать равной их внутренней тяге, ко- торая, как известно, при полном расширении газа в сопле равна разности секундных количеств движения выходящей из двигателя и входящей в него масс газа. Но в силовых установках СВВП век- торы скоростей газового потока на входе в двигатель и на выходе из него существенно непараллельны, и поэтому разность количеств движения вытекающей и втекающей масс газа в соответствии с тео- ремой Эйлера следует вычислять в векторной форме. Если V — вектор скорости невозмущенного потока, а ес — век- тор скорости потока газа на выходе из сопла (при полном расши- рении), то секундные количества движения входящей и выходящей масс газа изобразятся векторами R0—G„V и 7?с—Огсс (рис. 22.5), а сила тяги двигателя — вектором ^=-(^с-^0). (22.3) Момент этой силы относительно центра тяжести самолета, сог- ласно теореме Эйлера о моменте количества движения, будет ра- вен .. j Ж=/?СЛС+^А» (22.4) 324
где hc и ho — соответствующие расстояния линий действия век- торов сс и V относительно центра тяжести. Если линия действия вектора сс проходит впереди центра тяжести самолета, а линия действия вектора V — выше его, то оба слагаемых в формуле (22.4) дают кабрирующий момент. При другом расположении век- торов V и сс относительно центра тяжести необходимо внести соответствующие изменения в знаки слагаемых формулы (22.4). Рис. 22.5. К определению силы тяги двигателя СВВП {13]: а—подъемно-маршевый ТРД; б—подъемный ТРД; в—векторная диаграмма Вектор силы тяги Л? может быть разложен на две составляю- щие Rx и Ry, которые могут быть соответственно ориентированы либо по отношению к местной горизонтали, либо по отношению к продольной оси самолета или к средней аэродинамической хорде крыла (САХ). Учитывая, что в процессе вертикального взлета или посадки продольная ось самолета обычно мало отклоняется от местной горизонтали, и полагая, что направление САХ близко к направлению продольной оси, примем в дальнейшем для опреде- ленности за горизонтальную составляющую силы тяги Rx проек- цию вектора R на направление САХ, а за вертикальную составля- ющую Ry — проекцию силы R на нормаль к САХ. Тогда, если О есть угол между вектором сс и САХ, то для вертикальной и гори- зонтальной составляющих силы тяги будем иметь выражения /?„=О1дс sin О —G^; (22.5) 325
Rx—0Tcc cos &—OKVX, (22. 6) где Vx—V cos а и Vy= —V sin a — горизонтальная и вертикальная составляющие скорости полета по отношению к САХ (а —угол атаки крыла). Значения Vy на режимах взлета и посадки обычно не превыша- ют 10—20 м/с, и поэтому при О, близких к 90°, роль второго члена в формуле (22.5) невелика. Следовательно, степень и характер из- менения вертикальной составляющей силы тяги при изменении ус- ловий полета определяются изменением вектора А*с. Как известно (см. гл. 15), количество движения струи газа на выходе из ТРД с увеличением скорости полета увеличивается как вследствие роста сс, так и Рис. 22.6. Скоростные характеристики подъемного (подъемно-маршевого) ТРД при различных й (лк*=6; 7’г*=1400 К; Vv-0) [13] вследствие увеличения расхода воздуха через двигатель. По- этому вертикальная составля- ющая силы тяги Ry при фикси- рованном значении угла А всег- да растет по скорости полета. Горизонтальная же составля- ющая силы тяги (которая у обычного ТРД с й?аО при ма- лых скоростях несколько па- дает по V) у двигателя СВВП с Д=90°, как видно из форму- лы (22.6), равна нулю при Кх==0 и становится отрица- тельной при 1/х>0. На рис. 22. 6 приведены для примера скоростные характе- ристики гипотетического подъ- емного ТРД при различных значениях угла й. (Подъемно- маршевые ТРД имеют анало- гичные характеристики). Ха- рактеристики даны в относи- тельных величинах, причем за 100% принята полная тяга двигателя при работе на месте (т. е. при К=0). Как видно, при Д=90° Rv несколько рас- тет по скорости полета, а гори- зонтальная составляющая силы тяги даже при небольших скоро- стях полета К«50... 70 м/с приобретает существенные отрица- тельные значения. Последнее обстоятельство весьма неблагоприят- но сказывается на разгоне самолета в процессе взлета, так как зна- чительная часть тяги, создаваемой, например, маршевыми двига- телями, будет затрачиваться на преодоление отрицательной тяги подъемных двигателей. В то же время даже при сравнительно не- 326
