Н.А.МАКСИМОВ, В.А СЕКИСТОГ-
Со । imine компактного пособия, включающего основные ilo-। ю нпя многих научных дисциплин и практику летной экс-ii'iy.ii.hhihi авиационных двигателей, представляет собой до-ni ju.no ложную задачу, поэтому настоящая книга потребует, ии । дальнейшего совершенствования. Все замечания и поло I.IHIIH ио улучшению содержания и методики изложения hi юры примут с благодарностью.
4
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ. НЕКОТОРЫЕ ЗАКОНЫ I ГЕМОДИНАМИКИ И ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ
Глава I
ОБШИБ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЯХ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
§ 1.1.	Основные типы, принцип действия и области применения реактивных двигателей
Простейший реактивный д1 игатель может быть представлен и виде открытого с одной стороны резервуара 1 (рис. 1.1), внутри которого создается повышенное давление газов- сжиганием
ние газов иа стенки: 4 — активная сила
твердой или жидкой горючей смеси. Избыточное по сравнению с атмосферным давление в резервуаре обеспечивает вытекание газовой струи в окружающую среду. В процессе истечения взаимодействуют два тела — резервуар и вытекающие газы. Сила 4, действующая на выходящую через отверстие газовую струю, условно называется активной силой. Равная ей по величине и противоположно направленная сила 2, называемая реактивной, толкает резервуар вперед, пока внутри его под держивается повышенное давление газов. Силы давления <3 га-вов на боковые стенки резервуара взаимно уравновешиваются.
5
Реактивный принцип получения силы тяги лежит в основе работы всех силовых установок. Оцнако в отличие от поршневого двигателя внутреннего сгорания или газовой турбины, которые перемещают автомобиль, судно или самолет с помощью движителя (колеса, гребного винта или воздушного винта), реактивный двигатель создает движущую силу непосредственно, без помощи каких-либо промежуточных элементов.
Рис. 1.2. Схема ракетного двигателя твердого топлива:
1 — пусковой воспламенитель; 2 — камера сгорания; 3 — твердое топливо;
4 — выходное сопло
Таким образом, реактивным двигателем называется такой тепловой двигатель, тепловая энергия которого, выделяющаяся при сгорании топлива, превращается в кинетическую энергию газовой струи, а возникающая при этом реакция непосредственно используется как движущая сила (сила тяги).
В зависимости от вида горючей смеси, идущей на создание газовой струи, реактивные двигатели подразделяются на два больших класса: ракетные (РД) и воздушно-реактивные (ВРД). Ракетные двигатели подразделяются по роду топлива на ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), а воздушно-реактивные — на прямоточные (ПВРД) и газотурбинные двигатели (ГТД).
Ракетные двигатели твердого топлива. Основными частями РДТТ являются: камера сгорания 2 (рис. 1.2), содержащая твердое топливо 3, и короткое коническое выходное сопло 4. Выходное сопло служит для обеспечения истечения газов из двигателя при давлении, близком к давлению окружающей среды, чтобы не допустить существенных потерь тяги, связанных с внезапным расширением газов на выходе из двигателя.
В качестве твердого топлива, имеющего в своем составе горючее и окислитель, применяется бездымный прессованный порох (шашки пластифицированной нитроцеллюлозы и нитроглицерина), а в последние годы — смесь полимерного горючего (каучука с порошкообразным алюминием) и активного кислородсодержащего вещества (например, перхлората аммония). В 6
мишине от обыкновенного прессованный порох горит сравни-irjii.no медленно, спокойно. Кислород, необходимый для поддержания горения, содержится в самом твердом топливе. Современное твердое топливо безопасно в обращении и пригодно
дли длительного хранения. JIпн пуска двигателя твердое топливо воспламени! гея с помощью электрического запального устрой-। 1 па — пускового воспламени 1еля /.
При горении твердого юнлива в камере двигателя < о щается давление до (50 4-+ 100) 105 Па и выше и тем-1г р а тур а до 2500—4000 К. < ворость истечения газов из сойла достигает 2500— .1(100 м/с. Сжигание одного килограмма твердого топлива в секунду дает реактивную тягу до 2,5—3,0 кН. Продолжительность горения
dmc. 1.3. Схема жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи компонентов топлива: 1 — кран; 2 н 4 — насосы окислителя и горючего; 3 — газовая турбина; 5 — выходное сопло; 6 — камера сгорания; 7 — дозирующая шайба (штриховые линии — путь компонентов топлива перед включением камеры)
шердого топлива в камере п орания не превышает не-(кольких десятков секунд.
Ракетные двигатели твердого топлива отличаются простой конструкцией, высокой надежностью и удобством в эксплуатации. В
авиации они применяются в качестве стартовых ускорителей тлета самолетов и в реактивных снарядах. Стартовый ускори
тель подвешивается под фюзеляжем самолета так, чтобы линия
действия силы тяги проходила через центр тяжести самолета. В этом случае отсутствует момент силы тяги ускорителя, усложняющий управление самолетом. Для обеспечения этого условия
выходное сопло располагают под некоторым углом к оси камеры сгорания двигателя.
Жидкостные ракетные двигатели. Для работы ЖРД используются жидкие компоненты топлива — горючее и окислитель, запасы которых хранятся в отдельных баках. ЖРД имеет камеру сгорания 6 (рис. 1.3) и выходное сопло 5. Горючее и окислитель в определенной пропорции подаются под давлением по специальным трубопроводам в камеру сгорания двигателя и распыливаются в ней с помощью распылительных устройств — форсунок. Компоненты топлива поступают в камеру сгорания под давлением, создаваемым высокопроизводительными цетро-
7
бежпыми насосами 2 и 4, приводимыми в действие газовой турбиной <3. В некоторых двигателях подача в камеру сгорания горючего и окислителя осуществляется каким-нибудь заранее сжатым газом, заключенным в специальный баллон. В нужный момент этот газ подается в баки и вытесняет горючее и окислитель по трубопроводам в камеру сгорания двигателя.
В камере сгорания ЖРД горючее самовоспламеняется вследствие соприкосновения с окислителем или смесь горючего и окислителя воспламеняется электрическим запальным приспособлением. Образующиеся в результате сгорания газы под давлением в несколько десятков атмосфер с большой скоростью выходят наружу через сопло, создавая реактивную тягу двигателя.
В качестве горючего для ЖРД используются керосин, гидразин, пентаборан, жидкий водород. Окислителем может служить жидкий кислород, азотная кислота или четырехокись азота. Перечисленные окислители и горючее относятся к так называемым двухкомпонентным топливам. В некоторых ЖРД применяют однокомпонентные топлива, например перекись водорода. Последняя под действием катализатора разлагается, образуя рабочее тело — нагретую до 750— 800 К смесь водяного пара и кислорода. Топлива, применяемые в ЖРД, характеризуются относительной дешевизной и высокой теплотворной способностью. Однако они нестабильны при хранении, токсичны и взрывоопасны. Сжигание в одну секунду одного килограмма горючей смеси, образующейся в результате смешения горючего и окислителя, дает реактивную тягу до 3—4 кН. При этом в камере сгорания двигателя развивается температура до 3000—4500 К, а скорость выходящих из его сопла газов может достигать ЗиОО—4000 м/с.
В авиации ЖРД используются в качестве полетных ускорителей самолетов и в силовых установках ракет. По сравнению с РДТТ жидкостные реактивные двигатели допускают регулирование тяги в более широких пределах. Однако конструкция ЖРД сложнее, чем РДТТ. эксплуатация ЖРД требует специальных мер предосторожности.
Воздушно-реактивные двигатели. РДТТ и ЖРД имеют общий очень существенный недостаток: они должны нести с собой весь запас окислителя, необходимого для сжигания горючего, который приблизительно вчетверо больше по массе запаса горючего. При длительных полетах в атмосфере для сжигания горючего выгоднее использовать кислород окружающего воздуха, так как за счет ставшего ненужным запаса окислителя можно значительно увеличить запас горючего и продолжительность работы двигателя. Таким двигателем является воздушно-реактивный двигатель. Передняя часть его называется диффузором 1 (рис. 1.4), имеет отверстие для входа окружающего 8
воздуха. Средняя часть двигателя образует камеру сгорания 2, а выходная часть называется соплом 3.
Допустим, что двигатель перемещается в атмосфере с некоторой скоростью. Чтобы создать реактивную тягу, необходимо сообщить выходящей из двигателя воздушной струе скорость, превышающую скорость полета. Для этого в камеру сгорания подается горючее через форсунки 4, которое воспламеняется
Рис. 1.4. Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя:
/ — диффузор; 2 — камера сгорания;-3 — выходное сопло; 4— форсунки (там же и стабилизаторы пламени); 5 — турбонасосный агрегат
специальным приспособлением. В результате сгорания топлива температура воздуха в камере повышается. Газ в камере, стремясь расшириться во всех направлениях, встречает в диффузоре ВРД противодавление входящей туда струи воздуха. Поэтому газ может выйти из камеры лишь через сопло, приобретая скорость, превышающую скорость полета.
Рассмотренный двигатель называется прямоточным ВРД (ПВРД). Его недостаток состоит в том, что он не может создавать силу тяги при работе на месте, когда в камере сгорания отсутствует избыточное давление воздуха от скоростного напора. Поэтому для ПВРД необходим стартовый двигатель, в качестве которого используют РДТТ или ЖРД- Применение на пилотируемых летательных аппаратах такой комбинированной силовой установки представляет большие эксплуатационные неудобства.
В настоящее время в качестве основных двигателей для самолетов и вертолетов применяют газотурбинные двигатели. В этих двигателях давление воздуха на входе в камеру сгорания повышается с помощью специального компрессора, приводимого в действие газовой турбиной, вследствие чего создается сила тяги также и в статических условиях.
Принцип действия газотурбинного двигателя состоит в следующем. Компрессор 3 (рис. 1.5) непрерывно сжимает и подает воздух в камеру сгорания 4, расположенную перед турбиной 5. В камере сгорания воздух нагревается также посредством непрерывного сжигания топлива. В результате сжатия^ и нагрева газ приобретает запас высокой энергии. Полезно ис-
Э
пользуемая часть этой энергии идет на создание работы в газовой турбине и на ускорение газовой струи в выходном сопле.
В зависимости от принципа создания силы тяги газотурбинные двигатели подразделяются на турбовинтовые (двигатели непрямой реакции) и турбореактивные (двигатели прямой реакции). В турбовинтовом двигателе (ТВД) основная часть полезно используемой энергии газа превращается с помощью турбины 5 в работу на валу, необходимую для вращения компрессора и воздушного винта / (тянущего — в случае самолетного ТВД или несущего — в случае вертолетного ГТД). Воздушный винт создает силу тяги в результате отбрасывания больших масс воздуха с относительно невысокой скоростью, превышающей скорость полета. В турбореактивных двигателях (ТРД) полезно используемая энергия расходуется на вращение компрессора и увеличение скорости истечения газа (или воздуха и газа) из двигателя с помощью выходного сопла. Сила тяги создается непосредственно двигателем в результате отбрасывания газов со скоростью, превышающей скорость полета.
Различают турбореактивные двигатели двух
10
типов:	одноконтурные
ГРД (или просто ТРД) и двухконтурные ТРД (ДТРД). В одноконтурном ТРД весь воздух, сжимаемый компрессором 1 (рис. 1.6) и нагреваемый в камере сгорания, проходит через турбину и ускоряется в выходном сопле. В двухконтурном ТРД компрессор 1 (рис. 1.7) подает часть сжатого воздуха во второй контур 2— кольцевой канал, расположенный вокруг первого контура двигателя. Из второго контура этот воздух выпускается в окружающую среду через выходное сопло 7, увеличивающее скорость истечения. В другой схеме ДТРД (со смешением потоков) воздух из второго контура 2 (рис. 1.8) поступает сначала в камеру смешения 9, расположенную за турбиной, в которой qh перемешивается с горячими газами, выходящими из турбины, а затем продукты смешения ускоряются с помощью общего для обоих контуров выходного сопла 10.
Для повышения тяги двигателя и скорости полета самолетов турбореактивные двигатели снабжаются форсажными камерами, которые увеличивают скорость истечения газа из двигателя за счет сжигания в них дополнительного количества топлива. Такие двигатели получили наименование
I
Рис. 1.6. Турбореактивный двигатель с форсажной камерой: компрессор низкого давления; 2 —компрессор в ..'„..ого давления; 3 — камера сгорания; 4 — турбина высокого давления (ВД); 5 — турбина низкого давления (НД); 6— форсажная камера; 7 —выходное сопло
И
to
Рис. 1.7. Двухконтурный турбореактивный двигатель с отдельными выходными соплами первого и второго контуров: 1 компрессор низкого давления (КНД); .' — второй контур; 3 —компрессор высокого давления (КВД); 4 —камера сгорания; 5 — турбина ВД; 6 — турбина НД; 7 —выходное сопло второго контура; 8 —выходное сопло первого контура
Рис. 1.8. ДТРД со смешением потоков:
7 — КНД; > — второй контур; 3 КВД; 4 — камера сгорания; 5 — турбина ВД; 6 — турбина НД; 7 — смеситель; 8 — реверсор; 9 — ка-мера смешения; 10 — выходное сопло
турбореактивных двигателей с форсажем (ТРДФ) и двухконтурныхдвигателей с форсажем (ДТРДФ). В ТРДФ форсажную камеру располагают позади газовой турбины (рис. 1.6), а в ДТРДФ — позади камеры смешения или перед выходным соплом второго контура.
Области применения ВРД. Каждый из рассмотренных воздушно-реактивных двигателей имеет определенную область возможного и наивыгоднейшего применения по скорости и высоте полета. Турбовинтовой двигатель экономичнее двигателей других типов при полетах со скоростью до 700—800 км/ч на высотах до 10—11 км, при которых воздушный винт сохраняет еще достаточно высокие значения коэффициента полезного действия (КПД). Более высокие скорости полета самолетов с ТВД недостижимы вследствие уменьшения КПД воздушного винта. Максимальная высота полета вертолетов с ГТД не превышает 5—6 км.	I
Область возможного и наивыгоднейшего применения ДТРД ограничена величиной скорости до 850—900 км/ч на высотах до И—12 км. При этих скоростях полета он экономичнее газотурбинных двигателей других типов. При скоростях полета до 950—1000 км/ч на высотах до 12—14 км лучшие показатели экономичности имеют ТРД. ДТРДФ находят применение при полетах со скоростями, соответствующими числу М = 2,5-^-3,0 и более, на высотах до 20—25 км, а ТРДФ способны обеспечить полеты со скоростями, соответствующими числу М дю 2,8—3,5, на высотах до 25—30 км.
Областью применения ПВРД может быть диапазон скоростей полета от малых дозвуковых до скоростей, в 4—5 раз превышающих скорость звука, на высотах до 30—35 км. Однако ПВРД менее экономичны, чем ТРДФ и ДТРДФ при скоростях полета, соответствующих числу М меньше 3—3,5. Границы областей применения двигателей в некоторой мере подвижны, их положение зависит от значений параметров рабочего процесса и совершенства конструкции двигателей.
§ 1.2.	Основные этапы создания авиационного двигателя
Процесс создания авиационного двигателя включает следующие основные этапы: разработку тактико-технических требований (ТТТ), эскизное проектирование, постройку опытных образцов, испытания двигателя и внедрение его в серийное производство.
Тактико-техническими требованиями определяются: тип двигателя, его назначение, условия применения и эксплуатации на самолете (вертолете); основные технические данные (величины тяги и удельного расхода топлива, масса и т. п.); основная комплектация двигателя (агрегаты, устанавливаемые на двига-14
геле, оборудование и т. п.); требования по надежности и ресурсу; перечень наиболее важных характеристик, по которым должна быть проведена тщательная проработка в целях поиска оптимальных решений.
Эскизное проектирование включает: выбор и обоснование конструктивных параметров; тепловой и газодинамический расчеты, расчет высотно-скоростных и дроссельной характеристик, расчеты на прочность элементов конструкции двигателя; создание моделей или отдельных узлов, подвергаемых испытаниям для получения значений коэффициентов, вводимых в расчет.
По выполненному эскизному (техническому) проекту дается заключение о целесообразности постройки опытных образцов. Затем разрабатываются рабочие чертежи и изготавливается ряд двигателей для проведения испытаний с целью проверки их работоспособности и доводки до состояния надежной работы, а также определения наиболее важных технических показателей. Эти испытания занимают больше времени, чем процесс проектирования и изготовления первых образцов двигателя.
Доведенный до работоспособного состояния двигатель передается комиссии на испытания, целью которых является определение соответствия полученных технических и эксплуатационных характеристик заданным. Затем двигатель совместно с летательным аппаратом поступает еще на одно испытание, в ходе которого проверяются технические данные двигателя в реальных условиях эксплуатации, дается оценка надежности его работы и уточняются регламенты технического обслуживания.
Если двигатель благополучно прошел все испытания, он поступает в серийное производство. При этом работа над усовершенствованием двигателя не прекращается и ведется в направлении повышения его ресурса, надежности и других технических показателей. Серийные образцы двигателей подвергаются контр о л ь н о-с ер и иным испытаниям для оценки соответствия данных двигателя техническим условиям на поставку, а также для контроля надежности работы.
§ 1.3.	Общие технические требования, предъявляемые к авиационным двигателям, и пути их реализации
В процессе создания авиационное о двигателя конструкторы стремятся удовлетворить ряд технических требований, являющихся общими для двигателей различных типов. К числу важнейших относятся требования высокой технической эффективности двигателя, производственно-технологические и ремонтноэксплуатационные.
15
Требования к проектируемому авиационному двигателю вырабатываю^ на основании тщательного анализа назначения, условий эксплуатации и применения летательного аппарата с проектируемой силовой установкой и учета технических возможностей удовлетворения предъявляемым требованиям на современном этапе развития авиационной науки и техники.
Тип силовой установки. Из ряда возможных для данного летательного аппарата силовых установок выбирают наивыгоднейшую по результатам сравнения тактико-технических данных нескольких вариантов летательного аппарата, спроектированного на заданные условия, с силовыми установками различных типов. Предварительную ориентировку для выбора дают области возможного и наивыгоднейшего применения двигателей различных типов. Окончательно выбирается такой вариант силовой установки, который обеспечивает летательному аппарату необходимые летно-технические данные при минимально возможной стартовой массе летательного аппарата, более низкой стоимости производства, приемлемых условиях эксплуатации и технического обслуживания.
Тяга (мощность). Для современных самолетов требуются двигатели большой тяги (мощности). Величина суммарной тяги (в случае ТВД — мощности) силовой установки должна быть достаточной для обеспечения всех основных летно-технических данных летательного аппарата (максимальной скорости, скороподъемности, потолка, длины взлетной дистанции и т. п.). Предусматривается запас тяги (мощности) силовой установки, необходимый для маневрирования летательного аппарата, а также для продолжения полета при отказе одного из двигателей. В случае нехватки тяги двигатель должен допускать возможность форсирования для увеличения тяги при взлете, наборе высоты и других режимах полета или для восстановления расчетной тяги при жаркой погоде и при взлете с высокогорных аэродромов.
Экономичность. Дальность и продолжительность полета летательного аппарата существенно зависят от экономичности двигателя при данном запасе топлива в топливных баках. Требуемую экономичность двигателя обеспечивают выбором оптимальных значений параметров рабочего процесса, а также совершенной организацией рабочих процессов во входном устройстве, компрессоре, камере сгорания, в турбине и выходном устройстве, при которой достигаются максимально возможные значения КПД двигателя.
Масса двигателя. Чтобы увеличить запас топлива или массу полезного груза при заданной величине начальной массы летательного аппарата, массу двигательной установки всемерно снижают, сокращая размеры двигателя без уменьшения величины тяги (мощности) за счет повышения степени нагрева газа 16
в камере сгорания, а также используют материалы с малым значением плотности и большим значением предела прочности. Гак, применение титановых сплавов вместо стали приводит к выигрышу в массе деталей от 20 до 35%, а применение стеклопластиков для элементов конструкции компрессора — до 50%.
Уменьшению массы двигателя способствует выполнение при конструировании требования равнопрочности различных деталей и узлов. В соответствии с этим требованием деталям и узлам двигателей придают такие конструктивные формы, при которых отсутствует «неработающий» материал. Уменьшению массы двигателя способствует также уменьшение силовых, вибрационных и тепловых нагрузок и понижение температуры деталей.
Число двигателей. Выбор числа двигателей силовой установки представляет сложную задачу, не имеющую единственного решения.
Суммарная тяга силовой установки, необходимая для летательного аппарата, может быть получена применением одного-двух крупноразмерных двигателей большой тяги или нескольких двигателей меньшей тяги. Во втором варианте суммарная масса двигателей может быть меньше, чем в первом варианте. Однако компоновка большого числа двигателей на летательном аппарате'может представить известные трудности. Стоимость производства и эксплуатации малоразмерных двигателей больше, чем крупных двигателей той же суммарной тяги. По этим причинам предпочтение отдают крупноразмерным двигателям большой тяги.
Габариты. С уменьшением диаметрального габарита двигателя уменьшается сила лобового сопротивления мотогондолы, устанавливаемой на фюзеляже, на крыле или под крылом, и, следовательно, возрастает эффективная тяга, преодолевающая сопротивление продвижению самолета в полете.
Если двигатель устанавливается в фюзеляже самолета, величина лобовой площади двигателя может не иметь большого значения для лобового сопротивления, определяемого фюзеляжем. В этом случае более важным показателем является объем двигателя. Его величина вместе с объемом каналов для подвода воздуха и отвода газа может быть значительной в общем полезном объеме внутренних полостей самолета, используемых для размещения топлива, оборудования и полезного груза. Поэтому не менее важным требованием, чем малый диаметральный габарит, может быть требование минимальной длины двигателя, которая особенно существенна для двигателей с форсажными камерами, с камерами смешения двухконтурных ТРД, с системами реверса тяги и шумоглушения, подъемных д шгателей и для других двигателей сложных схем.
Автоматизация работы. Протекание рабочих процессов в авиационных двигателях автоматизируют по программам, обеспечивающим надежную и устойчивую работу на земле и в по-
2—607
17
лете в течение всего ресурса и наилучшее использование двигателя по тяге и экономичности на всех эксплуатационных режимах без превышения предельных значений параметров.
В ТРДФ, предназначенных для полетов в большом диапазоне чисел и высот, автоматизируют подачу топлива в основные и форсажную камеры сгорания, рабочие процессы во входном диффузоре, в осевом компрессоре и выходном устройстве, а также процессы запуска и приемистости. Опасные для двигателя режимы работы и режимы полета исключают с помощью специальных ограничителей, например ограничителей максимальной частоты вращения ротора, максимальной температуры газа перед турбиной, максимального давления воздуха за компрессором, максимального скоростного напора и т. п. Согласованную перенастройку большого числа систем на желаемый режим работы осуществляют посредством агрегата объединенного управления и рычага управления двигателем, что обеспечивает удобство управления режимами работы двигателя. Хорошая приемистость двигателя достигается благодаря применению специальных автоматов приемистости.
Системы автоматики должны быть простыми и надежными в эксплуатации. На случай отказа в работе основные системы автоматики дополняют дублирующими (резервными) устройствами.
Надежность и ресурс. Под надежностью авиационного двигателя понимают способность его безотказно (исправно) работать без ухудшения показателей тяги (мощности) и экономичности в течение заданного интервала времени (ресурса) в определенных условиях эксплуатации (на всех предусмотренных режимах двигателя, скоростях и высотах полета). Надежность работы авиационного двигателя особенно важна, так как она является основным условием безопасности полета.
Необходимый уровень надежности двигателя обеспечивают при его проектировании, изготовлении и эксплуатации.
В процессе проектирования стремятся возможно полнее учесть все особенности работы, применения и эксплуатации создаваемого двигателя, чтобы лучше приспособить конструкцию и системы двигателя для безотказной, надежной работы в заданных условиях, а также учесть статические, динамические и тепловые нагрузки, действующие на детали и узлы двигателя, продолжительность и частоту их действия при всех возможных условиях полета и боевого маневрирования, воздействие внешней среды, в которой работают элементы конструкции и системы двигателя (температуру и давление воздуха и газа, влажность воздуха, коррозионную агрессивность газовой среды, топлива и смазок), особенности расположения двигателя на самолете, условия базирования на аэродромах (грунтовых или с твердым покрытием) и другие факторы.
18
Для получения надежных вновь разрабатываемых двигатели! выбирают умеренные значения параметров динамической и к иловой напряженности конструкции, применяют высококаче-пенные конструкционные материалы, особенно для деталей, подвергающихся воздействию больших нагрузок и имеющих высокую температуру, используют типовые элементы конструкции, хорошо зарекомендовавшие себя в процессе длительной (исплуатации двигателя-прототипа. Новые элементы конструкции всесторонне проверяют в системе двигателя в различных условиях эксплуатации в целях выявления факторов, снижающих надежность конструкции, затем тщательно доводят до рано юсиособного состояния. В конструкции двигателя предусматривают удобный доступ к деталям горячей части для их осмотри или замены в аэродромных условиях, а также возможность проверки технического состояния и отыскания неисправностей г. помощью средств инструментального контроля. Системы боротого контроля своевременно выдают экипажу самолета сигналы аварийного состояния двигателя.
Одним из методов повышения надежности двигателей, имеющих относительно малонадежные элементы конструкции, является техническое резервирование. Его сущность состоит в том, что вводятся избыточные (резервные) системы, узлы или детали, вступающие в работу при появлении неисправностей основных рабочих элементбв.
В процессе изготовления двигателей добиваются создания конструктивных элементов и узлов, стабильных и одинаковых по срокам исправной работы, применяя прогрессивные технологические процессы производства и методику дефек-ыции деталей, обеспечивающие высокое качество деталей и исключающие брак. Технологический процесс производства тща-к'льно отрабатывают на всех его стадиях, начиная с контроля качества заготовок (химический состав, механические характеристики, пороки) и кончая сдаточными испытаниями двигателей. Широко применяют неразрушающие методы контроля деталей: рентгене- и гамма-дефектоскопию, капиллярную дефектоскопию (метод красок и люминесцентный метод), ультразвуковую, магнитную и индукционную дефектоскопию, методы электросопротивления и термоэлектродвижущей силы и т. п.
В процессе эксплуатации двигателей стремятся не допустить снижения заданного уровня надежности и ухудшения характеристик тяги и экономичности. Для этого выявляют элементы конструкции, которые наиболее часто повреждаются, периодически проводят профилактические работы определенного объема и содержания. Периодичность проведения профилактических работ устанавливают на основании данных статистического или инструментального прогнозирования неисправностей. В первом случае используют данные статистики о времени работы деталей, узлов и систем парка двигателей до
2*	19
появления неисправностей. Инструментальное прогнозирование основывается на измерении параметров и снятии характеристик двигателя с последующим сравнением их с эталонными значениями.
Ресурсом двигателя называется наработка двигателя, при которой обеспечивается заданный уровень его надежности при соблюдении установленных правил эксплуатации, ремонта и хранения. Различают технический, межремонтный и гарантийный ресурсы.
Технический ресурс двигателя (долговечность)— есть суммарная продолжительность работы двигателя до такой степени износа, при которой дальнейшее еги восстановление путем ремонта экономически нецелесообразно или технически невозможно.
Межремонтный ресурс — допустимая наработка двигателя до очередного капитального ремонта (в пределах технического ресурса), устанавливаемая на основании специальных испытаний и обобщения опыта массовой эксплуатации и ремонта двигателей.
Гарантийный ресурс — наработка двигателя, в пределах которой завод-изготовитель или ремонтное предприятие несет материальную и юридическую ответственность за работоспособность двигателя при условии соблюдения летным и инженерно-техническим составом правил эксплуатации.
Величина ресурса зависит от уровня тепловой и динамической напряженности деталей двигателя, выбранных значений запасов прочности, культуры производства, условий эксплуатации и технического обслуживания. Статистические данные свидетельствуют о том, что ограничение ресурса связано с износом деталей, усталостью вследствие вибраций, циклическими температурными напряжениями, ползучестью конструкционных материалов, попаданием в двигатель посторонних предметов. Элементами конструкции, ограничивающими ресурс двигателей, являются турбинные и компрессорные лопатки и диски, подшипники, жаровые трубы и оболочки основных и форсажных камер сгорания. Ресурс двигателя повышается по мере устранения производственных недостатков, выявляемых в процессе эксплуатации.
Производственно-технологические требования. При конструировании двигателя учитывают требования простоты и технологичности конструкции, а также ма пой стоимости производства.
Для массового производства двигателей важно, чтобы конструкция двигателя допускала применение простых, хорошо освоенных и однотипных технологических операций для изготовления наибольшего числа деталей, а количество этих операций было минимально необходимым.
Конструкция дета пей должна исключать возможность не-
20
припилыюй сборки их в узел. Сборка должна быть простой и yiiiiriiioii, особенно в условиях серийного производства. Удов-jici порсппю последнего требования способствует применение по-уикнкно и поагрегатного принципа сборки, состоящего в том, ио основные узлы конструкции собираются независимо один ru другого и поступают в цех сборки двигателя в виде подго-кнингпных узлов, где сочленяются посредством простых мон-iiikiibix операций.
Для облегчения процессов проектирования, изготовления, m нитки, эксплуатации и ремонта двигатель расчленяется на । нщующие основные конструктивно-производственные узлы: компрессор, основная камера сгорания, турбина, форсажная Номера, выходное устройство, редуктор воздушного винта, воз-1ННЫН винт и его втулка, приводы и коробки агрегатов, агре-||Ц)1 двигателя. Входное устройство нередко выносится на зна-ппелыюе расстояние от дзигателя, проектируется и компо-iiycich совместно с каркасом самолета.
Уменьшению стоимости производства способствует применение прогрессивных технологических операций (чеканка, точное ангье по выплавляемым моделям и т. п.), а также стандарти-<.|ция производства типовых деталей и их групп, объединяемых и типовые узлы.
Эксплуатационно-ремонтные требования. Авиационные двигатели должны удовлетворять требованию высокой эксплуатационной и ремонтной технологичности.
Высокая эксплуатационная технологичность двигателя обеспечивает минимальные затраты материалов, труда и времени па техническое обслуживание (выполнение регламентных работ, предполетного и послеполетного осмотров), удобство подхода к агрегатам, деталям, узлам и соединениям для осмотра и замены, малую стоимость эксплуатации двигателя.
Высокая ремонтная технологичность обеспечивает выполнение всех видов ремонта с минимальными затратами труд? и расходйых материалов.
Глава 2
КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ТЕХНИЧЕСКОЙ ТЕРМОДИНАМИКИ
Перемещение самолета или вертолета с необходимой скоростью происходит благодаря тепловому двигателю, преобразующему подводимую к нему теплоту в механическую работу. Источником энергии для работы двигателя служит углеводородное топливо (керосин), выделяющее теплоту в результате химической реакции с кислородом воздуха. Рабочим телом, с помо-
21
шью которого совершается механическая работа, является атмосферный воздух. Процессы превращения теплоты в механическую работу в тепловых двигателях изучает и объясняет наука, называемая технической термодинамикой.
§ 2.1. Основные параметры, характеризующие состояние рабочего тела, и связь между ними
Состояние рабочего тела характеризуется параметрами состояния— температурой, давлением и плотностью.
Температура характеризует тепловое состояние рабочего тела, степень его нагретости. Температуру определяют в кельвинах (К) или в градусах Цельсия (°C). Связь между температурой в кельвинах и температурой в градусах Цельсия определяется следующим соотношением: /'=/+273.
Давление газа представляет собой силу, действующую на единицу поверхности по нормали к ней. В системе СИ единицей измерения давления служит паскаль (Па) —давление силы в один ньютон (] Н), приходящейся на 1 м2 поверхности (Н/м2). Техническая атмосфера и паскаль связаны между собой соотношением: 1 кгс/см2=105 Па.
Для измерения давления применяют манометры, показывающие манометрическое давление рМан> т. е. избыточное по сравнению с атмосферным ра. Абсолютное давление рабс= =Рман+Ра. Из э~ого соотношения следует, что для определения абсолютного давления надо сложить показания манометра с показаниями барометра, измеряющего атмосферное давление, причем те и другие должны быть выражены в одинаковых единицах измерения. В случае измерения манометром (вакуумметром) разрежения Рабс=Ра —Рвак-
Плотность газа характеризуется удельным объемом либо массовой плотностью. Удельным объемом v (м3/кг) называется объем, занимаемый единицей массы вещества. Массовой плотностью р (кг/м3) называется масса единицы объема. Из определения следует, что
(2.1)
Давление, плотность и температура газа находятся во взаимной зависимости, которая достаточно точно выражается уравнением, называемым уравнением состояния газа:
ри = RT,	(2.2)
1де р — абсолютное давление газа;
v — удельный объем;
/? — газовая постоянная, равная для воздуха 287 Дж/(кг-градус), или 29,27 кгс• м/(кг• градус);
Т—абсолютная термодинамическая температура.
22
К.ik показывается далее, газовая постоянная представляет • п ни! работу расширения, совершаемую 1 кг газа при нагревании его па 1°.
11з уравнения состояния следует, что в процессе изменения  петляния газа независимо изменяться могут лишь два любых параметра (р и Т, или р и v, или v и Т), третий параметр опре-и>и гея по уравнению состояния,
§ 2.2.	Энергия, механическая работа и теплота
)пергия— есть мера движения материи. Качественно различным формам движения соответствуют качественно различные формы энергии: тепловая, механическая, химическая, элек-рическая и др. Тепловая энергия (теплота) представляет coin di энергию I оижения молекул. Механическая энергия — это внешняя энергия тела как целого, зависящая от скорости дви-жепня тела и его положения.
Как физическая величина энергия показывает, какую рабо-iy может совершить тело. Следовательно, работа является мерой изменения энергии тела. Энергия измеряется теми же единицами, что и работа. За единицу работы в системе СИ принят джоуль — работа, совершаемая силой, равной 1 Н, на пути 1 м: 1 Дж=1 Н-м. В технической системе за единицу работы принят 1 кгс-м = 9,8 Дж. В качестве единицы измерения количества теплоты в системе СИ принят джоуль, а в технической гпе геме принята большая калория, или килограмм-калория (ккал), предстазляющая собой количество теплоты, необходимое для нагревания 1 кг воды на 1° (от 14,5 до 15,5°С).
Первый закон термодинамики. Первый закон термодинамики есть фундаментальный закон природы — закон сохранения и превращения энергии. Согласно этому закону энергия не может быть ни создана, ни уничтожена, она может быть только преобразована из одного вида в другой, причем всегда в эквивалентных количествах.
Из первого закона термодинамики следует, что теплота и работа эквивалентны и могут переходить одна в другую в эквивалентных количествах. Если обозначить работу газа, про-п шеденную за счет теплоты, через L, количество теплоты, превращенной в эту работу, через Q, то принцип эквивалентности нилоты и работы можно записать в системе СИ в виде 9 L, а в технической системе в виде Q=AL. Коэффициент пропорциональности А показывает, сколько калорий теплоты 1квивалентно 1 кге-м работы. В соответствии с этим величина А называется тепловым эквивалентом работы. Многочисленными опытами установлено, что 1 ккал теплоты эк-шипалентна 427 кге-м работы. Отсюда следует, что Л =
1/427 ккал/кге-м. Обратная величина — число 427 кге-м/ккал называется механическим эквивалентом теплоты
23
Распределение энергии в процессе подвода теплоты к рабочему телу. Для уяснения эффекта от подвода теплоты к рабочему телу рассмотрим покоящийся газ (скорость Г=0), заключенный в цилиндре под незакрепленным поршнем (рис. 2.1,а). При равновесии
Рис. 2.1. Нагрев газа при постоянном давлении (а) и при постоянном объеме (б)
u=v0= const
давление со стороны поршня на газ (внешнее давление) должно быть равно давлению со стороны газа на поршень (внутреннему давлению). Сообщим 1 кг газа некоторое количество теплоты Q. Тогда эффект от подвода теплоты будет двоякого рода: Во-первых, температура газа повысится и примет новое значение Т, следовательно, увеличится внутренняя (тепловая) энергия газа от значения и0 в начале процесса подведения теплоты до значения и в конце этого процесса. Увеличение внутренней энергии газа Ди=и— и0. Внутренняя энергия представляет собой
энергию теплового движения молекул газа. Во-вторых, поршень
в результате подвода к газу теплоты несколько поднимется и уравновесится в конце процесса на новой высоте. Следовательно, доугая часть подведенной теплоты расходуется на выполнение внешней работы L в результате расширения газа.
Согласно закону сохранения энергии
Q = Ди “ф А.
(2.3)
Полученное уравнение является основным уравнением первого закона термодинамики. Оно устанавливает, что теплота, сообщаемая рабочему телу, расходуется на увеличение внутренней энергии тела и на совершение внешней работы.
Члены уравнения (2.3) могут быть положительными, отрицательными или в отдельных случаях равными нулю. Принято считать теплоту Q положительной, если она сообщается телу, и отрицательной, если она от него отнимается; изменение внутренней энергии Ди положительным, если температура тела увеличивается, и отрицательным, если она уменьшается; внешнюю работу тела L положительной при расширении тела и отрицательной при сжатии.
В рассматриваемом случае внешнюю работу вычисляют по формуле L=pskh, где s —площадь поршня; ps — сида давле-
24
пня, действующая на поршень; \h — перемещение поршня в pt |ультате подвода теплоты. Так как произведение s\h — есть и 1мспение объема Ду, занятого газом, получаем
L—p^v.	(2.4)
Для бесконечно малого (элементарного), процесса внешняя работа dL=pdv, а уравнение первого закона термодинамики может быть записано в виде
= dti + pd<v.	(2.5)
Распределение энергии в процессе подвода теплоты харак-н'рпзуется коэффициентом распределения a=L/Q. Величина кого коэффициента зависит от особенностей термодинамического процесса подвода теплоты к рабочему телу.
§ 2.3.	Основные термодинамические процессы в газах
Термодинамическим процессом называется переход газа из одного состояния в другое, характеризуемое давлением, температурой! и плотностью. Изменение состояния । ала происходит вследствие подвода к нему или отвода от него i пилоты при выполнении газом или приложении к нему работы.
Подвод теплоты к газу сопровождается повышением его 1емпсратуры. Количество теплоты, необходимое для нагревания I кг газа на 1°, называется удельной теплоемкостью ((). Имея величину удельной теплоемкости, определяют то количество теплоты, которое необходимо сообщить 1 кг рабочего юла для того, чтобы нагреть его от температуры То до температуры Т (на Д7’=7"—То градусов):
Q = C\T.	(2.6)
Удельная теплоемкость существенно зависит от особенностей юрмодинамического процесса. Наиболее характерными термодинамическими процессами являются процессы, в которых один и। параметров состояния (плотность, давление или температура) остается постоянным, а также адиабатный и политропный процессы.
Изохорные процессы. Процессы, происходящие при неизменном объеме газа (и, стало быть, при неизменной плотности ।аза), называются изохорными.
Особенности изохорного процесса могут быть выявлены на примере подвода теплоты к газу, заключенному в цилиндре с закрепленным поршнем (рис. 2.1, б). Подведенная к газу теплота при постоянном объеме
Q=QV = C^T	(2.7)
25
полностью идет на увеличение внутренней энергии газа Лп = — и—и0 от первоначального значения и0 при температуре То до конечного значения и при температуре Т, так как работа расширения газа L = 0, а из уравнения первого закона термоди-
намики следует, что при L = 0 Q
Приравняв правые части последних двух соотношений, получим формулу для изменения внутренней энергии в изохорном процессе:
Ди = С>Г. (2.8)
Коэффициент Cv называется удельной теплоемкостью газа при постоянном объеме. Он характеризует собой то количество теплоты, которое надо подвести к каждому килограмму рабочего тела, заключенному в неизменяющемся объеме, для нагревания его на 1°.
Для того чтобы вычислить
всю внутреннюю энергию и, накопленную газом при нагревании его от абсолютного нуля до Т, необходимо положить в формуле (2.8) То—0 и «о=О. Тогда
и = С„Т.
(2-9)
Так как внутренняя энергия газа зависит только от его температуры, полученная формула применима для определения внутренней энергии газа также в любом другом (неизохорном) процессе.
Коэффициент распределения энергии в изохорном процессе a = L/Q = Q.
Как следует из уравнения состояния (2.2), давление газа в изохорном процессе (при o=const) возрастает пропорционально увеличению абсолютной температуры.
График изохорного процесса в координатах p,v представляет собой прямую «o=const (рис. 2.2), параллельную оси р и проходящую через точку с координатами р0, v0, которая соответствует начальному состоянию газа. При подводе теплоты давление газа возрастает, а при отводе падает. Соответствующие направления процессов на рис. 2.2 указаны стрелками со знаками «плюс» и «минус».
Изобарные процессы. Процессы, протекающие при неизменном давлении, называются изобарными. Простейшим примером такого процесса является подвод теплоты к газу, за-26
। иочснпому в цилиндре с незакрепленным поршнем (рис 2.1, а).
Согласно формуле (2.6) полное количество теплоты, подве-ц 'ппое к каждому килограмму газа при постоянном давлении, риипо
QP = C^T,	(2.10)
ин- Ср — удельная теплоемкость при постоянном । п и л е и и и, равная количеству теплоты, которое надо под-п-» in к каждому килограмму газа для нагрева его на Г при пог 1ОЯПП0М давлении. Из этого количества теплоты на изменение внутренней энергии 1 кг газа пойдет часть теплоты Qv=
\и CvkT. Очевидно, остальная часть пойдет на совершение рябо гы расширения 1 кг газа при постоянном давлении:
Qp Qv~ ii'in
(Cp-CV)YT=L.	(2.11)
Таким образом, разность между Ср и Cv равна работе расширения 1 кг газа при его нагревании на 1° при постоянном шлснии. Работу изобарного расширения L = poi\v, как следует hi формулы (2.4), можно выразить через изменение темпера-|уры с помощью уравнения состояния (2.2), написанного для |.<>нечного и начального состояний:
Ро™ *= RT;
pQv0 = RT0.
Вычтя из верхнего равенства нижнее, получим
p£d=R\T.	(2.12)
Подставив это выражение для L в формулу (2.11) и сократи обе части равенства на получим формулу Майера:
Cp-CP = R,	(2.13)
которая показывает, что по физическому смыслу газовая постоянная равна работе расширения 1 кг газа при нагревании его па 1° при постоянном давлении, т. е. характеризует работоспо-। обиость газа.
При невысоких температурах для нагревания воздуха на 1° при постоянном давлении необходимо затратить 0,210 ккал на каждый килограмм газа, т. е. Ср = 0,240 ккал/(кг-градус), а при постоянном объеме—-0,171 ккал, । е.	С„ = 0,171	ккал/(кг-градус)	Следовательно, /? =
29,27 кгс • м/(кг-градус), а в системе СИ Д = 287 Дж/(кг-гра-цус).
27
Коэффициент распределения энергии в изобарном процессе .	L (Cp-Cv)bT	1
Q С.^Т	k ’
где k — показатель адиабаты.
Для воздуха fe=l,4. поэтому L=2/7Q, A« = Q — L = 5/7Q. Это означает, что при изобарном расширении газа (например, в камере сгорания ВРД) Б/7 подведенной к газу теплоты идет на увеличение внутренней энергии, а 2/7 затрачивается на совершение внешней работы.
Как следует из уравнения состояния (2.1), если нагревание газа происходит при постоянном давлении (р = const), его объем изменяется прямо пропорционально абсолютной температуре.
График изобарного процесса в координатах р, v представляет собой прямую линию p=const (рис. 2.2), параллельную оси v и проходящую через точку р0, v0, характеризующую начальное состояние газа. В случае расширения газа для сохранения постоянного давления необходимо подводить теплоту, а в случае сжатия газа — отводить. Соответствующие направления процесса указаны стрелками со знаками «плюс» и «минус». Работа изобарного расширения (сжатия) изображается площадью под графиком процесса.
Изотермические процессы. Процессы, протекающие при постоянной температуре, называются изотермическими. Простейшим примером изотермического процесса является сжатие газа, заключенного в цилиндре, при очень медленном движении поршня. Если стенки цилиндра хорошо проводят теплоту, выделяющаяся при сжатии теплота успевает отводиться наружу без практически заметного изменения температуры газа.
Распределение теплоты в изотермическом процессе будет следующим. Так как температура в изотермическом процессе не меняется (Д7’=0), не изменяет своего значения и внутренняя энергия газа (Ды = 0). Поэтому из уравнения (2.3) следует, что Q — L. Это означает, что при изотермическом сжатии газа вся затраченная работа L отдается газом в окружающую среду в форме теплоты Q. В процессе же совершения изотермической работы расширения газа необходимо подводить теплоту Q (иначе температура газа будет уменьшаться), которая полностью расходуется на совершение работы L расширения.
Коэффициент распределения энергии a=L/Q=l.
Графиком изотермического процесса в координатах р, v является гипербола (рис. 2.2), отвечающая уравнению р = = const/y.
Работа изотермического расширения (сжатия) изображается площадью под графиком процесса.
Теплоемкость газа в изотермическом процессе C=QJ\T равна бесконечно большой величине, так как Д7'=0.
28
Адиабатные процессы. Процессы в газе, протекающие при отсутствии теплообмена между газом и окружающей средой, напеваются адиабатными. Примером такого процесса может служить сжатие газа поршнем в цилиндре или расширение газа в условиях, когда теплота не имеет доступа к газу снаружи и отвоца во внешнюю среду. Это возможно, когда стенки цилин-гра и поршня выполнены из нетеплопроводного материала или когда процессы сжатия или расширения протекают так быстро, что газ не успевает потерять или получить сколько-нибудь значительное количество теплоты. Процессы, близкие к адиабатным, протекают при сжатии воздуха в компрессоре ГТД.
Из уравнения первого закона термодинамики следует, что в случае адиабатного процесса, когда Q = 0, Atz + L = O или Аы = =—L. Это означает, что при отсутствии теплообмена с внешней средой работа расширения (L>0) совершается газом за счет уменьшения его внутренней энергии (Д«<0), а в случае сжатия (L<0), наоборот, внутренняя энергия газа увеличивается (Дц>0) за счет затраченной на сжатие работы. Поэтому при расширении температура газа уменьшается, а при сжатии увеличивается.
Коэффициент распределения энергии в адиабатном процессе а=оо, так как Q=0.
График адиабатного процесса в координатах р, v представляет собой кривую (рис. 2.2), описываемую уравнением
pvk ~ const	(2.14)
где показатель степени k называется показателем адиабат ы. Он равен отношению удельной теплоемкости при постоянном давлении Ср к удельной теплоемкости при постоянном объеме Cv:
k =	(2.15)
Для воздуха £=1,40 при невысоких температурах. С увеличением температуры значения Ср увеличиваются медленнее, чем значения Сщ, поэтому k уменьшается.
Адиабата располагается между изотермой и изохорой. В координатах р, v она разграничивает процессы, при которых увеличение удельного объема сопровождается подводом теплоты (ближе к изотерме), от процессов, при которых увеличение удельного объема сопровождается отводом теплоты (ближе к изохоре). Изменение же удельного объема по закону адиабаты происходит без отвода и без подвода теплоты.
Понятие о политропных процессах. Каждому из рассмотренных четырех основных термодинамических процессов присуще < вое распределение энергии, характеризуемое величиной и знаком коэффициента распределения a=L/Q. В ряде практических случаев действительные процессы существенно отличаются от
29
рассмотренных ранее основных термодинамических процессов. Поэтому используют и другие термодинамические процессы, хорошо согласующиеся с действительными. Наиболее простыми из них являются политропные процессы, для которых коэффициент a = const, как и для основных термодинамических процессов, но с другим значением этой постоянной величины.
Так как в политропном процессе коэффициент
а = -£==5^=1_.^.	(2.16)
должен по определению оставаться постоянной величиной, как показывает выражение (2.16), это возможно только в том случае, если теплоемкость С для такого процесса будет величиной постоянной.
Итак, процессы, в течение которых теплоемкость остается постоянной величиной, называются политропными. Очевидно, что основные термодинамические процессы являются частными случаями политропного процесса.
Политропные процессы в газе подчиняются уравнению
pvn — const,	(2.17)
где показатель степени п называется показателем политропы.
Термодинамические процессы, происходящие в газотурбинных двигателях,, являются политропными. Так. например, процессы расширения газа в турбине и в выходном сопле относятся к политропным с показателем ««1,20-5-1,30, тогда как показатель адиабаты при этом же составе продуктов сгорания Z>« 1,27-5- 1,33. В этом процессе к газу подводится теплота трения, имеется отвод теплоты в окружающую среду через стенки и возможен подвод теплоты вследствие догорания топлива в турбине и в выходном сопле двигателя.
Реальный процесс сжатия воздуха в компрессоре сопровождается выделением теплоты трения, поэтому он также является политропным с показателем политропы /1=1,45-5-1,50.
§ 2.4.	Уравнение энергии газового потока
Полная энергия движущегося газа. Полная энергия движущегося газа Е состоит из кинетической энергии Ек и его потенциальной энергии Еп. Кинетическая энергия представляет собой энергию движения газа как целого
где G — масса газа, проходящая через данное поперечное сечение канала в единицу времени, кг/с;
V — скорость движения газа, м/с.
30
Потенциальная энергия — это запасенная работа. Она включает три составляющие: энергию давления газа, энергию положения и внутреннюю (тепловую) энергию газа.
Энергия давления представляет собой работу сил давления, совершаемую при проталкивании массы газа через данное поперечное сечение канала.
Если в рассматриваемом сечении скорость движения газа V, а давление р, то работа сил давления за единицу времени равна произведению силы ps на скорость V, т. е. psV, где s — площадь ч.нпюго поперечного сечения канала. Но sV = w — есть объемный секундный расход газа в данном сечении, причем
id — -О- = Gv, р
1де G— секундный массовый расход газа;
р—массовая плотность;
v — удельный объем газа.
Следовательно, энергия-давления равна Gpv.
Энергия положения газа равна работе силы тяжести газа Gg за единицу времени при перемещении центра тяжести па расстояние h по вертикали, т. е. Ggh, где g — 9,81 м/с2 — ускорение силы тяжести.
В двигателе значительные перемещения газа по вертикали отсутствуют, поэтому изменения потенциальной энергии положения относительно невелики и их обычно не рассматривают
Внутренняя (тепловая) энергия определяется главным образом внутренней кинетической энергией молекул и, ьак показывает формула (2.9), зависит в основном только от температуры газа. Внутренняя энергия секундного массового расхода газа
и = GCVT.