большом отклонении вектора /?с от вертикального направления (например, при ^=80°), как видно из рис. 22.6, значения оста- ются положительными практически вплоть до достижения эволю- тивной скорости (50—100 м/с), тогда как вертикальная составляю- щая силы тяги уменьшается при этом совсем незначительно. С дру- гой стороны, при г'»90° отрицательная горизонтальная тяга рез- ко возрастает, что может быть использовано для быстрого гаше- ния скорости при посадке. Поэтому не только подъемно-маршевые, но и подъемные двигатели должны снабжаться устройствами для отклонения вектора сс. . с. Изменение Ry и Rx по высоте полета при фиксированных значе- ниях О аналогично изменению тяги обычного ТРД. Часовой расход топлива у подъемных и подъемно-маршевых двигателей изменяется по скорости и высоте полета точно так же, как и у обычных ТРД с такими же параметрами рабочего процес- са. При возрастании скорости от нуля до V= 100 м/с увеличение часового расхода топлива не превышает 2%. Характеристики двухконтурных подъемных и подъемно-марше- вых двигателей, а также двигателей с ТВА в общем аналогичны рассмотренным выше. Однако увеличение Ry и падение Rx с рос- том скорости полета для ДТРД и ТВА оказываются более резкими, чем для ТРД, вследствие существенного роста влияния входного импульса с увеличением степени двухконтурности.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. «Наука», 1969, 824 с. 2. Бакулев В. И., Марков Н. Н. Расчет высотно-скоростных характеристик однокаскадных и двухкаскадных турбореактивных двигателей. М., МАИ, 1971, 256 с. 3. Бондарюк М. М., Ильяшеико С. М. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. М., Оборонгиз, 1958, 392 с. 4. Дейч М. Е. Техническая газодинамика. М., «Энергия», 1974, 592 с. 5. Доршенко В. Е. О процессе горения в камере газотурбинного двигателя. — В кн.: Третье всесоюзное совещание по теории горения, том II, АН СССР. М., изд. ВИНИТИ, 1960, с. 262—269. 6. Иноземцев Н. В. Авиационные газотурбинные двигатели. М., Оборонгиз, 1955, 352 с. 7. Казаиджан П. К., Кузнецов А. В. Турбовинтовые двигатели. М., Воениз- дат, М., 1961, 264 с. 8. Клячкин А. Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. М., «Машино- строение», 1969, 512 с. 9. Колодочкин В. П. Воздушно-реактивные двигатели сверхзвуковых много- режимных самолетов. М., «Машиностроение», 1975, 132 с. 10. Конструкция авиационных газотурбинных двигателей. М., Воениздат, '1961, 412 с. Авт.: А. В. Штода, С. П. Алещенко, А. Я. Иванов и др. И. Кулагин И. И. Теория авиационных двигателей. М., Оборонгиз, 1958, 479 с. 12. Масленников М. М., Бехли Ю. Г., Шальман Ю. И. Газотурбинные двига- тели для вертолетов. М., «Машиностроение», 1969, 380 с. 13. Павленко В. Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикаль- ного взлета и посадки. М., «Машиностроение», 1972, 284 с. 14. Пономарев Б. А. Двухконтурпые турбореактивные двигатели. М., Воен- издат, 1973, 133 с. 15. Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей. Сбор- ник трудов под ред. Н. Д. Кузнецова, вып. 67. Куйбышев, КуАИ им. С. П. Коро- лева, 1974, 221 с. 16. Святогоров А. А., Попов К. Н., Хвостов Н. И. Устройства для отклоне- ния реактивной струи. М., «Машиностроение», 1968, 240 с. 17. Скубачевский Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели. М., «Маши- ностроение», 1974, 520 с. 18. Сосунов В. А., Литвинов Ю. А. Неустановившиеся режимы работы авиа- ционных газотурбинных двигателей. М., «Машиностроение», 1975, 216 с. 19. Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С. М. Шляхтенко. М., «Машиностроение», 1975, 568 с. Авт.: В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Г. М. Гор- бунов и др. 20. Теория реактивных двигателей (рабочий процесс и характеристики). М., Оборонгиз, 1958, 533 с. Авт.: Б. С. Стечкин, П. К. Казанджан, Л. П. Алексеев, А. Н. Говоров, Н. Е. Коновалов, Ю. Н. Нечаев, Р. М. Федоров. 21. Филиппов В. В. Как летчику бороться с отрицательной тягой ТВД. М., Воениздат, 1961, 60 с. 22. Холщевников К. В. Некоторые вопросы теории и расчета ТРД. Оборон- гиз, 1960, 118 с. 23. Черкасов Б. А. Автоматика и регулирование воздушно-реактивных дви- гателей. М., «Машиностроение», 1974, 376 с. 24. Черкез А. Я. Инженерные расчеты газотурбинных двигателей методом малых отклонений. М., «Машиностроение», 1975, 380 с.
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ А Авторотация 297, 312 В Вентилятор 231 Воспламенитель 69 Высотные характеристики: ДТРД 259 ТВД 286 ТРД, ТРДФ 171 Выходное устройство 5 Г Горение вибрационное 72 Д Двигатель: подъемный 319 подьемню-маршевый 318 Движитель 88 Двухвальный ТРД 133 — ТРДФ 93 Двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД) 228 ------с форсажной камерой (ДТРД) 232 Донное сопротивление кормовых частей 19 Дроссельные характеристики: ДТРД, ДТРДФ 260 ТВЦ 283, 289 ТРД, ТРДФ 175 Дымление двигателя 68 3 Завихритель 65 Запуск двигателя 310 Зона горения 62 К Камера сгорания: основная 63 форсажная 70 Камера смешения 237 Климатические характеристики ГТД 285 Коэффициент избытка воздуха 58 — импульс сопла 17 — полезного действия — — — внутренний 89 —-------- полный 87, 271 ------процесса расширения 102 — сжатия 102 — ----- тяговый 90 — полноты сгорания 54 — расхода сопла 8 — реверса тяги 52 — скорости сопла 8, 12 —• сохранения полного давления в камере сгорания 55, 79 -------— в наружном контуре ДТРД 236 •---------в сопле 8 — тяги сопла 16 — эжекции 31 Крейсерский режим двигателя 159 Л Линия рабочих режимов 140 М Мощность: тяговая 269 эквивалентная 269 Н Неустановившийся (переходный) режим двигателя 300 Номенклатура режимов работы ГТД .158 О Одновальный ТРД 93 Оптимальная степень повышения давления 105, 121, 122 —-------- — наружного контура 236, 237, 240 Одновальный ТРД 93, 134 Отбор воздуха 321 П Подобие режимов работы ТРД 189 Помпаж: воздухозаборника 223 двигателя 222 Приемистость двигателя 300 Программа регулирования 127 Р Работа цикла 88, 101 Рабочий процесс: ДТРД, ДТРДФ 228 ТВД 264 ТРД, ТРДФ 93 турбовального ГТД 264 329
Разгон двигателя 300, 303 Распределение работы цикла: внутреннего контура ДТРД 234 ТВД 275 Рееврс тяги 50 Регенерация тепла 276 Регулируемый параметр 126 Регулирующий фактор 127 С Сброс частоты вращения 300, 307 Скольжение роторов 313 Скорость горения 61 Скоростные характеристики: ДТРДФ, ДТРД 258 ТВД 292 ТРД, ТРДФ 161 Сопло: Лаваля 9, 24 с центральным телом 48 эжекторное 30, 39 Стабилизация пламени 64 Степень двухконтурности 282 Т Теплонапряженность камеры сго- рания 55 Теплотворность топлива 56 Турбовентиляторный агрегат (ТВА) 320 Турбовальный двигатель 264 Тяга сопла 15 У Удельная лобовая тяга 86 — масса двигателя 86, 271 — тяга 85 — эквивалентная мощность 271 Удельный объем двигателя 86 — расход топлива 86, 270 Ф Фронт пламени 61 Фронтовое устройство 65 X Характеристики: выходных устройств 24, 36 камер сгорания 74 силовых установок СВВП 324 Ш Шумоглушение 52 Э. Экономическая степень повышения давления 109, 110 Экран антивибрационный 73 Энергетический баланс ВРД 91 Этапы запуска 311
ОГЛАВЛЕНИЕ Стр. Предисловие.............................................'• . . . Глава 10. Выходные устройства ..................... 10. 1. Сужающиеся сопла.............. ......................... 10.2. Сопла Лаваля, их основные параметры и способы опенки потерь 10. 3. Характеристики и регулирование сопел Лаваля 10. 4. Эжекторные сопла..................................... 40. 5. Регулирование эжекторных сопел ......... 10. 6. Сопла с центральным телом............................... 10. 7. Понятие о реверсе тяги и шумоглушении .................. Глава 11. Камеры сгорания . ................................... 11. 1. Требования к камерам сгорания и их основные параметры . 11. 2. Краткие сведения об авиационных топливах................ П. 3. Основные понятия о процессе горения топлива ..... 11. 4. Схемы основных камер сгорания и организация процесса горения в них....................................................... 11. 5. Организация процесса горения в форсажных камерах 11. 6. Эксплуатационные характеристики камер сгорания.......... 11. 7. Потерн полного давления в камерах сгорания.............. 41. 