Сложив все составляющие энергии газа, проходящего через данное поперечное сечение за единицу времени, и относя ее к 1 кг газа (полагая G = 1 кг/с), получим формулу для полной энергии:
V2
£ = « + /?1' + —.	(2.18)
Выражение
/=« + /717,	(2.19)
называемое энтальпией, характеризует всю потенциальную энергию (запасенную работу) газа. Формуле для энтальпии, как функции состояния газа может быть придана «тепловая» или «механическая» форма. Так, заменив произведение pv с помощью уравнения состояния (2.2) равной величиной RT
31
и воспользовавшись формулой (2.9) для внутренней энергии и формулой Майера (2.13), получим
i = CVT + RT + СрТ =	RT.	(2.20)
Отсюда следует, что температура определяет не только внутреннюю энергию газа, но и потенциальную энергию давления,
Рис. 2.3. К выводу уравнения анергии газового потока
т. е. все теплосодержание газа.	»
Если же в первом слагаемом u = CvT формулы (2.19) заменить температуру по уравнению состояния T=pv/R, получим выражение для энтальпии в «механической» форме:
bp
= <2-21)
Итак, полная энергия 1 кг газа в данном поперечном сечении канала
V3
E = i+-^-,	(2.22)
т. е. равна сумме теплосодержания и кинетической энергии.
Уравнение энергии газового потока. Уравнение энергии газового потока представляет собой уравнение сохранения и превращения энергии для движущегося газа.
Рассмотрим участок газовоздушного тракта двигателя, выделенный сечениями 1—1 и 2—2 (рис. 2.3), содержащий, например, камеру сгорания и лопаточную машину (турбину или компрессор).
Пусть в сечении 1—1 полная энергия рабочего тела равна Е\. На выделенном участке рабочее тело получило извне теплоту Q и совершило внешнюю работу L. В результате полная энергия рабочего тела в сечении 2—2 стала равной Е2-
Применив закон сохранения и превращения энергии для 1 кг газа, получим
Q = E2 — E^ + L,	(2.23)
т. е. теплота, сообщенная рабочему телу, расходуется на изменение полной энергии рабочего тела и на совершение внешней работы.
Внешняя .работа состоит из технической работы Етехн (работы компрессора, турбины) и работы трения Етр. Работа трения затрачивается на преодоление сил трения, оказывающих 32
татормаживающее действие на поток газа. Механическая ра-пога против сил трения совершается за счет кинетической энер-111П газа (уменьшения скорости V).
Теплота, подводимая к газу, представляет собой не только гсилоту, полученную от внешнего источника, но также и теп-'1огу QTp, выделившуюся в газе вследствие работы сил трения, причем работа трения полностью превращается в теьлоту трения, сообщаемую рабочему телу, т. е. LTp=QTp-
Подставив в уравнение (2.23) выражения для полной энер-гни в начальном сечении 1—1 и в конечном сечении 2—2 по формуле (2.18), а для внешней работы по формуле Т = Ттехн4-•TZ-тр, получим развернутое выражение первого закона термодинамики для 1 кг движущегося газа:
Vl — Vi
Q 4" Qtp == ^2	4“ Pz^Z Pl^l 4	2 ^техн “И ^тр>
а для элементарного (бесконечно малого) процесса:
1/2
dQ + iZQTP = du -f- d (p<v) + d -g- + iZZTexH + dLTp. (2.24)
Если принять выражение для энтальпии в форме (2.19), получим
Q “И Стр 4	4 4	2- 4«хн 4~ ^тр
или (с учетом равенства QTp=LTp)
iz|— V?
Q — 4 — 4 4------2----Ь ^техи-	(2.25)
Полученное уравнение называется уравнением энергии газового потока. Оно показывает, что подводимая от внешнего источника теплота расходуется в общем случае на изменение энтальпии рабочего тела, внешней кинетической энергии и на совершение технической работы.
Обобщенное уравнение Бернулли. Уравнение энергии газового потока может быть представлено в так называемой «механической» форме, т. е. в виде уравнения, все члены которого записываются в форме механических работ. Такая формазаписи представляет известные удобства во многих случаях, например при анализе работы сжатия воздуха в компрессоре, работы расширения газа в газовой турбине и т. п.
Основное уравнение (2.5) первого закона термодинамики, полученное для покоящегося газа (Е=0), остается справедливым и для движущегося газа, так как можно представить, что параметры состояния газа в процессе подвода теплоты регистрируются приборами, движущимися вместе с газом со скоростью V относительно стенок канала. Измеренные таким спосо-
33
бом параметры состояния называются термодинамическими или статическими.
Показания измерительных приборов, связанных с движущимся газом, характеризуют протекающий в газе термодинамический процесс подвода теплоты, в результате которого изме-
Рис. 2.4. Политропическая работа сжатия (расширения) газа
няется внутренняя энергия du газа и совершается работа деформации газа pdv, т. е. работа, связанная с изменением объема газа. Если при этом выделяется теплота трения, уравнение первого закона термодинамики для элементарного процесса запишется в следующей форме:
dQ + dQTp = du + pdv. (2.26)
Левые части уравнений (2.24) и (2.26) равны между собой, следовательно, должны быть равны и их правые части:
du 4- pdv = du-\-d (pv) + d+ dLTey.K + dLTp. (2.27)
После сокращения в правой и левой частях членов du кpdv= = d(pv)—vdp получим обобщенное уравнение Берну л л и:
vdp + d у - + dLTexM + dLTp = О,
или для конечного процесса изменения состояния газа
vj— V'j
^•пол “Ь 2 ^техн ~Ь 7-тр === 0.
(2.28)
Рг
Член БПол= J vdp представляет собой политропическую pa-р.
боту сжатия (или расширения) газа, эквивалентную заштрихованной! площади под кривой процесса (рис. 2.4).
Обобщенное уравнение Бернулли показывает, что подводимая к движущемуся газу (или отводимая.от него) внешняя техническая работа затрачивается на совершение политропической работы сжатия (расширения), на изменение кинетической энергии газа и на преодоление сил трения (гидравлических сопротивлений) на участке газовоздушного тракта между сечениями 1—1 и 2—2.
Если в левей и правой частях уравнения (2.27) сократить только члены du, получим
pdv = d (pv) + d — + сГ£техн + dLT9,
34
Это уравнение показывает, что все виды механической энер-t пи (внутренняя работа проталкивания d(pv), внешняя кинети-V2
веская энер1ия а -%-, техническая работа dLTtiXH и работа трепня dLTp) получаются за счет работы деформации рабочего гола.
§ 2.5. Циклы тепловых двигателей
Р
2J
Рис. 2.5. Идеальный цикл поршневого двигателя в координатах р, v с подводом теплоты при постоянном объеме
Второй закон термодинамики. Первый закон термодинамики, являющийся законом сохранения и превращения энергии, ус-।шавливает эквивалентность механической и тепловой энергии и количественное соотношение-при пере-ходе одного вида энергии в другой. Однако первый закон ничего не говооит об условиях, при которых этот переход возможен. Если механическую работу можно превратить в теплоту, заставив, например, машину тратить всю энергию па преодоление трения, то" превращение теплоты в механическую работу возможно только при определенных условиях. Второй закон термодинамики устанавливает условия, необходимые для преобразования теплоты в механическую работу.
Устройство, преобразующее с помощью рабочего тела подводимую к нему теплоту в полезную механическую работу, называется тепловым двигателем. Чтобы это устройство могло действовать неограниченно долго, оно
должно периодически возвращать рабочее тело к одному и тому же состоянию.
В рассмотренном ранее примере цилиндра с поршнем (рис. 2.1, а) налицо превращение подводимой к газу теплоты в работу, однако это еще не тепловой двигатель, так как в его работе нет цикличности. Действительно, поршень, освобожденный после подвода к газу некоторого количества теплоты Qb перемещается вверх (на рис. 2.5 — направо). При этом газ совершает некоторую адиабатическую работу расширения Ер, получаемую вследствие уменьшения его внутренней энергии, эквивалентную площади 12ба. Адиабатный процесс расширения газа показан графиком 1—2.
Для того чтобы вернуть рабочее тело к первоначальному перед расширением состоянию (точка 1 на рис. 2.5), что является сущностью периодически действующей машины, необходимо затратить работу LOK на сжатие газа. Если сжатие газа производить в обратном порядке при тех же промежуточных
35
состояних, при которых он расширяется (по линии 2—/), на возвращение поршня в исходное положение потребуется точно такая же работа, какая была получена при расширении газа. Следовательно, полезная работа цикла Лц будет равна нулю.
Для получения полезной работы необходимо при крайнем правом положении поршня отвести часть теплоты Q2 от газа к холодному телу, имеющему -температуру Тхо11 меньше температуры газа Т2 в этом положении. Тогда температура и, следовательно, давление газа под поршнем понизятся и для возвращения поршня в исходное положение потребная работа сжатия газа (площадь 34аб) будет меньше. Полученная полезная работа цикла Тц=Тр—Lcm эквивалентна разности площадей 12ба и 34аб, т. е. площади 1234. Начальные перед расширением параметры газа (точка 1) достигаются сообщением газу теплоты в изохорном процессе 4—1 от источника теплоты с температурой Лор, превышающей температуру Т\ нагрева газа. Таким путем цикл может быть повторен многократно. (
По рассмотренному циклу работают поршневые двигатели внутреннего сгорания. В нем с достаточной наглядностью раскрывается физическая сущность получения механической работы из теплоты.
Из изложенного следует, что для получения полезной работы в периодически действующей тепловой машине необходимо иметь: 1) рабочее тело; 2) источник теплоты с высокой температурой (нагреватель), от которого к рабочему телу подводится теплота в количестве Qi; 3) холодильник, в который отводится часть теплоты Q2 ст рабочего тела, не превращаемой в полезную работу. В этом состоит смысл второго закона термодинамики, имеющего различные формулировки. В одной из них говорится, что невозможно построить вечный двигатель второго рода. Это значит, что нельзя построить двигатель, в котором вся подводимая к рабочему телу теплота превращалась бы в полезную работу.
Эффективность превращения теплоты в полезную работу идеальной тепловой машины оценивают по величине термического КПД, который равен отношению теплоты, эквивалентной полезной работе цикла, ко всей затраченной теплоте:
”-=-^=-ед^-=1—ОС	<2-g>
Величина Q2 не может быть равна нулю, поэтому значение не может равняться единице.
Идеальный цикл воздушно-реактивного двигателя. Совокупность термодинамических процессов, в результате осуществления которых рабочее тело вновь возвращается в исходное состояние, называется круговым (замкнутым) циклом.
Идеальный цикл ВРД (без потери работы на преодоление внутреннего трения в рабочем теле и трения в элементах дви-36
гателя) состоит из следующих четырех термодинамических про
цессов:
1)	адиабатного процесса последовательного сжатия воздуха по входном устройстве и компрессоре двигателя (график 1—2 в координатах р, v на рис. 2.6);
2)	изобарного процесса подвода теплоты к рабочему телу в камере сгорания (график 2—3); давление газа в процессе под
вода теплоты остается постоянным» так
имеет открытый выход;
3)	адиабатного процесса расширения газа в турбине и выходном сопле двигателя (график 3—4);
4)	изобарного процесса отвода теплоты от газа (график 4—1). Изобара 4—1 характеризует рассеивание теплоты в атмосфере с выходящими из двигателя газами. При этом газы возвращаются к состоянию, не
как камера сгорания
Рис. 2.6. Идеальный (а) и реальный (б) цикл воздушно-реактивного двигателя с подводом теплоты при постоянном давлении
соответствии с требова-
различимому с состоянием окружающей среды, из которой рабочее тело поступает в двигатель. Поэтому рабочий цикл ВРД является условно замкнутым. Окружающая среда служит источником рабочего тела и холодильником, рассеивающим теплоту в
нием второго закона термодинамики.
Площадь, заключенная между графиками термодинамических процессов, эквивалентна полезной работе идеального цикла. Параметрами, определяющими величину полезной работы идеального цикла, являются:
— степень повышения давления в адиабатном процессе сжатия т=р2/Рь где р2 и pi — давление рабочего тела соответст
венно в конце и в начале процесса сжатия;
— степень подогрева рабочего тела в изобарном процессе подвода теплоты А=Т3/71, где Т3 — температура рабочего тела в конце процесса подвода теплоты, Ti — TH — начальная температура, равная температуре окружающей среды.
Для получения полезной работы необходимо, чтобы работа расширения газа была больше работы сжатия воздуха, а это возможно, если степень повышения давления воздуха в двигателе больше единицы. Для этой цели и служит компрессор в газотурбинном двигателе.
Эффективность превращения теплоты в полезную работу повышается с увеличением степени повышения давления воздуха в двигателе. Это объясняется тем, что чем выше степень повышения давления воздуха, тем больше равная ей степень расширения газов, тем ниже температура газов на выходе из двигателя и, следовательно, меньше тепла j лоси гея с продук-
37
тами сгорания. При т=1 термический КПД и полезная работа цикла равны нулю. С увеличением и термический КПД тд увеличивается. Так, например, при тт=1О т)(=0,5, т. е. только 5О°/о подведенной теплоты превращается в полезную работу, а 50% отдается окружающей среде согласно второму закону термодинамики. При 1т = 30 термический КПД достигает приблизительно 75%, оставаясь при дальнейшем повышении it всегда меньше единицы.
Реальный цикл воздушно-реактивного двигателя. Отличия реального цикла ВРД от идеального обусловлены влиянием трения рабочего тела о стенки -проточной части и (внутреннего трения в самом рабочем теле.
В процессе сжатия воздуха, последовательно осуществляемом во входном устройстве и в компрессоре двигателя, затрачивается дополнительная работа как на преодоление трения, так и на сжатие рабочего тела с подводом теплоты трения, эквивалентной работе трения. I [оэтому общий процесс сжатия воздуха изображается политропой 1—2' (рис. 2.6) с показателем n>k, расположенной правее адиабаты 1—2.
Реальный процесс 2'—3' подвода теплоты в камере сгорания несколько отличается от изобарного, так как сопровождается относительно небольшим снижением давления вследствие влияния трения и уменьшения плотности газа при подводе к нему теплоты.
В турбине и в выходном сопле также затрачивается некоторая работа на преодоление трения, поэтому процесс расширения протекает с подводом теплоты, эквивалентной работе трения. Вследствие некоторого увеличения температуры газа создается дополнительная работа расширения, которая, однако, меньше работы, потерянной на преодоление трения. Общий процесс расширения газа изображается политропой 3'—4' с показателем п.
Работа, эквивалентная площади реального цикла, называется индикаторной работой. В отличие от идеального цикла полезная работа реального цикла Ьц не полностью эквивалентна его индикаторной площади, а равна разности между индикаторной работой и работой, затрачиваемой на преодоление всех гидравлических потерь в двигателе. Получение полезной работы в реальном цикле возможно лишь тогда, когда индикаторная работа больше суммарных потерь в двигателе.
Затраты работы на преодоление гидравлических потерь принято учитывать двумя коэффициентами — КПД процесса сжатия т)с воздуха во входном устройстве и в компрессоре двигателя и КПД процесса расширения т)Р в камере сгорания, турбине и выходном сопле.
В газотурбинных двигателях с осевым компрессором т]С = = 0,83ч-0,85; т)Р = 0,90ч-0,92. Это означает, что гидравлические потери увеличивают работу, затрачиваемую на сжатие воздуха 38
до определенного значения степени повышения давления, примерно на 15—17% и уменьшают располагаемую работу расширения газа на 8—1О°/о-
Полезная работа реального цикла зависит от тех же параметров, что и в случае идеального цикла, от физических свойств рабочего тела (показателя адиабаты k) и коэффициентов полезного действия т]С и т)р. Снижение гидравлических потерь в элементах двигателя приводит к увеличению полезной работы цикла.
Коэффициенты полезного действия воздушно-реактивных двигателей. Преобразование энергии, вносимой в двигатель с топливом, в полезную работу совершается с различного рода потерями, показанными на диаграмме энергетического баланса ВРД (рис. 2.7).
Вследствие неполноты сгорания топлива, теплопередачи через стенки и термической диссоциации (распада молекул газа) теплота Q, выделяющаяся при сгорании топлива, на 2—3% меньше теплоты Qo, вносимой в двигатель с топливом.
Чтобы оценить потери теплоты, уносимой газом в соответствии со вторым законом термодинамики, применим уравнение сохранения энергии (2.25) к газовому потоку, проходящему через двигатель,'на участке от входа в двигатель (сечение Н) и до выхода из него (сечение 5):
vf—vl Q= 5
Е
у52-у2
Тепловой	.
двигатель	'Движитель
Е
2.
Потери теплоты в соответствии со вторым за юном термодинамики
Потери от нееыоеления теплоты
А Полезная /rf работа
Потери кинетически" энергии с выходящилт газами
Диаграмма энергетического баланса ВРД /
Рис. 2.7.
(2.30)
+ + Ср I Т5 — ' -,).
2
Здесь Le — есть суммарная техническая работа, равная разности работ турбины Li и компрессора LK, т. е. работа на валу двигателя Le=L?—LK.
Уравнение (2.30) показывает, что выделившаяся теплота Q
V5~VH
идет на приращение кинетической энергии------— газового
потока, проходящего через двигатель, на создание работы Le на валу двигателя и на увеличение теплосодержания выходящих газов.
Сумма первых двух членов представляет собой располагаемую энергию двигателя, или полезную работу цикла:
И г	о	Л
bu= 2
+	(2.31)
39
Третий член выражает собой потери тепла, связанные со вторым законом термодинамики и с затратами теплоты на преодоление гидравлических сопротивлений в двигателе.
В турбореактивном двигателе работа Le, затрачиваемая на привод агрегатов, мала, поэтому полезная работа цикла почти полностью идет на приращение кинетической энергии газового потока, проходящего через двигатель, т. е.
vl— Vt
L^ — -^	.	(2.32)
Следовательно, турбореактивный двигатель как тепловой двигатель преобразует химическую энергию топлива в приращение кинетической энергии газового потока, проходящего через двигатель. Совершенство этого преобразования характеризуется внутренним КПД, который по отношению к реальному циклу играет ту же роль, что и термический КПД по отношению к идеальному циклу.
Внутренний КПД представляет собой отношение теплоты; эквивалентной приращению кинетической энергии газовой струи (или полезной работы цикла), ко всей теплоте, внесенной в двигатель с топливом, т. е.
9	/
= —= . <2-33)
Внутренний КПД учитывает потери теплоты с выходящей из двигателя газовой струей, гидравлические потери в элементах двигателя и потери теплоты, связанные с неполнотой ее выделения в камерах сгорания двигателя. Величина КПД достигает 30—4О°/о.
Совершенство турбореактивного двигателя как движителя, т. е. как устройства, предназначенного для образования силы тяги, характеризуется тяговым КПД.
Тяговым КПД называется отношение полезной (тяговой) работы, производимой двигателем, к приращению кинетической энергии газового потока:
Ъ =	(2-34)
vs~
I	2
где Руд — удельная тяга — есть тяга двигателя, приходящаяся на 1 кг газа в секунду.
Тяговый КПД показывает, какая часть кинетической энергии газового потока преобразуется в тяговую работу. Как следует из формулы (3.47), при G=1 кг/с сила тяги Р = Рт=
Vi—VH
= КБ—VH- Если----к------располагаемое прирашение кинетиче-
40
£кой энергии газа в двигателе, a PynVH=(Vs—Ун) Ун— полезная (тяговая) работа, то разность
2	*упУн 2 представляет собой не превращаемую в тяговую работу кинетическую энергию, потерянную с выходящими газами. Для ТРД эта потеря составляет около 8—10% Qo-
Подставив в формулу (2.34) выражение для РУд=У5—Ун, получим
9
(2.35)
v н
Из этой формулы следует, чго тяговый КПД зависит только m отношения скорости истечения газа Vs к скорости полета Ун-Если Vh=V5, тяговый КПД равен единице, так как отсутствуют потери с выходной скоростью (скорость движения выходящей из двигателя струи газа' относительно земли Vs—VH рмвна пулю). В этом случае, как показывает формула (3.47), двигатель тяги не создает.
Vs
С увеличением отношения -гг— тяговый КПД уменьшается. v н
Если Vh=0 (двигатель работает на месте и тяговой работы не совершает), тяговый КПД равен нулю, т. е. вся кинетическая энергия газа на выходе из двигателя остается неиспользованной. Величина тягового КПД может достигать 60—70%:
Эффективность превращения теплоты, вносимой в двигатель с топливом, в полезную работу перемещения самолета оценивают с помощью полного КПД.
Полным КПД ВРД называется отношение теплоты, эквивалентной полезной (тяговой) работе, ко всей теплоте, внесен ной в двигатель с топливом:
Сопоставляя между собой формулы (2.33), (2.34) и (2.36), заключаем, что
к)п = тОвнТСр-	(2 37)
При работе двигателя на месте т]п=0, так как при этом т)р=0. В полете полный КПД может достигать 25—30% и более.
В турбовинтовом двигателе полезная работа цикла, выраженная формулой (2.31), расходуется в основном на создание механической работы на валу с помощью турбины, вращающей воздушный винт, а на приращение кинетической энергий газового потока идет всего 10—12% полезной работы цикла. Эф
41
фективный кпд Т]9 = У)ви7)ред, где 7]ред—КПД редуктора. Тяговым КПД является КПД воздушного винта т]в. Полный КПД
Глава 3
КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Газовая динамика реактивных двигателей изучает и объясняет движение воздуха и газа по газовоздушному тракту двигателя, процессы изменения параметров состояния в потоке газа, взаимодействие газового потока с ограничивающими его стенками.
§ 3.1. Обтекание тел сверхзвуковым потоком
В авиационных двигателях сверхзвуковое обтекание тел потоком воздуха или газа имеет место во входных устройствах, осевых компрессорах и выходных соплах.
Сжимаемость газа и скорость звука. Скорость звука — это скорость распространения малых возмущений плотности и давления, создаваемых каким-либо источником возмущений, например, движущимся телом. Источник возмущения создает местное уплотнение среды, которое передается соседним частицам. Смещение каждой отдельной частицы среды невелико. Возмущения же среды, передаваясь от частицы к частице, распространяются на очень большие расстояния с большой скоростью (скоростью звука).
Скорость распространения звука выражается формулой
a = VkRT,	(3.1)
где k — показатель адиабаты;
R — газовая постоянная;
Т—абсолютная статическая температура среды.
Из этой формулы следует, что величина скорости звука различна для различных газов и увеличивается в одном и том же газе с увеличением температуры. Положив в формуле (3.1) й=1,4 и Д = 287 Дж/(кг-градус), получим приближенное значение для скорости звука в воздухе:
а ^20/Г
Подсчитанная по этой формуле скорость звука в воздухе при 15° С (288 К) равна 340 м/с, при 900° С она достигает 600 м/с.
42
Скорость звука характеризует сжимаемость различных газов или одного и того же газа при различных температурах. Сжимаемость — это свойство газа изменять свой первоначальный объем и, следовательно, плотность под действием давления или при изменении температуры. Чем больше скорость зву-
4V
Рис. 3.1. Мгновенные изображения звуковой волны, распространяющейся в покоящемся (а) и в дозвуковом (б) потоке воздуха к концу каждой секунды
ка в газе, тем большей упругостью он обладает и поэтому труднее сжимается.
Сжимаемость газа зависит от отношения скорости V движения газа (или тела в газе) к местной скорости звука а, т. е. от числа
М=^.	(3.2)
С увеличением числа М сжимаемость воздуха или газа возрастает.
Распространение малых возмущений. Если в окружающем спокойном воздухе создается каким-либо способом местное возмущение, от этой точки будут распространяться звуковые волны по всем направлениям со скоростью звука.
Передний фронт звуковой волны (граница уплотнения) представляет собой сферу. За первую секунду после возникновения звуковой волны ее передний фронт пройдет по всем направлениям путь, численно равный скорости звука а (рис. 3.1, а), за вторую секунду — путь, равный 2а, за третью секунду — путь За и т. д. В неьозмущенном воздухе звуковые волны распространяются симметрично по отношению к источнику.
43
В движущемся потоке звуковые волны- распространяются не только в радиальных направлениях, но еще и сносятся потоком. За первую секунду центр волны снесется потоком от источника на расстояние, численно равное скорости потока V (рис. 3.1,6). За это же время радиус сферы станет численно равным скорости звука а. К концу второй секунды расстояние между центром этой волны и источником станет равным 2V, а радиус волны —
vt
Рис. 3.2. Мгновенные изображения сферической звуковой волны в потоке воздуха, движущемся со звуковой (л) и сверхзвуковой (б) скоростями
2а и т. д. При этом распределение звуковых волн становится несимметричным по отношению к породившему их источнику. С наибольшей скоростью, равной сумме V+а, эти волны распространяются в направлении потока и с наименьшей скоростью, равной V—а, распространяются против течения.
Если скорость потока меньше скорости звука, волны распространяются не только по течению, но и навстречу набегающему потоку. Поэтому струйки потока воздуха подготавливаются к плавному обтеканию тела задолго до приближения к нему.
В звуковом и сверхзвуковом потоках волны не могут распространяться против течения, поэтому они заполняют не все пространство вокруг источника возмущений, а только определенную его часть, вытянутую в направлении течения (рис. 3.2, а и б). Эта область представляет собой конус с вершиной в источнике возмущений. Звуковые волны, накладываясь одна на другую впереди тела, в результате суммирования создают волну давления, разделяющую весь поток на две области — возмущен-
44
пую внутри конуса и невозмущенную снаружи его. Таким образом, волна давления является огибающей поверхностью передних фронтов звуковых волн. На этой поверхности, показанной линиями АБ, происходит концентрация возмущений.
Из рис. 3.2, б следует, что угол а между направлением скорости течения и образующими конуса волны давления может быть найден по формуле
Sin а = V" ~ Чг •	(3-3)
С увеличением числа М угол а уменьшается, а при уменьшении числа М — увеличивается. При М=1 угол а=90°, т. е. волна давления развертывается в плоскость.
Источником звуковых волн в потоке может быть любое малое препятствие, например риска или бугорок на обтекаемой поверхности. Такое препятствие создает небольшое уплотнение, которое, стремясь сгладиться, распространяется в потоке. В сверхзвуковом потоке от каждого даже малого препятствия отходит волна давления, ограничивающая область распространения возмущений, вызываемых этим препятствием.
Обтекание криволинейных поверхностей и тел сверхзвуковым потоком. Обтекание выпуклых поверхностей. Рассмотрим сначала обтекание выпуклой поверхности, образованной двумя плоскими стенками АО и ОВ (рис. 3.3, а) с углом |3 между второй стенкой и продолжением первой. Вдоль стенки АО газ течет со сверхзвуковой скоростью Уь При обтекании тупого угла АОВ трубка тока расширяется, а так как скорость потока сверхзвуковая, то при этом поток ускоряется и скорость У2 его движения вдоль стенки ОВ становится больше скорости Vi. От угловой точки О, создающей в потоке малые возмущения, отходят расходящиеся волны давления 01 и 02, наклоненные к направлению скоростей V, и V2 под углами си и а2 соответственно. Так как скорость течения V2>Vi (и вместе с ней число М2>М[), то угол а2<сц, т. е. волны давления расходятся от точки О.
Если е ыпуклая поверхность имеет непрерывную кривизну, источником возникновения в потоке малых возмущений является каждая точка поверхности и при сверхзвуковой скорости течения от каждой точки поверхности будет отходить волна давления (рис. 3.3, б). Таким образом, при обтекании выпуклой поверхности волны давления рассеиваются.
Обтекание вогнутых поверхностей. Другая картина наблюдается при обтекании сверхзвуковым потоком вогнутой поь;рх-ности (рис. 3.4, а). При движении потока вдоль вогнутой поверхности трубка тока сужается и сверхзвуковая скорость течения потока уменьшается, углы а увеличиваются и волны давления не расходятся, а накладываются одна на другую, образуя скачок уплотнения OjC. На скачке уплотнения, имеющем
45
толщину порядка 10~3 мм, происходит внезапное (скачкообразное) уменьшение скорости и внезапное увеличение давления и термодинамической температуры. В результате воздух, проходящий через поверхность скачка, сжимается (плотность воздуха увеличивается).
Рис. 3.3. Обтекание сверхзвуковым потоком газа выпуклых поверхностей прерывной (а) и непрерывной (б) кривизны
Рис. 3.4. Обтекание сверхзвуковым потоком газа вогнутых поверхностей непрерывной (а) и прерывной (б) кривизны
Рассмотрим теперь вогнутую поверхность, состоящую из двух плоских стенок, образующих внутренний тупой угол АОВ (рис. 3.4, б). Так как скорость течения вдоль стенки О В меньше скорости течения вдоль стенки АО (V2<Vi), угол аг волны давления 02, соответствующий движению вдоль стенки ОВ со скоростью V2, должен быть больше угла aj волны давления 01, соответствующего движению вдоль стенки ОА со скоростью (a2>ai). Однако такое расположение волн давления невозможно, поскольку до волны 01 поток должен сохранять скорость Vi, а после волны 02— скорость У2. Поэтому поток переходит от скорости У1 к скорости Рг<Р| на общем скачке уплотнения ОС, который отходит от самой вершины внутреннего тупого угла (из точки О) и располагается под углом а, причем ai<a<a2.
Аналогично рассмотренному появляются скачки уплотнения впереди тел, обтекаемых сверхзвуковым потоком воздуха. Струи воздуха, вынужденно огибающие тело, искривляются так 46
же, как при течении вдоль вогнутой поверхности. Наложение поли давления приводит к возникновению скачков уплотнения.
Скачки уплотнения- образуются не только впереди тел, обтекаемых сверхзвуковым потоком воздуха, но и за ними. Эти скачки называют хвостовыми скачками уплотнения (хвостовыми ударными волнами), тогда как головные скачки уплотнения называют головными ударными волнами.
Рис. 3.5. Изменение направления потока, скорости и давления в прямом (а) и косом (6) скачках уплотнения
Форма и интенсивность скачков уплотнения. Скачки уплотнения отличаются один от другого формой и интенсивностью. Различают прямые и косые скачки уплотнения. Поверхность прямого скачка перпендикулярна направлению набегающего потока, т. е. образует с ним угол а = 90° (рис. 3.5, а), а поверхность косого скачка (рис. 3.5, б) составляет с направлением набегающего потока острый угол (а<90°).
Интенсивность скачка характеризуется степенью понижения скорости в скачке. Чем интенсивнее скачок, тем значительнее повышается давление проходящего через него воздуха. При одинаковой скорости перед скачками интенсивность прямого скачка больше, чем косого. Торможение сверхзвукового потока в прямом скачке получается столь значительным, что, как бы ни была велика скорость перед скачком, скорость потока за ним становится меньше скорости звука.
Интенсивность косого скачка зависит от угла наклона скачка. Поэтому скорость потока за косым скачком может быть и больше и меньше скорости звука. Если угол а наклона косого скачка близок к 90°, то за ним скорость потока становится дозвуковой. Начиная с некоторого значения угла а (своего для каждого значения скорости набегающего потока), скорость за косым скачком получается сверхзвуковой. Чем меньше угол наклона косого скачка, тем меньше его интенсивность. Наимень-
47
f
шее возможное значение угла наклона косого скачка равно углу а волны давления. В этом случае скачок уплотнения, становясь предельно слабым, обращается в волну давления.
Форма скачка уплотнения и его интенсивность зависят от формы обтекаемого тела и скорости обтекания. При обтекании сверхзвуковым потоком
Рис. 3.6. Изменение скорости движения воздуха в различных точках скачка уплотнения при обтекании клина сверхзвуковым током

по-
тупоносого или заостренного тела (например, клина или конуса) с большим углом заострения на некотором pac-_j стоянии от кромки возникает криволинейный скачок уплотнения (головная ударная волна, рис. 3.6). В передней точке скачок уплотнения обра- I зует с набегающим потоком прямой угол и поэтому получается прямым. По мере удаления от тела скачок становится косым, угол наклона скачка и его интенсивность уменьшаются. На значительном расстоянии от тела косой скачок переходит в волну давления с углом наклона, равным углу а. Уменьшается также угол поворота потока на скачке вследствие ослабления возмущающего действия обтекаемого тела. В периферийной струйке тока, проходящей через скачок уплотнения в том месте, где он потерял cbqkd интенсивность и выродился в волну давления, скачкообразной потери скорости, повышения давления и поворота струйки не происходит.
Эпюра изменения скорости V2 вдоль головной ударной волны показана на рис. 3.6 внизу.
Чем тоньше кромка, тем меньше возмущений в. потоке она вызывает. Поэтому, если угол заострения тела достаточно мал, с некоторого достаточно большого значения скорости головная ударная волна не появляется, а возникает косой скачок уплотнения, отходящий от острой кромки. Потери скорости и полного давления в косом скачке получаются не такими большими, как в головной ударной волне. При уменьшении скорости сверхзвукового потока до определенного значения, зависящего от угла заострения кромки, косой скачок уплотнения переходит в головную ударную волну.
Существуют предельные значения углов заострения тела, при которых возможно образование косых скачков уплотнения. Эти предельные значения зависят от скорости потока перед телом. Так, например, при М=3 ₽пред=34°. Это означает, что при сверхзвуковом обтекании клина с углом при вершине [3>{3првд возникает не косой скачок, а скачок уплотнения с криволиней-48
IE
иым фронтом (головная ударная волна), поверхность которого не соприкасается с носиком тела.
Потери полного давления на скачке уплотнения. Полным давлением называется давление адиабатно заторможенного потока. Оно является наибольшим возможным давлением при уменьшении скорости потока до нуля.
Вследствие рассеяния энергии при прохождении воздуха через скачок уплотнения полное давление за скачком получается меньше, чем перед скачком.
Потери полного давления, возникающие при прохождении скачка, оценивают величиной коэффициента сохранения полного давления, представляющего собой отношение полного давления за скачком к полному давлению р\ перед скачком:
°ск=4-.	(3.4)
Pl
С увеличением скорости (числа М) потока полное давление р'2 за скачком возрастает, однако отношение полного давления за скачком к полному давлению перед скачком уменьшается. Потери полного давления тем больше, а, следовательно, коэффициент аСк тем меньше, чем больше скорость (число М) набегающего потока воздуха. Потери полного давления в косом скачке уплотнения всегда меньше, чем в прямом.
§ 3.2. Течение газа в каналах
Газовоздушный тракт реактивного двигателя состоит из каналов трех типов: сужающихся, расширяющихся и каналов с постоянной площадью поперечных сечений. Применение канала того или иного типа обусловлено его функциональным назначе-IHKM. Каналы, предназначенные для превращения кинетической энергии потока газа в потенциальную энергию давления, называются диффузорными. Каналы, в которых, наоборот, потенциальная энергия давления превращается в кинетическую энергию газа, называются сопловыми. В процес'се этих превращений изменяются параметры состояния газа — температура, давление и плотность.
Основными вопросами для изучения течения газа в каналах реактивного двигателя являются зависимость параметров состояния газа от скорости его течения, а также зависимость скорости течения газа от формы канала и величины перепада давлений в канале.
Торможение потока газа в идеальном диффузоре. Диффузором называется насадок с профилированным каналом, предназначенный для понижения скорости движения газа. В условном идеальном диффузоре снижение скорости потока происходит без каких-либо потерь полного давления на трение,
3—G07	49
волновых потерь в скачках уплотнения и т. п. В газотурбинных двигателях диффузоры применяются во входных устройствах, в лопаточных аппаратах компрессоров и камерах сгорания.
Установим зависимости параметров состояния газа от первоначальной величины скорости V (числа М) при полном (до скорости У=0) идеальном торможении потока газа. Так как газ движется по каналу с неподвижными (£техн = 0) стенками без трения и теплообмена (Q = 0), уравнение энергии газового потока (2.25) приводится к виду
v2—У?
^2 — h Ч---2---= 0»
т. е.
4+^_==/1 + _1,	(3.5)
или в краткой записи с учетом выражения (2.20)
RT + ~ = const.	(3.6)
Это уравнение показывает, что полная энергия газа в любом поперечном сечении канала определяется термодинамической температурой Т и скоростью течения V и является величиной постоянной. Поэтому при уменьшении, например, скорости движения газа его температура увеличивается, и наоборот.
Величину полной энергии потока газа удобно характеризовать с помощью одного параметра—' температуры, которую принимает газ при полном (до скорости V=0) адиабатном (Q = 0) торможении. Эта температура называется температурой Т* заторможенного потока или температурой торможения, а также полной температурой.
При полном адиабатном торможении потока кинетическая энергия полностью переходит в потенциальную энергию (теплосодержание) и температура газа Т становится равной температуре торможения Т*. После подстановки значений V=0 и Т= Т * в уравнение (3.6) находим значение постоянной величины, выражающей полную энергию потока газа:
const=-^-j-/?r*.	(3.7)
Чем больше величина полной энергии газового потока, тем больше полная температура Г*. В энергоизолированном канале полная температура — есть величина постоянная в любом его поперечном сечении.
Перепишем уравнение энергии потока газа (3.6) с учетом выражения (3.7) для постоянной величины:
=	(3.8)
50
и разрешим его относительно Т*/Тх
у*
Г
= 1
+
V2
RT
Приняв во внимание формулы (3.1) и (3.2) для скорости .тука а и числа М в данном сечении потока и введя их в по
следнее уравнение, получим оконча-юльно формулу для отношения полной температуры к термодинамической температуре:
ZL=1	(3.9)
Для воздуха (А=1,4)
у-=1+0,2М2.	(3.10)
Зависимость этого отношения от числа М потока, приведенная на рис. 3.7, показывает, что с увеличением скорости течения газа (числа М потока) полная температура интенсивно возрастает. Так, например, при числе М=3,0 и статической температуре воздуха Т=288 К (15° С) температура 7* «780 К. На высоте //=20 км при температуре окружающей среды 7=216 К (—57° С) температура Т* «580 К.
При адиабатном торможении потока давление и плотность газа
Рис. 3.7. Зависимости относительных параметров заторможенного потока (температуры, давления, плотности) от числа М
также возрастают. Давление адиа-
оатно заторможенного потока (полное давление) является наибольшим возможным давлением при уменьшении скорости до
нуля.
Полное давление р * определяют на основании уравнений адиабаты (2.14):
рчР — const;
= const
и уравнений состояния (2.2):-
pv = RT\ р*<и* = RT*,
3*
51
написанных дважды для начала и конца процесса торможения. После деления в первой паре одного уравнения на другое получим
(З.Н)
После деления уравнений во второй паре и использования соотношения (ЗЛ) получим
<312>
Подставив это соотношение в формулу (3.11), будем иметь
й р*  / Т* Ай—I Р
или после замены отношения Т*!Т по формуле (3.9) й
р \	/
Для воздуха
-^- = (1 4-0.2М2)3'3.
(3.13)
(3.14)
(3.15)
Эта формула показывает, что с увеличением скорости течения воздуха (числа М) полное давление интенсивно возрастает. Так, например, при числе М=3,0 на высоте 20 км (статическое давление р=0,056 кгс/см2) давление р* = 2 кгс/см2, а на высоте Н — 0 (р—1,033 кгс/см2) давление р*~40 кгс/см2 (40 -105 Па).
Из соотношений (3.12) и (2.1) следует формула для плотности заторможенного потока:
+ ^2±М2)^-	<316)
С увеличением числа М плотность заторможенного потока возрастает медленнее, чем полное давление (рис. 3.7), что объясняется влиянием повышения температуры газа.
Скорость истечения газа из сопла. Соплом называется насадок с профилированным каналом, предназначенный для повышения скорости вытекающего из пего газа.
В газотурбинных двигателях сопла применяются в лопаточных аппаратах газовой турбины и в выходном устройстве двигателя. Перед соплами расположена камера сгорания, в которой имеется избыточное давление и осуществляется нагрев газа, т. е. повышается его потенциальная энергия (теплосодержание). Благодаря избыточному давлению в камере обеспечивается движение газа в сопле с определенной скоростью.
' 52
Обозначим через р * и Т * полные параметры газа на входе и сопло, а через р и Т — термодинамические параметры в выходном сечении сопла. Скорость истечения газа из сопла находят по уравнению энергии (3.8), приведенному к виду:
(3.17)
Выразив отношение Т/Т* по формуле (3.13) адиабатного fe—।
процесса через * .получим формулу для скорости в выходном сечении сопла:
(3.18)
Эта формула показывает, что скорость истечения из сопла юм больше, чем больше степень расширения газа р*1р. При .том не имеет значения, получено это увеличение степени расширения за счет повышения давления р* перед соплом при не-, изменном давлении р в выходном сечении сопла или, наоборо'т, :ш счет уменьшения давления р при постоянном давлении р *.
Влияние трения на величину скорости истечения учитывают с помощью коэффициента скорости <р, который пред-ci являет собой отношение действительной скорости Уд к скорости. И, подсчитанной по формуле (3.18) без учета потерь на ipciiiie. Таким образом, действительная скорость Уд=<рУ. Опытный коэффициент <р для хороших сопел равен 0,95—0,97.
Максимальная скорость истечения газа из сопла. Формула (3.18) применима для определения скорости течения газа V не юлько в выходном сечении сопла, но и в любом промежуточном сечении сопла, в котором известно статическое давление р. При заданных полном давлении и полной температуре перед соплом скорость течения газа будет больше в тех сечениях винала, где давление меньше. Поэтому в потоке с данной величиной полной энергии максимально возможная скорость чвпжения газа должна быть в том сечении, где достигается абсолютный вакуум (р = 0). При нулевом абсолютном давлении абсолютная температура Т также должна быть равна пулю (прекращается тепловое движение молекул газа). Абсолютный вакуум практически недостижим, однако величина разрежения может быть достаточно малой, например, при истечении газа из сопла ракетного двигателя в космическое простран-с гно.
Величину максимальной скорости истечения можно найти, положив в формуле (3.18) величину давления р = 0. Тогда
J	(3-19)
53
Для воздуха с параметрами Т * = 288 К, &=1,4 и 7? = = 287 Дж/(кг-градус), Vmax~756 м/с.
Как показано далее, получить максимальную скорость путем расширения газа до полного вакуума невозможно, так как потребная площадь поперечного сечения струи в выходном сечении сопла должна быть бесконечно большой. Тем не менее максимальная скорость Vmax наряду с полной температурой Т* является удобным параметром, характеризующим величину, полной энергии потока газа в энергетически изолированном канале.
Зависимость термодинамических параметров состояния газа от скорости течения. Выясним теперь, как изменяются термодинамические параметры состояния газа (температура, давление и плотность) при изменении скорости его течения.
Разрешим уравнение энергии газового потока (3.8) относи-Т тельно у* :
__=1--£
(3.20)
Эта формула показывает, что термодинамическая температура газа меньше в тех сечениях потока, где скорость больше.
Воспользовавшись формулами (3.13) и (3.16) для адиабатного процесса и уравнением (3.20), получим выражения для давления и плотности газа в потоке:
(3-21)
(3.22)
Зависимости относительных термодинамических параметров состояния газа (температуры, давления и плотности) от отно
сительной скорости течения газа приведены на рис. 3.8. Они
имеют простое физическое объяснение. При течении газа в сопле кинетическая энергия газа возрастает вследствие уменьшения потенциальной энергии (теплосодержания), которая складывается из потенциальной энергии давления и внутренней (тепловой) потенциальной энергии. Поэтому увеличение скорости потока связано с одновременным уменьшением давления и температуры, причем давление падает интенсивнее, чем температура. Так как плотность газа изменяется прямо пропорционально давлению и обратно пропорционально температуре, с увеличением скорости потока плотность газа уменьшается, т. е. происходит расширение газа — увеличение его удельного объема.
54
Критическая скорость течения газа. Из формулы (3.18) следует, что по мере увеличения перепада давлений на сопле скорость течения газа возрастает. Скорость звука в потоке при этом уменьшается, как это видно из уравнения (3.8) энергии
Рис. 3.8. Зависимости относительных термодинамических параметров состояния газа (температуры, давления и плотности) от относительной скорости течения газа
Рис. 3.9. Изменение скорости течения газа и скорости звука в потоке по длине сужающегося сопла
газового потока, приведенного с помощью формулы (3.1) к виду
<3-23)
Так как правая часть этого уравнения — есть величина постоянная, с увеличением скорости V течения газа скорость а щука в потоке уменьшается, и наоборот. При некотором достаточно большом перепаде давлений скорость течения и скорость звука в самом узком сечении сопла становятся равными (рис. 3.9), т. е. в этом сечении число М=1.
Скорость потока,-равная местной скорости звука, называется критической скоростью и обозначается акр: V=a= ^Окр.
Чтобы найти выражение для критической скорости, надо в уравнение (3.23) подставить аКр вместо V и а:
°кр । якр	k
откуда
<3-24>
Критическая скорость однозначно связана с максимальной скоростью течения газа. Действительно, умножив и разде
55
(3.27)
(3.28)
(3.29)
лив на /г+1 подкоренное выражение формулы (3.24), получим
<зм>
Следовательно, критическая скорость, так же как и максимальная скорость, характеризует величину полной энергии потока газа в энергоизолированном канале.
Для воздуха (А=1,4; /? = 287 Дж/(кг-градус))	Vmax=
==2,45 аКр, причем
акр«18,3}/7Л	(3.26)
Критические параметры газа. Параметры газа, при которых достигается критическая скорость акр течения газа (число М= 1), называются критическими. Для их определения достаточно в формулах (3.9), (3.14) и (3.16) положить число М = 1 и вместо Т, р и р подставить соответственно TItp, рир и ркР. Тогда получим
ГкР _	2
Т* k + 1 ’
fltP = ( 2 р* V k 4- 1 )
1
Ркр f 2	\й-1
р* — \k + 1 )
Для воздуха (/г=1,4) получаются следующие приближенные зависимости:
7% ^0,8317*;
pKp» 0,528/?*; ркр«0,636р *
Эти зависимости показывают, что критическая скорость течения газа достигается при перепаде давлений на сопле Pv.dР * ~0,528 (или при обратной величине этого отношения /? */ркр~ 1,86), т. е. при падении давления в процессе расширения на 47,2°/о. При этом температура газа уменьшается на 16,9%, а плотность — на 36,4%.
Уравнение неразрывности. Уравнение неразрывности связывает между собой площадь поперечного сечения канала с плотностью и скоростью потока газа в этом сечении.
Пусть газ движется по каналу переменного поперечного сечения. Секундная масса газа, протекающего через сечение 1—1 (рис. 3.10), может быть определена по формуле G1=piSiVh где «1 — площадь поперечного сечения, pt и 1Л— средние значения массовой плотности и скорости газа в этом сечении. Аналогич-
но записывается формула для секундной массы газа, проходящей через сечение 2—2 канала: G2=p2s2V2.
Уравнение неразрывности базируется на законе сохранения материи. Оно показывает, что при установившемся течении массовый расход газа G килограмм в секунду постоянен во всех сечениях канала:
PjSjI/, = p2s2IZ2 = const, -	(3.30)
I
I
Рис. 3.10. К выводу уравнения неразрывности и уравнения Эйлера
или	PsV = (n	(3.31)
Если плотность газа не изменяется или изменяется несущественно (например, при небольшой скорости течения по сравнению со скоростью звука), т. е. pi=p2, уравнение неразрывности (3.30) по сокращении на р в левой и правой частях принимает вид
' Sl^l = 52^2 = w.
Величина w метров кубических в секунду называется объемным секундным расходом. Из этой формулы следует, что для несжимаемой жидкости скорости в любых двух поперечных сечениях канала обратно пропорциональны площадям этих сечений. Поэтому, если канал сужается, скорость в нем увеличивается, если канал расширяется, скорость в нем, наоборот, уменьшается.
При больших скоростях движения газа, когда проявляется влияние сжимаемости газа (изменение плотности с изменением скорости), применяют уравнение расхода в его полной форме (3.31). В этом случае уравнение расхода газа записывают в более удобной форме:
4=рК	(3.32)
Величина pV называется плотностью тока или удельным расходом газа. Плотность тока — это расход газа через единицу-сечения потока в килограммах на метр квадрат-~ 57
ныи, равный произведению плотности р и скорости V в данном сечении.
Для получения безразмерной величины вводят понятие относительной (приведенной) плотности тока q, равной отношению плотности тока pV в данном сечении к плотности тока в критическом сечении канала ркракр- Из уравнения написанного сле-
неразрывности,
для этих двух сечений, дует, что
рУ
Ркрякр
тельной плотности тока ела М полета
от чи-
5кр
(3.33)
q
относительная плотность равна отношению площа-критического и данного сечений канала.
т. е. тока дей поперечных Подставим в уравнение расхо
да (3.31) плотность тока рУ из уравнения (3.33). Получим
g = qs?Kpanp-
Заменим в этом уравнении величины ркр и акр по форму
лам (3.29) и (3.24). После несложных преобразований, в ходе которых применяется уравнение состояния p* — p*RT*, получим окончательную формулу для расхода газа, проходящего через данное сечение канала:
G — т	sq,

(3.34)
где т — коэффициент, зависящий от свойств газа (показателя адиабаты k и газовой постоянной /?). Для воздуха т — 0,396, для продуктов сгорания (k= 1,33) m = 0,388.
Формула (3.34) показывает, что расход газа через данное поперечное сечение s канала зависит от параметров торможения потока р * и Т * и относительной плотности тока q в этом сечении.
В зависимости от скорости течения (числа М) плотность тока изменяется согласно графику, приведенному на рис. 3.11: при скорости потока, равной нулю (М = 0), плотность тока равна 1<улю. Затем она возрастает, так как при малых (по сравнению со скоростью звука) скоростях потока плотность газа р уменьшается в меньшей степени, чем увеличивается скорость потока V. При больших скоростях потока падение плотности газа с ростом скорости становится уже значительным (рис. 3.8). С переходом через скорость звука падение плотности при росте скорости течения идет быстрее, чем увеличение скорости, поэтому произведение рУ уменьшается. Плотность тока снова об-
Б8
ращается в нуль, когда плотность газа становится равной нулю (р = 0), а это может быть достигнуто только при расширении 1аза до полного вакуума, т. е. при скорости У=Утах- Наиболь-
шая плотность тока (произведение рУ) достигается при скорости течения, равной местной скорости звука (при критической скорости).
Форма сопловых каналов. Выясним, какова должна быть форма капала, обеспечивающая непрерывное возрастание скорости течения газа от малых дозвуковых значений до больших сверхзвуковых.
Из уравнения неразрывности (3.31) следует, что площадь поперечного сечения должна отвечать соотно
шению
»=-^.  <33S)
т. е. должна быть равна постоянной величине (расходу газа G), деленной на плотность тока. На начальном участке сопла, где газ разгоняется от малой скорости до местной скорости звука, сопло должно быть сужающим
ся, так как плотность тока при этом возрастает. В сечении, где достигается местная скорость звука, площадь должна быть наименьшей, потому что
в
Рис. 3.12. Формы сопловых каналов:
а — комбинированное сопло; б — сопло с косым срезом; в — сопловые каналы газовой Турбины
плотность тока здесь наибольшая. Дальше сопло должно рас-
ширяться, так как с увеличением сверхзвуковой скорости плотность тока уменьшается. Для расширения потока газа до абсолютного вакуума (р = 0), при котором в потоке достигается максимальная скорость Ушах, площадь сопла должна быть бесконечно большой, что практически неосуществимо.
Итак, форма сопла зависит от того, какую необходимо получить скорость истечения. Если скорость истечения должна быть дозвуковой, сопло выполняют сужающимся. В таком канале нельзя получить скорость, превышающую по величине зна-1ение местной скорости звука. Для получения сверхзвуковой скорости течения сопло выполняют из двух последовательно расположенных каналов: сужающегося и расширяющегося. Такое сопло называется комбинированным или соплом Лаваля (рис. 3.12, а).
Сверхзвуковую скорость также нельзя получить' в сопле, состоящем из сужающегося канала и расположённого за ним ка-
69
г
нала с постоянной площадью поперечного сечения. Если же цилиндрический участок канала заканчивается косым срезом (рис. 3.12,6), получение сверхзвуковой скорости становится возможным благодаря естественному расширению потока в косом срезе. Такое течение газа достигается в сопловых аппаратах газовых турбин (рис. 3.12,в).
Работа сопла на расчетном режиме. Для получения необходимой скорости истечения недостаточно соответ-
Рис. 3.13. Возможные режимы работы комбинированного сопла:
1, 2 — сперхкритические режимы; 3, 4 — докритические режимы
ствующим образом спрофилировать сопло, нужно еще иметь определенный перепад давлений на сопле.
Отношение полного давления р* на входе в сопло к статическому давлению р в выходном сечении сопла называется действительным (срабатываемым) перепадом давлений. Отношение полного давления р* к давлению рп в среде, куда вытекает газ, называется распо-л-агаемым перепадом давлений.
На расчетном режиме протекающий в сопле газ непрерывно расширяется до имеющегося снаружи давления, т. е. действительный перепад давлений равен располагаемому. Величина давления, до которого газ расширяется в сопле, определяется величиной отношения площади выходного сечения к площади критического се-
чения.
Для получения дозвуковой скорости применяют сужающееся сопло с действительным перепадом давлений меньше критического, например для воздуха р*/р<1,86 (или р/р*>0,528). Звуковая (критическая) скорость истечения достигается в сужающемся сопле при критическом перепаде давлений р*/р=1,86, сверхзвуковая скорость — в комбинированном сопле при сверхкрнтнческом перепаде давлений р*/р>1,86.
Рассмотрим работу комбинированного сопла на расчетном режиме. Пусть поток входит в комбинированное сопло со скоростью, которая'- меньше скорости звука. Тогда в сужающейся части сопла поток разгоняется, в узком сечении сопла скорость достигает значения местной скорости звука, в расширяющейся части сопла скорость потока становится сверхзвуковой. Этому случаю соответствуют кривые 1 на рис. 3.13. Комбинированное сопло при этом работает по своему прямому назначению, не-
60
Рис. 3.14. Работа комбинированного сопла на расчетном режиме (кривая давления ЛВС) и при повышенном (против расчет/ кого) противодавлении на выходе из сопла (кривая давлений АВВ'С')-.
р — абсолютное давление вдоль осн сопла; р2 —давление на выходе из сопла на расчетном режиме, равное давлению окружающей среды; р %— фактическое давление в пространстве, куда истекает газ
прерывно повышая скорость от дозвуковых до сверхзвуковых величин.
Если поток входит в комбинированное сопло со сверхзвуковой скоростью, в сужающейся части шаегся, в. узком сечении становится ] звука, а в расширяющейся части будет продолжать уменьшаться (кривые 2 на рис. 3.13). В этом случае комбинированное сопло работает как сверхзвуковой диффузор.
Работа сопла на нерасчетных режимах. Нерасчетными режимами называются такие режимы, при которых газ либо перерасширяётся в сопле до давления, меньшего, чем наружное, либо недорасширяет-с я в сопле, т. е. подходит к выходному сечению сопла с давлением, превышающим наружное. На нерасчетных режимах могут работать сопловые каналы газовой турбины и выходного сопла газотурбинного двигателя при изменении режима работы, высоты и скорости полета.
Работа комбинированного сопла на режимах перерасширения. Если сопло имеет большой угол раскрытия расширяющейся часщ, поток отрывается от стенки в том сечении, где достигается давление, равное наружному.
У плавных сопел с небольшим углом раскрытия (10—12°) поток проходит то сечение, где достигается давление, равное давлению окружающей среды, продолжая заполнять сопло. Таким образом, струя газа продолжает расширяться, а давление в ней становится меньше давления окружающей среды. В некотором сечении ВВ' (рис. 3.14), расположенном до выхода из сопла, плавное падение давления нарушается. Давление скачком повышается до значения, несколько меньшего давления на выходе (точка В'), а скорость скачком уменьшается от сверхзвуковой к дозвуковой. В результате образования в сопле скачка уплотнения сопло не дает расчетного увеличения скорости потока.
По мере увеличения противодавления скачок перемещается к критическому сечению. Когда перепад давлений на сопле становится докритическим и, следовательно, недостаточным для получения в узком сечении сопла критической скорости, поток во всем сопле становится дозвуковым и скачок, подошедший к
61
сопла скорость умень-1вной местной скорости
м»
этому времени к критическому сечению, исчезает. Если теперь поток входит в сопло со скоростью, которая меньше скорости звука, скорость, хотя и возрастает до узкого сечения, однако в узком сечении не достигает значения местной скорости звука вследствие недостаточности перепада давлений. Поэтому за узким сечением в расширяющейся части сопла скорость потока уменьшается (кривые 3 на рис. 3.13). Если же при докритиче-ском перепаде давлений поток входит в комбинированное сопло со сверхзвуковой скоростью, падение скорости сверхзвукового потока в сужающейся части сопла будет относительно небольшим. В узком сечении сопла скорость остается сверхзвуковой, поэтому в расширяющейся части скорость потока снова будет возрастать (кривые 4 на рис. 3.13).
Работа сопла на режимах недорасширения. Понижение противодавления по сравнению с расчетным не влияет на течение газа внутри сопла и не приводит к увеличению расхода газа через сопло, так как возмущения не могут распространяться против потока, имеющего звуковую или сверхзвуковую скорость. Это явление называется запиранием канала. Понижение противодавления сказывается на потоке только после его выхода наружу, когда струя беспорядочно расширяется.
С уменьшением противодавления скачок уплотнения, образовавшийся внутри сопла, перемещается по течению и располагается вне сопла, вблизи его среза.
Основные выводы о движении, газа в каналах переменного сечения. Подытоживая все сказанное о движении газа в каналах переменного сечения, приходим к следующим выводам:
—	газ, текущий с дозвуковой скоростью, ускоряется в сужающемся канале и замедляется в расширяющемся; сверхзвуковой поток газа, наоборот, в сужающемся канале теряет свою скорость, а в расширяющемся канале увеличивает;
—	дозвуковой поток может перейти в сверхзвуковой или, наоборот, сверхзвуковой! в-дозвуковой только в том случае, есчи имеется не только соответствующим образом профилированный канал, но и достаточный перепад давлений па нем, превышающий критический;
—	в сужающемся энергоизолировапном канале сверхзвуковая скорость не достигается ни при каком перепаде давлений; максимально возможная скорость истечения из сужающегося канала не может превосходить значения местной скорости звука;
—	уменьшение противодавления за соплом приводит к увеличению расхода газа через сопло до тех пор, пока в узком сечении канала скорость потока не достигнет критической, после чего увеличение расхода газа прекращается (канал «запирается»),
62
§ 3.3. Взаимодействие потока со стенками канала
Силы, возникающие в результате взаимодействия потока газа со стенками канала, определяют с помощью уравнения количества движения.
Уравнение количества движения. Уравнение количества движения представляет собой другую запись второго закона Ньютона, согласно которому при действии силы 7? тело массой т получает ускорение а:
R = ma.	(3.36)
За малый промежуток времени Д/ скорость тела получает -> -> ->
приращение АН = V2— Vj, следовательно, ускорение
2 =	(3.37)
После замены в уравнении (3.36) ускорения по формуле (3.37) получим уравнение количества движения тела:
— mVx =	(3.38)
которое формулируется так: изменение импульса тела равно импульсу силы.
Применительно к газу (жидкости) уравнение количества движения называется уравнением Эйлера. Для его получения выделим в канале с помощью замкнутой контрольной поверхности s (рис. 3.10) некоторый произвольный объем газа. Контрольная поверхность составлена двумя нормальными к оси канала поперечными сечениями аб и вг и боковой поверхностью агбв, прилегающей к стенкам канала.
На выделенный объем газа действуют силы давления со стороны твердых стенок канала и соседних слоев газа в торцевых сечениях. Равнодействующая этих внешних сил
Я=ЕрДз.	(3.39)
Здесь р — давление на элементарной площадке As. Знак
-> суммы показывает, что суммирование элементарных сил рДэ проводится по всей контрбпьной поверхности s. Силами тяжести ввиду их малости можно пренебречь.
Определим изменение количества движения в выделенном объеме. За малый промежуток времени Дт масса газа, ограниченная поверхностью s, перемещается из положения 1—2 в положение 1'—2'. При установившемся движении масса газа, заключенная между сечениями Г—Г и 2—2, одинакова для на-
63
чала и конца интервала времени Дт. Следовательно, изменение количества движения всей массы газа за время Дт будет определяться разностью количеств движения элементарных масс Дт2 и Дть заключенных между сечениями 2—2' и 1—1', т. е.
Дт21/2 —Дт[ 1/ь
Изменение количества движения газа равно импульсу равнодействующей:
Дт21/2 —	— Rtix.
Но = О2 и -д^- —Oj —есть секундные массовые расходы в сечениях 2п1 соответственно, следовательно, •
R = Gy2-Gyx.	(3.40)
Полученное уравнение Эйлера об изменении количества движения газа имеет следующую формулировку: в установившемся движении при отсутствии массовых сил равнодействующая всех газодинамических сил, приложенных к поверхности некоторого объема газа, равна разности секундных количеств движения газа, вытекающего и втекающего через эту поверхность.
Формула силы тяги воздушно-реактивного двигателя. Сила тяги ВРД возникает в результате взаимодействия его стенок’с потоком воздуха, проходящим внутри и снаружи двигателя.
Различают внутреннюю тягу двигателя и эффективную тягу силовой установки. Внутренней тягой называется тяга, которую создает двигатель. При этом не учитываются внешние сопротивления элементов силовой установки (входного и выходного устройств, наружных поверхностей двигателя и т. п.). • Эффективная тяга — это та часть тяги двигателя, которая преодолевает сопротивление при продвижении самолета в воздухе. В технических данных двигателей обычно указывается величина внутренней тяги, так как величина внешнего сопротивления силовой установки зависит от особенностей компоновки двигателя на самолете.
При выводе формулы для внутренней .тяги считают, что струя воздуха на входе в двигатель имеет цилиндрическую форму, а на внешней поверхности двигателя не возникает трения, скачков уплотнения и других сопротивлений. В этом случае давление на внешней поверхности двигателя везде равно атмосферному.
Отделим внутреннюю струю воздуха от стенок двигателя замкнутой контрольной поверхностью s (рис. 3.15), состоящей из четырех составляющих:
4 = SH +	+ 5вн + S5>
64
где sHvt S5—нормальные к оси двигателя поверхности, ограничивающие струю с торцов в невозмущенном потоке перед двигателем (в сечении Н—Н) и в выходном сечении двигателя 5—5;
SH_m — боковая поверхность струи на участке от сечения Н—И до входа в двигатель;
sBH — поверхность, прилегающая ко всем внутренним поверхностям двигателя; на этой поверхности действует неравномерное давление р, вектор которого несколько отклоняется от нормали к элементу поверхности As вследствие действия сил трения.
Равнодействующая R всех элементарных сил pAs, приложенных к контрольной поверхности s, состоит из четырех составляющих:
^ = 2pAs = SpAs + 2pAs + SpAs-h2pAs. s	SH sH-nx 5Вн	Ss
Первая и четвертая составляющие представляют собой суммарные силы давления, действующие на торцевых поверхностях струи:
y.pAs = pHsH; SH
^p^s=p&s5,
где sH и S5 — площади поперечных сечений струи в сечениях Н—Н и 5—5;
рн и р5 — векторы давлений в этих сечениях.
Вторая составляющая — это сила, возникающая на боковой поверхности струи, входящей в двигатель. Третья составляющая— сила, с которой внутренние поверхности двигателя действуют на струю. Согласно третьему закону Ньютона эта сила равна по величине и противоположна по направлению силе /?вп, 65
с которой струя действует на все внутренние поверхности двигателя:
2pAs=-^BH.
5вн
Таким образом,
R = Рн^н + 2 Р^ - /?вн + р5зб. sH-bx
(3-41)
После подстановки этого выражения в уравнение Эйлера (3.40) получим
/?вн = Рн8н + P&s6 + 2М« -s/7-bx
G61Z 5 GHVH.
(3.42)
Чтобы определить осевую составляющую /?Внос равнодейст-вующей силы RBI:> заменим в уравнении (3.42) все векторные величины скалярными осевыми составляющими. В качестве положительного направления выбираем направление по полету (против направления движения потока). Тогда давление рн, а также скорости Vs и VH войдут со знаком «минус» как направленные против положительного направления. Если струя на входе в двигатель имеет правильную цилиндрическую форму, силы, действующие на ее боковой поверхности, не дают осевой составляющей. Следовательно,
ос = G5Vв GHVн + P$S5	PhsH-	(3.43)
В общем случае площади и S5 не равны, поэтому атмосферное давление создает на наружной поверхности двигателя осевую составляющую
^?нар ос = ' Рн (s5 ' sh)’
направленную против полета (рис. 3.15). Суммировав ее с величиной RBH ос, получим выражение для внутренней тяги ВРД:
Р=Оуъ- G„V„V (ръ — pH)ss.	(3.44)
Первая составляющая внутренней тяги (или просто тяги двигателя) представляет собой секундное изменение количества движения массы газа, протекающего через двигатель. Вторая составляющая называется статической составляющей. Она может быть положительной, если рь>Рн (режим не-дорасширения газа в выходном сопле), или отрицательной, если давление на срезе сопла меньше атмосферного давления (режим перерасширения).
66
Рис. 3.16. Сила тяги ВРД как результирующая осевых сил давления воздуха и газа, действующих на внутренние поверхности двигателя
Расход газа G5 на выходе из двигателя больше расхода воздуха Ga на входе в двигатель на величину расхода топлива GT:
G5= Он + GT = GH (1 +	.	(3.45)
Для турбореактивного двигателя относительный расход топлива GtIGh на бесфорсажных режимах невелик (приблизительно 0,015—0,02), поэтому полагают, что Gs=GH=G. Тогда формула для силы тяги ВРД принимает вид
P=G(V5-VH) + (P5-Ph)s5.	(3.46)
В случае полного расширения газа в выходном сопле (ps = =рн) формула для внутренней тяги упрощается:
P = G(VB-V„),	(3.47)
где Vs—скорость истечения газа из выходного сопла двигателя при полном расширении газа до атмосферного давления.
Из формулы (3.47) видно, что тяга ВРД тем больше, чем больше секундный расход воздуха через двигатель и чем больше скорость истечения газа превышает скорость полета.
Из вывода формулы для силы тяги следует, что сила тяги ВРД представляет собой равнодействующую осевых сил давления воздуха и газа, приложенных ко всем внутренним и наружным поверхностям двигателя. На одних поверхностях эти силы направлены по полету, на других — против полета (рис. 3.16). Следовательно, сила тяги не имеет внутри двигателя какого-либо обособленного участка приложения и передается на самолет в виде сосредоточенной силы только в узлах крепления к нему двигателя.
УСТРОЙСТВО, ПАРАМЕТРЫ
И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ГТД И ИХ ЭЛЕМЕНТОВ
Глава 4
УСТРОЙСТВО, ПАРАМЕТРЫ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
§ 4.1. Устройство ТРД и изменение параметров / газового потока по тракту двигателя .
Представление об устройстве двигателя дает его конструктивно-компоновочная схема, характеризующая в общих\ чертах конструктивные особенности и взаимное расположение'основных частей двигателя.
Конструктивно-компоновочные схемы газотурбинных двигателей чрезвычайно многообразны, что объясняется невозможностью удовлетворить всему комплексу требований, предъявляемых к двигателям различного целевого назначения, посредством одной конструктивной схемы.
Относительно просто устроен однороторный ТРД без форсажной камеры (рис. 3.16), предназначенный для самолетов с дозвуковыми скоростями полета. Ротор такого двигателя состоит из механически связанных между собой роторов компрессора и турбины, образующих 'ротор турбокомпрессора. Дозвуковой! воздухозаборник подводит воздух к компрессору без существенного преобразования кинетической энергии в энергию давления. Компрессор чаще выполняют осеьым, реже — центробежным или диагональным. Газовая турбина имеет одну, две или три ступени. Выходное сопло двигателя дозвуковое, нерегулируемое. В выходном устройстве может размещаться реверсор тяги, предназначенный для уменьшения длины пробега самолета после посадки, а также шумоглушитель. Двигатель оборудуется системами топливоподачи, автоматического регулирования и управления режимами, смазки, запуска.
Двухроторный ТРД (рис. 1.6) имеет два последовательно расположенных компрессора низкого и высокого давления (КНД и КВД), роторы которых приводятся во вращение кине-69
магически между собой не связанными турбинами. Двигатель такой схемы обладает рядом важных достоинств по сравнению с однороторным: он не нуждается в средствах специальной механизации и автоматизации, обеспечивающих устойчивую работу компрессора на нерасчетных режимах; ступени КВД полнее используются для повышения напорности компрессора, так как частота вращения ротора КВД может быть больше частоты вращения ротора КНД; при запуске двигателя достаточно раскручивать только ротор КВД, поэтому уменьшаются потребная мощность стартера и время запуска; дополнительная степень свободы вращения ротора создает благоприятные возможности для улучшения характеристик двигателя путем регулирования вращения роторов по наивыгоднейшим программам.
Форсированный ТРД (ТРДФ) оборудуется форсажной камерой, расположенной за турбиной (рис. 1.6). В камере сжигается топливо для увеличения тяги двигателя в целях повышения максимальной скорости полета и потолка самолета, а также уменьшения длины разбега самолета при взлете. Сверхзвуковой воздухозаборник выполняют регулируемым и снабжают специальной системой управления. Выходное сопло профилируют по типу сверхзвукового сопла Лаваля с изменяемой площадью критического сечения. На форсажном режиме сопло раскрывается, чтобы при работе форсажной камеры режим работы турбокомпрессорной части двигателя сохранился постоянным. Сопло выполняется двухпозиционным, если в системе управления двигателем не предусматривается возможность изменения тяги форсажного режима, или всережимным с плавно или ступенчато изменяемой площадью критического сечения, если требуется изменить величину форсажной тяги в некотором диапазоне по условиям маневрирования самолета в полете.
Возможностью изменения величины площади критического сечения часто пользуются не только в связи с работой форсажной камеры, но и для других целей. Например, на режиме запуска сопло раскрывают для облегчения запуска двигателя. Всережимное сопло может быть использовано на нефорсажных режимах для улучшения характеристик двигателя в полете, Форсажная камера имеет самостоятельную систему топливопо-дачи, автоматического регулирования и управления.
В зависимости от направления создаваемой силы тяги турбореактивные двигатели подразделяются на маршевые, подъемные и подъемно-маршевые.
Маршевые двигатели создают силу тяги, направленную по оси самолета.
Подъемные двигатели (рис. 4.1) служат для создания вертикальной подъемной силы на режимах взлета и посадки самолета. На других режимах полета они не используются. Поэтому их массу стремятся всемерно снизить. Так как подъемные двигатели располагают на самолете вертикально, их 70
длина лимитируется величиной диаметра фюзеляжа самолета и должна быть минимально возможной. Число подъемных двигателей на самолете вертикального взлета и посадки может достигать четырех. Двигатели размещают сосредоточенно вблизи центра тяжести самолета. На самолетах с укороченным взлетом число подъемных двигателей
обычно не превышает двух.
Подъемный ТРД может иметь простую конструкцию и несложные системы топливопитания, автоматического регулирования и запуска, так как он работает в узком диапазоне высот и скоростей полета.
Подъемно-маршевый ТРД позволяет получать вертикальную составляющую тяги на режимах взлета и посадки самолета посредством отклонения выходящей струи газа вниз с помощью поворачиваемого выходного сопла. В горизонтальном полете по мере увеличения поступательной скорости выходное сопло возвращается в исходное положение, при котором его ось совпадает с осью двигателя.
Двухконтурные ТРД выполняют, как правило, двух- или трехроторными для улучшения эксплуатационных характеристик двигателей. ДТРДФ имеют, как и ТРДФ,
Рис. 4.1. Схема подъемного ТРД:
/ — подвод сжатого воздуха при запуске двигателя; 2 —турбина;
3 — топливный насос; 4 — пусковые воспламени гели
регулируемые выходные сопла.
Схема ТРДФ показана па рис. 4.2. Там же даны обозначения основных поперечных сечений его проточной части и приведено изменение параметров газа (давления, температуры и скорости) по тракту двигателя при работе на земле с максимальной частотой вращения ротора.
На входе в компрессор поток воздуха ускоряется. В сечении 1—1 его скорость достигает 180—240 м/с, поэтому давление становится меньше атмосферного, а температура воздуха на 10—15° меньше температуры окружающей среды. В полетных условиях давление и температура воздуха перед компрессором значительно возрастают. Так, например, при числе Мн =2,5 степень повышения давления во входном устройстве *
= ~	(4-1)
'н
получается равной 12, а полная температура Т* в 2,25 раза превышает температуру Тн окружающей среды.
71
В компрессоре давление и температура воздуха значительно повышаются, осевая составляющая скорости воздуха несколько уменьшается и на выходе из компоессора (в сечении
2—2) равна 100—160 м/с. Степень повышения давления воздуха в двигателе
А Рн
(4.2)
равна произведению степени повышения давления во входном устройстве твх и степени повышения давления в компрессоре — PilP\:
к = лВх<-	(4-3)
В результате сгорания топлива в основной камере сгорания температура газа в сечении 3—3 перед турбиной достигает 1200—1300 К, если рабочие лопатки турбины не имеют специального охлаждения, и 1400—1500 К и более при наличии воздушного охлаждения сопловых и рабочих лопаток. При этом давление вдоль камеры сгорания несколько уменьшается вследствие гидравлических сопротивлений ее элементов и увеличения скорости из-ча снижения плотности газа при его нагпеве. 72
В турбине происходит частичное расширение и преобразование энергии газа в механическую работу, которая затрачивается на вращение компрессора и вспомогательных агрегатов. При прохождении газа через турбину его давление и температура снижаются, а осевая скорость увеличивается и на выходе из турбины (в сечении 4—4) достигает 300—400 м/с. Давление за турбиной остается выше атмосферного. Отношение полного давления р^ перед турбиной к полному давлению р^ за турбиной
Рз
а
₽4
(4.4)
/
характеризует степень расширения газа в турбине. Дальнейшее расширение газа до, атмосферного давления осуществляется в выходном сопле, расположенном за турбиной. Степенью расширения газа в выходном сопле называется отношение полного давления р^ к давлению на срезе
сопла:
(4.0
Ра irc = --
С Рс
В ТРДФ производят дополнительный подогрев газа в форсажной камере сгорания, расположенной перед выходным соплом, до температуры 1800—2000 К и более. Вследствие этого существенно увеличиваются скорость истечения газа в выход-, ном сечении 5—5 сопла и тяга двигателя. Перед форсажной камерой устанавливают диффузор, в котором скорость несколько уменьшают в целях обеспечения устойчивости ния и снижения гидравлических потерь при движении вдоль камеры.
газа горе-газа
§ 4.2. Абсолютные и удельные параметры ТРД
Двигатели различных типов и конструктивных схем сопоставляют между собой по величинам их абсолютных и удельных (относительных) параметров.
К абсолютным параметрам относятся тяга, секундный расход воздуха, масса двигателя, габариты (диаметр, длина) и др.
На современных самолетах находят применение одноконтурные турбореактивные двигатели, создающие на максимальном бесфорсажном режиме тягу 150—1500 кгс (двигатели малой тяги), 1500—7000 кгс (двигатели средней тяги), 7000—12000 кгс и более (двигатели большой тяги). Расход воздуха через двигатели большой тяги может достигать 150—200 кг/с и более, масса — 2000--3000 кг, диаметральный габарит—1,2—1,5 м, длина 5—6 м, причем примерно половина этой величины при
73
ходится на форсажную камеру. Форсирование повышает тягу в условиях взлета на 30—50%.
Для сравнительной оценки совершенства двигателей применяют относительные величины: удельную тягу, удельный расход топлива, удельную массу двигателя, удельную лобовую тягу и др.
Удельные параметры характеризуют качество конструкций двигателей. Более совершенным является тот двигатель, у которого при прочих равных условиях больше удельная тяга, больше лобовая тяга, меньше удельный расход топлива и меньше удельная масса. В известном смысле величины удельных параметров отражают достигнутый уровень развития двигателе-строения.
Абсолютные и удельные параметры двигателей зависят от параметров рабочего процесса, конструктивных параметров, режима работы двигателя, высоты и скорости полета. Поэтому обычно указываются значения, соответствующие работе двигателя на земле при стандартных атмосферных условиях (давление 760 мм рт. ст., температура +15°С).
Удельная тяга. Удельной тягой называется отношение тяги двигателя к секундному расходу воздуха через двигатель:
Лд= ~а-	(4.6)
Выражение	для	удельной тяги	получается из формулы
(3.47) при	G = 1	кг/с:
Py = V.-VH,	(4.7)
где V5 — скорость истечения газа из двигателя;
Vh — скорость полета.
Чем выше удельная тяга, тем меньше при заданной величине тяги потребный расход воздуха через двигатель и тем меньше диаметр и масса двигателя.
Удельная тяга непосредственно связана с работой цикла и скоростью полета. Действительно, решив уравнение (2.32) относительно скорости истечения Vs и подставив выражение для скорости V5 в равенство (4.7) для удельной тяги, получим
=	+	(4.8)
Как отмечалось ранее, работа цикла £ц зависит от степени повышения давления воздуха в двигателе чг = р*1рн, степени подогрева воздуха Д= ТЦТН, КПД т]С процесса сжатия и КПД т]р процесса расширения газа.
Влияние к. При увеличении и и при постоянных значениях скорости полета и всех остальных параметров рабочего процесса удельная тяга сначала возрастает от нуля до неко-74
торого максимального значения, а затем уменьшается до нуля при некотором достаточно большом значении те (рис. 4.3).
Такой характер изменения Руд объясняется закономерностями изменения полезной работы цикла £ц, которая зависит от количества тепла Q, сообщаемого каждому килограмму проходящего через двигатель воздуха, и от эффективности преоб
разования этого тепла в полезную работу. По мере увеличения те улучшается эффективность преобразования тепла в полезную работу, так как возрастает степень расширения газа после подвода к нему тепла, поэтому уменьшается температура газа на выходе из двигателя. Количество подводимого тепла
Q = Cp(7’’-7’2‘) (4.9)
Рис. 4.3. Влияние степени повышения давления воздуха н температуры газа на удельную тягу ТРД
при постоянной температуре Т* цикла непрерывно уменьшается, так как с увеличением те возрастает температура Т2 йа выходе из компрессора. В результате противоположного влйяния этих двух факторов удельная тяга вначале возрастает, пока преобладающую роль играет улучшение использования тепла7^~~~_ а затем падает вследствие уменьшения количества подводимого тепла. При большом значении те, когда температура Т*2 воздуха за компрессором мало отличается от допустимой температуры Г* газа перед турбиной, количество подводимого тепла уменьшается и его хватает только для преодоления внутренних потерь в двигателе, поэтому полезная работа цикла и Руд становятся равными нулю.
Значение те, при котором Руд достигает максимального значения, называется оптимальной степенью повышения давления теОпт в двигателе. При температуре газа Г* перед турбиной 1200—1400 К и высоте полета более 11 км оптимальные значения теОпт = 13-j-17.
Влияние Д. Повышение степени подогрева воздуха в камере сгорания в результате увеличения температуры Г* или уменьшения температуры Тн окружающего воздуха приводит к значительному повышению Руд. Штриховая линия на рис. 4.3, соединяющая точки максимумов Руд при различных температурах Г*, показывает, что чем выше расчетная температура газа Г* перед турбиной двигателя, тем выше оптимальные зна--чения те.
Влияние т]с и т]р. С увеличением КПД т]С процесса сжатия и КПД 7]Р процесса расширения газа работа цикла и Руд уве
75
личиваются, и наоборот. Поэтому ухудшение состояния проточной части двигателя в процессе эксплуатации может быть причиной снижения его тяги. Удельная тяга современных ТРД достигает 0,6—0,8 кН • с/кг.
Удельный расход топлива. Удельным расходом топлива называется отношение часового расхода топлива к развиваемой двигателем тяге:
. ___ G-t
уд — ~р~ •
(4.Ю)
Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя. Чем он меньше, тем больше дальность и продолжительность полета при заданной скорости.
Если Ни— теплотворная способность 1 кг топлива, $кс — коэффициент выделения тепла в камере сгорания, то количество тепла, выделяющегося в камере сгорания за 1 с, будет ОтДц^кс/ЗбОО. Количество же тепла, отнесенное к 1 кг воздуха, проходящего через двигатель:
3600G
Решив это уравнение относительно (jt и подставив полученное выражение в формулу (4.10), получим с учетом формулы (4.6)
с 3600Q
^уд j-t t р уд
(4.И)
Формула (4.11) показывает, что удельный расход топлива прямо пропорционален количеству теплоты Qo = QAkc, внесенной в двигатель с топливом, и обратно пропорционален удельной тяге. Выделяющееся тепло Q идет согласно формуле (4.9) на повышение температуры воздуха со значения 7'* за компрессором до величины Г* перед турбиной двигателя.
Удельный расход топлива связан с полным КПД двигателя. Действительно, из формулы (2.36) следует, что Со/Т’уд = К/т]п. Подставив это выражение в формулу (4.11), получим
.  3(>OOV
(4.12)
Следовательно, при данной скорости полета удельный расход топлива тем меньше, чем больше полный КПД т]П.
Из формулы (4.11) следует, что характер зависимости удельного расхода топлива от параметров рабочего процесса определяется характером протекания Q и Руа при изменении этих параметров.
Влияние и. Если it=l, удельный расход топлива равен бесконечности, так как подводимая в двигатель теплота Q не
76
равна нулю, а удельная тяга Рт равна нулю. Увеличение и сначала приводит к уменьшению удельного расхода (рис. 4.4) вследствие увеличения Рт и уменьшения Q. Удельный расход достигает своего наименьшего значения при экономической степени повышения давления иЭк, которая примерно
Рис. 4.4. Влияние степени повышения давления воздуха на удельный расход топлива ТРД
Рис. 4.5. Влияние степени подогрева газа на удельный расход топлива
в три раза превышает тг0Пт. Дальнейшее увеличение г вызывает возрастание Суд вследствие более сильного уменьшения
чем Q. При том значении и, при котором РУД=С, Суд становится бесконечно большим.	\
Влияние Д. Существует минимальная степень подогрева Дппп. при которой вся сообщаемая газу теплота расходуется на преодоление гидравлических потерь в двигателе. Удельный рас ход топлива при этом получается бесконечно большим, так как полезная работа цикла и Руд равны нулю. При дальнейшем увеличении Д удельный расход сначала уменьшается, достигает минимума, а затем возрастает (рис. 4.5). Такое изменение Суд объясняется характером изменения полного КПД в зависимости от Д. Как показывает формула (4.12), Суд при данной скорости полета обратно пропорционален полному КПД, который равен произведению внутреннего т]вн и полетного (тягового)
КПД. С ростом Д внутренний КПД возрастает (рис. 4.5), а тяговый уменьшается. Поэтому полный КПД сначала возрастает вследствие интенсивного роста т]вп (улучшения использования подводимого тепла), а,затем уменьшается вследствие преобладающего влияния снижения тягового КПД. Удельный расход топлива достигает минимального, значения при экономической степени подогрева Дэк, которая возрастает с увеличением расчетной степени повышения давления и числа Мд полета. Существующие ТРД имеют максимальную темпера-ТУРУ П перед турбиной несколько выше экономической, чтобы ценой небольшого увеличения Суд повысить Руд.
77
Влияние т]с и 7]р. С возрастанием КПД т]с и т)р удельный расход топлива уменьшается. Это объясняется увеличением полного КПД в результате увеличения внутреннего КПД при некотором уменьшении тягового КПД. Удельный расход топлива современных ТРД находится в пределах ' 0,08— 0,1 кг/(Н-ч).
Удельная масса. Удельной массой двигателя называется отношение массы двигателя к развиваемой им тяге:
/«дв = —р- -	(4.13)
Чем меньше удельная масса, тем меньше абсолютная масса двигателя при заданной величине тяги.
Удельная масса зависит от параметров рабочего процесса, конструктивных параметров, качества конструкционных материалов и совершенства конструкции двигателя.
Представим входящую в формулу (4.13) тягу в виде произведения удельной тяги и расхода воздуха PypG. Расход воздуха через двигатель зависит от величины наружного диаметра D2 и пропускной способности компрессора. Последняя характеризуется удельной производительностью <рк, которая представляет собой секундный расход воздуха, приходящийся на 1 м2 лобовой площади .s =тг.0|/4 рабочего колеса первой ступени компрессора:
%=4-	<4-14)
ьк
Само собой разумеется, что не вся лобовая площадь колеса используется для прохода воздуха, а только ее кольцевая часть $1К — §к (1 — v2), где vK=n1/D2 — относительный диаметр втулки рабочего колеса, Di—диаметр втулки. С учетом рас» смотренных параметров формула (4.13) приводится к виду:
,	•'Чдв
ТОДВ---р а с •
ууЛ тк *к
Влияние тс* и температуры Т*у При увеличении степени повышения давления компрессора тс* масса двигателя, стоящая в числителе формулы (4.15), увеличивается, причем особенно интенсивно, если увеличение тс* достигается за счет увеличения числа ступеней компрессора. Удельная тяга, стоящая в знаменателе формулы (4.15), при увеличении тс* сначала резко возрастает, а затем уменьшается, имея пологий максимум. В результате совместного изменения Л4ДВ и Руд удельная масса п.ри увеличении тс* сначала уменьшается, достигает минимума, а затем увеличивается (рис. 4.6). При увеличении температуры газа Pg при прочих равных условиях удельная масса уменьшается вследствие сильного влияния температуры 7g на величину Руд (рис. 4.7), 78
Влияние удельной производительности компрессора. При заданном наружном диаметре Г)2 рабочего колеса и прочих равных условиях увеличение удельной произ
Рис. 4.6. Влияние степени повышения давления компрессора на удельную массу двигателя
Рис. 4.7. Влияние температуры газа перед турбиной на удельную массу двигателя
водительности компрессора приводит к уменьшению удельной массы двигателя благодаря сильному возрастанию тяги за счет увеличения расхода воздуха, однако не обратно пропорционально изменению <рк, как это следует из формулы (4.15), так как одновременно несколько возрастает и величина числителя— масса двигателя.
Удельная производительность увеличивается при уменьшении потерь полного давления во входном устройстве двигателя, при увеличении (практически до 240—250 м/с) осевой составляющей скорости воздуха на входе в компрессор, при уменьшении (практически до 0,35—0,40) относительного диаметра vK втулки рабочего колеса первой ступени, при применении осевого входа воздуха в компрессор (без входного направляющего аппарата).
Влияние диаметрального размера двигателя (площади sK рабочего колеса первой ступени компрессора). При увеличении диаметрального размера (диаметра D2) двигателя и соблюдении условий подобия масса двигателя, стоящая в числителе формулы (4.15), увеличивается приблизительно пропорционально D^, а площадь sK, стоящая в знаменателе изменяется пропорционально D^_ Поэтому удельная масса двигателя изменяется приблизительно пропорционально D2. Это означает, что удельная масса крупноразмерного двигателя больше, чем подобного двигателя малой тяги, если только его диаметральный размер не меньше 450—500 мм.
Минимальные значения удельной массы (0,01—0,25 кг/Н) достигаются при значениях тяги 20—30 кН. Удельная масса ТРД большой тяги ориентировочно равна 0,25—0,35.
79
Удельная лобовая тяга. Удельной лобовой тягой называется тяга, приходящаяся на 1 м2 площади $ЛОб наибольшего поперечного сечения двигателя: р_____________________________Р__
лоб~ «лоб '
(4.16)
Чем больше РЛОб, тем меньше поперечный габарит двига-
теля данной тяги Лобовую площадь двигателя можно выра-
Рис. 4.8. Цикл ТРДФ в координатах р, V.
Н—1 — процесс сжатия воздуха во входном устройстве; 1—2 — процесс сжатия в компрессоре;
2—3 — процесс подвода теплоты
змть через площадь sK рабочего колеса: 8Лоб=к«к, где к — 1,1 -4-1,2— коэффициент лобовой площади, учитывающий влияние агрегатов двигателя. Тогда формула (4.16) получает следующий вид:
лоб - 4	(4-17)
Из этой формулы следует, что удельная лобовая тяга тем больше, чем больше Руд и <рк и чем меньше агрегаты увеличивают поперечный габарит двигателя.
Удельная лобовая тяга современ-
в основной камере сгорания; 3—4 — процесс расширения газа в турбине; 4— ^—процесс подвода тепла в форсажной камере; ф—5ф — процесс расширения газа в выходном сопле; 5ф—Н — процесс охлаждения газа в окружающей среде; 4—5 — процесс расширения газа в выходном сопле при отсутствии форсажной камеры
ных ТРД достигает 80—100 кН/и2 без форсажа и 150 кН/м2 с форсажем.
Способы форсирсвания ТРД. Наиболее распространенным способом увеличения тяги ТРД по сравнению с ее величиной на максимальном режи-
ме является сжигание дополнитель-
ного количества топлива в форсажной камере, расположенной за турбиной двигателя. В результате выделения тепла температура газа в форсажной камере повышается в условиях взлета самолета со значения Г* =9004-1000 К за турбиной до значения Г* = 1900-7-2100 К перед выходным' соплом двигателя. Следовательно, степень подогрева воздуха T'J/T’J в форсажной камере равна 1,9—2,3.
Процесс подвода тепла в форсажной камере протекает при почти постоянном давлении и в координатах р, v изображается линией 4—ф (рис. 4.8).Сохранение давления газа за турбиной неизменным в процессе подвода тепла обеспечивается увеличе
нием площади критического сечения выходного сопла по мере повышения температуры в форсажной камере. Если же при включении, форсажной камеры выходное сопло не раскрывать, давление за турбиной возрастает вследствие повышения удельного объема газа перед соплом, степень расширения газа к* на
80
турбине и, следовательно, частота вращения ротора уменьшаются. Регулятор частоты вращения ротора, поддерживая ее постоянной, увеличит подачу топлива в основную камеру сгорания, вследствие чего увеличится температура газа перед турбиной, что может привести к перегреву турбинных лопаток и выходу двигателя из строя.
Заштрихованная площадка на рис. 4.8 эквивалентна увеличению работы цикла и удельной тяги ТРДФ. Отношение тяги Рф на форсажном режиме к тяге Лмх на максимальном режиме называется степенью форсирования двигателя. Так как при включении форсажной камеры максимальный режим работы турбокомпрессора (максимальная частота вращения ротора и максимально допустимая температура газа перед турбиной) не изменяются, расход воздуха через двигатель также не изменяется, поэтому степень форсирования двигателя равна относительному увеличению удельной тяги. Максимальная степень форсирования ТРДФ в условиях взлета составляет 1,4—1,5.
В условиях ^сверхзвукового полета степень форсирования существенно возрастает. Так, например, при числе Мн=2,5 на высоте 11 км и максимальной степени подогрева газа она увеличивается до 2,5.
При включении форсажа на взлете и при малых скоростях полета удельный расход топлива увеличивается приблизительно в два раза. Ухудшение экономичности двигателя на форсажном режиме объясняется тем, что подвод тепла к газу осуществляется при относительно низком давлении. Поэтому вследствие малой степени расширения газа уменьшается внутренний КПД, а в результате увеличения скорости истечения газа из двигателя уменьшается также и тяговый КПД.
С увеличением числа М полета экономичность ТРДФ улучшается и при Мн=2,5 удельный расход топлива возрастает только на 40%.
К другим способам форсирования ТРД относятся: кратковременное (в течение 2—3 мин) повышение максимальной частоты вращения ротора на 3—4%, что приводит к увеличению тяги на 15—20%; кратковременное повышение температуры Г» на 5—10% при nmax путем уменьшения площади критического сечения выходного сопла двигателя, что повышает тягу на 8—10%; впрыск воды (пегкоиспаряющихся жидкостей) на входе в компрессор или в камеру сгорания, что дает возможность повысить тягу ТРД на 10—25% или восстановить ее при вале го самолета в условиях жаркого климата.
Форсирование ТРД повышением п или 7* существенно сни-ж.к । прочность деталей ротора, особенно рабочих лопаток тур-бнпы.
4 1-н/
81
Параметры ДТРД. Основными параметрами рабочего процесса ДТРД, определяющими при заданном уровне гидравлических потерь в двигателе его удельную тягу Рт и удельный расход топлива Суд, являются: степень двухконтурности т = = GhJGi, равная отношению расхода воздуха через второй контур к расходу воздуха через первый контур; степень повышения давления компрессора в первом контуре = p*Jp*; степень повышения давления компрессора во втором контуре якп~/?2 nlP* > где /’гп—полное давление за компрессором второго контура; температура Г* газа перед турбиной.
Степень повышения давления те*; и степень подогрева воздуха в двигателе Д= Тутн при m — const влияют на Руд и Суд качественно так же, как и в ТРД. В условиях дозвукового крейсерского полета минимум Суд достигается при те*, 30 и 7* > 1300ч-1600 К.
Увеличение т приводит к снижению Суд и Руд, возрастанию габаритов и массы двигателя. В земных условиях работы при Г* = 1400 К минимум Суд достигается при т>10, а при числе Мн = 2—при т=»1,5. Современные ДТРД имеют т=1ч-6.
Степень повышения давления те*п определяет долю работы цикла первого контура, передаваемую компрессором во второй контур с поступающим туда воздухом. Существует оптимальное значение те*и для данных условий работы, при котором Руд ДТРД с раздельными выходами потоков достигает максимального значения.Так,например,при т=1,Н = 0, Р=0 те*п =3,5, при этом полное давление перед выходным соплом второго контура получается в 1,6 раза больше полного давления газа перед соплом первого контура. С увеличением т снижается те* , при т = 6 те* =1,24-1,4.
к 11 опт	к II опт
В ДТРД с камерой смешения оптимальное значение те*пвыбирают из условия, чтобы оба потока имели на входе в камеру смешения одинаковое давление. В этом случае уменьшаются потери полного давления при смешении потоков. Оптимальные значения те* ц и, следовательно, масса двигателя получаются меньше, чем при раздельном выходе потоков.
По данным иностранных источников, в настоящее время применяются ДТРД с тягой от 3 до 200 кН и с расходом воздуха от 5 до 700 кг/с и более. Удельная тяга равна 0,3— 0,6 кН «с/кг, удельный расход 0,03—0,07 кг/(Н«ч), удельная масса 0,015—0,03 кг/Н, что соответствует степени двухконтурности 10—0,7. На форсажных режимах при работе на земле тяга крупноразмерных ДТРДФ достигает 250—350 кН, удельный расход 0,225--0,24 кг/(Н-ч).
Двухконтурные ТРД экономичнее ТРД благодаря более высокому значению тягового и, следовательно, полного КПД, 82
i;nt как вследствие передачи энергии из первого контура во in opoii увеличивается масса воздуха, проходящего через второй контур, а скорость истечения газа из первого контура двига-ггля уменьшается.
§ 4.3. Эксплуатационные характеристики ТРД
Эксплуатационные характеристики представляют собой зависимости тяги и удельного расхода топлива от скорости, вы-готы полета, режима работы двигателя и атмосферных условий. В этом параграфе рассматриваются эксплуатационные характеристики ТРД и ТРДФ. Скоростные, высотные и дроссельные характеристики ДТРД и ДТРДФ в качественном отношении аналогичны характеристикам ТРД и ТРДФ.
Режимы работы двигателей. Основными режимами работы РД, задаваемыми рычагом управления двигателем (РУД), являются максимальный (взлетный), номинальный, крейсерский п режим малого газа. ТРДФ имеет, кроме того, режимы полного, минимального и частичного форсажа На каждом режиме ук взываются величины основных контролируемых параметров (частота вращения ротора и температура газа), допустимое прсмя непрерывной или суммарной работы, величины тяги и удельного расхода топлива, гарантируемые заводом-изготови-1елем.	х
Максимальный (взлетный) режим — это режим работы двигателя с максимальной тягой при данных условиях полета. Он достигается при максимальных значениях частоты вращения ротора и температуры газа перед турбиной. Время непрерывной и суммарной работы на. максимальном режиме, как наиболее напряженном режиме, ограничивается техническими условиями. Максимальный режим используется при взлете, наборе высоты и для увеличения скорости полета.
Номинальным режимом называется режим работы, па котором двигатель может непрерывно работать от 30 мин до 2 ч и более. Допустимая суммарная наработка составляет 20— 30% ресурса. Тяга на номинальном режиме равна 85—90% пни на максимальном режиме, а частота вращения ротора 11п„м составляет (0,95-н0,98) nmax. Номинальный режим исполь-iyc-тся при длительном наборе высоты и полетах с большой скоростью.
Крейсерскими режимами называются такие режимы, на которых двигатель может работать непрерывно в течение всего ресурса. Эти режимы могут подразделяться на максимальный крейсерский режим, при котором тяга равна (0,704-0,75)Ртах и «кршах = 0,9 птах< и минимальный крейсерский режим, при котором тяга составляет (0,5 4-0,6) .Ртах. Крейсерские режимы, заключенные между номинальным режимом и режимом полетного малого газа, ис-
.1*	83
пользуются при полетах с большой дальностью и продолжительностью.
Режим малого газа'—это режим работы с наименьшей частотой вращения ротора, при которой двигатель может работать устойчиво и развивать минимальную тягу. Обычно тяга на режиме малого газа равна (0,03-е 0,05) Ртах, частота вращения «мг= (0,34-0,4)/гтах. Большая тяга двигателя на режиме малого газа усложняет посадку самолета, увеличивает длину пробега и вызывает повышенный износ тормозов. Время непрерывной работы на режиме малого газа ограничивается до 10—15 мин вследствие повышенной температуры газа перед турбиной. Различают режимы земного малого газа (ЗМГ) и полет-ногомалогогаза (ПМГ). Режимы ПМГ отличаются от режимов ЗМГ повышенными значениями частоты вращения ротора и подачи топлива в основную камеру сгорания.
Режим полного форсажа соответствует работе двигателя при максимальных значениях частоты вращения ротора, температуры газа перед турбиной 'и температуры газа в форсажной камере. Время непрерывной работы на этом режиме ограничивается теми же значениями, что и при работе на максимальном режиме. Режим полного форсажа используется при взлете и разгоне самолета до больших сверхзвуковых скоростей.
Режим минимального форсажа соответствует минимальной величине форсажной тяги. Чем меньше тяга двигателя на минимальном форсаже отличается от тяги двигателя на максимальном режиме, тем плавнее осуществляется переход с максимального режима на режим форсажа, тем больше диапазон форсажных режимов полета самолета.
Режимы, заключенные между полным и минимальным форсажем, называются режимами частичного форсажа или крейсерскими форсажными режимами.
Скоростные характеристики. Скоростными характеристиками ТРД называются зависимости тяги и удельного расхода' топлива на заданном режиме работы от скорости (числа Мп) полета при выбранной программе регулирования двигателя. На рис. 4.9 изображена типовая зависимость тяги ТРД (ее относительной величины) от числа Мп полета при регулировании двигателя по программе /r = nmax = const и Т* — Т* = = const.' Как видно, с увеличением скорости полета тяга ТРД вначале несколько снижается, при числе Мн=0,Зч-0,5 достигает минимума, а затем возрастает и на больших сверхзвуковых скоростях полета достигает максимального значения, после чего интенсивно уменьшается до нуля.
Такая закономерность изменения тяги двигателя объясняется закономерностями изменения величин удельной тяги и расхода воздуха, произведение которых равно силе тяги. С увеличением скорости полета удельная тяга непрерывно умеиь-84
iii.-ится, так как скорость истечения газа из двигателя увеличи-паспя медленнее, чем скорость полета. Расход воздуха через питатель увеличивается в результате роста общей степени 1 р'/Рн повышения давления в двигателе. Несмотря на снижение степени w* повышения давления компрессора, вызванное повышением температуры воздуха на входе в компрессор, величина те= ^вх^к возрастает вследствие увеличения степени тгВх по-пыпнпия давления во входном устройстве двигателя.
Рис. 4.9. Скоростные характеристики ТРД и ТРДФ
Рис. 4.10. Зависимости тягового, внутреннего и полного КПД ТРД от'' числа Мн полета (по данным Ю. Н. Нечаева)
При малых скоростях полета расход возду.ха возрастает медленнее, чем снижается удельная тяга, поэтом!у тяга двига-кля сначала уменьшается. Затем увеличение расхода воздуха начинает преобладать над уменьшением удельной тяги, отчего ина двигателя увеличивается. При дальнейшем увеличении < корости полета падение тяги объясняется значительным уменьшением удельной тяги, которое не компенсируется повышением расхода воздуха через двигатель. Когда удельная тяга стано-нпгея равной нулю, тяга двигателя также обращается в нуль.