8. Связь между расходом топлива и повышением температуры в ка- мерах сгорания................................................. Глава 12. Удельные параметры и КПД ВРД................... 12. 1. Основные удельные параметры....................... 12.2. Полный КПД и его связь с удельным расходом топлива . 12. 3. Внутренний и тяговый КПД. Энергетический баланс ... Глава 13. Рабочий процесс ТРД и ТРДФ.............................. 13. 1. Схемы ТРД и ТРДФ, изменение параметров газового потока по тракту двигателя.............................................- 13. 2. Изображение процесса в координатах р — v и Т — s. Полезная работа цикла .................................................. ТЗ. 3. Выражение полезной работы цикла через параметры рабочего процесса ...................................................... 13. 4. Зависимость полезной работы цикла и удельной тяги от степени повышения давления. Оптимальная степень повышения давления 13. 5. Зависимость удельного расхода топлива от степени повышения давления. Экономическая степень повышения давления . 13. 6. Зависимость полезной работы цикла, удельной тягн и удельного расхода топлива от степени подогрева воздуха .................. 13. 7. Зависимость работы цикла, удельной тяги и удельного расхода топлива от КПД процессов сжатия и расширения................... 13. 8. Особенности рабочего процесса и основные параметры ТРДФ 13. 9. Влияние параметров рабочего процесса на удельную тягу и удель- ный расход топлива ТРДФ........................................ Глава 14. Совместная работа элементов силовой установки с ТРД и ТРДФ 14. 1. Задачи регулирования ТРД и ТРДФ. Понятие о программах ре- гулирования ................................................... 14.2. Совместная работа турбины и выходного сопла.............. 3 5 7 9 24 30 39 48 50 54 54 56 58 74 78 81 85 85 87 88 93 93 97 101 104 108 ПО 113 1115 120 125 125 131 331
Стр. 14.3. Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины в одновальных ТРД и ТРДФ............................................131 14.4. Совместная работа компрессора, камеры сгорания и турбины в двухвальных ТРД и ТРДФ................................ . . 151 14. 5. Совместная работа сверхзвукового воздухозаборника и компрес- сора .............................................................156 Глава 15. Эксплуатационные характеристики ТРД и ТРДФ .... 158 15, 1. Номеклатура основных режимов работы..........................158 15.2 . Методы получения характеристик......................... . 160 15.3 . Скоростные характеристики одновальных ТРД и ТРДФ ... 161 15.4 . Высотные характеристики......................................171 15.5 . Дроссельные характеристики..................................175 15.6 . Особенности программ регулирования и характеристик двух- вальных ТРД и ТРДФ................................................184 15.7 . Подобие режимов работы ТРД..................................189 15. 8. Приведение данных испытаний ТРД к стандартным атмосферным условиям..........................................................193 15. 9. Влияние давления, температуры, влажности воздуха и угла ата- ки самолета на характеристики двигателя...........................194 15. 10. Переход от характеристик двигателя к характеристикам сило- вой установки ...................................................197 Глава 16. Эксплуатационные ограничения режимов работы силовых уста- новок с ТРД и ТРДФ.................................................200 16. I. Ограничения по устойчивой работе ... ...............200 ’16. 2. Ограничения по условиям прочности элементов конструкции дви- гателя ......................................................213 16.3. Ограничения по максимальной производительности топливных насосов...........................................................218 16.4. Области эксплуатационных ограничений режимов работы двига- теля ....................................................... . . 