Удельный расход топлива с увеличением числа Мн полета непрерывно возрастает (рис. 4.9) и становится бесконечно боль-.... при том числе Мн, при котором тяга обращается в нуль. 1 а кой характер протекания удельного расхода топлива объясняется тем, что с ростом числа Мн полета входящая в формулу (III) удельная тяга Руд уменьшается интенсивнее, чем подво-ппмос к 1 кг воздуха тепло Q. Когда /^=0, величина Q еще не равна нулю, поэтому Суд стремится к бесконечности. Однакр н> не означает ухудшения экономичности двигателя, которая характеризуется значением полного КПД 7]п=7]внТ]р- При увеличении числа Мн почета до больших значений полный КПД i начала возрастает вследствие роста тягового цр и внутреннего тр,,, КПД (рис. 4.10), а затем снижается из-за уменьшения

ТРД
внутреннего КПД. Тяговый КПД возрастает в результате более медленного увеличения скорости истечения Кб по сравнению со скоростью полета — см. формулу (2.35). Внутренний КПД сначала увеличивается вследствие увеличения степени повышения давления воздуха в двигателе и улучшения использования тепла в цикле, а затем уменьшается из-за уменьшения количества подводимого тепла по условию Т* —const. При этом величина гидравлических потерь в двигателе по отношению к количеству подводимого тепла становится больше и полезная работа цикла уменьшается.
Скоростные характеристики ТРДФ качественно сходны с характеристиками ТРД, однако при увеличении числа Мн полета тяга ТРДФ возрастает интенсивнее и до значительно
больших чисел Мн полета, чем тяга ТРД. При больших числах Мн полета экономичность ТРДФ может быть лучше, чем экономичность ТРД.
Высотные характеристики. Высотными характеристиками ТРД называются зависимости тяги и удельного расхода топлива на заданном режиме работы от высоты полета при выбранной программе регулирования двигателя. На рис. 4.Г1 приведены типовые высотные характеристики ТРД (в относительных величинах) при регулировании двигателя по программе п = nmax=const, Г* =	— const. Как видно, с
увеличением высоты полета тяга двигателя интенсивно уменьшается, причем начиная с высоты 11 км падение тяги усиливается. Такое изменение тяги объясняется характером изменения удельной тяги и расхода воздуха по высоте полета. Удельная тяга До 11 км увеличивается, так как понижается температура Тн атмосферы и вследствие этого независимо одна от другой увеличиваются степень г* повышения давления компрессора и степень А= Т*!ТН подогрева воздуха в двигателе. На высотах более 11 км температура Тн не изменяется, поэтому Руд также остается постоянной.
Расход воздуха с увеличением высоты полета интенсивно уменьшается вслецствие уменьшения давления и плотности атмосферы, причем до высоты И км расход воздуха уменьшается медленнее, чем давление и плотность атмосферы в результате повышения it*. Начиная с 11 км падение становится более интенсивным (пропорционально уменьшению плотности атмосферы), так как it* остается постоянной. В результате уве-86
.... Руд и снижения расхода воздуха тяга ТРД до 11 км уменьшается медленнее, чем плотность атмосферы, а на высотах fiojiee 11 км уменьшается пропорционально плотности атмо-< <|н ры.
Удельный расход топлива с увеличением высоты полета до II км незначительно уменьшается, так как при 7’*=const количество тепла Q в числителе формулы (4.11) возрастает из-за уменьшения температуры воздуха за компрессором в мень-
Рис. 4.12. Дроссельные характеристики ТРД с нерегулируемой (а) и регулируемой (6) проточной частью I
шеи степени, чем увеличивается Руд в знаменателе этой формулы. На высотах более 11 км удельный расход топлива остается постоянным, если Q и £кс не изменяются.	\
Дроссельные характеристики. Дроссельными харак-। о р и ст и к а м и ТРД называются зависимости тяги и удельно-।<> расхода топлива от частоты вращения ротора при постоянной с корости и высоте полета и принятой программе регулирования двигателя.
Дроссельные характеристики ТРД с н е р е г ул и-руемой проточной частью показаны на рис. 4.12,а. На характер протекания этих характеристик большое влияние ока-сывает температура которая на пониженных режимах имеет, как это видно на рис. 4.12,а, относительно высокую величину вследствие пониженных значений КПД ij* компрессора и \ ।урбипы в этой области режимов работы двигателя.
При увеличении частоты вращения ротора тяга двигателя шпепсивно возрастает вследствие совместного увеличения Руд п расхода воздуха, причем Руд повышается в результате.увеличения и изменения Т*у Интенсивность увеличения тяги по-
87
вышается с частотой вращения ротора. Так, например, изменение п на 1 % приводит к изменению тяги на 2% при средних значениях частоты вращения и на 4—5% при максимальной частоте вращения ротора. С увеличением числа Мн полета чувствительность тяги к изменению частоты вращения возрастает.
При увеличении п удельный расход топлива снижается вследствие увеличения л* и обусловленного этим улучшения использования тепла в цикле, достигает минимального значения вблизи крейсерского режима, а затем несколько увеличивается в результате преобладающего над к* влияния увеличения температуры и снижения КПД компрессора.
На протекание дроссельных характеристик ТРД с регулируемой проточной частью (рис. 4.12, б) оказывают влияние поворот лопаток входного направляющего аппарата (ВНА), перепуск воздуха из промежуточной ступени компрессора и изменение площади критического сечения выходного сопла двигателя.
При частоте вращения пна лопатки ВНА переставляются на меньшие углы установки (ВНА прикрывается) для повышения запасов устойчивой работы и КПД компрессора. При этом тяга немного уменьшается вследствие снижения расхода воздуха, а удельный расход топлива несколько уменьшается из-за увеличения КПД компрессора.
При частоте вращения пл открывается лента перепуска воздуха и часть воздуха из компрессора выпускается в атмосферу в целях обеспечения устойчивой работы компрессора. В момент открытия ленты тяга скачкообразно уменьшается из-за уменьшения расхода газа через турбину, вызванного увеличением температуры Гд. Удельный расход топлива скачкообразно увеличивается вследствие роста температуры Г* и непроизводительного расходования части энергии топлива на сжатие и перепуск в атмосферу воздуха.
При пониженной частоте вращения пс выходное сопло двигателя полностью раскрывается в целях дополнительного увеличения запаса устойчивости компрессора, ускорения процесса запуска и улучшения приемистости двигателя за счет увеличения избыточной мощности турбины. При этом тяга двигателя скачкообразно уменьшается вследствие уменьшения температуры 77 и увеличения степени расширения газа на турбине. Удельный расход топлива увеличивается, так как возрастает к* и уменьшается КПД турбины.
Дросселирование ТРДФ на форсажных режимах может осу-, ществляться различными способами. Наиболее экономичным является снижение форсажной тяги путем уменьшения площади Ркрф критического сечения сопла по управляющим сигналам от РУД при неизменном режиме работы турбокомпрессора 88
(и const; T* =const). При этом снижается температура в форсажной камере и остается неизменным запас устойчивости р.|(н>ты компрессора. Программа дросселирования ТРДФ на форсажных режимах отвечает следующим условиям:
п = const; л* = const; Fltp ф = var.
Влияние атмосферных условий на тягу и удельный расход кшлива. Тяга и удельный расход топлива могут существенно сличаться от значений, указанных в формуляре двигателя, пследствие отклонения атмосферных условий (давления рн и н-мпсратуры Тн) от стандартных (давления 760 мм рт ст. и |емпсратуры 288 К).
1 Изменение только одного атмосферного давления приводит к пропорциональному изменению давления по всему тракту и шп ателя, при этом остаются постоянными температура и скорость газа во всех сечениях двигателя, относительные величины— степень повышения давления, степень подогрева воздуха, КПД, удельные параметры двигателя — Руд, Суд и др. Расход но «духа, расход топлива и‘тяга двигателя изменяются пропорционально изменению атмосферного давления.
Уменьшение температуры Тн при n = const приводит к значительному увеличению тяги двигателя и к снижению удельного расхода топлива. Так, например, понижение температуры I и от +45 до —30° С вызывает увеличение тяги в 1,5 раза и уменьшение удельного расхода топлива на 15%. Повышение Hirn при понижении температуры Тн объясняется увеличением /’ул. вследствие роста степени повышения давления и степени повышения температуры в двигателе и увеличения G из-за увеличения к*. Уменьшение Суд происходит в результате улучшения использования тепла при увеличении и. Повышение температуры Тн, наоборот, вызывает уменьшение тяги двигателя.
Глава 5
ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА
Входное устройство служит для подвода к компрессору не-оочодимого количества воздуха. При скоростях полёта, превышающих скорость воздуха на входе в компрессор, входное устройство уменьшает скорость воздушного потока, подводимого к двигателю, от скорости полета др скорости перед входом в компрессор (180—240 м/с). При этом кинетическая энер-। пи набегающего потоку преобразуется в потенциальную энер-। пю давления перед цомйрессором.
Составными частями входного устройства являются возду-хо шпорник и расположенный за ним канал подвода воздуха к двигателю.
89
§ 5-1. Основные типы и устройство воздухозаборников
Воздухозаборник выполняют так, чтобы потери полного давления в процессе подвода и торможения потока воздуха, а также его внешнее сопротивление были минимальными, а сам воздухозаборник работал устойчиво во всем эксплуатационном диапазоне режимов полета и работы двигателя.
На дозвуковых и околозвуковых скоростях полета потери полного давления связаны в основном с потерями на трение воздуха о стенки входного устройства. При торможении сверхзвукового потока потери полного давления происходят в результате преобразования в скачках уплотнения части кинетической энергии в тепло, а не в потенциальную энергию давления.
Потери полного давления оценивают величиной коэффициента сохранения полного давления овх, который представляет собой отношение полного давления р* воздуха перед компрессором при наличии потерь к полному давлению р*н в набегающем потоке воздуха 2	z
*
(5J) Рн
С увеличением сверхзвуковой скорости полета коэффициент овх уменьшается вследствие увеличения интенсивности скачков уплотнения и возрастания в них потерь полного давления. Так, например, при работе двигателя на месте коэффициент овх=-= 0,9б-г-0,98, а при числе М=2,5 он не превышает 0,80—0,85.
Увеличение потерь полного давления (снижение овх) приводит к уменьшению давления воздуха на входе в двигатель, что вызывает пропорциональное уменьшение расхода воздуха через двигатель и снижение удельной тяги вследствие уменьшения степени расширения газа в выходном сопле и, следовательно, уменьшения скорости истечения газа из сопла. В результате снижается тяга двигателя и увеличивается удельный расход топлива. Так, например, уменьшение овх на 30% при М = 2,5 уменьшает тягу двигателя приблизительно на 45% и увеличивает расход топлива на 15%.
Внешнее сопротивление воздухозаборника уменьшает величину эффективной тяги двигателя, которая представляет собой разность между тягой двигателя и силой сопротивления силовой установки.
Неустойчивая работа воздухозаборника вызывает сильную тряску и разрушение конструкции, а также помпаж компрессора.
Основные типы воздухозаборников. Воздухозаборники подразделяются в зависимости от величины скорости полета на дозвуковые и сверхзвуковые; по форме — на осесимметричны? 90
и плоские; по месту расположения — на лобовые и боковые; в «.ншсимости от наличия средств регулирования — на нерегули-
руемые и регулируемые.
Дозвуковые воздухозаборники применяют на некоторых боевых, военно-транспортных и учебно-тренировочных самолетах. Внутренний канал воздухозаборника состоит из по-
(ледовательно расположенных к>ся) и конфузорного (сужающегося) участков. Для снижения потерь полного давления в '1Л1ШНЫХ подводящих каналах ноток затормаживается на диффузорном участке до сравни-юльно малых скоростей, при лом давление воздуха увеличивается. На конфузорном участке перед входом в дви-।атель скорость воздуха увеличивается до требуемой величины. Разгон потока способ-
диффузорного (расширяюще-
Рис. 5.1. Зависимость коэффициента авх сохранения полного давления в системе, состоящей из скачков, включая один замыкающий прямой скачок уплотнения
сгвует выравниванию поля скоростей перед компрессором. Входную кромку воздухоза-оорника плавно закругляют иля предотвращения срыва потока при изменении угла
а гаки в полете.
В расчетных условиях полета торможение потока воздуха начинается перед входом в воздухозаборник от скорости Ун по-
лета до скорости Рвх во входном отверстии, равной примерно половине скорости полета. Доля сжатия воздуха от скоростного напора вне воздухозаборника составляет примерно 75%. Такой способ торможения обеспечивает снижение потерь полного давления на преодоление трения.
(ЗверхзвукдВые воздухозаборники для самоле-1(>в с относительно небольшими сверхзвуковыми скоростями полета (чйсло М полета до 1,4—1,5) выполняют по типу дозвукового, но с заостренной входной кромкой. Такие воздухозаборники работаю! с прямым скачком уплотнения на входе. Заострение входной кромки уменьшает сопротивление воздухозабор
ника.
При числах М полета больше 1,4—1,5 потери полного давления в прямом скачке уплотнения существенно возрастают. Гак, например, коэффициент оВх уменьшается с 0,95 при Мк=
1,5 до 0,5 при Мн=2,5 (рис. 5.1). Поэтому применяют воздухозаборники с торможением Потока в системе последовательно расположенных один за другим косых и замыкающего прямого скачков уплотнения относительно небольшой интенсивности
91
в которых потери полного давления получаются относительно небольшими.
Различают воздухозаборники с расположением косых скачков уплотнения перед входным отверстием (воздухозаборники с внешним сжатием), с расположением одной части косых скачков перед входным отверстием и другой во внутреннем канале (воздухозаборники со смешанным сжатием), с расположением косых скачков уплотнения только во внутреннем канале (воздухозаборники с внутренним сжатием). Воздухозаборники двух последних типов не получили пока широкого применения вследствие сложности управления их работой и в дальнейшем в настоящем пособии не рассматриваются.
В воздухозаборнике внешнего сж’атия систему косых скачков уплотнения создают с помощью центрального тела (ступенчатого конуса или ступенчатого клина), выдвинутого навстречу сверхзвуковому потоку.
Осесимметричные лобовые воздухозаборники имеют входное отверстие в форме круга или кольца. Их размещают в головной части фюзеляжа или двигательной гондолы. Центральное тело представляет собой осесимметричный ступенчатый конус с несколькими коническими поверхностями. Косые скачки уплотнения возникают в местах излома образующей ступенчатого конуса.
Плоские воздухозаборники выполняют с прямоугольным входным отверстием. Центральное тело составляется из ряда последовательно расположенных плоских панелей, устанавливаемых под углом одна к другой и образующих ступенчатый клин. Плоские воздухозаборники размещают сбоку фюзеляжа, под фюзеляжем или под крылом самолета. Ступенчатый клин располагают вертикально или горизонтально в зависимости от особенностей компоновки на самолете.
По сравнению с осесимметричными лобовыми воздухозаборниками плоские воздухозаборники легче регулировать, они менее чувствительны к изменению углов атаки и углов скольжения, получаются более компактными при использовании на многодвигательных самолетах. Канал, подводящий воздух к двигателю, получается короче, чем при лобовом расположении воздухозаборника. Скачки уплотнения от расположенных впереди частей самолета уменьшают скорость потока перед воздухозаборником, поэтому упрощается дальнейшее торможение потока.
Нерегулируемые воздухозаборники применяют на самолетах ’ при числах М полета, не превышающих 1,7—1,8.
Регулируемые воздухозаборники устанавливают на самолетах, максимальная скорость полета которых соответствует числам М больше 1,7—1,8. Регулирование воздухозаборника изменением его геометрической формы и перепуском 92
ntHjiyxa улучшает характеристики и обеспечивает устойчивую р.нюту воздухозаборника на нерасчетных режимах.
Устройство сверхзвуковых воздухозаборников. Осесимметричный лобовой воздухозаборник состоит из «несимметричного центрального тела — ступенчатого конуса 2 (рис. 5.2) и соосно расположенной конической обечайки I с |.1<1сгренной передней кромкой.
/ — обечайка; 2 — центральное тело (ступенчатый койус); 3 —створки впуска; 4 — створки выпуска
Конус предназначен для торможения сверхзвукового потока и создаваемых им косых скачках уплотнения. Обечайка ограничивает снаружи внутренний канал воздухозаборника и направляет поток за последним косым скачком внутрь канала.
Внутреннюю полость центрального тела нередко используют * для размещения оборудования. Поэтому переднюю часть центрального тела выполняют отъемной и крепят с помощью лег-। неразъемного соединения. В случае размещения в центральном теле радиоантенны отъемную часть изготавливают из неметаллического радиопрозрачного материала.
В регулируемом осесимметричном воздухозаборнике передняя часть ступенчатого конуса перемещается в осевом направлении по силовой опоре. Для перепуска воздуха служат специальные створки (выпуска и впуска). В качестве силовых приводов подвижного конуса и створок выпуска применяют гидравлические силовые приводы (гидроцилиндры)’.
- 93
Створки выпуска воздуха (противопомпажные створки)' располагают за горлом воздухозаборника. Для обеспечения равномерного выпуска воздуха из канала устанавливают четыре створки диаметрально противоположно (рис. 5.3). По
Рис. 5.3. Створки выпуска воздуха из внутреннего канала воздухозаборника:
/—сервопоршень; 2 —створки; 3—направляющая труба; 4— втулка
командам системы управления они открывают выход воздуху » из воздухозаборника при определенных скоростях полета, при дросселировании двигателя, больших углах атаки и отклонениях температуры воздуха от стандартной.
Площадь и угол открытия створок определяются потребным количеством выпускаемого воздуха. Открывая и удерживая створки в выпущенном положении, силовой привод преодолевает сопротивление внешнего сверхзвукового потока, обтекающего обечайку.
Створки впуска (взлетные створки) служат для подвода к двигателю из атмосферы необходимого количества воздуха, не пропускаемого самым узким сечением внутреннего канала воздухозаборника при работе двигателя на месте и на малых ско-94
ростях полета (при взлете самолета). Этим самым предотвращается падение давления перед компрессором и тяги двига-1С./1Я.
Створки впуска открываются внутрь канала под действием наружного избыточного давления (разности между наружным давлением и давлением внутри канала) и закрываются по мере
3 и 10 — шомпола; 4 и 9 — подвижные панели; 5 и 8 шторки; 6 — шток гидроцилнндра;
впуска;
/ — щель для отвода пограничного слоя; 2 —передняя неподвижная панель: ___________________________________________	л — герметизирующие
7 — соединительное звено; 11 — створки
12 — обечайка
Рис. 5.4. Боковой плоский воздухозаборник с вертикально расположенным ступенчатым клином:
\величения скорости полета под действием внутреннего избыточного давления перед компрессором двигателя. При неработающем двигателе створки удерживаются в закрытом положении слабыми пружинами. Функции створок впуска могут выполнять створки выпуска с двусторонним отклонением. Отклонение створок наружу производят принудительно с помощью (илового привода, а отклонение внутрь происходит под действием наружного избыточного давления,
Плоский боковой воздухозаборник имеет в качестве центрального тела ступенчатый клин, составленный из ipex панелей. Первая к потоку панель 2 (рис. 5.4) образует острый носок центрального тела, угол клина которого не изменяется. Вторая 4 и третья 9 панели подвижные, поддерживаются штоком 6 гидроцилиндра. Третья подвижная панель ооразует совместно с внутренней поверхностью обечайки самое
95
Створки выпуска воздуха (противопомпажные створки)' располагают за горлом воздухозаборника. Для обеспечения равномерного выпуска воздуха из канала устанавливают четыре створки диаметрально противоположно (рис. 5.3). По
Рис. 5.3. Створки выпуска воздуха из внутреннего канала воздухозаборника:
1 — сервопоршеиь; 2 — створки; 8 — направляющая труба; 4 — втулка командам системы управления они открывают выход воздуху л из воздухозаборника при определенных скоростях полета, при дросселировании двигателя, больших углах атаки и отклонениях температуры воздуха от стандартной.
Площадь и угол открытия створок определяются потребным количеством выпускаемого воздуха. Открывая и удерживая створки в выпущенном положении, силовой привод преодолевает сопротивление внешнего сверхзвукового потока, обтекающего обечайку.
Створки впуска (взлетные створки) служат для подвода к двигателю из атмосферы необходимого количества воздуха, не пропускаемого самым узким сечением внутреннего канала воздухозаборника при работе двигателя на месте и на малых ско-94
ростях полета (при взлете самолета). Этим самым предотвращается падение давления перед компрессором и тяги двигателя.
Створки впуска открываются внутрь канала под действием и । ружного избыточного давления (разности между наружным давлением и давлением внутри канала) и закрываются по мере
1 — щель для отвода пограничного слоя; 2—передняя 3 и 10 — шомпола; 4 и 9 — подвижные панели; 5 и шторки; 6 — шток гидроцнлиндра; 7 — соединительное впуска; 12 — обечайка
неподвижная панель:
8 — герметизирующие г вено; И — створки
увеличения скорости полета под действием внутреннего избыточного давления перед компрессором двигателя. При неработающем двигателе створки удерживаются в закрытом положении слабыми пружинами. Функции створок впуска могут выполнять створки выпуска с двусторонним отклонением. Отклонение створок наружу производят принудительно с помощью силового привода, а отклонение внутрь происходит под дей-< гвием наружного избыточного давления,
Плоский боковой воздухозаборник имеет в качестве центрального тела ступенчатый клин, составленный из ipex панелей. Первая к потоку панель 2 (рис. 5.4) образует острый носок центрального тела, угол клина которого не изменяется. Вторая 4 и третья 9 панели подвижные, поддерживаются штоком 6 гидроцилиндра. Третья подвижная панель образует совместно с внутренней поверхностью обечайки самое
95
узкое сечение канала — горло. При работе силового привода изменяются площадь горла и наклон второй и третьей панелей. Створки выпуска, как правило, не требуются. Створки 11 . впуска аналогичны створкам впуска осесимметричного лобового воздухозаборника.
Пограничный слой, образующийся на расположенной перед воздухозаборником поверхности самолета, отводят через щель 1 между поверхностью самолета и ступенчатым клином воздухозаборника.
§ 5.2. Принцип действия сверхзвукового воздухозаборника
Схема торможения сверхзвукового потока в системе скачков уплотнения. Выдвинутое навстречу сверхзвуковому потоку ступенчатое тело (ступенчатый конус или ступенчатый клин) имеет изломы наружной поверхности, называемой поверхностью торможения. При обтекании ступенчатого тела сверхзвуковым потоком от каждого изломй отходит во внешний поток косой скачок уплотнения, как при обтекании внутреннего тупого угла (§ 3.1). Число изломов и величины углов излома образующей поверхности торможения выбирают из условия, чтобы по- . тери полного давления в системе скачков уплотнения были минимальными при расчетном числе М полета. Система скачков, удовлетворяющая этому условию, называется оптимальной.
Оптимальная система скачков определяется числом М полета. Если число М полета не превышает значений 1,6—2,0, применяют двухскачковые воздухозаборники с одним косым и одним замыкающим прямым скачками, так как потери полного давления в такой системе скачков получаются меньшими, чем при одном прямом скачке уплотнения на входе в воздухозаборник.
Если числа М полета равны примерно 2,0—2,5, торможение потока осуществляют в трех- или четырехскачковой системе (два или три косых скачка и один замыкающий прямой скачок) с таким расчетом, чтобы скорость воздуха перед замыкающим прямым скачком не превышала значений, соответствующих числам М= 1,3-;-1,4. При еще более высоких числах М применяют еще большее число косых скачков уплотнения. Приведенная на рис. 5.1 зависимость коэффициента аЕХ от числа М полета при различном количестве скачков, включая один замыкающий прямой скачок, показывает, что чем выше число М полета, тем значительнее становится выигрыш от применения многоскачковых воздухозаборников.
Рассмотрим схему торможения сверхзвукового потока в трехскачковом воздухозаборнике, ступенчатое тело которого представляет собой двухступенчатый клин 1—2—3 (рис. 5.5, б) с углами установки панелей (3] и pg.
96
При обтекании сверхзвуковым потоком от вершины первого клипа с углом установки панели Pi отходит первый косой скачок уплотнения 1А, наклоненный под углом а! к направлению набегающего потока. При переходе через первый косой скачок происходит скачкообразное уменьшение сверхзвуковой скоро-1 । И Vn, равной скорости полета, до несколько .меньшей сверх-
в
Рис. 5.5. Схема течения сверхзвукового потока на расчетном режиме у передней кромки обечайки (а), в трехскачковом воздухозаборнике (б) и эпюра давления (в) I
I
туковой скорости Vi, вследствие чего давление воздуха за скачком возрастает до атмосферного давления рн до давления Pi. Кроме того, поток поворачивается на угол р-, продолжая кием двигаться параллельно панели /—2 первой ступени клипа.
Двигаясь параллельно первой панели, сверхзвуковой поток встречает в точке 2 второй клин с углом установки панели р2. <>г его вершины отходит второй косой скачок уплотнения 2А, наклоненный под углом а2 к направлению набегающего на второй клин потока. При переходе через второй косой скачок скорость полета скачкообразно уменьшается от значения до величины V2, вследствие чего давление воздуха скачкообразно ширастает от Pi до р2. Поток воздуха поворачивается на мол р2, двигаясь затем параллельно панели второй ступени клина.
Суммарный угол рс отклонения потока от осевого направления получается равным сумме углов излома образующей поверхности торможения. Для каждого числа М полета суще-гпует вполне определенная комбинация углов ступенчатого
97
тела, обеспечивающая максимальное значение коэффициента ввх-
Углы изломов и осевую протяженность отдельных ступеней ступенчатого тела согласуют между собой так, чтобы на некотором числе М полета косые скачки фокусировались возле острой передней кромки обечайки. Это число М полета называется расчетным и обозначается Мрвх. Его величину обычно принимают равной максимальному числу М полета. Благодаря схождению всех косых скачков на передней кромке обечайки входящая струя воздуха имеет правильную цилиндрическую форму, площадь sH ее поперечного сечения получается максимальной, равной площади sBX поперечного сечения воздухозаборника на входе, в воздухозаборник поступает максимально возможное количество воздуха, отсутствует дополнительное сопротивление воздухозаборника.
За последним косым скачком поток воздуха движется с уменьшенной, но сверхзвуковой скоростью (число М= 1,34-1,4). Переход сверхзвукового потока в дозвуковой осуществляется в замыкающем условно прямом скачке уплотнения, расположенном на входе во внутренний канал воздухозаборника.
Переднюю кромку обечайки устанавливают под небольшим углом ₽об вн (рис. 5.5, а) к оси воздухозаборника (6—12°), чтобы угол 3 = ₽с—-(Зобвн встречи потока с внутренней поверхностью был меньше предельного угла ]Зпред, при котором перед обечайкой образуется отсоединенная головная волна. Передняя кромка обечайки направляет поток, прошедший через скачки уплотнения, во внутренний.канал, в котором происходит дальнейшее торможение потока.
Замыкающий скачок уплотнения создают путем незначительного повышения противодавления в канале перед компрессором двигателя за счет некоторого увеличения площади входа в воздухозаборник.
Особенности течения воздуха во внутреннем канале. После прохождения замыкающего скачка уплотнения поток становится дозвуковым, направленным под углом рс к оси воздухозаборника. Обратный поворот потока, отклоненного ступенчатым телом, к осевому направлению воздухозаборника и дальнейшее его торможение до скорости, равной скорости воздуха перед компрессором, осуществляется во внутреннем канале воздухозаборника, образованном наружной поверхностью центрального те да и внутренней поверхностью обечайки.
Начальный участок внутреннего канала выполняют сужающимся и коротким, непосредственно за ним располагают участок с минимальным поперечным сечением (горло воздухозаборника) и расширяющуюся часть, которая переходит в канал подвода воздуха к двигателю.
При достаточном перепаде давлений дозвуковой поток раз? гоняется на сужающемся участке канала, в горле скорость по-
।ока становится равной местной скорости звука. В расширяющейся части внутреннего канала скорость потока уменьшается, а давление pi возрастает до расчетной величины противодавления pip.
Движение воздуха во внутреннем канале сопровождается нарастанием толщины пограничного слоя на стенках воздухосборника. Пограничный слой неблагоприятно влияет на работу воздухозаборника. Он способствует отрыву потока от ступенчатого тела в районе горла под действием центробежных сил, которые возникают при обратном повороте потока к осевому направлению. Вследствие отрыва потока повышаются потери полного давления, возникает неравномерность и нестационар-пость потока за воздухозаборником.
Для снижения вредного влияния указанных факторов внутренний канал выполняют с плавным изменением площади проходного сечения и плавными сопряжениями его стенок. В районе горла и за ним выполняют участок с неизменной площадью проходного сечения, способствующий выравниванию потока, и его стабилизации после обратного поворота к осевому направлению. Пограничный слои удаляют с поверхности ступенчатого тела через ряды мелких отверстий (перфорацию) и специальные щели в районе горла. За горлом устанавливают специальные турбулизаторы в виде коротких лопаток, выравнивающие поток перед компрессором двигателя. Установленные под большими углами атаки к потоку лопатки генерируют вихри, которые способствуют перемешиванию пограничнбгб слоя с основным потоком.
Расход воздуха через воздухозаборник. Если при расчетном тля воздухозаборника числе Мн полета косые скачки фокусируются на острой передней кромке обечайки, площадь поперечного сечения входящей струи, как указывалось ранее, получается максимальной, равной площади sBX поперечного сеченйя ноздухозаборника на входе. В воздухозаборник поступает максимально возможное секундное количество воздуха
^тах = HSBX>	(5»2)
1 ле рн — плотность набегающего воздуха;
Ун —скорость полета.
При уменьшении числа Мн полета по сравнению с расчетным значением косые скачки отходят от передней кромки обечайки навстречу потоку (углы наклона скачков увеличиваются), что вызывает уменьшение площади sH струи, входящей в воздухозаборник (рис. 5.6). Действительно, после прохождения через скачки уплотнения поток движется эквидистантно поверхности торможения. Вследствие этого в воздухозаборник поступает лишь часть его максимально возможного значения
G = ряУн$н.	(5.3)
99
Остальная часть воздуха обтекает воздухозаборник сна*-ружи.
Пропускную способность воздухозаборника принято характеризовать коэффициентом расхода' ср, равным отношению располагаемого расхода G при данной скорости полета к макси-
Рис. 5.6. Схема течения перед воздухозаборником при числе М полета, меньшем расчетного
мально возможному Gmax. Взяв отношение этих расходов по формулам (5.3) и (5.2), получим
?=^-.	(5.4)
лвх
Следовательно, коэффициент расхода характеризует относительную величину располагаемой площади поперечного сечения струи, входящей в воздухозаборник. Поэтому его называют располагаемым коэффициентом расхода <рр. Максимально возможное значение располагаемого коэффициента расхода равно единице.
Коэффициент расхода нерегулируемого воздухозаборника зависит лишь от числа Мн полета. Если число Мн полета уменьшается, коэффициент фр нерегулируемого воздухозаборника уменьшается (рис. 5.7).
Через воздухозаборник может пройти только такой расход воздуха, который способен пропустить двигатель. Его определяют на различных режимах экспериментально. Полученные результаты представляют в виде универсальной зависимости приведенного расхода воздуха Gnp от приведенной частоты ппр вращения ротора двигателя (рис. 5.8). Физический смысл приведенных параметров объясняется в § 6.2. Там же показывается, что приведенный расход воздуха и приведенная частота вращения связаны между собой линией совместных режимов работы компрессора и турбины двигателя, так называемой линией рабочих, режимов.
100
Как следует из рис. 5.8, приведенный расход воздуха уменьшается при уменьшении приведенной частоты /гир вращения |>>тора. Это уменьшение иПр может происходить, как показывает формула (6.7), при уменьшении физической частоты п вращения и увеличении полной температуры Т*н, т. е. при увеличении числа Мн полета и статической температуры Тн окру-.кающей среды.
Рис. 5.7. Зависимости располагаемого и потребного коэффициентов расхода воздухозаборника от числа Мн полета
Рис. 5.8. Зависимбсть приведенного расхода воздуха через двигатель от приведенной частоты вращения ротора
Зная приведенный расход воздуха при стандартных условиях (давлении 1,033 кгс/см2 и температуре 288 К), на основании формулы (6.6) определяют физический расход воздуха через двигатель в данных условиях (при полно^ давлении р* и полной температуре Т*н на входе в компрессор).:
Площадь sH поперечного сечения струи, захватываемой воздухозаборником и пропускаемой двигателем, определяется из условия равенства расходов воздуха через воздухозаборник и двигатель (см. формулу 3.34):
0,396
Рн „ „	„ А 1 / 288
Ут^н нЯн~ипр 1.033 |/ Т*н ’
откуда потребная площадь входящей струи
s„ = 41,5Gnp^-.
(5.6)
101
У
Разделив левую и правую части этого равенства на sBX, получают выражение для потребного коэффициента расхода фп:
<pn_JlAGnp^.	К(5.7)
йвх
Потребная площадь sH поперечного сечения входящей струи (потребный коэффициент расхода фп) зависит от приведенного расхода воздуха. Gnp через двигатель и от отношения ввх/<7н, определяемого только числом Мл полета.
Если двигатель регулируется так, что поддерживается постоянной физическая частота Пф вращения ротора, приведенный расход воздуха Gnp через двигатель с уменьшением числа Мн возрастает вследствие увеличения приведенной частоты ппр вращения ротора (рис. 5.8). На сверхзвуковых скоростях с уменьшением числа Мн величина дн увеличивается гораздо интенсивнее, чем коэффициент авх, поэтому отношение a^lqn уменьшается, причем сильнее, чем возрастает Gnp. Поэтому потребный коэффициент <рп расхода (потребная площадь вн поперечного сечения) уменьшается менее интенсивно, чем располагаемый коэффициент фр расхода (рис. 5.7).
Таким образом, при изменении числа Мн полета скорость изменения располагаемого расхода воздуха через систему косых скачков на входе в воздухозаборник больше, чем потребного расхода воздуха через двигатель. Если, например, на расчетном режиме (Мрвх = 2,5) площадь sBX поперечного сечения воздухозаборника на входе взять равной потребной площади «н входящей струи, а центральное тело выдвинуть навстречу набегающему потоку на такую величину, чтобы скачки уплотнения фокусировались у передней кромки обечайки, то при уменьшении числа Мн до 1,5 располагаемый расход станет меньше потребного на 30—50%. Как объясняется далее, работа воздухозаборника в условиях нехватки воздуха для двигателя будет сопровождаться «зудом».
Если же, наоборот, располагаемый расход воздуха сделать равным потребному при малом числе Мн полета (например, при Мн= 1,5-4-1,6), то при увеличении числа Мн располагаемый расход будет превышать потребный. Тогда избыточный воздух, не пропускаемый двигателем, будет обтекать воздухозаборник снаружи, так как перед воздухозаборником возникнет головная волна, согласующая располагаемый и потребный расходы воздуха. Работа воздухозаборника с головной волной большой интенсивности недопустима, так как возрастают потери полного давления, дополнительное и волновое сопротивления воздухозаборника и при определенных условиях возможна неустойчивая его работа — помпаж. По этим причинам сверхзвуковые воздухозаборники необходимо регулировать.
Воздух, прошедший через систему скачков уплотнения и согласованный по расходу с двигателем, должен иметь возмож-102
ность пройти также и через самое узкое место внутреннего канала — горло воздухозаборника.
Расход воздуха через горло выражается формулой
Gr = 0,396 ~=sr^r,	(5.8)
где р*—полное давление в горле;
7*— полная температура в горле, равная полной температуре Т*н в наружной струе;
^ — относительная плотность тока в горле.
Рис. 5.9. Схема течения перед воздухозаборником, у которого площадь горла меньше оптимальной
Если площадь горла выбрана из условия, чтобы скорость потока в нем была равна местной скорости звука (Мг=1), тогда <7г=1 и пропускная способность горла получается максимальной. Выбранная таким образом величина площади горла называется оптимальной и обозначается /'гопт, а число Мн полета, при котором площадь горла равна оптимальной, называется расчетным числом Мрг полета для горла. В общем случае Мрг может не совпадать с Мрвх.
Если площадь горла будет меньше оптимальной, оно не‘сможет пропустить располагаемый расход воздуха. Это возможно при MH=Mpr=const и уменьшении площади горла (регулируемый воздухозаборник) или при уменьшении числа Мн полета по сравнению с Мрг и постоянной площади горла (нерегулируемый воздухозаборник).
В первом случае перед входным отверстием возникает замыкающий скачок уплотнения (рчс. 5.9), который согласует (делает равным) расход поступающего в воздухозаборник воздуха с расходом воздуха через горло воздухозаборника. Площадь поперечного сечения входящей струи становится меньше располагаемой площади при данном числе Мн полета (коэффициент расхода ер становится меньше располагаемого коэффициента расхода ср).
Во втором случае увеличиваются углы наклона скачков уплотнения и уменьшается плотность воздуха за системой скач-
ЮЗ
ков по сравнению с расчетной вследствие уменьшения сжатия воздуха от скоростного напора. Увеличение углов наклона скачков‘вызывает, как разъяснено ранее, уменьшение площади поперечного сечения струи, входящей в воздухозаборник. Уменьшение плотности воздуха в горле по сравнению с расчетной приводит к тому, что площадь горла становится недостаточной для прохода в скачках уплотнения уменьшившегося расхода воздуха. Поэтому перед входным отверстием также возникает замыкающий скачок уплотнения, который снижает расход воздуха через систему скачков до значения, пропускаемого горлом воздухозаборника.
Чем меньше число Мн полета, тем значительнее уменьшается расход воздуха через воздухозаборник и тем дальше от входа располагается замыкающий скачок уплотнения.
Если площадь горла будет больше оптимальной (горло перерасширено), располагаемый расход воздуха при данном числе Мн полета не изменится. Однако возрастут потери полного давления вследствие отрыва потока за горлом (потери от перерасширения горла), т. е. снизится коэффициент ввх. Рассмотренный режим работы воздухозаборника возможен также при постоянной площади горла и увеличении числа Мн полета по сравнению с Мрг. В этом случае горло получается перерасширенным вследствие увеличения в нем плотности воздуха.
Потребную площадь горла определяют из уравнения расходов через горло воздухозаборника и через двигатель:
0,396 Fr опт — Gnp [ 033
откуда
опт	1 »5скан ^Атр>
(5.9)
где акан = т —коэффициент сохранения полного давления в Рг
расширяющейся части канала за горлом.
Формула (5.9) показывает, что потребная оптимальная площадь горла пропорциональна приведенному расходу воздуха через двигатель. При регулировании двигателя по закону Пф = =const и увеличении числа Мн полета приведенная частота ппр и приведенный расход Gnp уменьшаются, поэтому площадь горла необходимо уменьшать. Физически это объясняется тем, что с увеличением скорости полета увеличивается плотность воздуха в горле.
Внешнее сопротивление воздухозаборника. Внешнее cQnpo-тивление воздухозаборника состоит из внешнего сопротивления обечайки и дополнительного сопротивления воздухозаборника. 104
Внешнее сопротивление обечайки складывается из ее волнового сопротивления и сопротивления трения обечайки .об окружающую среду. Волновое сопротивление обечайки возникает вследствие обтекания наружной поверхности обечайки внешним сверхзвуковым потоком. Тогда у передней кромки обечайки образуется присоединенный косой скачок уплотнения, давление за которым получается больше атмосферного. Осевая составляющая силы давления, действующая на наружную поверхность наклонного участка обечайки, и представляет собой волновое сопротивление обечайки. Волновое сопротивление обечайки увеличивается, если перед входным отверстием воздухозаборника возникает головная волна.
Дополнительное сопротивление воздухозаборника возникает в результате поджатия струи воздуха на входе в воздухозаборник, когда действительный расход воздуха через воздухозаборник меньше максимально возможного. Повышенное давление на боковую поверхность струи с криволинейной образующей дает осевую составляющую силы давления, направленную против полёта. Очевидно, во всех случаях, когда скачки уплотнения фокусируются у передней кромки обечайки и коэффициент расхода <р=1, дополнительное сопротивление воздухозаборника отсутствует.
§ 5.3. Работа нерегулируемого сверхзвукового воздухозаборника на расчетных и нерасчетных режимах
В эксплуатационных условиях на работу воздухозаборника оказывают влияние режим работы двигателя, скорость (число М) полета, температура окружающей среды, угол атаки (скольжения) самолета.
Работа воздухозаборника при изменении режима работы двигателя. Рассмотренный в предыдущем параграфе режим работы воздухозаборника называется критическим. Он характеризуется тем, что при числе Ми полета, равном расчетному, сверхзвуковой поток преобразуется в дозвуковой в системе косых скачков, фокусирующихся на передней кромке обечайки, и в замыкающем прямом скачке, расположенном во входном сечении внутреннего канала воздухозаборника. На сужающемся участке внутреннего канала поток разгоняется, в горле достигает местной скорости звука (число Мг=1, площадь горла оптимальная). На расширяющемся участке внутреннего канала за горлом скорость потока уменьшается и везде дозвуковая, а давление возрастает и перед компрессором равно расчетной величине pt=pltl. В воздухозаборник поступает максимально возможное при данной скорости полета количество воздуха (коэффициент расхода <р=1). Такое же количество воздуха проходит через выходное сечение канала воздухозаборника и через работающий двигатель.
105
Режим работы двигателя оказывает влияние на работу воздухозаборника через статическое давление pi перед компрессором двигателя. Дросселирование двигателя (уменьшение частоты вращения ротора) при постоянном значении числа Мн полета сопровождается уменьшением расхода воздуха через двигатель. Поэтому статическое давление воздуха в канале перед компрессором возрастает, что приводит к перемещению замыкающего скачка уплотнения вперед. Скорость воздуха в горле становится дозвуковой, так как при меньшем расходе воздуха площадь горла оказывается больше оптимальной. Во всех других сечениях канала течение получается также дозвуковым. Такой режим работы воздухозаборника называется до-критическим.
Чем больше дроссе тируется двигатель, тем больше повышается давление в канале воздухозаборника и тем дальше от входа располагается замыкающий скачок уплотнения. При некотором противодавлении и удалении скачка от плоскости входа работа воздухозаборника становится неустойчивой — возникает помпаж воздухозаборника.
Увеличение частоты вращения ротора двигателя по сравнению с расчетным значением при постоянном значении числа Мн полета приводит к уменьшению давления в канале воздухозаборника. Тогда под действием возросшего перепада давлений поток разгоняется в сужающейся части внутреннего канала до скорости звука в горле и продолжает разгоняться на начальном участке расширяющегося канала за горлом так, как и в сопле Лаваля при уменьшении противодавления (§ 3.2). Давление в сверхзвуковой зоне за горлом уменьшается. Так как оно не может быть меньше противодавления, создаваемого работающим двигателем, сверхзвуковой поток переходит в дозвуковой в замыкающем скачке уплотнения.
Режимы работы воздухозаборника с замыкающим скачком уплотнения за горлом называются сверхкритическими.
Чем больше снижается давление перед компрессором, тем больше размеры сверхзвуковой зоны, тем дальше за горлом располагается скачок, тем больше его интенсивность и потери полного давления в нем. При значительном удалении скачка от горла возникает второй вид неустойчивой работы — «зуд» воздухозаборни к а.
Все возможные режимы работы воздухозаборника при изменении противодавления могут быть показаны на дроссельной характеристике, называемой также располагаемой характеристикой воздухозаборника. Она связывает между собой два основных показателя работы воздухозаборника — коэффициенты вВх и <р при постоянном числе Мн (рис. 5.10). Дроссельная характеристика получается экспериментально изменением положения дросселя (заслонки) на выходе из воздухозаборника.
106
Точка в характеристики соответствует критическому режиму работы воздухозаборника. Координата х, характеризующая расстояние от скачка до кромки обечайки, на этом режиме равна нулю. Ветвь характеристики, расположенная левее точки в, относится к докритическим, а ниспадающая ветвь — к сверхкритическим режимам работы воздухозаборника. На режиме б
Рис. 5.10. Располагаемая 1 и потребная 2 характеристики сверхзвукового воздухозаборника
коэффициент ввх принимает максимальное значение вследствие уменьшения скорости потока и потерь на трение во внутреннем канале воздухозаборника, а коэффициент расхода <р при данном числе Мн полета близок к ершах- Поэтому режим б и соответствующее значение координаты хопт являются оптималь-н ы м и.
На режиме а коэффициент оВх уменьшается в результате деформации прямым скачком системы косых скачков. Даже небольшое дальнейшее смещение замыкающего скачка вперед вызывает неустойчивую работу (помпаж) воздухозаборника.
Если на критическом режиме (точка в) замыкающий скачок перед входом создан за счет противодавления в канале, при снижении противодавления (т. е. при переходе на сверхкритический режим) скачок перемещается внутрь воздухозаборника и располагается за горлом (координата х становится отрицательной). По мере уменьшения противодавления расход воздуха через воздухозаборник остается постоянным (вертикальный участок в—г, ep=const), замыкающий скачок удаляется от горла, его интенсивность и потери полного давления увеличиваются. На оежиме, отмеченном точкой г, появляется «зуд» воздухозаборника.
107
Из рассмотренных трех режимов работы воздухозаборника в качестве основных рабочих режимов применяют главным образом докритические режимы, так как на этих режимах достигаются более высокие значения коэффициента авх.
Режимы совместной работы воздухозаборника и двигателя находят совмещением располагаемой и потребной характеристик. Последняя выражается формулой (5.7), представленной в виде:
°вх= 41,50 пр
(5.Ю)
Графически потребную характеристику изображают прямой 2 (рис. 5.10), выходящей из начала координат, с угловым коэффициентом
Режим совместной работы воздухозаборника и двигателя соответствует точке б пересечения располагаемой и потребной характеристик. Площадь sBX воздухозаборника, определяющую при данных значениях Gnp и дп величину углового коэффициента, выбирают с таким расчетом, чтобы совместный режим работы соответствовал оптимальному положению замыкающего скачка уплотнения (точка б).
Работа воздухозаборника при изменении числа Мн полета. Рассмотрим нерегулируемый воздухозаборник, работающий совместно с двигателем на докритическом оптимальном режиме при некотором числе полета, когда замыкающий скачок находится впереди кромки обечайки на оптимальном расстоянии х=хОпт (точка б на рис. 5.11).
При уменьшении числа Мн по сравнению с исходным уменьшается располагаемый коэффициент расхода .фр (рис. 5.7), а коэффициент ввх увеличивается (рис. 5.1). Следовательно, отмеченные ранее точки а0, б0, г0 располагаемой характеристики смещаются на большие значения ввх и меньшие значения коэффициентов расхода <р (точки а', б', г' на рис. 5.11).
Если двигатель регулируется так, что поддерживается постоянной физическая Пф частота вращения ротора, уменьшение числа Мн сопровождается одновременным увеличением как дн, так и Gnp. Угловой коэффициент к, как следует из формулы (5.11), увеличивается, поэтому потребная характеристика 2' (рис. 5.11) увеличивает свой наклон. Режйм совместной работы воздухозаборника и двигателя перемещается из точки б0 в точку д', при этом координата х замыкающего скачка становится меньше хопт, т. е. скачок перемещается назад к обечайке, согласуй расход воздуха через воздухозаборник и двигатель. При этом уменьшается запас устойчивости по «зуду».
108
При увеличении числа Ми по сравнению с исходным располагаемая характеристика / перемещается вправо вниз, а потребная характеристика 2” уменьшает свой наклон. Режим совместной работы перемещается в точку д", при этом координата замыкающего скачка становится больше а'опт, т. е. скачок перемещается вперед. При этом уменьшается запас устойчивости по помпажу.
Рис. 5.11. Изменение располагаемых 1, /' и 1" н потребных 2, 2' и 2" характеристик воздухозаборника при изменении числа полета
6
Рис. 5.12. Схема течения потока в осесимметричном воздухозаборнике при увеличении угла атаки :
а — при малых углах атаки; б — при больших углах атаки
Таким образом, при изменении числа Мл полета согласование работы нерегулируемого воздухозаборника и двигателя происходит на режимах, отличающихся от оптимального: коэффициент ввх получается меньше оптимального, коэффициент расхода меньше располагаемого (т. е. меньше максимально возможного для данного числа Мн). Изменяются также запасы устойчивости по «зуду» и помпажу.
Влияние угла атаки (скольжения) на работу воздухозаборника. Изменение угла атаки или угла скольжения самолета неблагоприятно влияет на работу воздухозаборника, особенно осесимметричного, так как обдув воздухозаборника становится косым и течение в нем несимметричным.
Пр.и малых углах атаки (а<10°) углы поворота сверхзвукового потока над* верхней частью поверхности торможения центрального тела уменьшаются, из-за чего уменьшаются наклон косых скачков и их интенсивность (рис. 5.12).
Вследствие уменьшения наклона косые скачки входят внутрь канала, образуя сложную систему первичных и отраженных скачков. В результате же уменьшения интенсивности
109
косых скачков увеличиваются число М за ними и интенсивность замыкающего скачка в канале воздухозаборника.
На нижней части поверхности торможения центрального тела углы наклона косых скачков и их интенсивность, а также располагаемая площадь сверхзвуковой струи воздуха, входящей в воздухозаборник снизу, увеличиваются. Так как площадь горла, выбранная оптимальной для исходного угла атаки, не может пропустить весь воздух, проходящий через косые скачки уплотнения, перед входом в нижней части возникает Головная волна.
Вследствие несимметричности течения давление воздуха в верхней и нижней частях воздухозаборника получается различным. Возникает перетекание воздуха из зоны повышенного давления в зону пониженного давления, поток перед компрессором становится неравномерным, снижается полное давление на входе в двигатель. Помпаж воздухозаборника начинается при меньшем противодавлении, чем при исходном угле атаки (уменьшается запас устойчивости воздухозаборника).
При больших углах атаки (а>10°) поперечные перетекания существенно возрастают, отчего горло в верхней части становится недостаточным и на этой стороне возникает головная волна. В нижней части те же факторы действуют в противоположном направлении, и головная волна в этом месте исчезает.
Изменение угла атаки в плоском воздухозаборнике с горизонтальным расположением поверхности торможения не приводит к несимметричному течению. Изменяются только углы наклона скачков и их интенсивность. Изменение угла атаки в плоском воздухозаборнике с вертикальным расположением поверхности торможения на работу практически не оказывает влияния.
Для уменьшения влияния изменения угла атаки на работу воздухозаборника ось воздухозаборника располагают под углом 2—3° к строительной оси фюзеляжа.
Неустойчивая работа воздухозаборника. Различают две формы неустойчивой работы воздухозаборника — помпаж и «зуд».
Помпаж воздухозаборника может возникнуть вследствие срывных явлений в потоке воздуха до входа в канал воздухозаборника при определенной степени дросселирования двигателя. Помпаж представляет собой неустановившийся процесс течения, сопровождающийся низкочастотными колебаниями давления и расхода воздуха (от 2 до 20 Гц).
Внешними признаками помпажа являются интенсивные хлопки и продольные толчки, появляющиеся в результате колебаний тяги двигателя. В условиях эксплуатации помпаж воздухозаборника недопустим, так как его появление приводит к помпажу компрессора, сильной тряске самолета, повышению температуры газа перед турбиной, погасанию пламени в форсажной камере и самовыключению двигателя.
НО
В общих чертах помпаж воздухозаборника возникает и про-। екает следующим образом. При дросселировании двигателя с некритического режима образуется головная волна перед входом, которая затем перемещается против потока, разрушая си-< гему косых скачков уплотнения. Поток за головной волной становится резко неравномерным вследствие того, что головная полна, проходя через систему косых скачков уплотнения, разде-
Рис. 5.13. Эпюры полных давлений в нерегулируемом воздухозаборнике при деформации косых скачков замыкающим скачком в процессе дросселирования двигателя
ляет поток на отдельные струи, каждая из которых проходит через разное количество скачков (рис. 5.13).
Наименьшее значение полного давления наблюдается в периферийной части струи, где поток тормозится только в одном прямом скачке. В средней части струи полное давление более
высокое, так как поток тормозится в системе косого и прямого скачков. Во внутренней части полное давление еще выше, так как поток тормозится в системе, состоящей из двух косых и одного замыкающего скачков. В непосредственной близости от поверхности торможения полное давление минимально вследствие влияния пограничного слоя и отрыва потока из-под основания головной волны.
В результате различия в торможении отдельных струй происходит прорыв и выброс сжатого воздуха против потока сначала через те сечения струй, где полное давление меньше среднего (выравненного) давления за воздухозаборником (рис. 5.14,а), а затем через все сечение воздухозаборника (рис. 5.14,6). Головная волна отходит к носку центрального тела. Истечение воздуха прекращается, когда полное давление
111
в канале становится меньше, чем в дозвуковом потоке за головной волной.
Из-за дополнительного уменьшения давления в канале вследствие инерционности вытекающей струи воздуха начинается быстрое поступление воздуха в канал, обратное перемещение головной волны к плоскости входа и восстановление системы косых скачков на входе. Однако из-за низкого противодавления головная волна не задерживается у плоскости входа, а проходит внутрь канала (рис. 5.14,*в). Воздухозаборник переходит на сверхкритический режим работы с замыкающим скачком уплотнения, расположенным за горлом.
Так как на новом режиме расход воздуха через воздухозаборник больше, чем через двигатель, канал переполняется и давление в нем растет. Под действием повышенного давления устраняется сверхзвуковая зона, появляется головная волна, и цикл снова повторяется. 
«Зуд» воздухозаборника проявляется в в-иде высокочастотных колебаний давления воздуха (с частотой 50— 100 Гц). Он возникает вследствие срыва потока внутри канала при работе воздухозаборника на сверхкритических режимах, когда за горлом возникает сверхзвуковая зона течения.
Случайное уменьшение противодавления приводит к перемещению замыкающего скачка в направлении к двигателю, в область более толстого пограничного слоя на внутренних поверхностях воздухозаборника. При этом интенсивность скачка и перепад давлений на нем возрастают, что приводит к отрыву потока от стенок.
Образовавшиеся зоны отрыва за скачком уменьшают проходное сечение и расход воздуха, отчего давление за скачком увеличивается и он перемещается в обратном направлении. Срыв потока ликвидируется, проходное сечение за скачком увеличивается, противодавление уменьшается, и скачок снова перемещается в направлении к двигателю. Процесс повторяется с частотой от нескольких десятков до нескольких сот герц и с малыми амплитудами колебания давления, сопровождается характерным шумом и неприятным физиологическим воздействием на летчика. «Зуд» менее опасен, чем помпаж, и поэтому в процессе эксплуатации он иногда допускается.
«Зуд» устраняют отводом пограничного слоя с поверхности торможения в районе горла и увеличением противодавления в канале в такой мере, чтобы замыкающий скачок располагался ближе к горлу.
§ 5.4. Регулирование сверхзвуковых воздухозаборников
- Задачи регулирования. Нерегулируемый воздухозаборник, предназначенный для работы на сверхзвуковых скоростях полета, существенно снижает эффективность силовой установки
112
(уменьшает эффективную тягу и повышает удельный расход топлива) на нерасчетных режимах, а также имеет узкий диапазон режимов устойчивой работы, особенно при больших числах Мн полета.
Эффективная тяга уменьшается на нерасчетных режимах вследствие уменьшения коэффициента аВх и увеличения внешнего сопротивления воздухозаборника. Регулированием возду-
Рис. 5.15. Регулировайие осесимметричного лобового воздухозаборника выдвижением конуса
хозаборника стремятся не допустить снижения коэффициента о„х и коэффициента расхода <р, от которого зависит величина дополнительного сопротивления воздухозаборника. Меры, обеспечивающие увеличение ввх, приводят, как правило, к увеличению и коэффициента расхода.
Регулированием устраняется и второй основной недостаток нерегулируемых воздухозаборников — неустойчивая работа (помпаж) при дросселировании двигателя и увеличении угла атаки в полете.
Способы регулирования. При отклонении режима работы нерегулируемого сверхзвукового воздухозаборника от расчетного располагаемый расход воздуха через воздухозаборник со гласуется с потребным расходом через двигатель с помощью замыкающего скачка уплотнения, который смещается относительно передней кромки обечайки. Эти смещения нежелательны, так как сопровождаются уменьшением коэффициента ввх и запасов устойчивости. Поэтому на величину располагаемого расхода воздуха воздействуют с помощью специальных регулирующих органов.
Осесимметричный лобовой воздухозаборник регулируют осевым перемещением передней части центрального тела — конуса, открытием выпускных (противопомпажных) и впускных (взлетных) створок.
Выдвижение конуса приводит к уменьшению площади поперечного сечения струи, входящей в воздухозаборник (рис. 5.15), и, следовательно, к уменьшению располагаемого расхода воздуха. Воздух, не попадающий в воздухозаборник, 5 —607	113
Рис. 5.16. Изменение располагаемых характеристик при осевом перемещении конуса воздухозаборника или повороте панелей
может быть обеспечен
растекается в системе скачков уплотнения вокруг воздухозаборника. Располагаемая характеристика перемещается влево на меньшие значения располагаемого коэффициента расхода с некоторым уменьшением запаса по «зуду» и повышением запаса по помпажу (рис. 5.16).-
В осесимметричных лобовых воздухозаборниках с внешним сжатием не предусматривается отдельного регулирующего органа для изменения площади горла, так как направление изменения располагаемого расхода воздуха через систему скачков совпадает с потребным направлением изменения площади горла, что позволяет связать кинематически изменение площади горла с перемещением центрального тела. С этой целью внутреннюю поверхность обечайки в области горла выполняют конической. Тогда при выдвижении конуса уменьшается не только площадь входящей струи, но и площадь горла.
При числах Мн до 2,5 потребный диапазон регулирования располагаемого расхода воздуха и площади горла одним лишь перемещением конуса. Од
нако беспорядочное растекание лишнего воздуха в косых скачках уплотнения увеличивает при больших числах Мн внешнее сопротивление воздухозаборника. Поэтому выдвижение конуса (растекание воздуха в скачках при умеренных сверхзвуковых скоростях) сочетают с организованным выпуском воздуха в атмосферу из внутреннего канала за горлом с помощью створок выпуска при больших числах Мн полета.
Створки выпуска используют также как самостоятельный регулирующий орган для предотвращения помпажа воздухозаборника при больших углах атаки самолета, а также при останове двигателя в полете, когда авторотирующий двигатель не может пропустить весь воздух, проходящий через воздухозаборник. Выпуском воздуха из внутреннего канала поддерживается необходимое противодавление па выходе из воздухозаборника и тем самым предотвращается возникновение головной ударной волны. Следовательно, открытие створок выпуска эквивалентно увеличению пропускной способности двигателя (приведенного расхода воздуха Gnp). Поэтому с увеличением угла открытия створок наклон потребной характеристики воздухозаборника уменьшается.
Створки впуска подводят воздух из окружающей среды во внутренний канал за горлом воздухозаборника при взлете и малых скоростях нонета, когда двигатель работает с максимальной частотой вращения ротора. В этих условиях площадь 114 '	
горла оказывается недостаточной для протекания потребного количества воздуха даже при максимально убранном конусе, так как ее величина рассчитывается для условий полета с числом Мн~0,4-н0,5. Кроме того, фактическое проходное сечение горла уменьшается при взлете вследствие образования срывной зоны на острой передней кромке обечайки (рис. 5.17). В ре-
зультате возникает сильное разрежение в канале, создается мощный скачок уплотнения за горлом, снижается полное давление на входе в компрессор, возможен «зуд» воздухозаборника.
Плоский воздухозабор-
ник регулируют угловым перемещением второй и третьей шарнирно сочлененных подвижных панелей ступенчатого клина, а также створками впуска или передней створкой обечайки.
Увеличение суммарного угла клина за счет поворота второй панели приводит к отходу второго и третьего косых скачков от передней кромки и к уменьшению площади входящей струи (уменьшению располагаемого расхода воздуха). Одновременно уменьшается и площадь
6
Рис. 5.17. Срывная зона на передней кромке обечайки при взлете (а) и ее устранение поворотом передней створки обечайки (б)
горла. При таком способе
регулирования обеспечивается потребное изменение располагае-
мого расхода воздуха через систему скачков уплотнения и горло воздухозаборника во всем эксплуатационном диапазоне режимов полета и режимов работы двигателя без выпуска воздуха
из внутреннего канала воздухозаборника.
Створки впуска устроены и работают так же, как и в осесимметричном воздухозаборнике.
Передняя створка обечайки с изменяемым углом установки позволяет конструктивно просто изменять площадь входа в воз- / духозаборник. При взлете створка обечайки устанавливается в положение максимального раскрытия входа (рис. 5.17,6), что7 обеспечивает благоприятный (без срывов) вход воздуха в воз/ духозаборник и необходимый расход воздуха без дополнительной подпитки через окна впуска.
Программы регулирования. Программы регулирования воздухозаборника представляют собой зависимости перемещения регулирующих органов (конуса, панелей, створок) от параметров, характеризующих режимы полета и работы двигателя, выбранные из условия обеспечения высоких значений коэффициента авх, а также устойчивой работы воздухозаборника во
115
всем эксплуатационном диапазоне режимов полета и работы двигателей.
В воздухозаборниках внешнего сжатия эти условия обеспе-чиваются, как указывалось ранее, при поддержании оптималь-ного положения замыкающего скачка уплотнения относительно передней кромки обечайки (х=хопт). Следовательно, координата х, определяющая положение замыкающего скачка уплотнения, является регулируемым параметром.
Из уравнения (5.7) совместной работы воздухозаборника и двигателя следует, что режим работы воздухозаборника определяется совокупностью следующих параметров: Gnp, qii, ввх и <р. Величина Gnp зависит от /гпр, относительная плотность тока дн— от числа Мн полета, коэффициенты ввх и <р зависят от числа Ми, .угла атаки а самолета и положения I регулирующего органа (конуса или панелей). Поэтому при изменении режимов полета и работы двигателя положение I регулирующего органа необходимо изменять в зависимости от трех параметров: Мн, «пр и а. Зависимость 1=1 (/гпр, Мн, а), полученная из условия поддержания оптимального положения замыкающего скачка уплотнения (х=хОПт), называется потребной программой регулирования воздухозаборника.
Потребная программа перемещения конуса (панели) в зависимости от /гпр при Мн=const получается с помощью располагаемых характеристик, построенных для различных положений конуса (панели), и потребных характеристик, построенных для различных значений приведенной частоты пПр, изменение которой при данном числе Мн вызывается изменением физической частоты или изменением температуры Тн окружающей среды.
Пусть исходный режим работы воздухозаборника является оптимальным (точка б на рис. 5.18). Если мПр увеличивается по сравнению с исходным значением п, потребная характеристика уменьшает свой наклон и режим совместной работы переходит в точку д". При этом коэффициент расхода увеличивается, замыкающий скачок перемещается к обечайке и коэффициент ввх уменьшается. Перемещением конуса назад (уменьшением координаты /) располагаемую характеристику смещают вправо на увеличение коэффициента <р до восстановления оптимального режима в точке б", при этом замыкающий скачок, возвращаясь к оптимальному положению, перемещается в направлении, противоположном перемещению конуса (вперед)’.
Наоборот, если иПр уменьшается, конус необходимо выдвигать (координату / увеличивать) до восстановления оптимального режима в точке б'. Зависимость координаты I от плр при Мн=const показана на рис. 5.19.
Потребная программа перемещения конуса (панели) при изменении числа Мн и nDp=iconst получается аналогично. В этом случае смещаются как распола-116
глемые, так и потребные характеристики (рис. 5.11). Для вос-i тановлепия оптимального положения замыкающего скачка при повышенном числе М/7 конус необходимо выдвигать на уменьшение коэффициента ср, пока точка б" оптимального режима не попадет на потребную характеристику при Мйг> Mw_.
Рис. 5.18. Работа регулируемого воздухозаборника при изменении 7гпр и — const
---^пр
Рис. 5.19. Потребная программа регулирования воздухозаборника в зависимости от /7пр и числа полета п
При nnp=const потребное изменение I в зависимости от Мн относительно невелико (рис. 5.19), так как величиной /гпр частично учитывается влияние числа Мн полета. Поэтому потребную программу упрощают, аппроксимируя сетку кривых единой кривой 1=1 (/гпр) для основных эксплуатационных режимов, как это показано на рис. 5.19. Согласование распола-1 немого расхода воздуха с потребным при X — Хопт будет протекать следующим образом. При увеличении числа Мн увеличивается температура Т*н и уменьшается частота вращения По этому сигналу автоматика перемещает регулирующий ор-i ан на уменьшение располагаемого расхода воздуха (увеличивает координату /), чт0 и требуется. При дросселировании Ави-। ателя (уборке рычага управления двигателем) уменьшаются Пф и ппр, автоматика выдвигает регулирующий орган, отчего располагаемый расход воздуха уменьшается.
В тех случаях, когда выходное сопло двигателя нерегулируемое или форсажный режим работы двигателя регулируется по закону постоянства степени расширения газа в турбине = const), вместо приведенной частоты /гпр как параметра режима работы воздухозаборника берут степень повышения давления воздуха в компрессоре, так как эти параметры < вязаны между собой однозначной зависимостью, а измерение величины значительно проще, чем /гпр. Тогда потребной программой перемещения регулирующего органа будет зависи-. мость 1 — 1 (Мн, тс*, а) .	' 1
117
При стандартной температуре величина л* однозначно связана с числом Мн, поэтому программу перемещения регулирующего органа упрощают до зависимости / = /(^*,а) при 7нРасч= = const. Недостатком этой программы является изменение запаса устойчивой работы воздухозаборника при температурах воздуха, отличающихся от расчетной.
Еще одна возможность для упрощения потребной программы перемещения регулирующего органа представляется в том случае, когда на основных эксплуатационных режимах полета двигатель регулируется по закону постоянства физической частоты вращения ротора (/гф = const). В этом случае, как показывает формула (6.7), приведенная частота ппр является функцией числа Мн полета и температуры Тн окружающей среды, которая при полетах на высотах более 11 км остается величиной постоянной. Исключая с помощью этой формулы приведенную частоту пПр в программе 1—1 (/гпр), получают зависимость положения регулирующего органа от числа Мн: 1 — 1 (Мн) при Мфmax — Const И 7'npacH = COnst.
При увеличении числа Мн регулирующий орган выдвигается (/ увеличивается), и наоборот.
Эксплуатационный недостаток данной программы состоит в том, что при дросселировании двигателя (уменьшении Пф) положение конуса не изменяется, что приводит к помпажу воздухозаборника. Возможность дросселирования двигателя в этом случае обеспечивается створками выпуска воздуха из внутреннего канала воздухозаборника.
Регулирование воздухозаборника по углу атаки в сверхзвуковом горизонтальном полете не производят из-за наличия небольшой зоны нечувствительности воздухозаборника к изменению угла атаки в диапазоне от —2 до ;+5° и установки воздухозаборника на самолете под небольшим отрицательным углом (до -3°).
При перегрузках, когда изменение углов атаки существенно смещает границу помпажа, регулирование воздухозаборника по углу атаки осуществляется путем ступенчатого дополнительного по отношению к заданной программе выдвижения конуса (панели) или открытия выпускных створок в зависимости от угла отклонения стабилизатора, являющегося косвенным параметром угла атаки.
§ 5.5. Системы управления сверхзвуковыми воздухозаборниками
Система управления воздухозаборником служит для перестановки регулирующих органов (конуса, панелей, выпускных створок) в положения, предусматриваемые потребной програм- . мой управления.
118

По отношению к управляемой величине (координате замыкающего скачка уплотнения) системы управления выполняют и (-.замкнутым и, т. е. такими, в которых отсутствуют элементы непосредственного измерения положения замыкающего екачка уплотнения. В незамкнутых (программных системах) регулирующие органы устанавливаются средствами автоматики в необходимые положения в зависимости от величины
Рис. 5.20. Функциональная схема программной системы управления воздухозаборником:
1 — измерительное устройство: 2 — задающее устройство; 3 — сравнивающее устройство; 4 — исполнительное устройство; 5 — обратная связь
задающих параметров: к* (или ипр), числа Мн полета и угла атаки а самолета, учитывающих условия полета и режимы работы двигателя.
Система программного управления состоит из измерительного / (рис. 5.20), задающего 2, сравнивающего 3 и исполнительного 4 устройств и обратной связи 5.
Измерительное устройство измеряет возмущения, вызывающие изменение управляемой величины — координаты х, и формирует на основе этих измерений задающий параметр (с* или ППр, число Мн).
Задающее устройство формирует сигнал, пропорциональный координате /зад заданного положения регулирующего органа в соответствии с программой управления.
Сравнивающее устройство сопоставляет заданное и фактическое положения регулирующего органа и выдает (лектрический сигнал рассогласования между этими положениями.
Исполнительное устройство преобразует электрический сигнал рассогласования в гидравлический с помощью >лектрогидравлического преобразователя и переставляет регулирующий орган до устранения сигнала рассогласования. Сигнал о фактическом положении регулирующего органа перелается на сравнивающее устройство посредством жесткой обратной связи 5 (троса, рычагов). Исполнительное устройство состоит из золотникового усилителя и силового гидроцилиндра.	J
Система управления может работать в автоматическом режиме, когда перестановка регулирующих органов
119
производится по' командам автоматических датчиков, или в ручном режиме по командам, вводимым в систему летчиком в случае отказа автоматической системы.
Система управления, программирующая положение конуса (панелей) по величине тс*. Практически реализуемая програм-
ма регулирования представляет собой зависимость между координатой I положения конуса (панелей) и величиной тс*
Рис. 5.21, Программа управления конусом (панелями) по величине тск
(рис. 5.21).
Измерительное устройство тс* системы включает .два анероида 5 и 6 (рис. 5.22), чувствительных к изменению давлений р\ перед и р*2 за компрессором. С помощью электромагнитной (индуктивной) системы деформации анероидов преобразуются в электрические напряжения, величины которых пропорциональны воспринимаемым давлениям, Сигналы индуктивных датчиков поступают в блок выдачи сигналов, где производится их усиление и сравнение. Выходной потенциометр
этого блока (задающее устройство)
выдает задающий сигнал
в виде относительного сопротивления, величина которого пропорциональна отношению рУр*.
Выходной потенциометр и потенциометр обратной связи образуют электрический мост, в диагональ которого включается блок управления и коммутации. Потенциометр обратной связи вводит в блок управления и коммутации сигнал о фактическом положении конуса (панелей). Следовательно, в этом блоке производится сравнение задающего сигнала с сигналом фактического положения конуса (панелей). При равенстве этих сигналов электрический мост будет сбалансирован (ток в диагонали моста отсутствует). Если изменится величина тс*, равновесие
моста нарушится вследствие изменения отношения плеч задающего потенциометра, т. е. появится рассогласование между задающим сигналом и сигналом от датчика обратной связи. Тогда блок управления и коммутации сформирует сигнал рассогласования соответствующей полярности и подаст его на обмотку поляризованного реле исполнительного устройства (агрегат управления).
В одну из полостей гидроцилиндра направляется гидросмесь. Как только начнется перемещение конуса (панелей), будет изменяться сигнал от датчика обратной связи, т. е. станет уменьшаться величина рассогласования. Перемещение конуса (панелей) продолжается до тех пор, пока сигнал от датчика обратной связи не станет равным сигналу от задающего устрой-120
* Рис. 5.22. Система управления, программирующая положение конуса по величине :
/ — кнопка створок выпуска; 2—переключатель; 3 — кремальера; -/ — указатель положения конуса; 5, 6 — анероиды; 7 — выходной потенциометр; 8 — потенциометр ручного управления конусом; 9 — потенциометр обратной связи; 10 поляризованное реле; // — створки впуска: /2 — створки выпуска;
13 — микровыключатель конуса; /-/ — переключатель; 15 — лампочка световой сигнализации
f
Рис. 5.23. Программа управления конусом и створками выпуска по величине пПр
ства. При этом регулирующий орган займет положение, соответствующее новому значению к*.
Система включается в работу после взлета самолета по сигналу-от микровыключателя, который замыкается в процессе уборки шасси, при этом конус (панели) устанавливается в положение, соответствующее значению по принятой программе. Система выключается в процессе выпуска шасси перед посадкой самолета, когда концевой выключатель ’размыкается и конус (панели) полностью убирается, после чего воздухозаборник работает как нерегулируемый.
Система, программирующая положение конуса и створок выпуска по величине ппр. Практически реализуемые программы управления представляют собой линейные зависимости координаты Д/ (рис. 5.23) положения
конуса и угла у открытия створок от задающего параметра ппр. При уменьшении мпр (увеличении числа Мн полета) системы управления конусом и створками работают последовательно, причем сначала выдвигается конус. После исчерпания возможности выдвижения конуса в работу с небольшим опережением вступают створки выпуска, которые с уменьшением ппр все больше открываются, обеспечивая выпуск излишков воздуха в атмосферу.
Структурно-функциональная схема этой системы отличается от предыдущей только измерительным устройством, формирующим величину задающего параметра мпр по измеренным значениям физической частоты Пф вращения ротора и полной температуре 7* перед компрессором двигателя. В качестве датчика Пф применяется тахогенератор, в качестве датчика Т* — термометр сопротивления.
Система включается в работу при числе Мя= 1,3-т-1,4. При меньших числах Мн система выключается и не реагирует на изменение Пф и числа Мя, т. е. воздухозаборник работает как нерегулируемый с полностью убранным конусом.
Автоматические устройства, обеспечивающие устойчивую работу воздухозаборника при дросселировании двигателя. Дросселирование двигателя в полете (уменьшение мпр) может происходить вследствие увеличения числа Мн при Пф — const или уменьшения Пф при Мн=const.
В первом случае система управления, работающая по сигналам ппр или к*, выдвигает конус (панели) согласно программе управления. Во втором случае при глубоком дросселировании двигателя уборкой РУД потребные перемещения ко-122
п\ч-.-| (панелей) превышают располагаемые. Поэтому степень ||)осселирования двигателя ограничивают при больших числах Мд. Для этого применяют ограничители степени дросселирования: упор на рычаге управления двигателем или клапан . олокировки перенастройки регулятора физической частоты вращения ротора двигателя, которые управляются по числу Мн полета.
В системе, программирующей положение конуса по числу М„, устойчивая работа воздухозаборника при дросселировании двигателя обеспечивается с помощью створок пыпуска, положение которых программируется по физической частоте вращения ротора.
Автоматические устройства, обеспечивающие устойчивую работу воздухозаборника при больших углах атаки. Для обеспечения устойчивой работы воздухозаборника при больших углах атаки вводится коррекция программы перемещения конуса (панелей) по углу отклонения стабилизатора (штриховая линия на рис. 5.21) независимо от текущего шачения или применяются противопомпажные створки выпуска.
Сигнал на дополнительное скачкообразное выдвижение ко- • нуса (панелей) подается посредством специального датчика с концевыми выключателями, который кинематически связан со стабилизатором. При замыкании контактов сигналы подаются в блок управления и коммутации, формирующий управляющий сигнал для исполнительного устройства (агрегата управления). После снятия сигналов от датчиков угла поворота стабилизатора конус (панели) возвращается в исходное положение.
Систему управления противопомпажными створками выполняют в виде двухпозиционгюго программного автомата, переставляющего створ ки силовым цилиндром из по южения ЗАКРЫТО в положение ОТКРЫТО при больших углах отклонения стабилизатора в полете с ’числами Мп 1,30-т-1,40. Система включается в работу с помощью М-реле и срабатывает при определенных углах поворота стабилизатора или по другим сигналам, свидетельствующим о недопустимом уменьшении запаса устойчивой работы воздухозаборника (например, при выключенном форсажном режиме или запаздывании в выдвижении конуса при дросселировании двигателя и т. п.).
Створки переставляются с помощью гидроцилиндров и гидрокрана управления.
Приборы контроля в кабине летчика. Указателе положения конуса (панелей) показывает с помощью узкой стрелки фактическое положение конуса (панелей) в процентах от величины его полного перемещения. Положению стрелки5% соответствует убранное положение, положению стрелки 100% — выпушенное положение. Соосная,с ней широкая стрелка пока-
123
зывает положение конуса, задаваемое летчиком при ручном управлении.
Переключатель рода работы воздухозаборника имеет положения СТВОРКИ АВТ. и РУЧН. Он обеспечивает возможность ручного управления и уборки панелей при отказах системы управления.
Лампочка световой сигнализации ОТКАЗ УВД информирует летчика об отказе электрической и гидравлической частей системы управления.
Кроме того, в кабине летчика устанавливают автомат защиты сети АЗС УПРАВ. ВХОДОМ и иногда переключатель ИМИТАЦИЯ МАХ.—УВД (числа М) для проверки функционирования системы при опробовании двигателя.
Блокировки конуса (панелей) при отказах системы управления и ручное управление воздухозаборником в полете. При обесточивании системы управления, когда число Ми> 1,14-1,2, происходит стопорение конуса (панелей) в положении, соответствующем моменту отказа, и выдается сигнал на световую сигнализацию ОТКАЗ УВД.
При падении давления в нагнетающей гидравлической магистрали обеспечивается автоматическое стопорение панелей в положении, соответствующем моменту падения давления.
Для ограничения самопроизвольного выхода панелей срабатывает концевой выключатель, установленный на определенной величине хода панелей, который выдает сигнал на стопорение панелей и лампу ОТКАЗ УВД.
В случае выхода из строя автоматического датчика тс* лет, чик имеет .возможность управлять панелями вручную. Для этого переключатель рода работы необходимо установить в положение РУЧН. и вращением кремальеры указателя положения панелей задать необходимую величину выдвижения панелей, которую показывает связанная с кремальерой широкая стрелка. В процессе перемещения панелей узкая (индикаторная) стрелка, совмещаясь с широкой, сигнализирует о выполнении заданной команды.
Действия летчика при отказе системы автоматического управления воздухозаборником. Признаком отказа служит загорание лампочки световой сигнализации с одновременным самопроизвольным выдвижением (уборкой) конуса (панелей) при постоянном числе Мн полета. На указателях положения панелей многодвигательного самолета появляется разность в положениях панелей более 15—20%.
Действия летчика должны быть направлены на предотвращение помпажа воздухозаборника. Для этого следует выключить форсаж, погасить скорость и убрать конус аварийно (пе-124
Р<-ключатель рода работы поставить в положение АВАР, .\ БОРКА).
При необходимости продолжать полет можно перейти на ручное управление воздухозаборником. Для этого переключа-к-ль рода работы следует поставить в положение РУЧН. Задающую (широкую) стрелку указателя нужно устанавливать в положения, соответствующие данному числу Мн с допуском nt более 15—20% в сторону нещовыдвижения конуса (ламелей), |.-ц< как недовыдвижение менее опасно, чем его чрезмерное вы-шпжен'ие. Начинать выдвижение конуса (панелей) при разгоне следует с числа Мн=1,7ч-2,0. На многодвигательном самолете работой неисправного воздухозаборника удобно управлять, устанавливая задающую стрелку указателя неисправного воздухозаборника в положения, соответствующие показаниям индикаторной (узкой) стрелки указателя исправного воздухозаборника (при одинаковой частоте вращения роторов обоих двигателей). При торможении самолета конус (панели) полностью убирают в диапазоне чисел Мл =1,5 ч-2,0 при nmax. Дросселирование двигателя можно производить при числах М„< 1,3ч-1,5.
Глава 6
' ОСЕВЫЕ КОМПРЕССОРЫ
Осевые компрессоры широко применяются в современных 1 азотурбинных двигателях для повышения давления воздуха перед поступлением его в камеру сгорания. Они выгодно отличаются от компрессоров других типов (центробежных, диагональных) тем, что в значительной степени повышают давление воздуха при высоком значении КПД, а также пропускают большие количества воздуха при приемлемом диаметральном размере.
§ 6.1. Устройство и работа ступени осевого компрессора
Ступень осевого компрессора состоит из вращающегося р а-оо чего колеса/: (рис. 6.1) и расположенного за ним непо-'ППГЖНО1ГО спрямляющего аппарата 2. В некоторых компрессорах перед рабочим колесом первой ступени устанавливают входной направляющий аппарат (ВНА).
Рабочее колесо. Рабочее колесо служит для передачи воздуху энергии, подводимой от турбины двигателя,'с помощью рабочих лопаток 6 (рис. 6.2), расположенных (равномерно в окружном направлении на диске 5. Аналогично располагаются лопатки 3 спрямляющего и лопатки / входного направляющего аппаратов на корпусе 2 ступени.
12b
Все струйки воздуха, входящие в ступень, например, на среднем рациусе, движутся далее по поверхности тока, близкой по форме к цилиндрической. Рассечем ступень этой цилиндрической поверхностью, которую затем мысленно разрежем по образующей и развернем на плоскости. В пересечении лопаток с
Рис. 6.1. Рабочее колесо (/) и спрямляющий аппарат (2) ступени осевого компрессора
цилиндрической поверхностью получится ряд одинаковых и одинаково расположенных поперечных сечений рабочих лопаток— так называемая решетка профилей (контуров поперечных сечений) рабочих лопаток (рис. 6.3,6), а также расположенная перед ней решетка профилей лопаток ВНА (рис. 6.3, а) и расположенная за ней решетка профилей лопаток спрямляющего аппарата (СпА) (рис. 6.3, в). Как видно, профили лопаток напоминают профили лопастей воздушного винта или профиль крыла, но несколько более изогнутый.
Воздух, проходящий через вращающееся рабочее колесо, участвует в двух движениях: в относительном движении (относительно стенок межлопаточных каналов рабочего колеса) со скоростью относительного движения w и в переносном движении (вместе с вращающимся рабочим колесом) с окружной скоростью и. Следовательно, абсолютная скорость воздуха с равна векторной сумме скоростей ши и: c=w.'+'u.
Треугольник, составленный из векторов с, w и и, называется треугольником скоростей. На входе в рабочее колесо
треугольник скоростей составлен векторами сь и и (рис. 6.3), а на выходе — векторами Cs, w2 и и.
126
Профили лопаток рабочего колеса устанавливают на диске под некоторым небольшим углом атаки а к вектору относительной скорости wlt при котором профили лопаток обтекаются
Рис. 6.2. Схема ступени п изменение параметров состояния воздуха в ступени осевого компрессора:
/ — лопатка ВНА; 2 — корпус ступени; 3 — лопатки спрямляющего аппарата; 4— лабиринтное уплотнение; 5 — диск; 6 — рабочие лопатки
Рис. 6.3. Схема течения воздуха и треугольники скоростей в ступени осевого компрессора:
а — Bl IA; б — рабочее колесо; в — СпА
безотрывно. Углом атаки профиля называется угол между направлением вектора скорости Wi набегающего на лопатку потока и направлением вектора скорости о»о набегающего потока, при котором подъемная сила профиля равна нулю (коэффициент подъемной силы профиля €„=0)1
Чтобы получить диффузорный межлопаточный канал, профиль рабочих лопаток выгибают так, чтобы угол выхода потока и । канала ft? был больше угла fh входа потока в канал. Вслед
127
ствие этого ширина канала S2K=/sinp2 на выходе получается больше ширины канала slK=/sinpI на входе, где t — шаг решетки профилей (расстояние между любыми двумя сходственными точками соседних профилей). В результате диффузорно-сти относительная скорость воздуха в межлопаточных каналах рабочих лопаток уменьшается (®2<ИЛ, рис. 6.2), а статическое давление воздуха возрастает (p2>Pi). Происходит частичное преобразование кинетической энергии воздуха, входящего в рабочее колесо, в энергию давления.
Вследствие поворота потока воздуха в относительном движении от направления скорости Wi к направлению скорости и?2 и вращения рабочего колеса с окружной скоростью и абсолютная скорость воздуха с2 на выходе из колеса отклоняется от направления ci в сторону вращения колеса и получается по величине больше абсолютной скорости Ci на входе в колесо, т. е. кинетическая энергия и полное давление воздуха в рабочем колесе возрастают. В рабочем колесе поток воздуха поворачивается в окружном направлении на величину Ла'и, равную разности окружных составляющих скоростей воздуха и?|м перед и w2u за колесом (рис. 6.3).
Спрямляющий аппарат. Спрямляющий аппарат служит для преобразования кинетической энергии воздуха, приобретенной в рабочем колесе, в потенциальную энергию давления. Лопатки спрямляющего аппарата также образуют диффузорные каналы, ширина s3a которых на выходе больше ширины s2a на входе. В этих каналах поток воздуха отклоняется в обратную сторону по отношению к повороту потока в рабочем колесе и получает на выходе направление по скорости с3, близкое к направлению по скорости Сь Раскрутка потока в спрямляющем аппарате Дсм равна разности окружных составляющих с2и и с3и скоростей воздуха перед и за аппаратом.
Скорость воздуха в спрямляющем аппарате уменьшается от значения с2 до значения с3, а статическое давление вследствие этого повышается от значения р2 до значения р3 (рис. 6.2). При отсутствии гидравлических потерь полное давление воздуха оставалось бы постоянным по длине каналов аппарата.
Дозвуковые и сверхзвуковые ступени. Характерным параметром ступени, определяющим особенности обтекания лопаток рабочего колеса, является число М потока на внешнем . диаметре колеса на расчетном режиме:
М =^,
123
1/i.c Wj и «1соответственно относительная скорость и местная скорость звука [см. формулу (3.1)] в потоке воздуха перед колесом на внешнем диаметре.
В зависимости от величины числа Мю осевые ступени подразделяются на дозвуковые (М^ = 0,854-0,90), околозвуковые (МОТ1 = 0,94-1,3) и сверхзвуковые	1,304-1,35).
В сверхзвуковой ступени
возникает скачок уплотнения (головная волна) перед каждой лопаткой (рис. 6.4). Пройдя через головные волны, поток воздуха становится дозвуковым. Последующее течение воздуха в расширяющихся межлопаточных каналах колеса сопровождается дальнейшим, уменьшением скорости, как н в дозвуковой ступени. ('тепень повышения давле-
Рис. 6.4. Схема течения воздуха в сверхзвуковой ступени
пня воздуха в сверхзвуковых ступенях выше, чем в дозвуковых, поэтому их применение приводит к уменьшению потребного числа ступеней при заданной степени повышения давления в компрессоре.
Входной направляющий аппарат (ВНА). ВНА служит для создания предварительной закрутки потока воздуха перед рабочим колесом первой ступени. Предварительной закруткой называется окружная составляющая сщ (рис. 6.3) абсолютной скорости перед рабочим колесом. Чаще всего применяют аппараты, создающие предварительную закрутку по направлению вращения колеса в целях повышения вапорности ступени за счет увеличения окружной скорости при неизменном значении относительной скорости ®i. При этом предварительную закрутку увеличивают от корневого сечения к периферийному, чтобы не допустить возрастания числа М и, следовательно, волновых потерь на концах лопаток рабочего колеса. Предварительная закрутка у корня лопаток обычно не <ребуется, посредине высоты лопаток она равна 50—60 м/с, на концах лопаток достигает 100—120 м/с.
Предварительную закрутку потока воздуха не применяют, если необходимо увеличить расход воздуха через двигатель без величения диаметрального размера ступени компрессора. В этом случае осевая составляющая с1а абсолютной скорости на входе в рабочее колесо равна абсолютной скорости (йа =
Ci = 1804-240 м/с) и ВНА не требуется. Такая ступень называется ступенью с осевым вхоцом воздуха.
129
Рис. 6.5. Аэродинамические силы, действующие на рабочую лопатку
Аэродинамические силы, действующие на рабочую лопатку. По аналогии с обтеканием крыла самолета давление воздуха на вогнутой части профиля лопатки получается больше, чем на выпуклой. Поэтому со стороны потока на лопатку действует аэродинамическая сила, направленная в сторону спинки. Для определения этой силы струю воздуха, обтекающую элемент рабочей лопатки высотой dr, отделяют от остального потока и от элемента лопатки замкнутой контрольной поверхностью S.
Поверхность s составлена из двух поверхностей тока S[_2 и 5г_2, (рис. 6.5), отстоящих одна от другой на величину шага t\ двух плоскостей $!_!, и s2_2, параллельных фронту решетки
и расположенных на таком расстоянии от нее, на котором отсутствует неравномерность потока; боковой поверхности хл элемента лопатки.
Силы, действующие на поверхностях тока и sr_2,, равны по величине и противоположны по направлению, поэтому они в точности компенсируют одна другую, а расход воздуха через эти поверхности равен нулю. В сечениях 1—Г и 2—2' приложены силы давления воздуха p\tdr и p^tdr, а количества движения равны Ama.'i и Дти^, где Дт— секундная масса воздуха, проходящего через- контрольную поверхность.
Сила ДР', с которой элемент лопатки действует на поток воздуха на поверхности $л, 'равна и противоположна силе ДР, с которой поток действует па лопатку:
ДР' = -ДЛ	(6.1)
Составим уравнение Эйлера (3.40), для чего равнодействующую всех сил pddr+p2tdr+k.P', приложенных к контрольной поверхности, приравняем к изменению секундного количества движения Дт®2 — А«Ш| воздуха, проходящего через контрольную поверхность. С учетом равенства (6.1) получим:
kP=pxtdr -ф p-tdr — Д/п®г>2 +
130
Перейдем от векторного уравнения к проекциям на окружное и осевое направления. В качестве положительных направлений примем направления против движения потока и вращения рабочего колеса. Так как силы давления p^tdr и p2tdr не дают окружных составляющих, получим
ДР„= Am(wla-w2„);	|
ЬРа = (Р* — Р1)Мг + ^(w2a~ Wla). J ( J
Разность окружных составляющих wlu — w2u представляет собой закрутку Ди?„ воздуха в колесе. Суммируя элементарные силы по всей длине лопатки, получают окружную Ри и осевую Ра составляющие аэродинамической силы, действующей на рабочую лопатку.
Работа вращения колеса ступени. Секундная работа вращения элементарного слоя лопатки высотой dr равна.произведению аэродинамического усилия &Ри, создаваемого этим элементом в окружном направлении, на его окружную скорость и, т. е. ЛРцН.
Обычно эту работу относят к секундному расходу воздуха Лиг через контрольную поверхность элемента и полученную величину Lu называют работой вращения элемента рабочей лопатки:
=	(6.3)
т. е. работа, затрачиваемая на вращение элемента рабочей лопатки, равна произведению окружной скорости и и закрутки Лши воздуха в рабочем колесе и измеряется в джоулях на килограмм (Дж/кг).	।
Ступень проектируется так, чтобы значение Lu было одним и тем же для всех элементов по длине рабочей лопатки. Тогда работа вращения всего рабочего колеса, отнесенная к 1 кг воздуха, проходящему через ступень, будет равна работе вращения любого его элемента.
Эффективная работа LCt вращения колеса ступени больше работы Lu на величину работы трения в воздушной среде элементов конструкции ступени, расположенных вне проточной части. Обычно работа трения не превышает 0,5% работы, расходуемой на вращение колеса ступени, поэтому Lr^Lu.
Форма каналов между лопатками. Межлопаточные каналы в рабочем колесе, спрямляющем и входном направляющем аппаратах имеют сложную пространственную форму. Как указывалось ранее, в рабочем колесе и в спрямляющем аппарате они выполняются расширяющимися (диффузорными). Однако степень расширения межлопаточных каналов, определяемая отношением ширины канала на выходе к его ширине на входе, не сохраняют постоянной по высоте каналов, а уменьшают в
131
направлении от втулки рабочего колеса к периферии (рис. 6.6)'. Это делается для того, чтобы величина передаваемой воздуху эффективной работы, равная произведению закрутки и окружной скорости и, была одной и той же на всех радиусах по длине лопатки. В противном случае происходит перераспределение энергии между отдельными струйками воздуха в по-
Рис. 6.6. Пространственная форма каналов между лопатками и треугольники скоростей у основания (а) и на конце (6) рабочих лопаток компрессора
токе за рабочим колесом, сопровождающееся дополнительными потерями полного давления, создаваемого ступенью. Так как окружная скорость возрастает в направлении от основания лопаток к периферии, для выполнения указанного условия величину закрутки уменьшают в этом направлении соответствующим уменьшением изогнутости профилей лопаток рабочего колеса от конца к периферии. Профили лопаток спрямляющего аппарата также больше изогнуты во втулочных сечениях, чем на периферии.
Центробежные силы, возникающие вследствие вращения потока воздуха за ВНА со скоростью с|м и за рабочим колесом со скоростью с2г1, стремятся перемещать поток воздуха к периферии. Для обеспечения радиального равновесия потока значения углов оц и аг уменьшают в направлении от корня к периферии с таким расчетом, чтобы статическое давление воздуха повышалось в этом направлении за счет соответствующего уменьшения осевой составляющей скорости потока.
Так как окружная скорость рабочего колеса увеличивается в направлении от втулки к периферии (примерно от 150—200 до 300—400 м/с), периферийные профили лопаток разворачивают по отношению к корневым профилям для обеспечения безотрывного обтекания лопатки по всей ее длине. Лопатка получается естественно закрученной.
132
§ 6.2. Рабочий процесс, характеристики и особые режимы работы осевых компрессоров
В эксплуатационных условиях осевой компрессор может работать на расчетном, нерасчетных и особых режимах. Расчетный режим характеризуется значениями частоты вращения
ротора, высоты и скорости полета, при которых определяют геометрические размеры и форму проточной части компрессора, число ступеней, треугольники скоростей и углы атаки на лопатках различных ступеней, обеспечивающие получение необходимых значений степени повышения давления, КПД, расхода воздуха и запаса устойчивости компрессора. Нерасчетные режимы получаются при дросселировании двигателя (уменьшении частоты вращения), изменении высоты и скорости полета и в некоторых других случаях. К особым режимам относятся режимы неустойчивой работы и авторотации компрессора.
Рис. 6.7. Диаграмма процесса сжатия воздуха в компрессоре
Рабочий процесс многоступенчатого осевого компрессора. Многоступенчатый осевой компрессор повышает давление воздуха в ряде последовательно расположенных осевых ступеней. ()дним из основных параметров многоступенчатого осевого компрессора является степень повышения давлениям*
равная отношению полного давления д* за компрессором к
полному давлению воздуха д* перед компрессором.
Степень повышения давления равна произведению степеней повышения давления всех его ступеней. В дозвуковых ступенях степень повышения давления обычно не превышает 1,2—1,4. Поэтому для получения на максимальном режиме суммарной ( гепени повышения давления к* = 10-;-20 требуется от 8 до 20 ступеней. На рис. 6.7 изображен процесс сжатия воздуха в компрессоре в координатах давление р— удельный объем воздуха V. Точка / изображает состояние воздуха на входе в ступень. Обычно теплообмен между потоком воздуха в компрессоре и окружающей средой относительно невелик. Если считать сю вовсе отсутствующим, а также предположить, что воздух и компрессоре лишен вязкости (нет трения), процесс повышения давления протекал бы по адиабате /—Аад. Площадь, ограниченная контуром pi—1—k&R—pK, эквивалентна работе, которую необходимо затратить на повышение давлейия воздуха в адиабатном процессе. Эта работа называется адиабатической работой сжатия.
133
В реальном процессе выделение тепла трения приводит к некоторому увеличению температуры сжимаемого воздуха и увеличению работы сжатия на величину АД, эквивалентную заштрихованной площадке на рис. 6.7. Реальный процесс сжатия протекает по политропе 1—k, а площадь, ограниченная контуром pi—1—k—рк, эквивалентна политропической работе сжатия. Увеличение работы сжатия АД вследствие выделения тепла трения называют тепловым сопротивлением. Тепловое сопротивление характеризует только дополнительную затрату работы на сжатие воздуха, а не затраты работы Др на преодоление сил трения в компрессоре, которые могут в несколько раз превышать АД.
Степень совершенства рабочего процесса компрессора характеризуется коэффициентом полезного действия, который равен отношению адиабатической работы сжатия воздуха в компрессоре £*дк к работе LK, затрачиваемой на его вращение:
<=	(6.4)
Адиабатическая работа сжатия представляет собой минимальную работу, которую необходимо совершить для повышения полного давления от значения р* до р* при отсутствии каких-либо потерь.
Согласно уравнению Бернулли (2.28) величина Дк,характеризует работу, затрачиваемую на политропическое сжатие воздуха Апол от давления pi до давления рк; на изменение кинетической энергии воздуха, движущегося со скоростями Ci на входе в компрессор и ск на выходе из него, и на преодоление всех имеющихся в компрессоре гидравлических сопротивлений Др:
с2 — с2
LK = Дол + —2— + ЛР	-	(6.5)
На расчетном режиме работы •»;*= 0,804-0,84 (до 0,87). Это означает, что в среднем 13—20% подводимой к компрессору работы затрачивается на преодоление различного рода сопротивлений, а 80—87% полезно используется для повышения давления воздуха.
Характеристики компрессоров. Графики, показывающие изменение основных показателей работы компрессора (степени повышения давления я* и КПД т?* ) при изменении частоты вращения п и расхода воздуха G, называются характеристиками компрессора. В эксплуатационных условиях частота вращения изменяется при переходе двигателя с одного режима работы на другой, а на величину расхода воздуха через компрессор оказывают влияние частота вращения, высота 134
и скорость полета, а также сопротивление газового тракта дви-। ателя, расположенного за компрессором.
Основное сопротивление движению газового потока за ком-п] гссором создает сопловой аппарат газовой турбины, пропускная способность которого зависит от температуры газа перед турбиной. Так, например, при повышении температуры газов перед турбиной, вызванном увеличением подачи топлива в камеру сгора- х* пня двигателя, расход газов через сопловой аппарат уменьшается вследствие уменьшения плотности’газов. Соответственно уменьшается расход воздуха с. рез компрессор.
Характеристики компрессора получают экспериментально в процессе его испытания на специальном стенде. Компрессор приводят во вращение электродвигателем, а сопротивление । лзового тракта имитируют с’ помощью дроссельной заслонки, расположенной н воздушном канале за компрессором. Изменением мощности электродвигателя и положения заслонки устанав- ₽ лпвают режимы работы компрессора м с различными частотами вращения и расходами воздуха.
Типовые характеристики осевого компрессора показаны на рис. 6.8. Рассмотрим одну из приведенных на этом графике так называемых напорных кривых — зависимость it* от Gnp при каком-либо одном постоянном значении частоты вращения, например при nnp=100%, и при неизменных значениях давления р\ и температуры 1\ на входе в компрессор. В этих условиях расход воздуха через компрессор будет зависеть только <>г сопротивления газового тракта, т. е. от положения дроссельной заслонки.
Пусть при некотором среднем положении заслонки режим работы компрессора характеризуется точкой а на напорной кривой. Если заслонку прикрывать, давление за компрессором и, следовательно, к* возрастают, а расход воздуха уменьшается. Режим работы компрессора переместится в точку б. Дальнейшее уменьшение расхода воздуха приводит к неустойчивой работе компрессора — помпажу (точка' а). Если заслонку открывать, давление воздуха за компрессором и уменьшаются, а расход воздуха увеличивается. Режим работы компрессора перейдет в точку в. При дальнейшем открытии заслонки величина продолжает уменьшаться, а расход воздуха практически не возрастает (на напорной характеристике
135
появляется вертикальный участок)'. Уменьшение гс* будет происходить только до некоторого минимального значения, соответствующего точке з, после чего дальнейшее открытие заслонки не изменяет режима работы компрессора вследствие запирания межлопаточных каналов последней ступени (скорость в самых узких сечениях межлопаточных каналов последней ступени достигает скорости звука). Дальнейшее увеличение расхода воздуха путем открытия дросселя оказывается невозможным.
Аналогично получают напорные кривые и при других значениях частоты вращения. С увеличением частоты вращения напорные кривые смещаются на большие значения гс* и Gnp и становятся более крутыми. Линия г—г, соединяющая точки г, называется границей устойчивых режимов, а линия з—з — границей запирания компрессора по выходу. Линия о—о, соединяющая точки, в которых при каждой частоте вращения достигается максимальная величина КПД компрессора, называется линией оптимальных режимов.
Характеристики компрессора зависят от давления рх и температуры Т\ на входе, которые сильно изменяются при изменении атмосферных условий, высоты и скорости полета. При изменении только давления р\ на входе в компрессор величины гс* и КПД остаются постоянными, а расход воздуха через компрессор изменяется пропорционально изменению давления на входе. При уменьшении температуры .воздуха на входе в компрессор весовой расход воздуха увеличивается вследствие увеличения плотности воздуха. Степень повышения давления гс* также возрастает, так как при постоянной частоте вращения более холодный воздух может быть сжат до более высокого давления.