220 16. 5. Особые случаи в полете, связанные с работой силовой установки 221 Глава 17. Рабочий процесс ДТРД и ДТРДФ..................................228 17. 1. Основные схемы и параметры...................................228 17. 2. Оптимальное распределение работы цикла между контурами ДТРД 234 17.3. Оптимальные значения лкП в ДТРДсм.............................237 17. 4. Оптимальные значения в ДТРДФ.................................240 17.5. Влияние параметров рабочего процесса и степени двухконтурно- сти на данные ДТРД................................................242 17.6. Влияние параметров рабочего процесса и степени двухконтурно- сти на данные ДТРДФ...............................................245 Глава 18. Эксплуатационные характеристики ДТРД и ДТРДФ . . 249 18. 1. Особенности регулирования ДТРД и условий работы каскадов компрессора.......................................................249 18. 2. Особенности совместной работы элементов ДТРД разных схем . 251 18.3. Особенности регулирования ДТРДФ..............................257 18.4. Особенности характеристик ДТРД и ДТРДФ .... . 258 Глава 19. Рабочий процесс турбовальных и турбовинтовых ГТД . 264 19. 1. Схемы и основные параметры..................................265 19. 2. Зависимости удельной мошности и удельного расхода топлива от параметров рабочего процесса..................................271 19.3. Оптимальное распределение работы цикла ТВД между винтом и реакцией.......................................................275 19.4. Понятие о регенерации тепла..................................276 Глава 20. Характеристики турбовальных и турбовинтовых ГТД . . . 279 20. 1. Особенности регулирования и совместной работы элементов . . 279 20. 2. Характеристики турбовальных ГТД.............................283 20. 3. Характеристики одновальных ТВД..............................289 20. 4. Влияние условий эксплуатации на работу вертолетных ГТД . 295 20.5. Эксплуатационные ограничения режимов работы двигателей . 296 332
Стр. Глава 21. Работа ГТД на переходных режимах............................300 21. 1. Условия совместной работы элементов ГТД в переходных про- цессах ..........................................................301 21. 2. Разгон и сброс частоты вращения ТРД.................. 303 21.3. Включение и выключение форсажа.........................308 21.4. Запуск ТРД................................................ 310 21. 5. Особенности переходных процессов в двухвальных ТРД и ДТРД 313 21. 6. Особенности переходных процессов в вертолетных ГТД и ТВД 316 Глава 22. Особенности силовых установок самолетов вертикального взле- та и посадки (СВВП).............................................318 22. 1. Основные типы и параметры силовых установок СВВП . . . 318 22. 2. Влияние отбора воздуха на данные ТРД и ДТРД................321 22. 3. Особенности характеристик двигателей СВВП..................324 Список литературы.....................................................328 Предметный указатель................................................ 329
ИБ № 416 Нечаев Юлиан Николаевич, Федоров Роман Миронович ТЕОРИЯ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ЧАСТЬ II Редактор издательства Л. В. Васильева Художник Е. В. Бекетов Технический редактор В. И. Орешкина Корректор Е. П. Карнаус Сдано в набор 14.12.77 Подписано ж печати 24.03.78. Т-03375 Формат бОХЭО’/и Бумага типографская № 2. Литературная гарнитура. Печать высокая. Печ. л. 21,0 Уч.-изд. л. 22,22 Цена 1 р. 10 ж. Тираж 9000 экз. Изд. зак. 789 Издательство «Машиностроение», 107885 Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3. Московская типография № 8 Союзполиграфпрома при Государственном комитете Совета Министров СССР по делам издательств, полиграфии и книжной торговли. Хохловский пер., 7. Тип. зак. 3647