Характеристики компрессора, построенные в физических параметрах (так называемые нормальные характеристики — зависимости гс* и iq* от расхода воздуха О при различных значениях п, р{ и 7\), получаются многочисленными и, следовательно, неудобными для практического использования. Поэтому нормальные характеристйки компрессора перестраивают в универсальные, т. е. представляют в виде зависимостёй гс* и т]* от параметров подобия! приведенного расхода воздуха
=	(«К
и приведенной частоты вращения
йпр1=Л]/^:’	(67)
13@
i де О и п — физический расход воздуха и физическая частота вращения ротора компрессора;
Т*н и р* полная температура и полное давление воздуха на входе в компрессор, выражаемые формулами (3.10) и (3.15) соответственно;
760 мм рт. ст. и 288 К—стандартные давление и температура на входе в компрессор, к которым приводят параметры компрессора.
Универсальные характеристики, построенные на основании результатов стендовых испытаний, остаются справедливыми и для полетных условий.
При работе компрессора на стенде в стандартных атмосферных условиях приведенные параметры Gnp и ппр численно равны значениям Сим соответственно. По внешнему виду характеристики осевого компрессора в параметрах подобия не отличаются от характеристик, построенных в зависимости от физических величин.
Не все режимы работы компрессора, получаемые на испытательном стенде, могут быть (при работе компрессора совместно с турбиной) в газотурбинном двигателе. Каждому значению приведенной частоты вращения соответствует вполне определенное значение приведенного расхода воздуха и, следовательно, определенное значение степени повышения давления компрессора, т. е. единственная рабочая точка на напорной кривой. Линия Н—В (рис. 6.8), соединяющая рабочие точки при различных установившихся значениях ипр, представляет собой линию совместных режимов работы компрессора и турбины и называется линией рабочих режимов.
Линия рабочих режимов пересекает границу устойчивой работы компрессора в точках Н и В при низком ппрн и высоком ппрв значениях приведенной частоты вращения. Эти значения ограничивают диапазон приведенной частоты вращения, в котором возможна устойчивая работа компрессора в газотурбинном двигателе.
Различные точки рабочей линии находятся на различных расстояниях относительно границы устойчивой работы. Запас устойчивости компрессора при каждом значении ппр оценивают коэффициентом запаса устойчивости
Дку =
Gnp
GnPf
1 100%,
(6.8)
где параметры с индексом «г» относятся к точке, лежащей на границе устойчивых режимов, а параметры без этого индекса — к точке, лежащей на рабочей линии при том же значении приведенной частоты вращения нпр.
137
Коэффициент Дку характеризует относительное удаление рабочей точки при заданном значении /гпр от границы устойчивых режимов работы компрессора, при этом отношение те*/к* показывает, насколько раоочая точка располагается ниже границы устойчивых режимов по вертикали, а отношениеОпр/Опрг— правее по горизонтали.
При частотах вращения /гпрн и /гпрв запас устойчивости компрессора равен нулю, а в промежутке между этими значениями может достигать 15—,20%. Нарушением устойчивости работы компрессора при /гпРн называется нижний срыв или нижний помпаж, а при /гпрв — верхний срыв или верхний помпаж.
Срывные и неустойчивые режимы работы (помпаж) осевого компрессора. В газотурбинном двигателе с многоступенчатым осевым компрессором условия для возникновения нижнего срыва создаются при уменьшении приведенной частоты вращения ротора до значения «ПРн. Как показывает формула (6.7), такие условия возможны в двух случаях: при значительном снижении физической частоты вращения п, например в целях уменьшения тяги двигателя, и в случае, когда при постоянном значении п повышается температура Т*н на входе в компрессор, например вследствие увеличения скорости полета или попадания в двигатель горячих газов. Кроме того, эта форма неустойчивости проявляется в процессе запуска двигателя и выхода его на эксплуатационный режим, пока величина мпр не превысит с некоторым гарантийным запасом значение лпрн.
Неустойчивость типа верхнего срыва возникает, когда при-веденная частота вращения /гпр достигает значения лпРв. Как показывает та же формула, такие условия создаются при работе двигателя с максимальной физической частотой вращения п и при низкой температуре воздуха на входе в компрессор, например при взлете самолета зимой в условиях низкой температуры окружающего воздуха или в полете на больших высотах при малых скоростях.
Неустойчивая работа осевого компрессора может возникнуть не только при пониженных или повышенных значениях иПр. но и на промежуточных режимах в особых случаях, связанных с чрезмерным возрастанием температуры перед турбиной вследствие, например, отказов автоматических устройств. В этих случаях сопротивление газового тракта за компрессором увеличивается и рабочая точка приближается к границе устойчивой работы компрессора.
Для уяснения физической сущности неустойчивой работы компрессора рассмотрим сначала отдельную ступень при по-138
< гоянной скорости вращения рабочего колеса и изменении расхода воздуха (осевой составляющей са скорости воздуха на входе в рабочее колесо). Уменьшение расхода воздуха (уменьшение осевой составляющей са) приводит к увеличению углов .паки на лопатках (рис. 6.9,6). При больших положительных
Рис. 6.9. Схема обтекания лопаток под расчетными (а), большим положительным (б) и отрицательным (в) углами атаки
углах атаки, превышающих критический, возникает срыв потока с выпуклой поверхности профилей, который сопровождается неустойчивой работой ступени и повышенными вибрациями лопаток.
Увеличение расхода воздуха через ступень (увеличение осевой составляющей са скорости воздуха) вызывает уменьшение углов атаки на лопатках (рис. 6.9,в). При больших отрицательных углах атаки появляются признаки срыва потока с во-1 путой поверхности профилей.
Аналогичным образом изменяются треугольники скоростей и углы атаки в спрямляющем аппарате ступени с теми же последствиями, что и в рабочем колесе ступени. 'X
Обычно срыв потока возникает не на всех лопатка^ одно-, временно и не остается связанным с одними и теми же Лопатками, а равномерно перемещается относительно рабочих лопаток и лопаток спрямляющего аппарата в окружном направлении. Такой срыв потока получил название вращающегося.
Обе формы неустойчивости (верхний и нижний срывы) в многоступенчатом осевом компрессоре также связаны с превы
139
шением критических значений углов атаки лопаток на нерасчетных режимах. Действительно, всякое отклонение значений частоты вращения и расхода воздуха от расчетных значений вызывает перераспределение осевых скоростей в ступенях компрессора согласно соотношению
с1а __ Рз Р1 *
которое вытекает из уравнения неразрывности, написанного для входного (индекс 1) и выходного (индекс 2) сечений компрессора. Так, при уменьшении частоты вращения степень повышения давления компрессора, пропорциональная отношению р'г/рь уменьшается, поэтому отношение осевых скоростей clajc2a во входном и выходном сечениях компрессора также уменьшается. Но при уменьшении частоты вращения ротора расход воздуха через двигатель и осевые скорости во всех ступенях компрессора снижаются, поэтому уменьшение отношения с1а1с2а означает, что осевые скорости в первых ступенях уменьшаются сильнее, чем в последних ступенях. А так как окружные скорости в первых и последних ступенях изменяются одинаково, углы атаки в первых ступенях увеличиваются, а в последних уменьшаются и достигают критических значений раньше на первых ступенях.
Рассмотрим теперь процесс изменения углов атаки при п=> =const и отклонении расхода воздуха от расчетного значения вследствие, например, изменения температуры Т*{ на входе в компрессор. Если Г* увеличивается, расход воздуха и осевая скорость в первой ступени уменьшаются, углы атаки и степень повышения давления увеличиваются, следовательно, увеличивается плотность воздуха на входе во вторую ступень. Осевая скорость на входе во вторую ступень уменьшается как вследствие уменьшения расхода воздуха, так и вследствие увеличения плотности воздуха, отчего углы атаки во второй ступени увеличиваются в большей мере, чем в первой. Происходит накопление изменения параметров от ступени к ступени, в результате которого критические углы атаки достигаются раньше в последних ступенях компрессора.
Дальнейшая неустойчивая работа компрессора протекает следующим образом. Когда достигаются критические углы атаки, образуются срывные зоны, которые по мере снижения расхода воздуха постепенно увеличиваются в размерах, захватывают все большее число ступеней, пока не наступит срыв потока во всем компрессоре. При этом скачкообразно снижаются расход воздуха и напор, часть сжатого воздуха выбрасывается на вход в компрессор через соседние зоны срыва. Этот выброс сопровождается хлопком.
140
При другой форме неустойчивой работы — помпаже наблюдаются самовозбуждающиеся низкочастотные колебания (автоколебания) давления и расхода воздуха во всем газовоздуш-пом тракте, в котором работает компрессор. После скачкооб-
Рис. 6.10. Основные режимы работы ступени осевого компрессора:
а — компрессорный режим; брежим нулевого напора (Рfi=0); в — режим «мешалка»; г — режим «чистой» авторотации (?й»0); д — турбинный режим
разного падения напора и расхода воздуха происходит восстановление первоначальных значений через десятые доли секунды, а затем весь процесс повторяется снова. Работа двигателя сопровождается сериями хлопков или гулом низкого тона и повышением температуры газов перед турбиной.
Авторотация осевого компрессора. Самопроизвольное или преднамеренное выключение двигателя в полете приводит к переходу осевого компрессора, находящегося во встречном потоке воздуха, на режим самовращения (авторотации). Вращение ротора компрессора на этом режиме поддерживается за счет энергии, поступающей из встречного потока воздуха. Рассмотрим условия перехода компрессора на режим авторотации. Полная аэродинамическая сила Р (рис. 6.10,а), действующая со стороны потока на рабочую лопатку, может быть разложена на подъемную силу Ру и силу сопротивления Рх. Подъемная сила перпендикулярна вектору wm среднегео
141
метрической скорости потока в решетке профилей, равному полусумме векторов скорости Wj набегающего и уходящего потоков. Сила сопротивления Рх параллельна скорости wm-
На компрессорных режимах угол атаки а (рис. 6.10, а) положителен, а окружная составляющая Ри направлена против окружной скорости и лопаток. Это означает, что для вращения лопатки необходимо затрачивать секундную работу Puti, которую она и получает от турбины двигателя. Ступень создает напор (Р2>Р1), и осевая составляющая Ра действует в направлении из полости с большим давлением /?2 за рабочим колесом в полость с меньшим давлением pi перед рабочим колесом.
Если угол атаки уменьшается, вектор полной аэродинамической силы Р также уменьшается и поворачивается соответ-—>
ственно повороту вектора wm геометрической скорости. При некотором малом положительном угле атаки ао (рис. 6.10,6) полная аэродинамическая сила Р примет направление, противопо--ложное направлению скорости и. Тогда рабочее колесо будет потреблять мощность, но не создавать напора (Ро=0, Р2=Р\).
При некотором 'малом отрицательном угле атаки а (рис. 6.10, а) сила Р занимает направление по оси рабочего колеса, которое не потребляет мощности турбины и не создает полезного напора (Р=Ро<0, р1>рг),. а свободно вращается под воздействием проходящего через него потока воздуха. Этот режим называется режимом «чистой» авторотации.
В диапазоне углов атаки между ао и а рабочее колесо потребляет мощность турбины, но не создает полезного напора, т. е. работает как «мешалка» (рис. 6.10,в).
Наконец, когда угол атаки становится еще меньше а" (рис. 6.10,6), рабочее колесо компрессора не потребляет, а создает мощность на валу за счет работы расширения воздуха (составляющая Ри направлена по скорости и, давление Р1>Рг). т. е. работает как турбина, извлекая энергию из потока воздуха.
В случае выключения двигателя в полете турбина перестает создавать мощность и частота вращения ротора компрессора уменьшается, углы атаки на первых ступенях увеличиваются, а на последних уменьшаются. Когда последние ступени компрессора выходят на турбинный режим работы, падение частоты вращения ротора прекращается, ротор переходит на устойчивый режим самовращения.
Частота вращения на режиме авторотации увеличивается с увеличением скорости набегающего потока воздуха.
§ 6.3. Устройство осевых компрессоров
Осевой компрессор состоит из ротора, статора и вспомогательных систем и устройств, обеспечивающих эффективную и надежную его работу в условиях, отличающихся от расчетных.
142
К этим устройствам относятся механизмы перепуска воздуха из компрессора и поворота лопаток спрямляющих аппаратов, устройства защиты входа в компрессор, противообледенительные системы.
Конструктивные компоновки. В зависимости от числа роторов осевые компрессоры выполняют однороторными или двухроторными.
В однороторном осевом компрессоре (рис. 6.11) рабочие колеса всех ступеней механически связаны между со-оой и приводятся во вращение газовой турбиной с одинаковой для всех ступеней частотой вращения. Однороторный осевой компрессор с высокой степенью повышения давления требует достаточно сложных средств механизации и автоматизации, необходимых для обеспечения его устойчивой работы на нерасчетных режимах. Этого недостатка не имеет двухроторный осевой компрессор, состоящий из двух последовательно расположенных один за другим компрессоров низкого 1 (рис. 1.6) и высокого 2 давления, рабочие колеса которых приводятся во вращение двумя кинематич’ески не связанными между собой турбинами высокого 4 и низкого 5 давления.
Двухроторный осевой компрессор обладает свойством саморегулирования, которое состоит в том, что при изменении режима работы двигателя углы атаки в первых и последних ступенях отклоняются от расчетных значений в меньшей степени, чем в однороторных нерегулируемых компрессорах.
Форма проточной части. Пространство, в котором движется сжимаемый воздух от ступени к ступени, называется проточной частью компрессора. Поперечные сечения проточной части имеют форму колец, площадь sK которых уменьшается по направлению к выходу из компрессора согласно уравнению расхода:
sK=4-’	<6Л°)
где G — расход воздуха, одинаковый для всех ступеней компрессора;
р — плотность воздуха, возрастающая от ступени к ступени по мере его сжатия в отдельных ступенях;
са —осевая составляющая скорости воздуха перед рабочим колесом рассматриваемой ступени. 1
Для того чтобы не допустить в последних ступенях чрезмерного уменьшения площади sK вследствие увеличения плотности сжимаемого воздуха, величину осевой скорости постепенно снижают от значений 180—240 м/с в первой ступени до 100— 160 м/с в последней ступени компрессора.
143
Рис. 6.11. Обобщенная конструктивно-компоновочная схема однороториого осевого компрессора:
1 — обтекатель втулки ротора; 2 — передний корпус компрессора; 3—поворотный входной направляющий аппарат; 4— постоянный перепуск воздуха; 5 — поворотный спрямляющий аппарат; 6 — средний корпус компрессора; 7 — лента перепуска воздуха; 3 —заслонка отбора воздуха в систему обогрева входа; 9 — задний корпус компрессора; 10 — суфлер задней разгрузочной полости; 11 — стяжной болт
Площадь поперечного сечения проточной части компрессора равна площади кольца (sK=TrZ?cp/), откуда следует, что длина лопаток I изменяется от ступени к ступени в соответствии с формулой
/___5к
rcJDcp
(6.П)
где Dcp — средний диаметр рабочего колеса.
Рис. 6.12. Формы проточной части осевого компрессора с постоянным наружным (а), внутренним (6) и средним (в) диаметрами, с переменными наружным, внутренним и средним диаметрами (г)
Длину лопаток ступеней уменьшают в направлении к выходу из компрессора соответственно потребному уменьшению площади sK и выбранному закону изменения среднего диаметра рабочих колес в этом направлении. В зависимости от этого закона встречаются следующие схематизированные формы проточной части.
Проточная часть с постоянным наружным диаметром D2 компрессора (рис. 6.12,а). В этом случае средний диаметр рабочих колес постепенно увеличивается, а длина лопаток интенсивно уменьшается от ступени к ступени. Вследствие возрастания окружной скорости на средних диаметрах повышается напорность ступеней и уменьшается их число, необходимое для получения требуемого значения степени повышения давления воздуха в компрессоре. При постоянном наружном диаметре упрощается изготовление корпуса компрессора правильной цилиндрической формы. Однако интенсивное уменьшение длины лопаток может*. привести к некоторому снижению КПД последних ступеней.
Проточная часть с постоянным внутренним диаметром Dt втулок (рис. 6.12,6). В компрессоре с такой формой проточной части наружный и средний диаметры рабочих колес уменьшаются от ступени к ступени. Эта схема обеспечивает удобное размещение агрегатов за компрессором без 6—607	145
существенного увеличения диаметрального габарита двигателя, а также снижение массы корпуса компрессора и увеличение длины допаток последних ступеней по сравнению с предыдущей схемой.
Проточная часть с постоянным средним диаметром £>ср рабочих колес (рис. 6.12,в). В этом случае наружный диаметр D2 компрессора уменьшается, а диаметр D] втулок увеличивается от ступени к ступени. По своим показа-' телям эта схема занимает промежуточное положение между двумя первыми.
Комбинированная проточная часть: передние ступени выполняются по схеме D2 = const, последние—-по схеме Di = const (рис. 6.12,а). В этой схеме используются достоинства первых двух схем.
Роторы осевых компрессоров. Ротор включает вращающиеся элементы конструкции: рабочие лопатки, диски или барабаны, несущие на себе рабочие лопатки, валы или цапфы, которыми ротор опирается через подшипники на корпус.
Элементы конструкции ротора, к которым крепят рабочие лопатки, образуют несущую силовую часть ротора. Несущая часть имеет форму тела вращения, длина которого определяется числом ступеней компрессора. При работе двигателя несущая часть ротора нагружается многочисленными и большими по величине центробежными силами масс рабочих лопаток, а также центробежными силами собственной массы. В полете к этим силам добавляются значительные массовые силы, возникающие при эволюциях летательного аппарата. В связи с этим несущей части ротора придают конструктивные формы, обеспечивающие ее высокую прочность и жесткость при минимальной массе.
В зависимости от конструкции несущей части различают роторы барабанные, дисковые и барабанно-дисковые.
Основными элементами конструкции барабанного ротора являются барабан 2 (рис. 6.13, а) и боковые диски 1 и 3 с цапфами. Барабан выполняют цилиндрическим, если проточная часть компрессора профилируется по закону Dt = const, или коническим. Барабанные роторы сохраняют достаточную прочность и жесткость при окружных скоростях вращения барабана, не превышающих 180—220 м/с.
Дисковый ротор состоит из дисков 7 (рис. 6.13,6), несущих на себе рабочие лопатки, и вала 6, с помощью которого к дискам подводится крутящий момент от турбины двигателя. Каждый диск имеет обод 4 для крепления лопаток и ступицу 5 для соединения с валом посредством шлицев и натяга. Между обедами дисков нередко устанавливают кольцевые проставки 8 (трактовые кольца), которые уменьшают вибрации дисков и ограничивают проточную часть компрессора на участках расположения спрямляющих аппаратов. Дисковые роторы 146
Рис. 6.13. Конструктивные типы роторов:
а — барабанный; б —дисковый; в — барабанно-днсковый с фланцевым штифтовым соединением дисков: г — барабанно-дисковый с цен. тральным стяжным болтом; /, 8, 7 —диски; 2 —барабан; 4 — обод; 5 — ступица; 6 — вал; 8 —проставка
сохраняют достаточную прочность при больших значениях окружной скорости обода (280—320 м/с и выше), однако вал
ротора может значительно изгибаться при эволюциях самолета. Отличительной особенностью барабанно-дискового
ротора является наличие барабана 2 чивающего высокую изгибную жесткость способных нести рабочие лопатки с высокими окружными скоростями. В собранном роторе барабан образуется кольцевыми буртами, выполненными на дисках. Диски соединяются натягом и радиальными штифтами или стяжным болтом и шлицами (рис. 6.13,г).
Рабочая лопатка состоит из профильной части (пера) и замковой части (хвостовика).
(рис. 6.13,в), обеспе-ротора, и дисков 3,
Рис. 6.14. Крепление рабочих лопаток осевого компрессора:
а—замок «ласточкин хвост»; б—шарнирный заМок
Рис. 6.15. Формы изгиб-ных (а и б) и крутильных (е и г) колебаний рабочих лопаток
Как указывалось ранее, профильная часть получается естественно закрученной. По соображениям прочности лопатки ее корневые профили выполняют более толстыми, чем концевые. Уменьшение толщины концевых профилей способствует также снижению волновых потерь в рабочем колесе.
Входная и выходная кромки лопаток закругляются, а входным -кромкам лопаток сверхзвуковых ступеней придается клиновидная форма.
Замковая часть необходима для крепления, лопаток к несущей части ротора с помощью замковых соединений. Для получения замкового соединения на ободе диска или на барабане ротора выполняют продольные или кольцевые пазы специального профиля, а хвостовикам лопаток придают ответную форму. Наиболее широкое применение получили замок «ласточкин хвост» (рис. 6,14, а) с трапециевидным профилем паза и хвостовика лопатки, а также шарнирный штифтовый замок 148
Рис. 6.16. Крепление лопаток спрямляющего аппарата: а — консольное; б — рамное
лопатками направляющих и
/риг 6.11,6). Благодаря шарниру устраняется изгибающий моги и г н mi сто крепления и эффективно заглушаются колебания мои ।гок силами трения в замке.
При работе двигателя на рабочие лопатки компрессора, дей-(iiiyior аэродинамические силы, возникающие в результате и |.ц|модействия лопаток с воздушным потоком, и центробежные • илы собственной массы, возникающие в результате вращения p iiio'icro колеса. Величина аэродинамической силы, изгибающей loii.iri.y длиной 100 мм, равна ||»о 1000 Н, центробежная сила, р.к ип икающая лопатку, в 50— |оо р.п больше. Кроме того, ра-...не лопатки вибрируют с ча-< инами 100—1000 Гц и более. Некоторые формы колебаний рабочих лопаток показаны на рп< 6.15. Основной причиной, цы ii.ui нощей колебания рабочих лопаток, является неравномерное п> потока воздуха, создаваема
спрямляющих аппаратов, стойками корпусов, параллельными шалами, подводящими воздух к двигателю от входногоустрой-< пса, п т. п. В процессе проектирования и постройки двигателя ко'Н'бания лопаток уменьшают до безопасного уровня, кото-pi.ni может повыситься при неустойчивой работе (помпаже) । омпрессора.
('.гаторы осевых компрессоров. Статор осевого компрессора юпт из спрямляющих аппаратов (СпА), входного направ-а ппщего аппарата (если он предусматривается конструкцией !.• >к1 и[>сссора) и корпуса. За каждым рабочим колесом размеси. пог, как правило, один СпА. После рабочего колеса с большое! закруткой воздуха, например после рабочего колеса высо-....шорной сверхзвуковой ступени или за последней ступенью компрессора, устанавливают два СпА для спрямления потока noi/iyxa, так как окружная составляющая скорости воздуха за компрессором вызывает увеличение потерь полного давления в с .шере сгорания двигателя.
.'1опатки СпА крепят к корпусу консольно (одним концом, про । пноположные концы лопаток оставляют свободными, рш 6.16, а) или свободные концы лойаток также скрепляют м ину собой бандажом (рис. 6.16,6). Внутренний бандаж по-11.ПП к-т жесткость и вибростойкость лопаток.
Корпус осевого компрессора выполняют обычно из трех со- 1.1НПЫХ частей — переднего 2 (рис. 6.11), среднего 6 и заднего '> корпуса.
А\( ,кду ротором и статором компрессора устанавливают । шпальные и осевые зазоры, гарантирующие отсутствие взаим-
149
ных касаний ротора и статора на всех режимах работы двигателя и полета самолета.
Непроизвольные перетекания воздуха в радиальных зазорах между концами рабочих лопаток и корпусом компрессора и перетекания воздуха со стороны выхода из СпА на сторону входа существенно снижают КПД компрессора. Для уменьшения перетеканий воздуха в радиальных зазорах величину этих зазоров назначают минимально допустимой.
Чтобы предотвратить разрушение лопаток при задеваниях ими корпуса, внутреннюю поверхность корпуса над рабочими лопатками покрывают специальными пастами. При задеваниях лопатки соскабливают относительно мягкое покрытие.
Для уменьшения перетеканий воздуха со стороны выхода из СпА на сторону входа применяют лабиринтные уплотнения (рис. 6.13) в промежутках рабочего колеса и спрямляющего аппарата. Лабиринтное уплотнение представляет собой ряд тонких заостренных гребней, разделенных камерами. Уменьшение перетеканий воздуха между уплотняемыми полостями происходит за счет многократного дросселирования воздуха в камерах лабиринта.
Механизмы перепуска воздуха и поворота лопаток направляющих аппаратов. Окна перепуска воздуха на корпусе компрессора закрывают упругой стальной лентой 7 (рис. 6.11), которая при стягивании концов прижимается к выступам на корпусе. В открытом положении радиальное перемещение ленты ограничивается упорами. Перестановочные усилия для лент, заслонок или клапанов перепуска создают с помощью гидравлического цилиндра, использующего в качестве рабочего тела топливо. Команды управления выдаются датчиком управляющего сигнала.
Механизм поворота лопаток направляющего аппарата 3 состоит из поводков, укрепленных на цапфах лопаток, синхронизирующего кольца, кинематически связывающего все лопатки между собой, и силового привода. Благодаря синхронизирующему кольцу осуществляется одновременный поворот всех лопаток. Автоматическая работа механизма по заданной программе обеспечивается специальным автоматом.
Устройства защиты входа в компрессор. Защитные устрбй-ства служат для предотвращения попаданий посторонних предметов в двигатель при его работе на земле, при рулении, взлете и посадке самолета. Посторонние предметы попадают в двигатель также при оставлении их во входном канале обслуживающим персоналом. Камешки, песок, куски льда могут вдуваться в двигатель другими двигателями или отбрасываться в него колесами шасси. Креме того, посторонние предметы вносятся с поверхности земли в двигатель вихрями, образующимися между входом в двигатель и земной поверхностью. Вихри под-150
i.p.H ып.-нот мелкие предметы вверх, а высокоскоростной воз-iiiiii.ii"! поток на входе втягивает их в двигатель.
В качестве защитных устройств применяют неубирающиеся ii'iii убирающиеся в полете решетки или сетки (со стороной к на л ратной ячейки от 3 до 6 мм), устанавливаемые во входном । шале лвигателя перед компрессором, и воздушные завесы,соз-iiiiii.it мыс перед воздухозаборником с помощью воздуха, отво-iiiiMoio от компрессора двигателя.
I [«‘убирающиеся в полете решетки создают постоянные по-н рп давления воздуха на входе в компрессор, приводящие к ум< ныненню тяги двигателя и увеличению его удельного рас-чппа топлива. Решетки, убирающиеся в полете, состоят из ряда । о пшеных секторов, перекрывающих входной канал двигателя. \ порка и выпуск решетки производятся силовыми цилиндрами, управление работой которых сблокировано с уборкой и выпуском шасси.
Защитные сетки недостаточно надежны и малоэффективны. (Hui часто обледеневают. Мелкие предметы проходят сквозь к1ку, а большие, движущиеся с большой скоростью, повре-<Kii.no г сетку, которая, разрушаясь вследствие вибрации, явок-к я дополнительным источником разрушений деталей двига-олч. Посторонние предметы могут попадать в двигатель в мокни । уборки сетки. Защитные сетки увеличивают массу и \< чожпяют конструкцию входного устройства двигателя.
В целом проблема защиты входного канала двигателя пока иш- не получила удовлетворительного решения ввиду своей ш । по-штельной сложности.
Противообледенительные системы. При работе двигателя в \< нншях высокой влажности воздуха (содержание воды 1— । /м' и более) и при температуре на входе в компрессор ниже << происходит интенсивное образование льда на обтекателе ап\ пи ротора компрессора, стойках корпуса передней опоры и и.। лопатках входного направляющего аппарата. Обледенение lipiiiio'i.iiг к уменьшению площади входа, падению тяги и увели-•1« пню удельного расхода топлива двигателя, повышению тем-шр.нуры газа перед турбиной, увеличению неравномерности iiiooK.i воздуха на входе в компрессор и к неустойчивой работе ни iiipri .ора. Возможно также разрушение ледяной корки и по-11|н кклгппе кусками льда лопаток и других/деталей двигателя.
Для предотвращения обледенения входной части компрес-1п|н1 применяют противообледенительные системы обогрева । к нок входной части компрессора газовцм или жидким тепло-Н1Н пн-лем (горячим воздухом, газом, ма|слом) или электрона-। pi ни 1глы1ыми элементами, а также системы с использованием ц|И11('<1лецепительных жидкостей, разбрызгиваемых перед вход-1и<(| ч.1С1ыо компрессора.
< ш гемы первого типа- требуют, чтобы обогреваемые эле-м>н1ы входной части компрессора имели двойные стенки или
151
каналы для прохода теплоносителя. Стенки нагревают до минимально необходимых значений температуры наружной поверхности (20—40° С) с таким расчетом, чтобы чрезмерный нагрев не вызывал коробления обогреваемых элементов. Воздух для обогрева отбирают от последних ступеней компрессора с температурой 200—250° С. После обогрева воздух выходит в проточную часть компрессора. На входе воздуха в систему устанавливают заслонку 8 (рис. 6.11), управляемую с помощью силового цилиндра и датчика включения.
Воздушная система обогрева надежна и конструктивно проста. Однако отбор потребного количества воздуха в количестве 0,5—1,0% максимального расхода воздуха через двигатель вызывает увеличение удельного расхода топлива на 1—2% и некоторое повышение температуры газа перед турбиной.
Электрическая система обогрева состоит из электронагревательных элементов, генератора электрической энергии и датчика включения. Электронагревательные элементы размещают па обогреваемых поверхностях между двумя слоями термостойкой резины. Электрическая система обогрева не вызывает при включении изменения режима работы двигателя, однако при боль ших площадях потребляет большое количество электроэнергии и менее надежна, чем другие системы.
Впрыскивание протигообледенительной жидкости (смеси спирта и воды) не находит широкого применения в связи с большими потребными расходами ее.
§ 6.4. Регулирование осевых компрессоров
Способы регулирования. Осевой компрессор регулируют для того, чтобы обеспечить его устойчивую работу в процессе запуска и выхода двигателя на эксплуатационный режим, а также во всем эксплуатационном диапазоне режимов работы двигателя, высот и скоростей полета, повысить напор и КПД и за счет этого снизить удельный расход топлива на крейсерских режимах работы двигателя, предотвратить опасные автоколебания рабочих лопаток первых ступеней.
Основными способами регулирования являются перепуск воздуха в атмосферу из одной или нескольких промежуточны^ ступеней компрессора и поворот лопаток входного и спрямляю( щих аппаратов.
Перепуск воздуха в атмосферу осуществляют через специальные окнй в корпусе компрессора, равномерно располагаемые в окружном направлении за промежуточной ступенью и закрываемые упругой стальной лентой, клапанами или заслонкой. Число последовательно располагаемых перепусков воздуха,как правило, не превышает двух-трех.
На расчетном и близких к нему режимах воздух из компрессора не выпускается. На режиме малого газа и при запуск 152
nun an-ль работает с открытыми окнами перепуска. Обычно 1|н г.\<чся выпускать в атмосферу до 15—20% общего количе-iii.i iiouiyxa, поступающего в компрессор.
кроме управляемого перепуска воздуха находит применение ( п аи1 неуправляемый постоянный перепуск воздуха над рабочим колесом неустойчиво работающей ступени (рис. 6.11).
При открытии перепуска увеличиваются расход и осевые iiopoi hi воздуха через первые ступени, расположенные перед iHiii нт перепуска, поэтому утлы атаки уменьшаются и предот-||||.нц.>ег( я срыв потока с лопаток этих ступеней. В последних ii\шпях, наоборот, осевые скорости уменьшаются вследствие уш чпчепия температуры газов перед турбиной -двигателя, и Vi чы атаки увеличиваются, приближаясь к расчетным.
ll< pt пуск воздуха экономически невыгоден, так как часть km...чти турбины затрачивается на сжатие воздуха, выпускае-
...... атмосферу.
Поворот лопаток направляющих аппаратов позволяет под-ш р,кивать углы атаки в первых и последних ступенях ком-п|в <1 <>ра на нерасчетных режимах близкими к расчетным зна <1* пням.
[ 1|ш относительно небольших величинах (до 9—10) ока-п.ш.। гея достаточным регулировать только одну первую сту-..... и сочетании с перепуском воздуха в атмосферу. В этом । и чае поворот лопаток направляющего аппарата ступени расширь г диапазон работы компрессора с закрытым перепуском luii’iyxa По мере уменьшения приведенной частоты вращения ....и кп направляющего аппарата поворачивают на прикрытие
..... т. е. на увеличение предварительной закрутки воз-п\ ч.| но направлению вращения рабочего колеса, что приводит к । мепыпению углов атаки (рис. 6.17). Поэтому критические yi и.) .паки достигаются при меньших значениях осевой скоро-। in г е. при более глубоком дросселировании двигателя.
Наибольший эффект в регулировании компрессора дости-। > ня при одновременном повороте лопаток направляющих ап-п ip.iiois нескольких первых и нескольких последних ступеней. В ним случае отпадает необходимость в перепуске воздуха и ц |рячу с увеличением запаса устойчивости компрессора дости-। in о я увеличение его напора и К11Д, в результате чего суще-। пи пно улучшаются характеристики двигателя на нерасчетных pi i iiM.ix. По мере уменьшения пПр лопатки последних ступеней iiiiii.ip.i'iiiBaioT в направлении, противоположном направлению iHninpii।а лопаток первых ступеней, т. е. на раскрытие аппара-।он |ц-.1кгч.ствие чего углы атаки увеличиваются и приближаются и |>.1< чеиным значениям.
Ап шматы перепуска воздуха. Автомат перепуска воздуха v i> p/idiiiaer ленту (клапан) перепуска в закрытом положении при но х шипениях приведенной частоты вращения ротора иПр, upi п1.11п;11ощнх значение приведенной частоты ппрср срабаты-
153
вания автомата. Величину пПрСр выбирают несколько большей значения пПрн, соответствующего нижнему помпажу. При всех значениях ппр, меньших ппрср, автомат не препятствует перепуску воздуха из компрессора.
Рис. 6.17. Регулирование ступени осевого компрессора поворотом лопаток направляющего аппарата при уменьшении приведенной частоты вращения ротора (окружная скорость «=const, температура увеличивается, скорость сХ(1 уменьшается):
а — возрастание угла атаки на рабочих лопатках при уменьшении осевой скорости от сдо £Ja; б — поддержание угла атаки неизменным поворотом лопаток НА на прикрытие
Как показывает формула (6.7), для получения сигнала по ппр необходимо измерить физическую частоту вращения Пф ротора двигателя и полную температуру 7'^ па входе в двигатель. Физическую частоту вращения ротора обычно измеряют с помощью центробежного маятникового или электрического датчика, а полную температуру 7)*— с помощью термопатрона (термоманометра, электрического датчика сопротивления, дилатометрического термометра).
Потребной программой срабатывания автомата перепуска является условие Пцр ср = const. Как следует из формулы (6.7), для выполнения этого условия физическая частота срабатывания должна изменяться в соответствии с формулой
(6.12)
154
। < чем выше температура Т*н, тем при большем значении фи-»нч*-< кон частоты вращения ротора двигателя должен откры-1ш1ыи шргпуск воздуха. Поэтому датчик приведенной частоты пр iiiK iiini ротора двигателя выполняют как датчик физической чи> ... вращения с температурным корректором настройки,
и ин пяющнм величину ПфСр пропорционально И 7’^.
Ьлп эксплуатационный диапазон температуры Т*н на входе в шип а гель невелик, температурную коррекцию не применяют, ||н>г.|.| не усложнять конструкцию автомата. В этом случае ав-fiiM.il перепуска включает перепуск воздуха при некотором пошлинном значении физической частоты вращения Ифср = соп81, iioiupiic соответствует максимально возможной в полете тем-in p.i гуре 7*.
Н< достатком автомата, срабатывающего по сигналу физиче-I ь<>и частоты вращения ротора Пф, является высокое потребное (н-нек-пне «фср. Если, например, максимальная скорость полета pnnn.i I 100—1500 км/ч, потребное значение п$ Ср=85-т-90% максимальной физической' частоты нШах вращения ротора. Это приводит к тому, что степень дросселирования двигателя на । р< шорских режимах полета не может быть менее 85—90%, ни. как при более глубоком дросселировании полет будет промни) и. с открытым перепуском, вызывающим уменьшение даль-п<>| in полета.
Чем выше максимальная скорость УШах полета, тем выше |||>1'(< нис частоты Цф ср, на которое необходимо настроить авто-14 и перепуска. Имеется такое значение Утях и соответствую-пп । । му значение температуры 7'^, при котором потребное зна-ч> inn //,|, ,.р= 100% Птах. Полет на максимальном режиме ра-rtnii.1 двигателя с открытым перепуском не допускается, так ion. при этом увеличивается расход топлива и снижается мак-। и м .1 л ни ня тяга двигателя.
Л hi <> мат перепуска воздуха по сигналу Пф piiiHu.ier следующим образом. Если физическая частота вра-ц|| пни ротора двигателя больше пнакр, золотник 7 (рис. 6.18) Лп । ЧЦ1-..Т соединяет рабочую полость гидроцилиндра со сливной Пни in 1р.1лыо и пружина сервопоршня 4 гидроцилиндра удержи-ii ii 1 юнгу (клапан) в закрытом положении. Когда Пф ротора iiiiHK.il н я до значения нОткр, золотник открывает доступ топ-чипу высокого давления в рабочую полость гидроцилиндра, .....-in. которого удерживает ленту (клапан) в открытом по-I'lllllllllllll.
И чн устранения явления повторного срабатывания (хло-iiiiiii.iii лепты или клапана перепуска величину Пфср на закры-1п> у< ।.ншпливают на 50-—100 об/мин больше, чем на откры-|п< '1ля >того длина среднего (рабочего) пояска золотника /I о । । и г. л берется больше длины ответного окна во втулке или liiiieiiii (пецпальиый гистерезисный клапан.
155
Большое значение физической частоты настройки автомата является чрезмерным для условий работы при пониженных температурах воздуха Т*н на входе в двигатель. Действительно, чем ниже Т*, тем при меньших значениях Нф можно открывать перепуск и, следовательно, тем больше допустимая степень дросселирования двигателя с закрытым перепуском.
Рис. 6.18. Автомат перепуска воздуха, работающий по сигналу приведенной частоты вращения ротора:
/ — гидравлический усилитель; 2 —окна; 3 — лента перепуска; 4 — сервопоршень; 5 — термопатрон; 6 «₽ валнк; 7 — золотник; 8 — центробежные грузы*. 9 — пружина
Автомат, срабатывающий по сигналу иПр, исключает работу компрессора с открытым перепуском, когда это не является необходимым. Он отличается от автомата, работающего по Пф, тем, что имеет термопатрон 5 (рис. 6.18), КО' торый с увеличением температуры Т*н увеличивает затяжку пружины датчика с помощью гидравлического усилителя 1 с сервопоршнем одностороннего действия. Значительная инер ционность термокорректора может быть причиной запаздывания включения перепуска, особенно при изменении режима полёта высокоманевренных самолетов.
Этого недостатка не имеют автоматы перепуска, в которых задающим параметром служит степень повышения давления т* воздуха в компрессоре, определяющая, как и ппр, положение рабочей точки на Линии рабочих режимов при неизменяемой площади критического сечения выходного сопла двигателя.
В качестве датчика я* служит устройство, состоящее из анероида 3 (рис. 6.19), сильфона 2, несущих контакты электри-156
. । <>н ii.i hii. н электромагнита 9 управления золотником 8 гйД-Р in... кого сервомотора. Анероид и сильфон размещены в
। । И ре с давлением р* перед компрессором, а внутрь силь-...а подводится редуцированное давление воздуха р% за ком-
к IV. Литомат перепуска воздуха, работающий по сигналу степени повышения давления г к:
«иклгры; 2— сильфон; 3 — анероид; 4— окна; 5 — лента перепуска; 6 — серво-.....hi.; 7 и 8 — золотники; 9— электромагнит; 11— клапан стравливания
т,-| гс*<тс*ср, контакты разомкнуты и перепуск воздуха in pi.il При тс* = тс* ср контакты замыкаются и перепуск закры-|1 |> |< н
Анюмоты перепуска, срабатывающие по сигналу тс*, обла-Kiioi << гественным гистерезисом. Если величина естественного । и, о !" пн а недостаточна, вводится дополнительный искус-.......in гистерезис с помощью клапана 11 стравливания, кончит шкрывается одновременно с открытием ленты пере-п\|' ..беспечивает частичное стравливание воздуха из силь-
i|>mi 1 ч< рез жиклер 10. Вследствие этого в процессе разгона Hutu .1 и- in требуется повышенное значение ^ксрзакр» чт°бы авто-мн ।  р.пинал на закрытие перепуска, т. е. Пф3аНр становится Г*11 11 Н|<- /1ф иткр.
\|иоматы поворота лопаток направляющих аппаратов. Про-1|>н iMiiii работы автомата является зависимость угла установки шпинь нт величины задающего параметра, в качестве кото
157
рого может быть выбран один из параметров, характеризую щих режим работы компрессора, — физическая «ф или приведенная «пр частоты вращения ротора двигателя, степень повышения давления воздуха к®, положение рычага управления двигателем (угол его поворота «РУД).
При малых значениях мпр потребное значение угла установки выбирается по условиям обеспечения устойчивой работы осевого компрессора, недопущения срывных автоколебаний рабочих лопаток и уменьшения потребной мощности пускового устройства двигателя. В диапазоне средних значений ипр лопатки поворачивают на открытие НА по программе, обеспечивающей высокие значения КПД компрессора и хорошие характеристики приемистости. В диапазоне больших значений иПр стремятся получить высокие значения напора и расхода воздуха и не допустить при этом автоколебаний рабочих лопаток.
Программный по ипр автомат поворота лопаток состоит из датчиков и счетно-решающего устройства, выдающего сигнал о величине ипр, управляющего элемента, гидравлического сервомотора и программирующей обратной связи, формирующей сигнал рассогласования между фактическим и требуемым положением лопаток.
Как и в автоматах перепуска воздуха, для повышения быстродействия и упрощения конструкции автомата поворота лопаток в качестве задающего параметра берут не частоту ппр, а эквивалентный ей параметр — степень повышения давления к* Чтобы упростить устройство автомата, вместо непрерывного управления положением лопаток применяют ступенчатое управление (на два или три фиксированных положения лопаток). В этом случае автоматы поворота лопаток, реализующие ступенчатые программы управления, отличаются от автоматов перепуска воздуха только регулирующим органом.
Приборы контроля в кабине летчика. Действия летчика при отказе системы управления компрессором. Работа системы управления компрессором контролируется с помощью указателей положения ленты перепуска и лопаток поворотного направляющего аппарата — сигнальной лампы или стрелочного индикатора.
Наиболее характерным отказом может быть неоткрытие ленты перепуска воздуха при посадке. Если при заходе на посадку с выпущенным шасси при уменьшении частоты вращения ротора ниже 70—75% лента перепуска воздуха не открылась (сигнальная лампа ЛЕНТА ОТКРЫТА не загорелась), посадку производят с закрытой лентой, однако частоту вращения ротора не снижают менее 60—65%. После касания самолетом земли двигатель выключают.
158
Глава 7
ГАЗОВЫЕ ТУРБИНЫ
I .пиная турбина предназначена для привода компрессора и in 11<>м<н .1 гсльпых агрегатов двигателя, а в турбовинтовом дви-IIIи.и- используется также и для вращения воздушного винта.
)l in газовой турбины характерны большая мощность, разини.и мая в одном агрегате, при сравнительно умеренных габарит \ п массе, относительная простота конструкции, плавность mi'ij при работе. Газовая турбина относится к числу самых 111111рч/мч|ных узлов конструкции газотурбинного двигателя, hi .....шлющих его надежность и ресурс. Поэтому вопросам
||р<>< к । нровапия, изготовления, доводки, эксплуатации и техни-iiiii'.iiHi обслуживания газовой турбины уделяется большое liiuiM.iiiiie.
| /.I. Принцип действия и рабочий процесс тазовой турбины
Рис. 7.1. Сопловой аппарат и рабочее колесо газовой турбины:
1 — вал; 2 — сопловые лопатки; 3 — диск;
4 — рабочие лопатки
I а юная турбина представляет собой лопаточную машину, и ininpoi’i потенциальная энергия сжатого в компрессоре и на-।р< пип п камере сгорания воздуха преобразуется в механиче-। । \ к> работу на валу турбины.
h 'iciiHC газа в ступени тур-Пииы Ступень турбины состоит и 1 in 1Н1Ч.ВЦЖНОГО соплового anil ip.ua и расположенного за ним вращающегося рабочего го и 'а (рис. 7.1). Сопловой ап-ц,|р.и имеет сопловые лопат-1<и расположенные в виде пр; । inion решетки. Рабочее ко-,...... из диска 3, поса-
н । itiinio на вал 1 турбины, и ......  лопаток	4, прикреп-, ИНЫХ к диску.
'Ian выяснения формы ка-...и. образованных рядом । г । >1 nt и м it сопловыми и рабо-чи hi лопатками, мысленно р и >чем ступень на произ-|ц11i.iioм радиусе цилиндриче-
....... (рис. 7.2), ось которой совпадает с осью вра-пп инн ротора, а затем разрежем цилиндрическую поверхность пи оор.-иующей и развернем на плоскость. В пересечении no-in р mu in с сопловыми лопатками получатся одинаковые сечении nHiaioK, расположенные на одинаковом расстоянии одна  и чругой, называемом шагом решетки профилей
’59
(рис. 7.3)'. Совершенно аналогично получается решетка профилей рабочих лопаток, расположенная за решеткой профилей coir левых лопаток. Как сопловые, так и рабочие лопатки образуют сужающиеся криволинейные каналы (сопла) для прохода газа.
Рис. 7.2. Схема ступени и изменение параметров газа в ступени газовой турбины
Рис. 7.3. Схема течения воздуха и треугольники скоростей в ступени га-• зовой турбины
Рассмотрим теперь течение газа через эти каналы. На входе в сопловой аппарат абсолютная скорость газа направлена по оси турбины. В сужающихся сопловых каналах газ расширяется, его давление и температура уменьшаются, а скорость увеличивается. В выходных сечениях каналов скорость* достигает величины С[ и составляет с плоскостью вращения рабочего колеса угол ы. В результате поворота поток перед рабочим колесом имеет закрутку — окружную составляющую с1и.
Профили рабочих лопаток движутся относительно профилей сопловых лопаток с окружной скоростью и на данном радиусе рабочего колеса. Относительная скорость u>t на входе в рабочие <» — лопатки представляет собой векторную разность скоростей ин Для предотвращения срыва потока входные кромки рабо-—>
чих лопаток направляют по относительной скорости wt. Относительная скорость W2 на выходе из каналов рабочего колесу 160
Рис. 7.4. Диаграмма процесса расширения газа в газовой турбине
ini ii.uic, чем скорость Wi на входе в эти каналы юглед-, nine их сужения. Величина скорости с2 газа в абсо-п<ином движении за рабочим колесом, равная векторной сумме <иши пк-лыюй скорости w2 и окружной скорости и, меньше ско-piHhi Г| из-за совершения газом внешней рибогы.
Работа и крутящий момент на валу ivpitniibi. В результате взаимодействия с р.|(и>чнми лопатками поток газа изменяет величину и направление скооости относи-пл1.п<> стенок межлопаточных каналов, и.। рабочих лопатках возникают газодинамические усилия. Окружные составляющие • ins усилий совершают работу на окружит in колеса и создают крутящий mo-mi ш относительно оси рабочего колеса. Вагина ла окружности ’колеса опреде-шк-кя по формуле, аналогичной фор-мук- (6.3) работы вращения колеса ком-н|н < ( ора, с той лишь разницей, что для сту-
II' мп турбины закрутка потока в рабочем колесе равна сумме <п ружных составляющих относительных скоростей wt и w%. \к"„ «>|гг-|-да2м.
Работа на валу турбины несколько меньше работы на in ружности колеса вследствие потерь на трение торцовых по-111 рмиктей о газ, потерь в подшипниках и других потерь.
Процесс расширения газа в турбине и ее КПД. Источником ..... nioii работы турбины служит потенциальная энергия газа 1Ч.ВОКОЮ давления-и температуры, преобразующаяся в механическую работу в процессе расширения.
Процесс расширения газа в турбине без трения является 11чн.|1>;|тическим (линия 1—2 на рис. 7.4). В реальной турбине п|цните расширения протекает с подводом тепла трения (ли-  un i / 2'). Дополнительная работа расширения, изображаемая ..... геме координат р, v площадью 1—2—2', меньше работы, и рянной на преодоление трения.
' р.-ншение Бернулли для турбины
^-'ПОЛ;
г2 —г2 с2 — с0
2
пн । и.in ter, что политропическая работа АПол, совершаемая га-। । при расширении в турбине, расходуется на создание меха-ihi’k < коп работы турбины Ат, на увеличение кинетической энер-IIHI и 1.1 ц на преодоление всех гидравлических потерь Атр. • । 1<н1.1тельно, работа, передаваемая турбиной на вал, будет
161
тем больше, чем меньше потери на трение в турбине и чем меньше скорость с2 газа на выходе из турбины.
Затраты энергии газа на преодоление гидравлических но терь характеризуются адиабатическим КПД, который для современных одноступенчатых турбин достигает 0,88—0,92.
Кинетическая энергия, приобретенная газом при его расши
рении в сопловом аппарате, лишь частично используется для вращения колеса. Потерю работы на валу турбины, вследствие
Рис. 7.5. Пространственная форма каналов между лопатками
того что газ, покидающий ра бочее колесо, обладает кинетической энергией, оценивают с помощью эффективного КПД, который для одноступенчатой турбины достигает 0,65—0,75.
Пространственная форма каналов между лопатками Поток газа на выходе из соплового аппарата вращается вокруг оси турбины со скоростью с1и. Возникающие при этом центробежные силы стремятся переместить к перифе
рии газ в осевом зазоре между лопатками соплового аппарата и рабочего колеса, что сопровождается увеличением потерь энергии в турбине. Поэтому для обеспечения радиального
равновесия газа в осевом зазоре степень расширения сопловых каналов плавно уменьшают в радиальном направлении. Вследствие этого давление газа в зазоре увеличивается вдоль радиуса, а скорость истечения ct уменьшается. Благодаря увеличению давления pt предотвращается радиальное перетекание
газа в осевом зазоре.
Чтобы избежать потерь энергии, стремятся также не допу' стить закрутки газа за рабочим колесом турбины. Давление газа за рабочими лопатками обеспечивают постоянным вдоль радиуса, а так как давление газа перед рабочими лопатками увеличивается в ра анальном направлении, степень сужения каналов между рабочими лопатками увеличивают в этом направлении (рис. 7.5). На форму рабочих лопаток оказывает влияние также их окружная скорость, которая возрастает в направлении от оснований лопаток к периферии. В результате действия рассмотренных факторов треугольники скоростей изменяются вдоль радиуса, а рабочие лопатки получаются естественно за
крученными.
§ 7.2. Устройство газовых турбин
Конструктивные компоновки и форма проточной части. Осевые газовые турбины подразделяют по числу роторов на одно, 162
ni\\ ii грехроторпые и по числу ступеней на одноступенчатые и \niin <>сгупсичатые.
.......роторные газовые турбины турбореак-। п н и ы х двигателей имеют, как правило, не более двух
Рис. 7.6. Двухроторная газовая турбина ТРД:
/ наружный корпус камеры сгорания; 2—силовой стержень; 3, 6 — сопит» лопатки; 4, 8 — рабочие лопатки турбины высокого и низкого и -пня; 5—корпус сопловых аппаратов; 7—бандажная втулка;
штифт; 10 — подшипник ротора низкого давления (РНД); //—подшипник ротора высокого давления (РВД); 12— корпус вдла турбины;
корпус передней опоры ротора турбины; 14 — дефлектор охлаждения
.	  ступеней.	В однороторных турбинах ТВД число сту-...................  превышает	пяти. При числе ступеней до трех ротор 1\||<чп11.| располагают консольно, т. е. его опору помещают пе-|и । писками. При числе ступеней более трех для уменьшения Ipuinna ротора его опору размещают позади дисков.
163
Двухроторная газовая турбина (рис. 7.6)
имеет два ротора, вращающиеся с различными частотами. Число рабочих колес ротора высокого давления обычно меньше
числа рабочих колес ротора низкого давления или равно этому числу. Ротор высокого давления опирают на корпус турбины
Рис. 7.7. Сдвоенная рабочая лопатка турбины:
/ — бандажная полка с лабиринтом; 2 — профильная часть;
3 — полка; 4 — переходная часть; 5 — замковая часть
консольно. Опору ротора низкого давления размещают внутри вала ротора высокого давления, как это показано на рис. 7.6, чтобы избежать применения корпуса за турбиной. Однако надежно уплотнить, смазать и охладить внутреннюю опору очень трудно. Поэтому от нее нередко отказываются в пользу опоры за турбиной.
Трехроторная газовая турбина имеет три кинематически не связанных между собой ротора, из которых первые два вращают двух роторный компрессор, а третий («свободная» турбина) вращает компреС' сор низкого давления, вентилятор или воздушный винт.
Площадь проходного сечения для газов увеличивается по направлению к выходу из турбины соответственно уменьшению плотности и принятому закону изменения осевой составляю-
щей скорости газов в этом направле-нии. Величину осевой скорости посте-
пенно увеличивают от ступени к ступени со значения 100-150 м/с на входе в сопловой аппарат первой ступени до 250—
450 м/с на выходе из рабочего колеса последней ступени. В ТВД скорость газов на выходе из турбины достигает 250-550 м/с. Это необходимо для того, чтобы на последних ступенях турбины не получились лопатки очень большой длины.
Роторы. Основными элементами конструкции ротора являются: рабочие лопатки, диски, несущие на себе рабочие ло-
патки, и вал, которым ротор опирается на статор.
Рабочая лопатка состоит из профильной части 2 (рис. 7.7) и замковой части 5. Между профильной и замковой частями лопатки выполняют полку 3, профилирующую проточную часть рабочего колеса, и нередко переходную часть 4 (удлиненную ножку), благодаря которой место расположения замка лопатки приближают к центру диска, где температура диска ниже, чем на ободе. По соображениям равнопрочности профильней части площади поперечных сечений лопатки уменьшают по направлению от корневой части к периферийной. Для повышения демпфирования колебаний и снижения вибронапря-
164
........ рабочих лопатках применяют втулки 7 (рис. 7.6), со-....iiiuimie профильные части лопаток, а также бандажные iiuii.1i па концах профильных частей лопаток, выполняемые за onio целое с ними. В сборе полки образуют кольцо. Трение и » кон । IK i’iihm площадкам ведет к демпфированию коле-r>.iiiiiii
'Ini уменьшения перетеканий газа в радиальном зазоре на пищ,Kiioii поверхности бандажных полок нередко выполняют л и...... гребешки. Бандажные полки с лабиринтами обес-
......... выравнивание потока за рабочими лопатками в верх-п< п 'пн тн, вследствие этого уменьшаются потери полного дав-jniiHii п снижается возбуждение колебаний лопаток. Обычно iHiiiii.i кпые полки выполняют на рабочих лопатках первых сту-IH ш и. для которых относительное влияние радиального зазора Сиги.шс. Если на диске трудно разместить необходимое количе-। ши ч<шаток, применяют сдвоенные лопатки, изображенные на |ш> / 7. Лопатки крепятся по две в одном замковом пазу лш к.. Колебания лопаток хорошо демпфируются благодаря 11"1П11о, возникающему на .поверхности стыка хвостовиков каж-.......ары лопаток.
Крепление ра'бочих лопаток на дисках тур-। к н осуществляют с помощью замковых соединений, относящим и к числу наиболее напряженных элементов конструкции и...урбцпных двигателей. Реже рабочие лопатки крепят свар-
....ли пайкой или выполняют за одно целое с диском.
Наибольшее распространение получило крепление лопаток и ниш речных пазах обода диска с помощью «елочного» замка. II ним замке клиновидный хвостовик рабочей лопатки и ответный ii.ii в диске имеют на боковых гранях симметрично’распо-... ..... зубья, воспринимающие усилия.
Посадку лопаток в замке выполняют свободной (с зазором) и in /кесткой (с натягом). Посадка с зазором в некоторой сте-........ шарнирному креплению, так как лопатка М" i.i । еамоустанавливаться под действием моментов от центро-I' i.iii.ix и газовых сил. Вследствие этого уменьшаются напря-.........я я корневом сечении и повышается вибропрочность лопа-iui. Кроме того, облегчается монтаж и замена лопаток. При чпине нращения (0,5—0,7) сотах лопатка защемляется. При up nii' iiiiii колеса турбины перемещению лопатки вдоль паза ир> пнн тиует сила трения, возникающая под действием центро-ги 1 поп силы и во много раз превосходящая сдвигающую газо-1ц I" ' илу. Это обстоятельство позволяет применять относи-1> H.IIU простые способы фиксации: отгибные пластины или упор н .......ли. прикрепленные к диску.
11 \ .1 и ж д аемые воздухом рабочие лопатки вы-|н >1 ин и> 1 пустотелыми, внутрь лопаток устанавливают спе-1111 । ii.ui.ie вставки — дефлекторы, направляющие воздух пни. р'-к лопатки (рис. 7.8). Воздух поступает сначала внутрь
165
щели, расположенные
Рис. 7.8. Охлаждаемая рабочая лопатка турбины:
1 — «елочный» замок; 2— дефлектор
Дефлектора, отчего температура охлаждающего воздуха по ш>1 соте дефлектора остается почти постоянной, а затем проходит через ряд прорезей в дефлекторе к передней, более нагретой части лопатки. Выпускается воздух в проточную часть через вдоль передней или задней кромки. In-зор между дефлектором и стенкой ло патки не превышает 0,5—1,5 мм. При такой организации движения воздуха до стигается хорошее охлаждение входной и выходной кромок лопатки, температура лопатки в поперечных сечениях равно мерная. Дефлекторы повышают эффективность охлаждения, т. е. способствую г снижению потребного расхода охлаждаю щего воздуха для поддержания заданной температуры стенки. Благодаря дефлектору увеличивается скорость движения охлаждающего воздуха в лопатке и повышается коэффициент теплоотдачи к воздуху. Возможны и другие конструкции охлаждаемых рабочих лопаток, обое печивающие высокую эффективность охлаждения- и достаточную равномерность температурного поля по попереч ному сечению лопатки.
Диск состоит из обода и полотна. Обод представляет собой уширенную периферийную часть диска, предназначенную для размещения и крепления рабочих лопаток. Диски с центральным от-шную центральную часть — ступицу, сни
жающую величину напряжений на радиусе отверстия. Для повышения равнопрочности полотна его толщину уменьшают по направлению к периферии.
В зависимости от особенностей монтажа узла турбины раз личают неразборные и разборные роторы. Ротор выполняют разборным, если без его расчленения невозможен монтаж узла турбины. Предпочтительнее неразборные роторы как более простые в конструктивном отношении и сохраняющие свою балансировку в процессе монтажа узла турбины. Роторы турбины выполняют, как правило, с технологическими и монтажными разъемами между дисками.
При разработке.конструкции соединения дисков между собой и с валом обеспечивают надежную передачу с дисков на вал турбины всех действующих нагрузок (осевых усилий и кру тящих моментов); жесткость соединения, достаточную для того, чтобы не происходило раскрытия стыков и задевания прогнувшегося ротора о статор; надежную взаимную центровку и фик-166
верстием имеют
iiinio u-i i.m-ii ротора в холодном и горячем состоянии; мини-м....по /цшусгнмую передачу тепла от более горячего диска
к п.1 ц н местах контакта, исключающую перегрев подшипни-||<п ii.i'i.i турбины; сохранение балансировки ротора при мон-। । м у 1.11а турбины. Простым в технологическом отношении со-। Нин ином является штифтовое соединение (рис. 7.6). В этом пн niiiriiiiii нагретый диск насаживается своим цилиндрическим ftypioni и.। фланец вала с натягом, обеспечивающим передачу нр\ ।iiiiu'io момента и осевого усилия. Для повышения надеж-...... работы соединения и сохранения центровки диска в случи* |>< .'1.тб./1с11ия посадки служат радиальные штифты 9. Соеди-111 ши- получается неразборным. В многоступенчатой турбине, 1ПП..1 шннон па рис. 1.5, для стяжки дисков применяют удлинении' шпильки, расположенные осесимметрично и ввернутые во Ф । Hirn нала.
< (.поры. Статор газовой турбины состоит из сопловых аппа-||||||ц| (СЛ) и корпусов. Основными элементами конструкции ion||1>11<но аппарата являются сопловые лопатки и бандажи । pi и>н пня лопаток. В зависимости от особенностей крепления । ни 1ЧП1.1С лопатки выполняют с полками или бобышками по I 1ПН1.1М или без них, а также полыми для уменьшения расхода lupin(кчоящего конструкционного материала и выравнивания пи in кмнератур по поперечному сечению.
<|\лаждаемые сопловые лопатки имеют дефлекторы, наир in г.1н>щне охлаждающий воздух сначала к входным кромка м, я «атем в поперечном направлении к выходным кромкам. В । рпмках лопаток выполняют щели, через которые охлаждаю-......... выходит в проточную часть турбины. При разра-........ г способа крепления стремятся обеспечить высокую точ-IHH и и идентичность установки лопаток в сопловом аппарате; in п iMriiHCMOCTb положения лопаток в рабочих условиях (под LnipyiKoii и при нагреве конструкции); свободное, нестеснен-11п> нплоное расширение лопаток относительно бандажей, ис-iviiiin.тяцее возникновение в конструкции температурных напри । i iinii и ее коробление; технологичность крепления, удоб-। inn । порки соплового аппарата и замены дефектных лопаток и проц шодстве и при ремонте. Крепления сопло'вых лопаток iio ip.i гц'ляются на двухопорные, консольные и рамные.
'I н \ х опорные крепления применяют в сопловых к..... первых ступеней, в которых они конструктивно мо-
i\i ।п.1 и. выполнены. Консольные крепления лопа-I > । применяют во второй и последующих ступенях турбин, к ипоры.х выполнить двухопорные крепления затруднительно. II р .1 м н и х сопловых аппаратах газовые нагрузки пип.ник воспринимаются не только наружным, но и внутренним Aiin i ином СЛ. Для этого внутренние концы лопаток жестко mi и пиит с внутренним бандажом. Внутренний бандаж выпол-iiiihu ш сплошным, а из нескольких частей, между которыми
167
устанавливают зазоры, уменьшающие температурные напри жения в СА.
Корпус газовой турбины состоит из корпуса Л (рис. 7.6) сопловых аппаратов, корпуса 13 передней опоры ротора турбины и корпуса 12 вала турбины. В случае размещения опоры ротора позади дисков турбины имеется корпус задней опоры.
При разработке конструкции корпусов стремятся обеспечить высокую изгибную жесткость корпусов, предохраняющую о г задеваний ротором статора при прогибах; надежное центриро вание корпусов в местах их соединения, необходимое для со хранения в горячем и холодном состоянии радиальных вазором между корпусом сопловых аппаратов и торцами рабочих лопаток и в лабиринтных уплотнениях; минимальный нагрев сте-1 нок корпуса горячими газами и сопловыми лопатками, пере- ( дающими тепло вследствие теплопроводности; удобную сборку и разборку узла турбины; удобные подходы для осмотра эле ментов конструкции турбины в процессе эксплуатации.
Корпус сопловых аппаратов служит для размещения и крепления сопловых аппаратов турбины. Он представляет собой тонкостенную цилиндрическую или коническую обо- i лочку (в зависимости от формы меридионального сечения проточной части турбины), имеющую по .краям фланцы. В случг« необходимости для повышения жесткости корпуса на его наружной поверхности выполняют усиливающие ребра или npir варивают профили жесткости. Корпуса сопловых аппаратов выполняют с монтажными или технологическими разъемами. Применяют разъемы двух типов: поперечные (в плоскостях, । перпендикулярных оси двигателя); продольные'(в диаметральных плоскостях). Продольный разъем облегчает монтаж узла турбины и осмотр элементов конструкции турбины в процессе эксплуатации. Тем не менее его применяют редко, так как фланцы разъема обусловливают неосесимметричные температурные расширения корпуса. Радиальные зазоры в турбине I становятся неравномерными в окружном направлении, что при-1 водит к- усилению колебаний рабочих лопаток и задеваниям лопатками корпуса. Неосесимметричные температурные расшит рения корпуса с продольным разъемом уменьшают интенсивным охлаждением корпуса.
Корпуса турбины охлаждают воздухом и защищают от нагрева с помощью теплоотражательных экранов или теплоизо-1 ляционных кожухов. Таким путем уменьшают усадку, коробление и растрескивание корпусов, изменение величины радиальных зазоров в турбине, нагрев подшипников роторов турбин. Корпуса сопловых аппаратов охлаждают продувкой воздуха снаружи или изнутри. При наружном охлаждении воздух подводят от промежуточной ступени компрессора, из камеры сгорания или из атмосферы под экран, в который заключают корпус.
168
I ... способ охлаждения корпуса конструктивно прост, однако
цииу г большого расхода воздуха, чтобы существенно пони-III <1. 1ем,цературу стенок. Внутренняя поверхность корпуса, не hiниннснная от непосредственного контакта с горячими газами, |1мг< 1 температуру примерно 1000—1050 К при температуре in in перед турбиной 1150—1200 К- Значительное снижение тем-in р.п \ры стенок корпуса (до 650 К) при умеренных расходах ...уч.-i (~0,5% полного расхода воздуха через двигатель) ши ।inается охлаждением корпуса с внутренней поверхности. Ilimiyx продувается через полости, образованные внутренней Hinn рхпостыо корпуса и монтажными полками сопловых ло-1Н1 ЮК.
Корпус вала турбины располагают на участке вала тур-। ины Он ограничивает объем камеры сгорания кольцевого или ip\<T'i.ri(i кольцевого типа с внутренней стороны и передней чк и.ю крепится к корпусу задней опоры ротора компрессора I помощью фланцевого соединения или сварки. Корпус вала 1\ роппы поддерживает переднюю опору ротора турбины и соп-lonoii аппарат первой ступени. Корпус вала турбины защищают ...и рева теплом, передаваемым со стороны камеры сгорания, ...иражательными экранами, охлаждаемыми воздухом.
Корпус передней опоры ротора турбины размещают на \>..о- соплового аппарата первой ступени и выполняют по
1 1 м< жесткой рамы. В него включают наружный корпус и пн\ ipi ППЮЮ опору соплового аппарата первой ступени, которые ломко связывают между собой силовыми стержнями 2 (pm 7.6). Силовые стержни пропускают через пустотелые лоне n-.li соплового аппарата первой ступени или’ располагают и промежутках жаровых труб камеры сгорания. Сопловые лопни.и не используют в качестве силовых элементов, потому что .... обеспечить необходимую прочность и жесткость таких и-н.п ок при высоком нагреве. По той же причине не приме-..... также и удобообтекаемые стойки, которые, кроме того, нм ii.in.iioT сильные вибрации рабочих лопаток турбины.
Корпус 6 (рис. 1.5) задней опоры ротора пред-। । нн1ясг собой раму, образованную двумя жесткими концен-||1гшо расположенными силовыми кольцами, соединенными ра-ЛП.1 п.по расположенными пустотелыми стойками. Стойки удо-...(оекасмой формы пересекают газовый тракт. К внутрен-111 <у кольцу крепят опору подшипника. Силовые элементы кор-|ц<.1 1ащищены экранами. Полости между силовыми элемен-। । in п экранами продувают воздухом.
Между ротором и статором турбины устанавливают ранни 'п.пые и осевые зазоры, предохраняющие ротор и статор от П1ИПМПЫХ касаний на всех режимах работы двигателя и полета 1ПМОЛ1 га. Для предотвращения поломки турбины в случае за-л<11111111» рабочими лопатками корпуса на. его внутренней по-iHpxiHKiii устанавливают кольцевые вставки сотовой конструк-
169
ции, позволяющие довести радиальный зазор до 0,2 мм. Сотовые вставки хорошо уплотняют радиальный зазор и имеют большой ресурс. В качестве уплотнений, уменьшающих перетекание газа в осевых зазорах между ступенями турбины, применяют лабиринты.
Системы охлаждения турбины. Система охлаждения турбины служит для поддержания максимально допустимых значений температуры деталей, при которых обеспечиваются до статочная механическая прочность конструкционных материалов, необходимая надежность работы и установленный ресурс турбины. Чрезмерное охлаждение деталей вызывает увеличение затрат мощности на охлаждение и ухудшение экономичности двигателя. Охлаждение деталей турбины позволяет повысить рабочую температуру цикла, а в случае отказа от использования дорогостоящих конструкционных материалов (сплавов па основе кобальта и никеля)—значительно удешевить производство двигателей.
Основными элементами конструкции турбины, требующими охлаждения, являются рабочие и сопловые лопатки, диски рабочих колес и корпуса сопловых аппаратов. Все эти элементы включают в систему охлаждения в качестве охлаждаемых объектов. Наиболее трудной конструктивной и производственной задачей является обеспечение охлаждения рабочих лопаток в связи с их большой динамической напряженностью и сложными конструктивными формами.
В процессе проектирования и создания системы охлаждения стремятся обеспечить высокую эффективность охлаждения, при которой требуемое ^понижение температуры деталей достигается при малых затратах мощности на охлаждение, простоту конструкции, высокую надежность работы системы и эксплуатационные удобства.	/
Устройство системы охлаждения турбины в значительной мере определяется способом охлаждения рабочих лопаток. К настоящему времени практически освоены и внедрены в авиационные газотурбинные двигатели две основные системы воздушного охлаждения: система охлаждения рабочих лопаток отводом теплоты в охлаждаемый воздухом диск турбины и си- 1 стема внутреннего воздушного охлаждения лопаток турбины.] В этих системах применяют в качестве охладителя воздух, отводимый от компрессора двигателя. Охладители с более высокой тепловой емкостью (вода, топливо) не получили применения в связи с большими конструктивными трудностями создания простой и надежной системы охлаждения с жидким охладителем.
В системах охлаждения лопаток теплоотводом в диск температура лопаток снижается благодаря отводу теплоты от рабочих лопаток в диск турбины вследствие теплопроводности. Диск отдает тепло окружающей среде. Сте-170
n> iii. luniii/M’iiiiH температуры лопаток зависит от интенсивности и.....	।(-плоты диском. Для интенсификации теплоотдачи
uni । и охлаждают воздухом, подводимым под давлением. Теп-н...mi и диск влияет на температуру лопатки только в ее
in nun.Hinn (па расстоянии примерно ‘/з длины лопатки). Тем-in райр । средней и верхней частей лопатки практически не от-......in от температуры газа. Температура лопатки в корне-|<цм Hinn речном сечении тем меньше, чем больше теплоотвод ii inn и Поскольку съем больших тепловых потоков с диска пр> н ыпляст определенные трудности, снижение температуры niiiiiii.li в основании относительно невелико и, как правило, п> превышает 50—80°. Однако заметно повышается запас проч-iii.uiii 'ншатки в корневом поперечном сечении, в котором дей-। и \пн наибольшие суммарные напряжения от растяжения цен-fcpiiiii иными силами и изгиба газовыми силами.
........мн охлаждения рабочих лопаток отводом тепла в диск nil । in.. падежную работу деталей турбины, изготовленных
ii ,h а р< >н рочных сплавов, при температуре газа Т* = Ь II >(> 1200 К. Расход охлаждающего воздуха на один диск ('«in и 0.5 I % полного расхода через двигатель.
В системах внутреннего воздушного охла->|| и < и и я температура лопаток снижается по всей длине бла-1<|1п|ц| i.инвективному отводу тепла от стенок к охлаждающему niniivxv. проходящему через внутренние полости лопаток. В за-K.iimih hi от величины потребного давления воздух отводят от Ком. |.\ пятой ступени компрессора или из камеры сгорания. II.ii п охлаждения лопаток воздух выпускают в проточную Ill'll II. I \ роппы.
В • шлему внутреннего воздушного охлаждения рабочих и ilii ii'iiuх лопаток входят: заборники охлаждающего воздуха, нн «шроподы, подводящие воздух к турбине, дефлекторы, .......... движение воздуха на боковых поверхностях дис-I ин и по щод воздуха к лопаткам, уплотнители в местах пере-h«niii пощуха от воздухопроводов к вращающемуся рабочему И я < \
Г Ab.ii перехода воздуха от неподвижных воздухопроводов | .............  рабочему	колесу и соединения рабочих лопа-
.......им надежно уплотняют для того, чтобы через рабо-чц.....икн проходило расчетное количество охлаждающего
 ец 1 . 11епредусмотренная утечка охлаждающего воздуха на min । пш.тгкам существенно снижает эффективность охлажде-1нц Ii 1чсегве уплотнителей в местах подвода воздуха к рабо-kм\ । о чесу турбины применяют лабиринты. Относительный l1 1" । ii.iiiy.xa, необходимый для охлаждения одного рабочего К и < с ш- превышает 3—4% полного расхода воздуха через дви-4ы и При /гом снижение температуры стенок рабочих лопа-Ч»«1 ।  । iii'ii'er 300—350°, а максимально допустимая темшера-1| । . н.п перед турбиной равна 1400—1500 К. Для охлаждения
171
всей турбины требуется до 7—8% воздуха. В целях повышении экономичности двигателя подачу охлаждающего воздуха пл крейсерских режимах снижают с помощью специальной уприи ляемой заслонки.
§ 7.3. Причины возможных отказов газовых турбин. Приборы контроля в кабине летчика
Детали газовых турбин работают в чрезвычайно сложных условиях. При работе двигателя они подвергаются дейспиии* газовой среды высокой температуры, а рабочие лопатки и диски, кроме того, нагружаются большими по величине центробежными силами.
Высокая температура снижает прочность конструкционных материалов, и в тем большей степени, чем продолжительнее работают детали турбины под нагрузкой. Кроме того, химически активные газы высокой температуры вызывают газовую корро зию деталей (образование окалины на поверхностях деталей, чп> приводит к уменьшению площади «живого» сечения детален). Под действием постоянных нагрузок с течением времени разни ваются пластические деформации, приводящие к увеличении! длины рабочих лопаток и диаметра дисков и, следователыю, к опасному уменьшению величины радиальных зазоров в тур бине. При резких изменениях режима работы двигателя проще ходит быстрое изменение температуры газа и температуры деталей, что вызывает тепловые удары (быстрый рост теплоьых напряжений) в деталях. Рабочие лопатки подвергаются вибри циям, которые особенно усиливаются при нарушениях работы топливных форсунок. Наличие в потоке газа различного рол механических включений (пыли, частиц кокса и т. п.) приводит к эрозии деталей, особенно опасной для рабочих лопаток. По этим причинам совершенно исключено превышение макси мально допустимой температуры газа на режимах запуски, приемистости, максимальном режиме и при включении фор сажа, а также превышение максимально допустимого значении частоты вращения. Даже кратковременный перегрев деталей турбины является достаточным, чтобы вызвать обрывы рабочих лопаток и разрывы дисков или повреждения, уменьшающие срок работы деталей турбины.
Для предотвращения возможных отказов газовых туроип строго соблюдают установленный инструкцией порядок запу< к и и прогрева двигателя, а также контроля его теплового режим I с помощью указателя температуры газа в двигателе.
Детали турбины регулярно осматривают для выявления дефектов. Осмотр деталей турбины обязателен после превышении допустимой продолжительности непрерывной работы двигатели на данном режиме или превышения предельно допустимых зн чений частоты вращения и температуры газа. Применение пи 172
ни.....ях постоянно действующих самописцев частоты враще-
ши.....-миера гуры газа, счетчиков наработки двигателя на
кип . и la mi.пом режиме повышает обоснованность проведения ....... мо। ров. Применяют также датчики контроля, сигнали-........не о перегреве и вытяжке лопаток и дисков и усилении к и f < р. 1111111 двигателя.
Глава 8 _
О< ИОННЫЕ И ФОРСАЖНЫЕ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
< .... п форсажные камеры сгорания служат для нагрева
||.пи1'в ।<> гола (воздуха, газа) за счет сжигания в них топлива. |||<1 p.i ipaooTKe конструкции основных и форсажных Хамер 11i'l> 1ППЯ сгремятся обеспечить:
I) \ ( гопчпвое горение в камерах на всех режимах работы niiiii .1 |с.мя п эксплуатационных высотах и скоростях полета, а |н 1,с при быстром переходе с одного режима на другой (без 1|‘.пи1н пламени, вибрационного горения, выброса пламени из ры, чго особенно опасно для прочности лопаток турбины);
') минимальные потери тепла через стенки камеры в окру-...мо среду и максимальную полноту сгорания топлива; в н<... камерах сгорания современных ГТД коэффициент
1.1 и 'n un» тепла достигает при работе в расчетных условиях tl.U'» НМ!), в форсажных камерах сгорания — 0,85—0,97;
I) минимальные потери полного давления в камере; коэф-....... . сохранения полного давления, характеризующий гид-........ и тепловое сопротивление камеры сгорания, дости-I п< । ().*):> 0,97;
I) п.1нежный запуск камеры на земле и на всех эксплуата-|ш ППП.1Х высотах полета;
о равномерное поле полного давления и температуры газа в  > р' /I'.bom направлении и необходимый профиль температуры Ip 11 по радиусу перед сопловым аппаратом турбины; невыпол-|п пн. иого требования приводит к прогару лопаток соплового min ip.ii.i пли возбуждению колебаний рабочих лопаток тур-В111П.1, необходимый радиальный профиль температуры обеспе-чин и । повышение запаса прочности в корневых поперечных ceil на i\ рабочих лопаток турбины; малое дымление камер;
И ,тобпые подходы для осмотра элементов конструкции । дм' р в эксплуатационных условиях.
§ 8.1. Основные камеры сгорания
lioioiiiic о процессе горения топлива. В авиационных газо-iVpi.Hinii.ix двигателях применяют топлива нефтяного происхо- г ин I. состоящие в основном из углерода и водорода. Про-.......рения углеводородных топлив заключается в распаде
173
сложных органических соединений на атомы с последующим окислением водорода и углерода кислородом воздуха. На окне-ление 1 кг водорода требуется 8 кг кислорода, при этом oop/i зуется 9 кг водяного пара и выделяется 120 000 кДж теплоты На окисление 1 кг углерода расходуется 8/3 кг кислорода, при этом образуется 11 /3 кг углекислого газа и выделяется 32 800 кДж теплоты.
Авиационные керосины содержат 84—86% углерода и 16— 14% водорода. В воздухе же содержится 23,2% кислород». Элементарный расчет показывает, что количество воздуха 1а, необходимое теоретически для полного сгорания 1 кг авиациоп кого керосина, равно приблизительно 14,8. Количество bo.i духа Ад, действительно подводимого к 1 кг топлива в двигателе, превышает Lo. Их отношение называется коэффициентом избытка воздуха:
Ад	G
Я Lo	CrL0 •
При а=1 горючая смесь называется стехиометрии с-с кой, при а<1 — богатой, при а>1 — бедной топливом. Температура продуктов сгорания керосина достигает макси мального значения (2600—2700 К) при а=0,84-0,9. При мель ших а эта температура снижается вследствие неполного сгорания топлива, а при высоких значениях а снижение температуры продуктов сгорания происходит в результате их разбавления воздухом.
Горению топливо-воздушной смеси предшествуют процессы распыла топлива, его испарения, смешения паров топлива с воздухом и воспламенения горючей смеси.
Распыливание топлива (дробление его на мелкие капли с помощью топливных форсунок) имеет целью увеличение общей поверхности капель, что ускоряет прогрев и испарение топлива.
Испарение распыленного топлива тем выше, чем выше температура воздуха и скорость движения относи тельно капель топлива. Смешение паров топлива с воздухом определяет интенсивность вихревых течений воздуха в камери сгорания.
Воспламенение топлибовоздушной . смеси осуществляют при запуске двигателя от постороннего источники пламени, создаваемого пусковым воспламенителем. Последующие порции свежей горючей смеси воспламеняются от существующего в камере сгорания факела пламени при условии повышения температуры смеси до температуры воспламенения.
Начальный очаг пламени воспламеняет всю горючую смесь только при определенных значениях коэффициента избытки воздуха. Пределы воспламеняемости авиационных керосинов равны: ctmin=0>4 4-0,5; яшах= 1»34-1,6.
174
< I'iciii, псдпыс и очень богатые смеси не горят вследствие п< ....ночного тепловыделения для нагревания смеси до тем-
in |>.н\ры воспламенения. Понижение давления и температуры i t - и  ужает диапазон воспламенения смеси по коэффициенту а. 11<"‘.в ине смеси кислородом несколько расширяет этот диа-
......
I прение топливовоздушной смеси представ-/»н- । .oil химическую реакцию окисления, идущую с выделе-
||ц< м вила. Скорость реакции зависит от температуры и со-|1‘|Ц|| । мп и. Повышение температуры смеси приводит к резкому 1«> Н1ЧСН1ПО скорости реакции.
Opiлнизация процесса горения в основных камерах сгора-11н*> <Цианизация процесса сгорания топливовоздушной смеси и in.... камерах сгорания имеет свои особенности, связан-
.>«< । необходимостью обеспечения устойчивого горения при «|11111п\ шачениях коэффициента избытка воздуха и при высо-111 । ьоростях движения воздушного потока в камере, превы-	 ..их скорость распространения пламени.
। р< nine для всей камеры значения коэффициента избытка inii'iyx.i равны 2,5—4,0, что соответствует температуре газа in । > и । урбнпой 7^= 1600-е-1200 К. При таких значениях а топ-Iffinnни11 ।ушная смесь не воспламеняется. Поэтому весь воз- \	ни* iy пающий в камеру сгорания, делят на три потока.
	Iipin.ui ноток поступает к месту расположения форсунки в ко- и1>> in, обеспечивающем создание зоны богатой смеси (а = ► и 1 Второй поток вводится внутрь жаровой трубы ка-rU р|.| 11<>рания через передние ряды отверстий в зону горении <>н обеспечивает сгорание смеси при Т=23004-2500 К и Hili и чиннее снижение температуры примерно до 2000 К-|	........епт а при этом возрастет до 1,2—1,7. Третий поток
Hoiiyi । вводится внутрь жаровой трубы камеры сгорания че-р и шпе ряды отверстий в зону смешения. Он снижает тем-,jif| и\ру газа до значения, максимально допустимого по усло-............ лопаток турбины.
I 1 ||п<>|,| обеспечить устойчивое горение топлива, скорость дви-н инн ншдушного потока на входе в камеру сгорания снижают | ....... входного диффузора со значения 100—150 м/с за
Ьи |И|п । • пром до 30—50 м/с в области форсунок. В передней hi hi i..ipoBoii трубы размещают стабилизаторы пламени — ло-iiifti'iiii.ii- пли безлопаточные струйные завихрители.
Г Л о и а го ч н ы й завихритель (рис. 8.1, а) закручивает Опии и <1>|дает вращающийся вокруг оси камеры воздушный ин pi. 11рн этом в центральной части вихря возникает область fi|»nii.i । iiiuiro давления, в которую устремляется поток из сред-К«1| ч.н in камеры. Текущие против Основного потока горячие hi iininjiiiaioT испарение и полноту сгорания топлива и непре-.........меняют свежую топливе воздушную смесь, тур-| in nipyinr поток, вследствие чего увеличивается скорость го-
175
рения, уменьшают осевые скорости
воздуха
вблизи
границ
ЗОН 1.1
обратных токов, что удерживает факел в определенной облип
зоны горения. Дополнительное стабилизирующее воздействие к и
процесс горения оказывают струи воздуха, поступающие че|Н' боковые отверстия поперек основного потока.
Рис. 8.1. Способы создания зоны обратных токов:
а — с помощью лопаточного завихрителя; б — с помощью струйного стабилизатора
Рис. 8.2. Трубчатые пиджину* альные камеры сгорании; I 1 — выходной патрубок комн] иill сора; 2 — камера сгорания; I • пламеперебрасывающий патрубки!
и
Везло паточный струйный завихрителI (рис. 8.1,6) создает зону обратных токов при подводе воздучи через боковые отверстия, расположенные на некотором ptiu> стоянии от форсунки.
Конструктивные компоновки. Основную камеру сгоршпш размещают между компрессором и турбиной вокруг вала ту pi бокомпрессора. Такие камеры называются встроенными  - выполняются прямоточными. В прямоточной камере, сгорании сохраняется осевое направление движения воздуха и raioii. благодаря чему обеспечиваются относительно малые погори полного давления. Основные камеры сгорания подразделшо|<'4 на трубчатые индивидуальные, кольцевые и трубчато-коль» цевые.
Трубчатые индивидуальные камеры с г о р Я ния располагают вокруг корпуса вала турбины (рис. 8 Л Процесс сгорания топлива в каждой камере протекает идеи тично и независимо один от другого. Число камер сгорания ни«



176



•up.iKir ( таким расчетом, чтобы полнее использовался объем мн । чу компрессором и турбиной при данном габаритном диа-Miiih- двигателя. Чаще всего число камер принимают равным Il |(i Все камеры сообщаются между собой пламеперебрасы-ifHiiiiniMii патрубками 3, которые при запуске передают пламя I. кнмср, имеющих пусковые воспламенители, в остальные ка-н ры н выравнивают давление между всеми камерами.
I' ;нк гоппствам индивидуальных камер сгорания относятся Ipiihniih-jii.пая простота доводки одной камеры на испытатель-|н\|  каик' с относительно небольшим расходом воздуха, воз-biKiuii и. быстрой замены и осмотра камер в процессе эксплуа-nLijiiii Гн । разборки самого двигателя. Недостатки индивидуаль-|к|| ним! ры сгорания: большая масса комплекта камер (12— I мины двигателя), неполное использование рбъема вокруг • i.i|iiiyiii пала турбины, трудности уплотнения камер сгорания 1 Mi"ни соединения между собой и с корпусами компрессора I | uni г.орппка, невозможность использования кожухов камер 11 nptiniiii и качестве элементов системы силовых корпусов дви-йПЛП
Г и и и це в а я камера сгорания занимает кольцевой Uh между компрессором и турбиной, ограниченный стен-и । 3 (рис. 8.3) наружного корпуса камеры сгорания и кон-i«nipn.... расположенной стенкой 1 корпуса вала турбины.
 кплин-вом объеме располагается одна жаровая труба, со-FhiHiinu и । трех сваренных между собой частей: фронтового H'lpiui. iii.i, наружной и внутренней концентрично расположен-1и1ч ишкостенных оболочек, образующих канал с кольцевым 11,,1п । "iiii.im сечением.
И. пропан труба опирается передней частью на топливные ф'.р. ушл 7, корпуса которых выполняют силовыми, или на ра-HitH'iiaio расположенные гладкие штифты 6, укрепленные на jpnyo двигателя. Гладкие штифты фиксируют осевое положе-цЦ| жировой трубы и допускают нестесненные, свободные 1Ф»|н< p.i।урные расширения ее в радиальном направлении.
•I'ponioiioe устройство ограничивает количество первичного  411У-..1, поступающего в зону горения, и обеспечивает устойчиво и постаточно полное сгорание топлива, распыляемого фор-лмн Оно представляет собой блок горелок 4, расположении н равномерно по окружности в передней части жаровой 1||т|>|.| Каждая горелка имеет стабилизатор пламени, в центре pi>>l.... расположена основная топливная форсунка, и диф-



Чп. но горелок выбирается достаточным для того, чтобы hi|ri iK 'iiiri, надежное распространение пламени от пускового
)| ii'i ||\1спителя ко всем остальным горелкам'.и сплошной коль-н* Мни фронт. В выполненных конструкциях камер число rope-bin по. гпгает 20—24 и более. С увеличением цисла горелок расход топлива, приходящийся на" каждую ю-
IM
I пн/
177
релку. Вследствие этого поле температуры газов перед тур. hi ной становится более равномерным, уменьшается потреби m длина камеры сгорания благодаря уменьшению длины фам-лн пламени, повышается надежность передачи пламени от иускш
Рис. 8.3. Кольцевая камера сгорания:
/ — внутренняя стенка; 2 — завихритель; 3 —наружная стенка; 4 __ блок горелок; 5 ~~ смесительные сопла; б — штифт; 7 — форсунка
вых воспламенителей ко всем горелкам при запуске камеры. В некоторых случаях для улучшения распространения пламен! на весь объем жаровой трубы устанавливаются дополнительные струйные форсунки.
Кольцевая камера сгорания не требует специального г<гкд сборника на выходе, хорошо вписывается в габариты двш I теля, имеет сравнительно небольшую массу (6—8% массы дни-гателя), обеспечивает высокую равномерность температуры i  зов в окружном направлении перед сопловым аппаратом тур бины и сравнительно небольшие потери полного давления и потери тепла в окружающую среду, обладает хорошими пуски выми свойствами благодаря кольцевой зоне обратных tokoIi При срыве пламени с одной из горелок горение восстанапл! вается от соседних горелок.
Кольцевые камеры сгорания требуют сравнительно сложны, доводочных работ по получению необходимого полного иус1нЛ 178
linn...... топлива и требуемого поля температуры газов
hi 1П.1М1Ш Осмотр и замена поврежденной жаровой трубы в ii| ii.. ионлуатации затруднительны. Тем не менее достоин-
tiini । н.п.ik-iiux камер сгорания обусловливают все более ши-|"ii in п\ применение в конструкциях современных ГТД.
Рис. 8.4. Трубчато-кольцевая камера сгорания:
b mi4 и ч пи. греиний корпуса; Я — завихритель; 3 — жаровая труба; 4 — пламе-
11 I ii •i.Miniiii патрубок; 5 — выходной патрубок жаровой трубы (газосборннк)
I ру оча 1 о - кольцев ая камера сгорания рн в I) ишимает объем кольцевой камеры сгорания, в кото-ы ....вложены жаровые трубы индивидуальных камер сго-
niiiiii Число жаровых труб равно 9—14. Жаровые трубы сооб-ц..1>>। и между собой с помощью пламеперебрасывающих па-»| Н<|.>|| / юю же назначения, что и в трубчатых индивидуаль-ь ин р.>х сгорания. Для осмотра жаровых труб наружный Ьирнм । шеры сгорания сдвигается в сторону турбины или вы-ink пик и и с продольным эксплуатационным разъемом. \
Ikiiii ipyiiiuiii элементов. Основные элементы камер сгорания ........и и .одной диффузор жаровой трубы, стабилизаторы Luiл....мгсптели воздуха с газом, пусковые воспламенители,
 I*
179
дренажные клапаны. Трубчатые индивидуальные и трубчаь кольцевые камеры сгорания имеют, кроме того, пламспгр» > брасываюшие патрубки и газосборники.
Входной диффузор служит для уменьшения скоры in выходящего из компрессора воздуха со значений 100—150 ди 30—50 м/с. Вследствие снижения скорости воздуха облегчаетЛ организация устойчивого сгорания топливовоздушной смеси I уменьшаются потери полного давления воздуха в камере cuJ рания.
Для уменьшения длины диффузора торможение потока utU редко заканчивают в канале с внезапным увеличением площиш проходного сечения.
Жаровые трубы изготовляют из нескольких секций, ru единенных сваркой. Для уменьшения температурных наприте ний отдельные секции жаровой трубы соединяют упруго, чц достигается благодаря многочисленным разрезам на секции вдоль образующих. На боковых поверхностях жаровой тру выполняют несколько рядов отверстий диаметром 12—30 м« для рассредоточенного подвода первичного воздуха в зону Я рения и вторичного воздуха в зону смешения. Подбором рпй положения отверстий обеспечивают необходимое процентное < а отношение между первичным и вторичным воздухом и распри! деление подводимого воздуха по длине жаровой трубы. Brul ричный воздух вводят в жаровую трубу рассредоточенно, ч то(Я не вызвать местного переохлаждения продуктов сгорапни Длина этой зоны горения составляет 55—65% длины жаротн' трубы. Ввод основной массы вторичного воздуха внутрь жаре вой трубы заканчивается на участке 60—80% ее полной длппЦ Необходимый радиальный профиль температуры газа перм турбиной обеспечивают подбором диаметров, мест расположи ния и числа отверстий для прохода вторичного воздуха. Стеню жаровой трубы покрывают жаростойкими эмалями, которые i# щищают жаровую трубу от газовой коррозии и способствую выравниванию температуры по толщине стенки.
Лопаточный завихритель 2 (рис. 8.4) предстя! ляет собой круговую решетку лопаток, установленных межи двумя концентричными кольцами. Во внутреннее кольцо вход! топливная форсунка, а наружным кольцом завихритель iqul пится к передней стенке жаровой трубы. Число лопаток запил рителя выбирают в пределах 6—14. Уменьшение числа лопате снижает интенсивность обратных токов. Чрезмерно большое м личество лопаток увеличивает потери полного давления, ripul тически не повышая устойчивость пламени.
Смесители воздуха с . газом служат для смешения вторив ного воздуха с продуктами сгорания, поступающими из зош горения. Функции смесителей выполняют несколько рядов <1 верстий или специальные щелевые сопла, располагаемые а стенках жаровых труб в зоне смешения.
180
11 \ । i. о и <> ii воспламенитель создает огневой факел in uulu ii.ikh о воспламенения топливовоздушной смеси при lii|i в..состоит из корпуса 6 (рис. 8.5), стакана 4, дефлек-
н > n\i кипой топливной форсунки 1 и электрической свечи
Рис. 8.5. Пусковой воспламенитель:
I I н » Ki' (оплпвная форсунка; 2 — свеча зажигания; 3 — дефлектор; I — стакан; 5 — жиклер кислорода; 6 — корпус
ин цини .". В корпусе воспламенителя устанавливают также и уш >  (жиклер) системы подпитки пускового воспламени-Uii I in юродом. Воздух поступает в пусковой воспламенитель ) । ни ры ci орания через заборные отверстия в стакане, где |hii piiin.K icii дефлектором. Стакан, входя внутрь жаровой 1«1 л, предохраняет пусковой очаг пламени от сдувания пото- |iiii/i\s.i и камере. Пусковой'воспламенитель устанавливают I । |рн\ч- камеры сгорания так, чтобы пусковой факел пла-Ьии IH.I HI/II1JI в зону обратных токов, в которой скорость СНО-UP I и ..... и пульсации скорости получаются наименьшими.
ВЬн<н in рання топлива достаточно высокая.
1|ч.| iniiii.iiiK ния надежности запуска берут 2—3 пусковых
И |tiMi пн |г.ая. В некоторых камерах сгорания пусковые вос-
п как специальные агрегаты отсутствуют, а для роз-
Ви г iMi p применяют только электрическую свечу зажигания. В| i| • ним камеры упрощается, однако снижается высотность ||ц>1п1. । ih 'i.i подвергается постоянному воздействию чгазов iii-nIi н-мш-ратуры.	\
I р । и я /к н ы ii клапан (рис. 8.6) служит для слива топ-
I । iii.ui. расположенный в нижней части камеры, сооб-
181
щает ее с дренажной системой, когда двигатель не рабопн При повышении давления в камере сгорания клапан jinqn вается.
Пламеперебрасывающие патрубки выполню с достаточной площадью проходного сечения для надежной и редачи пламени из камеры, имеющей пусковой воспламени гея во все остальные камеры. Пламеперебрасывающие патруби



-

Рис. 8.6. Дренажный клапан:
/ — сетка; 2 — язычок клапана; 3 — дренажная трубка
трубчато-кольцевых камер сгорания представляют ки, привариваемые к жаровым трубам, входящие
собой
пту
телескопе
ски одна в другую с радиальным зазором, гарантирующим in можность монтажа жаровых труб.
Газосборник 5 (рис. 8.4) плавно переводит поток га
от жаровых труб с круговым поперечным сечением к кильц вому каналу перед сопловым аппаратом турбины. Патруп газосборника выполняют отдельно от жаровых труб и раз|
щают в специальном корпусе или приваривают непосредствен, к жаровым трубам, что позволяет обойтись без корпуса га
сборника.
Охлаждение деталей. В камерах
сгорания
больше
всего а
греваются жаровые трубы. Стенки жаровых труб, патрубко смесителей охлаждают снаружи и изнутри воздухом. Скор<.
воздуха, обтекающего наружные поверхности жаровых тр| достигает 60—100 м/с. Для улучшения охлаждения и повыи ния жесткости жаровую трубу иногда оребряют. На внутр* ней ее поверхности создают пристеночный защитный воздуши слой, изолирующий стенку жаровой трубы от контакта с го( чим газом. Такой способ охлаждения называется воздуши
*
заградительным.
Воздух на внутреннюю поверхность выводят через многО'П ленные отверстия малого диаметра, выполняемые в кольцсп! уступе жаровой трубы, или через кольцевую щель неболып высоты, образованную двумя соседними секциями жаро|
182
i|h0u I1 о.п.цеиая щель обеспечивает более эффективную за-
Шп.......л, чем кольцевой ряд малых отверстий, однако она
В*|||Ц| > ь । большое количество воздуха, не участвующего в ||П1нч> м процессе камеры. Пристеночный воздушный слой, дви-Hpiiiilii и вдоль стенки, размывается потоком газа на участке
Mlilil'i' н-no небольшой протяженности. Как показал экспери-и, и IIIU.I |ф(|>сктивного охлаждения стенки всего в 15— р । ..... высоты щели. По этой причине потребное коли-
 пп н*н 'к-донательно расположенных поясов вывода охла-HKiiiuin воздуха по длине жаровой трубы достигает 2—3. [Biiifiiii внимание уделяется выравниванию температуры Миг жаровой трубы, так как неравномерное охлаждение 1ц и мили । быть причиной ее коробления, прогара и появле-| ipiiniiii. К наиболее нагретым местам подводят воздух । iii iiii;uibubie отверстия малого диаметра. Температура Liii<j|iii'M<ni стенки жаровой трубы равна в среднем 1000— [hi I» , и к мпература стенок корпусов камеры — 600—650 К. 11 1ЦИ11 ч in форсунку обдувают воздухом, проходящим В КОЛЬ-ШИ ы lope между корпусом форсунки и внутренним кольцом Ь । hi ши < । завихрителя. Благодаря обдуву предупреждается {и шин («ванне топлива при выходе его из сопла форсунки.
1-|и и иоговления жаровых труб применяют жаропрочные I, yi |ончивые к газовой коррозии при высоких темпера-
§ 8.2, Форсажные камеры сгорания
Hl ipi .ши шин процесса сгорания топлива в форсажных каме-| цЛ л 1Ч.Н ГСЯ по сравнению с основными камерами, так как ....................  температуре	газов, выходящих из турни (н-и 1000 К), ускоряются процессы испарения и воспла-Ми"1|< к'плпва. Устойчивое горение обеспечивается при miihiii и.ни небольших размерах зон обратных токов. Вслед-<- пин чго коэффициент избытка воздуха в форсажной ка-11 mi in.inc. чем в основной камере, нет необходимости в раз-biiiin । и меры на зону горения и зону смешения. К профилю liHcp" । vp'ioi') поля на выходе из форсажной камеры не предъ-liiii*i I.H.IIX жестких требований, как в основных камерах
 ши । чк» позволяет не так строго ограничивать положение
Ш | ир<
И in Пниным факторам, .ухудшающим процесс горения топ-Ь К ||>|||и-.-1Ж110п камере, относятся: уменьшение количества Mi'|">	1 оц-ржащегося в газах, при повышении темпера-
L 11>|ц । । урбииой, пониженное давление гайов -в форсажной Вр‘ и ухудшение качества распыливания форсунками не-В.и|н ко 1ПЧГСТВ топлива при увеличении высоты полета. И1!*' ню юнлнва, вводимого в форсажною камеру, ограни-bii>u р.к полагаемым количеством кислорода в газах, вы-
183
ходящих из турбины. При ПОЛНОМ
его
использовании
темш |>
।
усЛ1
тура газов перед выходным соплом достигает виях 2200—2300 К-
в земных
Рис. 8.7. Диффузор и фронтовое устройство форсажной камеры:
I — корпус диффузора; 2 — стойки; 3 — обтекатель диска турбины; 4 — пускоипй воспламенитель; 5 — рассекатель пламени; 6 — радиальный стабилизатор; 7 кольцевой стабилизатор; 8 —топливный коллектор с форсунками; 9 — штуш'11 подвода воздуха; 10— штуцер подвода карбюрированной топливовоздунн|п1| смеси
Конструкция элементов. Основные элементы форсажных
мер: диффузор, камера горения, стабилизаторы пламени, топ вораспыливающие устройства, пусковой воспламенитель, air
вибрационный экран.
Диффузор, размещаемый на снижает скорость движения газов
входе с 300-
в форсажную
-400 до 100—
кам -|i
180 М
Диффузорный канал образуется концентрично расположен стенками корпуса / диффузора (рис. 8.7) и обтекателя 3 ди<
турбины. Обтекатель связывают с корпусом диффузора рн ально расположенными обтекаемыми стойками 2, число к<: рых не берут больше 4—6. Потребную длину диффузора
сколько уменьшают за счет внезапного расширения канала усеченным обтекателем диска турбины. Корпус диффузора | стко крепят к корпусу турбины с помощью быстросъемного
нусно-фланцевого соединения с разъемным хомутом.
184
I । 11 |> ;i горения (рис. 8.8) представляет собой цилинд-^|Wr.iii\io ।руну, изготовленную из листового жаропрочного ма-H|iii । । । Ч. hi на камеры выбирается из условия, чтобы сгорание Inn Ии । i.ih .чпчнвалось до выходного сопла. Передней частью StH-pfi ।прения опирается на корпус диффузора и сочленяется Ь р '|. । ном подвижного телескопического соединения, обеспе-Kniiuiihio необходимую герметичность стыка при возможных
Ри» н к Кимера горения и выходное сопло форсажной камеры: и......... экран; 2 — корпус камеры; 3 — теплоотражательный экран;
Mipiii ii.Hii крепления цилиндров управления; 5 — створкн; 6 — кольцо; 7 — стержень; 8 — силовой цилиндр; 9 — опора
В*1... камеры. Сзади камера опирается на гондолу двига-
В । помощью роликов, вращающихся на цапфах^ и полозьев Ври ’> р.нпрлагаемых по бокам камеры диаметрально прокипи 111 I.IIO.
 I । и о и к и .з а т о ры пламени удерживают фронт пламе-Гн оир. /н-ленном положении относительно стенок камеры, kin оно н<- сносилось потоком газов, движущихся с высокими Ь||р||пмн, по много раз превышающими скорость горения, I'' 20 м/с. Наиболее распространены кольцевые 7 И Н ). ра.'шальные 6 стабилизаторы (желоба с V-образным КН .....mi сечением, с углом при вершине 30—60° и высотой
kii । и /ину выходными кромками 30—80 мм) и центральный Wui ‘п । ।inp. Число последовательно располагаемых кольце- ri .....ii.nopoB, имеющих различные диаметры, зависит от
форсирования и достигает 2—3. Расстояние между ста-i.iinp ими вдоль оси камеры должно быть не менее длины hi ........ чоков, которая без горения равна полутора-двум
В. in । • । |оп.|||1затора. При меньшем расстоянии увеличивает-I •upniiiii'H-Hiie комплекта стабилизаторов. Эшелонированное В mu р.п положение стабилизаторов растягивает зону горения I । и..... p.i'iiiycy камеры, способствует устранению вибраци-
1ьп|н ii.pl пня и уменьшает сопротивление камеры вследствие  Hi ни ник пи ромождения стабилизаторами поперечного се-
185
чения камеры. Радиальные стабилизаторы соединяют меж I собой зоны обратных токов за кольцевыми стабилизаторами.
Топливораспыливающие устройства состоят iq топливных коллекторов и форсунок 8 (рис. 8.7). Топливные кол лекторы располагают впереди стабилизаторов на расстоянии^ обеспечивающих полное испарение одной части и неполное И1 парение другой части распыленного топлива до подхода к .ini ней кромке стабилизатора. Жидкая пленка топлива, стекании-с задних кромок стабилизаторов, создает в следе за стабилпм тором зону богатой смеси, повышающей устойчивость горски на всех эксплуатационных скоростях и высотах полета при in менении расхода воздуха и степени форсирования.
Для улучшения перемешивания и испарения топливо М дается навстречу потоку многочисленными центробежными к i прямоструйными форсунками, которые при большой стсисн форсирования располагают как впереди, так и между стабплН заторами. При этом одна часть топлива сгорает за стабилтн торами, другая — в сносящем потоке. Топливо распределяют п объему камеры по возможности -равномерно: Иногда в ценя камеры создают зону обогащенной смеси, а на периферии! зону обедненной смеси. Благодаря этому расширяется облай устойчивой работы двигателя по суммарному коэффициенту и бытка воздуха и снижается температура газов у стенки кам1 ры. В таких случаях в центробежных топливных коллектор устанавливают несколько форсунок с повышенным в 1,5—2 рп расходом топлива по сравнению с расходом топлива через ц< риферийные форсунки.
Оси прямоструйных форсунок иногда располагают под lit большим углом к потоку, что позволяет получать достаток широкий факел распиливания, содержащий такие же спектр капель, как и при работе центробежных форсунок. Для предик вращения значительного снижения давления перед форсуниам приводящего к ухудшению качества распыливания, часть т*и ливных коллекторов выключается при дросселировании и I больших высотах с помощью автоматического распределите^ топлива (APT).
Пусковые воспламенители служат для создам пускового очага пламени, обеспечивающего надежное BocnJh менение топлива при всех эксплуатационных условиях, особи но на больших высотах. Пусковой воспламенитель работу только на режиме запуска или’в течение всего времени рабий камеры. «Дежурное» пламя восстанавливает горение в камер в случае срывов пламени.
Пусковой воспламенитель 4 форсажной камеры (.рис. Н представляет собой небольшую камеру сгорания, расположу ную за центральным или кольцевым стабилизатором. ПускогЦ воспламенитель работает tfa карбюрированной топливовозл. и ной смеси, поджигаемой с помощью электрической свечи Ш 186
II 1||Я|<>|>црованная смесь получается в результате смеше-li-l |1<к |ул I. подводимого к смесительному патрубку (карбюра-i|\) пи 1р\бке от компрессора двигателя, и топлива, подавае-Kii о....иным топливным насосом.
i Ли.......рационный экран 1 (рис. 8.8), устанавли-
р»<ни niivipii камеры, представляет собой трубу с продоль-।<>||>р.|мц и с большим количеством мелких отверстий.
I l it ши для гашения высокочастотных колебаний давления  >i> по шикающих при вибрационном горении топлива. Эти (iliiuni совершаются с собственной акустической частотой  |>ы п юправож.даются неприятным шумом и дрожанием, рн фушающим камеру.
||><к о пие деталей. В форсажных камерах требуют «и щ „п,> пусковые воспламенители, стабилизаторы пламени, ^Мнпы' коллекторы и стенки камер.
Blyi нош к воспламенители форсажных камер выполняются с Вйп ап 1 1еп1кам1И, между которыми проходит воздух, подводи-В Ни । рубке от компрессора двигателя. Стабилизаторы пла-В I) i,i.( ж даются распыленным топливом, а топливные кол-Ьн|"| проходящим внутри них топливом. Стенки камер В или н. внешнее или внутреннее конвективное охлажде-' in* । в hi no-заградительное или комбинированное охла-
Bjpn к о и п с кт и в н о м охлаждении воздух поступает 1|п .....пую кольцевую щель, образованную стенкой корпу-
I । riM> ры (рис. 8.8) и концентрично расположенным тепло-^В>1< 'и 1.ПЫМ экраном 3. При внешнем конвективном охлаж-^Kii л р.ш располагают снаружи камеры, внешнюю поверх-по и .рой обдувают воздухом, поступающим из атмосферы  । кор.,! 1 пым напором или благодаря эжектирующему дей-1*ць । ip\n выходящих из двигателя газов. Экран улуч-К| и । i/кцсиие стенки и защищает конструкцию само-(В in inn рева лучеиспусканием стенки. При внутреннем кон-BiiiIik'm пклаждении экран прикрывает поверхность стенки pipi io факела пламени. Кольцевую щель продувают сравни-Iin. \i, п> инам газом, выходящим из турбины в ее перифе-
ь ч и in
	III и и и । д у ш н о-з а г р а д и т е л ь н о м охлаждении Ви выводят на внутреннюю поверхность стенки через ^K|«*irii> iiie'ii,, образованную сгенкой камеры и внутренним ^Вап
...11|ц । и мп и пированном охлаждении воздух выхо-I ........ рентою поверхность стенки через несколько коль-
in* leu, образованных эшелонирование расположенными дикими Комбинированное охлаждение включает элементы HIIIIIUI о и воздушно-заградительного охлаждения. Макси-» пни о мш ратура стенки не превышает, как правило, 900—
i
187
Причины возможных отказов камер сгорания. Наиболее ча сто повреждаемыми элементами конструкции камер сгорания являются жаровые трубы. Основные дефекты связаны с вибра-циями стенок, отложением кокса и нагара (сажи) на стенках жаровой трубы в результате неполного сгорания топлива в зо нах с недостаточным количеством воздуха, неравномерностью температуры стенки жаровой трубы, термоусталостью стенки у краев отверстий для прохода воздуха, возникающей из-за частых изменений температурного режима работы камеры.
Нагар изолирует стенку от охлаждающего воздуха и способ' ствует местным перегревам, вследствие чего появляются мест ные температурные напряжения, коробление и растрескивани стенок жаровой трубы. Отложения кокса и нагара ухудшают условия горения и влияют на распределение температуры газо« перед турбиной. Появлению трещин термоусталости способст-1 вуют внутренние напряжения, риски, заусенцы на краях отверстий, остающиеся после механической обработки, снижающие усталостную прочность конструкционного материала. Перегрв' вы и прогары стенок жаровых труб возникают при ухудши нии распыла топлива форсунками и нарушениях охлаждени i
Незапуск форсажной камеры на больших высотах может быть следствием недостаточно сильного пускового факела пла мени, отсутствия надежного переброса пламени по всему объе| му камеры, нарушения необходимой последовательности пода чи, воспламенения топлива и открытия выходного сопла.
Установленная последовательность подачи топлива и откры тия сопла может измениться в процессе эксплуатации в резул! тате изменения вязкости рабочей жидкости в системе управл ния соплом и напряжения в самолетной электросети. Для ггр дупреждения отказов камер сгорания проводят периодически осмотры с применением дефектоскопической аппаратуры.
§ 8.3. Эксплуатационные характеристики камер сгорания
Характеристиками камер сгорания называют зависимости коэффициента Вкс выделения тепла от коэфф^ циента а избытка воздуха, давления и температуры воздуха il входе в камеру. Зависимости пределов устойчивого гореш (<zmin и ctmax) от параметров потока на входе в камеру назые ются срывными характеристиками камеры.
Характеристика основной камеры сгоранц по составу4 смеси имеет максимум при аопт^4-е-5. П| больших и меньших значениях а коэффициент выделения теш снижается вследствие уменьшения температуры в зоне обр i ных токов.
Снижение температуры воздуха на входе в камеру вызыва уменьшение полноты сгорания, особенно при больших отклеп ниях а от оптимального значения. Снижение давления возду
188
и । iixo/ie н камеру меньше 0,1-105 Па (1 кгс/см2), например, при \ ||<-..|||че11ни высоты полета приводит к резкому падению V, и । ы ухудшения подготовки и сгорания топливсвоздуш1ной । м< | и При снижении частоты вращения ротора коэффициент (i., |ущ('сгвенпо снижается в результате одновременного умень-iiiciiiiii температуры и давления воздуха на входе в камеру, Пи....... к высотных условиях. Уменьшение расхода топлива
(ппнрпмер, при увеличении высоты полета или дросселировании Л и и । .11 <• л я) вызывает ухудшение качества распыла топлива |.г н /н нше снижения перепада давлений топлива на форсун-нпч I In л ому применяют двухканальные форсунки с устройством ii./iii автоматического выключения одного канала при манн \ р.п ходах.
На i-рывной характеристике основной камеры сгорания граница носатого срыва располагается при значениях amm~0,8^-। ii.'i. ipaimua бедного срыва на малых высотах — при значе-|цни «пых —50-^60. Эти значения ограничивают диапазон ус-.....в работы камеры сгорания по коэффициенту а. На ц ....ппипихся режимах работы двигателя коэффициент а из-
|.|1>1г1сч незначительно. При резком перемещении РУД на уве-/1П'1< ши пли уменьшение подачи топлива коэффициент а изме-Н!к и и и широких пределах. На малых высотах процесс горения hi ни ни устойчивым. При увеличении высоты полета значение „ I.IMCTHO снижается (сужается диапазон устойчивой работы 1<йм' ры сгорания). Поэтому для исключения срыва пламени при рг ниш уборке РУД двигатель снабжаедся устройством, не дойн.....in л снижения расхода топлива более некоторого пре-
/I n.noio значения.
Характеристика форсажной камеры по соста-. мп н имеет максимум при а£ =1,5-ь 1,8, а при больших il м' IH.IHHX значениях суммарного коэффициента аЕ полнота il....ни резко падает. С понижением давления на входе в
|><||>. । i-.iiyio камеру менее (0,7ч-0,8) Ю5 Па, т. е. 0,7—0,8кгс/см2, IDiiiini.i сгорания уменьшается вследствие ухудшения качества I «111П.1 и (падения расхода форсажного топлива) и ухудшения jiii ипншкп п горения топлива. Это проявляется в еще большей Hi и.....а режимах частичного форсирования двигателя, когда
inn....ня температура газа в форсажной камере и интенсив-
iiiii и. ио|нода тепла к свежей смеси из зоны горения. Уменьше-1<и. р.п хина форсажного топлива вызывает снижение перепада м>к и ниц па форсунках, полноты и устойчивости |'орения. По-||ц.|\ на режимах пониженных расходов форсажного топлива ш и. форсунок выключается с помощью автоматического рас-111 * и in ।.- in топлива.	I
П|....тнжении давления газа за турбиной дицйазон устой-
!Мн.|>п р.пины камеры сужается в результате смещения границы Mt Инин срыва. Поэтому в условиях полета на больших высо
189
тах устойчивая работа форсажной камеры обеспечивается лишь в узком диапазоне режимов работы двигателя, например только на режиме полного форсажа. В случае выключения повторный розжиг камеры возможен только после снижения высоты полета.
Глава 9
ВЫХОДНЫЕ И РЕВЕРСИВНО-ДЕВИАТОРНЫЕ УСТРОЙСТВА
§ 9.1. Выходные устройства
Выходное устройство служит для обеспечения истечения газов из двигателя в атмосферу при давлении, близком на расчетном режиме к давлению окружающей среды. При этом условии получаются малые потери эффективной тяги двигателя. Основной составной частью выходного устройства является выходное сопло (рис. 1.7), в котором располагаемый перепад давлений преобразуется в кинетическую энергию вытекающей струи газа. Если выходное сопло устанавливается на некотором расстоянии от турбины, между ними размещают диффузор и переходную трубу. Диффузор уменьшает скорость движения газа в переходной трубе в целях снижения гидравлических потерь.
В зависимости от величины располагаемого перепада давлений выходное сопло выполняют дозвуковым (сужающимся) пли сверхзвуковым (по типу сопла Лаваля). При дозвуковых и относительно небольших сверхзвуковых скоростях полета применяют сужающиеся выходные сопла как наиболее простые в конструктивном отношении. Те и другие сопла могут быть нерегулируемыми или регулируемыми. В выходное устройство двухконтурного ТРД со смешением потоков включаются также' смеситель 7 (рис. 1.8) и камера смешения 9, устанавливаемые непосредственно за турбиной. Смесительное устройство необходимо для смешения потоков газа и воздуха первого и второго контуров с малыми гидравлическими потерями.
Выходное устройство с нерегулируемым выходным соплом. Конструкция выходного диффузора аналогична конструкции диффузора форсажной камеры. Обтекатель диска турбины, входящий в конструкцию диффузора, предотвращает вих-реобразование за турбиной и уменьшает нагрев диска теплом выходящих газов. Стойки, крепящие обтекатель диска турбины к переходной трубе, спрямляют поток в случае закрутки его за турбиной. Переходная труба подкрепляется снаружи шпангоутами, повышающими ее жесткость, и нередко теплоизолируется с помощью слоя асбестовой ткани и нескольких слоев алюминиевой фольги. Теплоизоляция покрывается кожухом, ко-190
 прижимается к шпангоутам трубы кольцевыми хомутами ii'iii крепи гея к трубе болтами или винтами. Кольцевой объем к ну переходной трубой и кожухом иногда используют для ...и репа воздуха, идущего на обогрев кабины пилота. Тогда nil v'i.kikc камеры подогрева теплоизоляция не ставится. На in pe\<>/iiion трубе устанавливают термопары, регистрирующие । pi чин... окружности температуру газа за турбиной.
Нерегулируемое дозвуковое сопло выполняют с уменьшаю-1п< (н п « выходу площадью поперечных сечений. Непредусмотренные и вменения величины площади выходного сечения сопла цы 1ЫП,inn нежелательные изменения температуры газов перед Ivpoiini'ii. Поэтому жесткость сопла в выходном сечении повыпиши г помощью привариваемой кольцевой накладки или за-пн'н.цонкп края стенки сопла вокруг проволочного кольца, f nii'io крепят к переходной трубе, а при ее отсутствии — непо-। рг и । пенно к корпусу турбины. Выходное сопло окружается uniчоогрпжательным экраном. Полость между стенкой сопла и •up.iiiiiM продувается воздухом, поступающим в результате скоромною напора или эжект.ирующего действия вытекающей из loii'i.। струп газов.
Pei улнруемые выходные сопла. Изменением площади криги-Hiihoio сечения выходного сопла улучшают пусковые свойства ii iipiB-Miicгость двигателя, предупреждают неустойчивую работу luiMiipi-ecopa, получают максимально возможную тягу двигателя • I 1'и'г поддержания максимально допустимой температуры । и in перед турбиной и обеспечения полного расширения газа ни выходе, поддерживают неизменным режим работы турбо-iniMiipi i сора при форсировании двигателя путем сжигания топ-,||||ц । н форсажной камере за турбиной, улучшают экономич-I1HI и. питателя ца крейсерских форсажных и бесфорсажных |н >кпм IX работы. Изменением площади выходного сечения । и. р тукового сопла приводят в соответствие величину реали-.......... расширения с полной ее величиной, которая и inn ii'.ieu H в широких пределах в зависимости от скорости по-|ц la I.IK, например, при изменении числа М полета от 1,0 до ,1 и и.। । ысоте II км степень расширения газов в сопле измени и и in 6 - 8 до 25—30.
I'. п.плоящее время предложены многие схемы регулируемы ипсл, однако наиболее эффективными и простыми в конст-р\। । инном отношении являются створчатые однорядные, створ-iiin.li' чнухрядные и эжекторные регулируемые сопла.
। । и о р ч а т о е однорядное сопло состоит из1 кольце-iiiiiii рич.ч взаимно перекрывающихся створок (рис. эЛ). Каж-лпи • । порка подвешивается шарнирно на двух штифтах в про-V1IIIHI.IX б. Герметичность сопла между створками сохраняется । iioMoiiii.ii) боковых полок 7, образующих пазовые соединения и hi npocio прилегающих друг к другу внакладку по сопряженным криволинейным или плоским поверхностям. Наиболее эф-
191
фективное уплотнение стыков достигается в случае сопряжения полок по плоскостям и без пазов. Повышению уплотнения стыков способствует податливость полок при действии внутреп-
в
Рис. 9.1. Створччтое сопло с эжектором:
а — в положении максимального прикрытия; б — в положении максимального открытия; в — вид сверху без эжекторных створок; 1 — силовое кольцо;
2, 5 — створки сопла; 3 — створки эжектора; 4 — кольцо; 6 — проушины;
7 — полки
него избыточного давления газов. Утечки газов через неплотности в створчатом венце снижают тягу двигателя, причем потери тяги растут с увеличением скорости полета. Створки охлажда-192
.. м воздухом, проходящим через внутренние полости вследст-П1П 1ДГКтирующего действия вытекающей из сопла струи газов.
( нюрчатое однорядное сопло может использоваться как ре-।\,'inpvcMoe сужающееся сопло (рис. 9.1, а) и как регулируемое । ш-рх туковое сопло (рис. 9.1, б). В первом случае регулирует-। н площадь минимального сечения сопла от некоторого наи-
Рис. 9.2. Створчатое двухрядное сверхзвуковое сопло: /—силовой цилиндр; 2— дозвуковые створки; 3 — кольцо; 4—ролик;
5 — тяга; 6 — сверхзвуковые створки
Mi'iii.iiiero значения до максимального значения, равного вели-пик- площади выходного сечения цилиндрической трубы фор-। iuKiioi'1 камеры, к которой крепятся створки. Дальнейшее рас-। pi и не створок не приводит к изменению площади критического 11 >к ПП51, а площадь выходного сечения сопла увеличивается. < । пирки переставляются принудительно с помощью силовых пи'11П1Л,ров в одном или в обоих направлениях. В первом слу-чш- < нюрки прикрываются. Раскрываются они под действием < н । пнутреннего избыточного давления газов в сопле.
I'ci улирование выходного сопла может быть ступенчатым пип бесступенчатым (всережимным). Простейшими программами 1 1 упеичатого регулирования предусматриваются два или три фи। ( припайных положения створок в зависимости от режима р,«1011.1 двигателя. На максимальном режиме створки макси-। i n.no прикрываются, на полном форсаже— максимально р » к рыпаются, на минимальном форсаже переводятся в про-mi I.у 1 очное положение между двумя первыми. При запуске Hinn а юля используется положение створок на максимальном фор, .rKe. В случае бесступенчатого регулирования створки пе-Р< > ।.шляются непрерывно в определенном диапазоне углов по-inipoin РУД. Бесступенчатое регулирование улучшает характе-.....  двигателя,	но усложняет систему управления соплом.
( 1 it о р ч а т о е двухрядное сопло имеет два1 последо-11(11 ('.'паю расположенных венца взаимно перекрывающихся 1 ।порок (рис. 9.2). Первый венец (створки 2) подобед гужающе» муги < гворчатому венцу, а второй венец (створки 6) соответст-uji । расширяющемуся участку сопла Лаваля. Створки второго
193
венца подвешиваются шарнирно к створкам первого венца. В сопле этого типа площади критического и выходного сечений могут изменяться независимо одна от другой или в кинематической взаимосвязи.
Эжекторное выходное соп-л о оборудуется приспособлением (эжектором), уменьшающим потери эффективной тяги двигателя на нерасчетных режимах работы сопла (в условиях старта и малых скоростей полета) за счет подсоса окружающего (вторичного) воздуха высокоскоростной газовой струей, выходящей из двигателя. Потребная величина расхода вторичного (эжектируемого) воздуха уменьшается с увеличением скорости полета по мере приближения режима работы сопла к расчетному. На расчетном режиме расход вторичного воздуха ограничивается величиной, необходимой только для охлаждения выходного сопла.
В эжекторном сопле имеется кольцевой ряд эжекторных створок 3 (рис. 9.1), расположенных снаружи концентрично по отношению к кольцевому ряду основных створок и кинематически связанных с ними. Регулирование расхода эжектируемого воздуха осуществляется изменением положения наружных створок относительно внутренних. В другой схеме вторичный воздух может подводиться через кольцевую щель между дозвуковой и сверхзвуковой частями сопла Лаваля.
Силовые приводы регулируемых сопел. Силовой привод необходим для перестановки створок в требуемое положение. Он должен развивать усилие достаточной величины для перестановки створок с необходимой скоростью, обеспечивать синхронность движения створок, надежно работать в условиях большого нагрева. Температура окружающего воздуха, при которой работает силовой привод, дости-
194
Рис. 9.3. Силовые гидравлические цилиндры:
о _ двухпозиционный; б — трехпозиционный; в — всережимный; / — силовой поршень; 2 — жиклер; 3 — поршень-упор; -/ — клапаны
гает 650—700 К. Составными частями силового привода являются силовые цилиндры и механизм -перестановки створок.
Силовые цилиндры 1 (рис. 9.2) располагаются равномерно вокруг выходной части форсажной камеры. В зависимости от программы регулирования сопла различают двухпозиционные, трехпозиционные и всережимные силовые цилиндры.
Д в у х цо з и ц и о н н ы й силовой цилиндр (рис. 9.3, а) имеет силовой поршень 1, который удерживается силой давления рабочего тела на упоре максимального раскрытия сопла или на противоположном упоре максимального прикрытия сопла.
В конструкцию трехпозиционного силового цилиндра (рис. 9.3, б) включается дополнительный подвижной поршень-упор 3, обеспечивающий получение промежуточной позиции силового поршня. Для этого рабочее тело подается я полости А и Б силового цилиндра под давлением, а из межпоршневой полости В сливается. Поршень-упор переходит в крайнее правое положение, удерживая в этом положении силовой поршень благодаря силе давления рабочего тела, возникающей вследствие разности эффективных площадей силового поршня и поршня-упора. Максимальное раскрытие сопла достигается при подводе рабочего тела в полость В и сливе из полостей А и Б, а минимальное раскрытие — при подводе рабочего тела в полость Б и сливе из полостей А и В. Регулировка величины площади сопла в каждом из трех положений производится соответствующими регулируемыми упорами и изменением длины штоков силовых поршней.
В сер ежимны й силовой цилиндр (рис. 9.3, в) имеет силовой поршень, упором для которого служит рабочее тело, запираемое в полостях А и Б изменяемого объема управляющим элементом — золотником крана управления. Каждому положению рычага управления двигателей соответствуют определенные значения объемов полостей Л и Б и, следовательно, определенная площадь сопла. Перемещение поршней силовых цилиндров тщательно синхронизируется, чтобы исключить перекосы силового кольца и створок при работе силового привода. Для этого служат клапаны постоянного расхода, поддерживающие постоянный слив рабочего тела из каждого силового цилиндра независимо от величины усилия на штоке, или механические синхронизаторы.
В качестве рабочего тела для силовых цилиндров чаще всего применяют основное топливо двигателя (керосин). Для уменьшения подогрева керосина теплом, проникающим в гидравлические силовые цилиндры от окружающего воздуха и стенки форсажной камеры, создают постоянный проток керосина hj полости повышенного давления в цилиндре через жиклер 2  поршне и далее в сливную магистраль. Гидроцилиндры тепло-196
и ui'iiipyior асбестовым шнуром и защищают теплоотражатель-|ц,|1Ч11 трапами.
Механизм перестановки передает на створки усилия, рп питаемые силовыми цилиндрами, и обеспечивает необходи-м\н> кинематическую связь между штоками силовых цилинд-|нН1. । овершающими возвратно-поступательные перемещения, и । 1 пипками, совершающими угловые перемещения.
11< рсстановочные усилия передаются на створки с помощью । нлопого кольца 3 (рис. 9.2), охватывающего створчатый венец, и in непосредственно. В первом случае число силовых цилинд-|нп| может быть уменьшено до трех. Во втором случае каждая iiпорка или через одну управляется индивидуальным силовым цилиндром. При увеличении числа силовых цилиндров умень-нпногся их диаметр и диаметральный габарит сопла. Силовое iui.hi.цо центрируется относительно выходной части форсажной h и меры па штоках силовых цилиндров.
В механизмах перестановки силовое кольцо находится в поп।акте непосредственно с профилированными поверхностями । । норок 2. Профиль створок обеспечивает необходимый закон п 1МСПСПИЯ площади критического сечения сопла в зависимости hi осевого перемещения силового кольца. Для уменьшения из-ihii ii трущихся пар наружную поверхность створок хромируют, и к внутренней поверхности силового кольца приклепывают мед-iii.il- пластины, покрываемые графитом. Вместо пластин в ме-। nix контактов силового кольца со створками нередко устанав-TiNi.iioT ролики 4, способствующие уменьшению сил трения.
При осевом перемещении силового кольца вперед створки прикрываются под действием перестановочного усилия и уменьшают площадь сечения сопла. При перемещении назад ...оное кольцо освобождает створки, которые под действием  им внутреннего избыточного давления газов раскрываются до упора в силовое кольцо и увеличивают площадь сечения сопла. Перемещение створок синхронизируется силовым кольцом, а 1ПКЖГ перераспределением радиальных усилий между взаимно перекрывающимися створками.
§ 9.2. Реверсивно-девиаторные устройства
Реверсоры тяги турбореактивных двигателей предназначены I ел торможения самолета при посадке путем создания от.рица-I. и.поп тяги, противоположной направлению движения само-'н-in. Отрицательную тягу создают при работе двигателя на Р< жиме, близком к максимальному, поворотом части или всего р.н хода газов, выходящих из двигателя, в обратись/ направле-.... г двух диаметрально противоположных сторон двигателя. 111мснеписм количества газов, поворачиваемых в обратном на-ii|>.тлении может быть получена тяга различной величины и и.травления: полная положительная, минимальная положитель-
i
197
ная, максимальная отрицательная или другие промежуточны? ее значения без изменения режима работы двигателя. Реверсоры тяги уменьшают длину пробега самолета после посадки па 60—80% по сравнению с длиной пробега без реверсора. Их применяют в основном на военно-транспортных и пассажирских самолетах, так как доля массы устройства в общей массе самолета получается относительно небольшой.
Коэффициентом реверсирования Кр называют отношение тяги /?р двигателя без учета входного импульса проходящего через двигатель воздуха с включенным реверсором к аналогичной тяге 7? с выключенным реверсором при одной и той жё частоте вращения ротора двигателя и одной и той же степени расширения газов в сопле. Коэффициент реверсирования может изменяться в пределах —1<ЛР< 1. Случай, когда Кр=1, соответствует работе двигателя с выключенным реверсором (угол поворота потока равен нулю). Минимальные значения коэффициента КР, достигнутые в современных реверсорах в стендовых условиях работы, равны минус 0,85-н0,90. Практически необходимые величины коэффициента реверсирования— минус 0,50н-0,60 получают при повороте потока на угол а= 120-^140°. При более высоких значениях угла а повышается опасность прилипания струи горячих газов к элементам конструкции самолета, а уменьшение длины пробега самолета становится менее существенным, чем возрастание габаритов и массы реверсора.
К реверсорам тяги предъявляются следующие основные требования:
1.	Неизменяемость режима работы двигателя при включении и работе реверсора. Для соблюдения этого условия необходимо, чтобы давление газов за турбиной при включенном и выключенном реверсоре было одинаковым, что обеспечивается выбором необходимой величины площади минимального проходного сечения в реверсоре.
2.	Минимальный расход газов, отклоняемых в реверсоре, необходимый для получения заданного коэффициента реверсирования. От величины этого расхода зависят габариты и масса реверсора, а также количество газов, попадающих на вход в двигатель. Чтобы удовлетворить этому требованию, добиваются безотрывного поворота потока газов в реверсоре (с минимальными потерями полного давления).
3.	Малые потери положительной тяги (не более 1%) при выключенном реверсоре. Для обеспечения этого требования элементы конструкции реверсора тщательно сопрягают в убранном положении с элементами выходного устройства двигателя, чтобы не возрастали гидравлическое сопротивление проточной части двигателя и лобовое сопротивление самолета, а утечка газов в местах уплотнения практически отсутствовала.
4.	Минимальное попадание горячих газов, отраженных от 198
ii <'и । по посадочной полосы аэродрома, на вход в двигатель и и.1 i.n-Meiiibi конструкции самолета. Попадание газов на вход в /инн и ie.ni, вызывает помпаж и поломку лопаток компрессора.
В Плавное возрастание и снижение отрицательной тяги (fii i pei'kiix скачков) при включении и выключении реверсора. Прими перехода от полной положительной тяги к полной отри-H1I||‘льпоп ее величине (или обратно) должно быть не болте | С.
(| Отсутствие асимметрии отрицательной тяги при одновременном реверсировании на самолете нескольких двигателей, Hiofn.1 не возникали моменты тангажа, рыскания и крена. Это । |1г6ота пню обеспечивается синхронной работой реверсоров । hi и
111 самолетах с одним двигателем, расположенным в фюзе-люке, выпуск газов из реверсора тяги осуществляется в гори-.... плоскости с двух сторон двигателя (по бокам само-ш in) Па самолетах с несколькими двигателями реверсоры \< । напиливают на всех или только на двух внешних двигателях.
in выпуска газов выбираются в горизонтальной или верти-iiii.ni.поп плоскости с таким расчетом, чтобы выходящие газы in попадали на вход двигателя и на элементы конструкции са-Mo.ui гп. На двухконтурных ТРД с раздельным выпуском потоков pi in рсоры нередко обслуживают оба контура ввиду необходимо! hi погашения значительной положительной тяги, создавае-моп каждым контуром. При выключенном реверсоре окна в мо-....доле для выпуска газов закрываются с наружной стороны пп линками, жалюзи или кольцевым кожухом мотогондолы, । м< П|.асмым в осевом направлении.
1’свсрсор тяги выполняют в виде отдельного конструктивного у i'i.i, располагаемого перед выходным соплом двигателя (перед <|ч<ре:пкпой камерой, если такая имеется) или за ним. Ревер-|ц|> первого типа чаще применяют в компоновке с форсажной и и мерой или с шумоглушителем. Реверсоры второго типа удобно ра 1мещать в убранном положении в мотогондоле или в фю-н- r.ian над выходным соплом, что позволяет уменьшить потери ....	тяги двигателя.
(Д невными составными частями реверсора тяги являются: । рт сел ирующие элементы, перекрывающие тракт двигателя ...шротные заслонки или лопатки), отклоняющие элементы, Р । П1ор.тчи1вающ1ие поток в обратном направлении на заданный \н>л при выходе, силовые приводы дросселирующих и отклоняющих >лементо-в, системы управления реверсорами тяти.
В настоящее время предложены многочисленные схемы реверсоров тяги, однако реализованы только некоторые из них, наиболее полно удовлетворяющие предъявляемым Требованиям.
Реверсоры тяги, отклоняющие поток газов перс । выходным соплом двигателя. Реверсоры этого uni.’i состоят из двух отклоняющих решеток 1 (рис. 9.4), рас-
199
положенных диаметрально противоположно, и двух заслонок 2 с цилиндрической поверхностью, имеющих общую ось вращения. На выключенном реверсоре створки не создают значительных потерь прямой тяги, так как устанавливаются заподлицо с трубой двигателя, закрывая окна для прохода газов к отклоняющим решеткам. При включении реверсора створки поворя-
Рис. 9.4. Реверсор тяги, расположенный перед выходным соплом двигателя:
а — реверсор выключен; б — реверсор включен; / — решетка; 2 — заслонка; 3 — тяга управления
чиваются, перекрывают газовый тракт двигателя и направляют поток газов на отклоняющие решетки. Газовый тракт перекрывается полностью или частично. В последнем случае некоторое количество газов продолжает выходить в прямом направлении. Створки поворачиваются синхронно с помощью рычагов и силовых цилиндров. В силовых приводах, обеспечивающих двухпозиционное положение створок, применяют пневмоцилиндры, в которые подается воздух, отбираемый от компрессора двигателя. В системе управления работой реверсора предусматриваются блокировки, исключающие случайное его включение.
Реверсоры тяги, отклоняющие поток газов за выходным соплом двигателя. Отклоняющими элементами служат выдвигаемые назад створки 3 (рйс. 9.5). Створки представляют собой откидывающиеся части мотогондолы. В процессе включения реверсора створки вместе со щитками перемещаются по рельсам назад на необходимое расстояние и одновременно поворачиваются в рабочее положение. Перестановка створок и щитков осуществляется системой рычагов и гидравлических силовых цилиндров. Реверсоры с откидывающимися створками компактны, не требуют дросселирующих 200
1'icMciiioB, однако имеют повышенные потери Отрицательной  и.... к-кгвис большой скорости истечения газов, повышенную
'ли <у из за большой потребной рабочей поверхности створок (и* менее 200% площади выходного сечения сопла) и больших
I'iii II.Г>. Реверсор тяги, расположенный за выходным соплом двигателя! 1 — силовой цилиндр; 2 — рычаг; 3 — створка
iinipyiort, действующих на створки и элементы силового припои I
Дени агоры тяги служат для уменьшения длины разбега и у иучпк-ппя посадочных свойств самолета путем создания вер-I нк и 'ii.iioi'i составляющей силы тяги двигателя. Для этого поток iiiio'ii. выходящих из двигателя, поворачивают при взлете и помири- самолета на угол 90° в сторону земли. В качестве девиа-fop* ин н применяют поворотное выходное сопло двигателя.
Диша горы тяги применяются на ТРД и ТРДД, предназна-
201
ченных для самолетов с укороченным и вертикальным взлетом и посадкой. Исследуются возможности применения девиаторов тяги в качестве средства повышения устойчивости и управляемости самолетов на больших высотах и малых .скоростях полета, когда аэродинамические органы управления становятся малоэффективными. Разрабатываются комбинированный взлетно-посадочные агрегаты, объединяющие функции реверсоров и девиаторов тяги и обеспечивающие использование энергии выходящих газов двигателей для облегчения взлета, посадки и маневрирования самолетов.
Глава 10
РЕДУКТОРЫ И ПРИВОДЫ АГРЕГАТОВ ГТД
Воздушные винты турбовинтовых двигателей, несущие и хвостовые винты вертолетов, а также агрегаты двигателей получают вращение от ротора двигателя посредством зубчатых передач, согласующих частоту вращения потребителей мощности с частотой вращения ротора двигателя. Рабочая частота вращения воздушных винтов и большинства агрегатов меньше частоты вращения ротора двигателя. Понижение частоты вращения привода до необходимого значения по сравнению с частотой вращения ротора двигателя производится с помощью редуктора.
Основными параметрами редуктора являются передаточное отношение и КПД.
Передаточным отношением i называется отношение частоты вращения выходного вала к частоте вращения вала редуктора. Для редуктора воздушного винта i=nB/nT, где ив — частота вращения воздушного винта, ит — частота вращения ротора турбины. Максимальная частота вращения роторов ГТД находится в пределах 5000—18000 об/мин, а оптимальные значения частоты вращения воздушных винтов ТВД, соответствующие максимуму КПД винта на расчетных режимах полета, равны 700—1200 об/мин. Поэтому потребное передаточное отношение редукторов воздушных винтов ТВД находится в пределах */б—'/is- Потребные передаточные отношения редукторов несущих винтов вертолетов еще меньше (i ='/зо-=-‘/то). так как оптимальные значения частоты вращения пв=100+ -7-300 об/мин.
Коэффициент полезного действия представляет собой отношение мощности на выходном валу к мощности на входном валу редуктора. КПД стремятся получить максимально возможным, чтобы не допустить непроизводительных потерь мощности силовой установки, снизить тепловой режим редуктора и теплоотвод в масло. КПД авиационных редукторов равен 0,98— 0,99. Однако и при таких высоких его значениях потери на тре-202
Рис. 10.1. Схемы простого одноступенчатого (а) и двухступенчатого (б) редукторов
. получаются весьма значительными. Так, например, при ....	10 000 л. с. и указанных значениях КПД потери на ।|к-||пе составляют 100—200 л. с.
I ребовапия, предъявляемые к ре-|\кюру, направлены на создание b i кого, надежно работающего ма-ц|| ,|('>;>ритпого редуктора с высоким ВИД. Особенно трудно удовлетвори п> этим требованиям при большой мощности и малом передаточном о । ношении редуктора. Редукторы или привода одиночных и соосных пингов создаются на базе простых, 1Г1.пн ирных и дифференциальных п< pi' i.iH (одно- или многоступенчанах, п зависимости от потребного inipr,'i:i точного отношения).
§ 10.1. Редукторы одиночных воздушных винтов
Члп привода одиночных воздушных винтов ТВД и вертолетов при-Mi итог простые и планетарные pent в н>ры.
Простые редукторы под-pii । |еляются на одно- и двухступен-г|(ы<- (рис. 10.1). Простые двухсту-...... редукторы обеспечивают |ц|.'нч‘ глубокое редуцирование ча-< к>на вращения по сравнению с од-п<>| ।\непчатыми при одинаковом ли.|мстральном габарите. Приемлемые иоариты простого одноступен-ЧНП1О редуктора получаются при н<.1ченпях передаточного отношения киш । руктнвиым соображениям требуется увеличенное расстоя-....... м<-жчу осями валов, передаточное отношение уменьшают до 1 < Простые двухступенчатые редукторы обеспечивают при при-гм имнх габаритах передаточные отношения не менее */б—‘/в-
Планетарные редукторы подразделяются на редук-н>ры < одно- и двухвенечными сателлитами, с цилиндрическими н коническими шестернями, с неподвижной и вращающейся н< и। p.i.ii.поп наружной шестерней. В современных ГТД широ-по1 применение получил планетарный редуктор с вращающейся п> и।p.i и.ной наружной шестерней z3 (рис. 10.2,6), приводимой и выходного вала с помощью простой передачи Ze, z5 и г4. Ьр\1шцнЛ момент передается на вал воздушного винта двумя ...ими, поступающими через планетарную и простую сту-
не менее '/s—*/з- Если по
203
пени. Редукторы данной схемы имеют приемлемый диаметральный габарит при передаточном отношении, равном */12—'/15-
Рис. 10.2. Гидравлический рычажный измеритель крутящего момента (а) и схема редуктора (б):
1 — маслонасос; 2 — указатель величины крутящего момента; 3 — гндроцвлнидр;
4 -* сателлнтодержатель
Рис. 10.3. Схема многоступенчатого вертолетного редуктора:
/ — планетарная передача; 2 — простая (цилиндрическая) передача; 3— коническая передача
В трансмиссиях вертолетов применяют многоступенчатые редукторы. Для потребных передаточных отношений порядка
204
Ч,.„ '//<, число последовательно располагаемых ступеней редук-inp.i /цхчцгает двух-трех. В качестве выходной ступени исполь-цнн, как правило, планетарную передачу 1 (рис. 10.3), так как и лом случае центробежные силы, нагружающие подшипники । и к-ллп юв, получаются умеренными. В качестве первой сту-111 ни применяют двухступенчатый редуктор с конической 3 и и и и пи прической 2 передачами.
§ 10.2. Редукторы соосных воздушных винтов
Соосные передний и задний воздушные винты вращаются с пи ты копой частотой во взаимно противоположных направлении \ Для привода соосных воздушных винтов могут приме-
ни иля простые, планетарные inn лнфференциальные передачи. 1'| цукгоры, созданные на основе iipiuibix п планетарных передач, пик правило, многоступенчатые. < >пн отличаются большой слож-.....по и значительной массой п и.। ходят применение преиму-пн < । iii'inio в силовых установ-I и ч in-ртолетов. В ТВД предпо-чнппс отдается дифференциальным передачам.
Простая двойная п е-р । ч .1 ч а (рис. 10.4) может при-м>пнн.ся в качестве последней ii\ iHiiii редуктора вертолета с ....... воздушными винтами. При определенном значении iixii'iiioio момента соотношение mi /к,чу моментами переднего и 11 пн-io винтов может быть раз-чп.....им в зависимости от углов
\i i.iiioiiKH лопастей воздушных in...in Если на воздушных
nun I.IX установить одинаковые м
hpin'iemiH двигателя будет равен нулю. Поэтому вертолет е со-।и и ы м п несущими винтами не имеет хвостового винта. Мини-м । паюс значение передаточного отношения получается не меню 'А. '/в, как в простой двойной передаче.
Дифференциальная передача (рис. 10.5) является цинем.! । пчсски неопределенной, так как при заданною Частоте Ир ппеппя вала турбины частоты вращения воздушных винтов кии yi Гнать различными. Если затяжелить задний воздушный пип' /к» полной его остановки, передача превратится в плане-|||рп\ю, а при остановке переднего винта получается простая
Рис. 10.4. Схема простого редуктора для привода соосных винтов вертолета
менты, то момент на узлах
205
передача с промежуточной «паразитной» шестерней. Для под держания одинаковых частот вращения винтов необходимо иметь два регулятора, каждый из которых кинематически сим зывается с одним из валов воздушных винтов. Дифферент! альный редуктор при тех же размерах шестерен обеспсчипасг более глубокое редуцирование, чем планетарный редуктор. Мн нимальные значения передаточного отношения достиг ат г
Рис. 10.5. Схема дифференциального незамкнутого- редуктора с двухвенечными сателлитами
*/ю—I/i2- Момент на валу переднего винта больше абсолютно# величины момента на валу заднего винта, причем их разноси, равна входному моменту. Момент на узлах крепления двигаго ля к самолету равен по величине и противоположен по напрци лению входному моменту. Для выравнивания нагрузок, денег вующих на подшипники сателлитов, шестерни и z2 выпол» няют с раздвоенными венцами, расположенными симметрично относительно шестерни z3.
§ 10.3.	Конструкция основных элементов редукторов
Основными элементами конструкции редукторов являют» шестерни, сателлитодержатели, валы, опоры валов, корпуса, Редукторы имеют систему смазки. В конструкцию редуктор# включают измерители крутящего момента и отрицательной тяги воздушного винта.
Центральная внутренняя шестерня (рис. 10.2,6) устанавливается на ведущем валу редуктора И соединяется с валом с помощью подвижного шлицевого соединения. Центральная наружная шестерня z3 выполняется с iy-бьями внутреннего зацепления. Промежуточные шестерни z3  редукторах с соосными валами располагаются- равномерно ин окружности. Промежуточных шестерен, или переборов, должно быть не менее двух-трех, чтобы передать мощность параллельными потоками и уменьшить нагрузку на зубья шестерен, т также разгрузить подшипники главных валов от реакций, ном пикающих при передаче усилий в зацеплении.
206
< а г о л л и т о д е р ж а т е л ь 4 служит дтя размещения са-.....ив. Валами редуктора являются ведущий вал и валы п<|  i\IIHH.IX винтов. Ведущий вал нередко выполняют упругим, п»н..им подвижные шлицевые соединения с ротором двигате-
.....1сдущеГ| шестерней редуктора. Благодаря упругости вала ...........шакися динамические нагрузки на зубья шестерен. Валы и»  и ушных винтов делают пустотелыми. Внутренние полости ....... 1>югся для размещения масляных магистралей системы и 1мг||1'||пя шага винта. В передней части валы имеют фланцы Л'in крепления втулок воздушных винтов. С противоположной । ...... к валу крепится сателлитодержатель.
Ь приус служит для размещения шестерен, валов, опор валин и других элементов конструкции редуктора, объединяя их и ниш |руктпвный узел. В нем нередко располагают приводы к ц|р> । нам двигателя и к вспомогательным самолетным агрегаты В корпусе редуктора выполняют кольцевой канал, по ко-|пром\ шндух поступает к компрессору. В простом редукторе с двумя диаметрально расположенными переборами делают два Пикиных капала, не увелич-ивающих диаметрального габарита hopnyia. Носок редуктора в месте выхода вала воздушного вин-|н hi корпуса редуктора уплотняют маслоуплотнительными nil'll.и.1мп, манжетами, маслоотгонной резьбой, маслоотража-li ii.iii.iu диском или посредством комбинации этих уплотнений. hopn\i- редуктора крепится к.корпусу компрессора с помощью пн . ii.oio фланца, болтов, шпилек.
Измеритель крутящего момента (ИКМ) примени' о и и самолетных ТВД и в ГТД вертолетов для определения М"11111<"'1 и двигателя на взлете и в полете, а также в процессе и и ioho'ikii и испытания. На взлетном режиме ИКМ показы-нц| । наличие достаточной для взлета мощности, на больших । ...я\ полета ограничивает при необходимости максималь-
кп .... hi мое по условиям прочности редуктора значение мощ-
iiihiii. на крейсерском режиме полета позволяет летчику под-/н п 1.ИН.111. работу двигателя на экономичном режиме, в случае рп "i.i двигателя из строя приводит в действие автомат, уста-inn..1.1кнцый лопасти винта во флюгерное положение, и тем
in him предотвращает аварию самолета. В современных ГТД Ниц-.... применение в основном гидромеханические ИКМ как
пин'." ice простые в конструктивном отношении и надежные в In и i\.нации. В качестве примера гидромеханических ИКМ ||«.. пирам рычажный ИКМ, используемый в редукторах с не-ни inn 1.П1.1МП шестернями.
1'|.|'|.1жпый ИКМ (рис. 10.2, а) измеряет крутящий момент Л1 . н in гвующий на неподвижную шестерню z3, который урав-iiiHii 11111н.н‘Гся моментом от сил давления масла на поршни .....лнпдров. Крутящий момент на входном валу редуктора ........талон давлению масла в гидроцилиндрах При увели-|||цнп i.p\ гящего момента поршни перемещаются внутрь гидро
207
цилиндров, прикрывая отверстия для слива масла, вследствие чего давление масла в гидроцилиндрах также увеличивается.
Давление масла в системе создается специальным маслонасо-
Рис. 10.6. Измеритель отрицательной тиги воздушного винта:
1 — упорный диск; 2 — золотник; 3 — корпус золотника; 4— капал слива; 5 — вт^Лка (13 шт.); б — пружина (13 шт ); 7 — канал подвода масла от насоса; 8 — поршень проверочного устройства; 9 — канал командного давления масла
сом И КМ и измеряется манометром, шкала которого градуируется в единицах измерения крутящего момента или непосредственно в единицах мощности, если частота вращения ротора двигателя на всех режимах поддерживается постоянной.
Измеритель отрицательной тяги служит датчиком, подающим команду на включение системы автоматического флю-гирования воздушного винта в случае возникновения на винте тяги, направлен ной против полета самолета. Условия, при которых возникает отрицательная тяга, создаются при отказе двигателя в полете и в ряде других случаев. Измеритель отрицательной тяги устанавливается на опоре вала винта, передающей тягу на корпус редуктора.
Принципиальная схема
золотника 2. При возникновении превышающей силу настройки винта перемещается в крайнее
измерителя показана n.i рис. 10.6. При нормальной работе двигателя упорный диск 1 удерживается и крайнем левом положении силами пружин 6 и давления масла в корпусе отрицательной силы тяги, датчика, вал воздушного правое положение, пере
мещая в том же направлении подшипник, упорный диск и золотник. Последний соединяет канал 9 командного давления со
сливом, в результате давление масла в канале падает. Падение
давления масла служит сигналом для включения системы автоматического флюгирования лопастей воздушного винта.
208
В конструкцию вертолетных редукторов нередко включают \ Р numтельные механизмы, муфты свободного хода, тормоза и.। uni несущих винтов. Уравнительный механизм служит для ni.ip.нпшианпя мощностей, передаваемых с вала турбины на вал типа двумя параллельными потоками. Муфта свободного хода ш-обхуднма для отключения несущего винта от ротора двига-ii,iiii при работе вертолета на режиме авторотации. Для этой nr.iin применяют роликовые муфты свободного хода. Тормоз вила несущего винта предотвращает вращение трансмиссии при । кишке вертолета, вызываемое порывами ветра. В качестве тор-ми ш применяют фрикционную дисковую муфту.
§ 10.4.	Приводы агрегатов
Л|регаты, обслуживающие работу двигателя и самолетных i in чем, приводятся во вращение от ротора двигателя. На само-|< | IX большой дальности и продолжительности полета число приводных агрегатов достигает 15—20. Наименьшее количество iiipi-iaiTiB устанавливается н.а подъемных двигателях и двигатели ч ле тигельных аппаратов одноразового применения. К при-IHITIH.IM агрегатам ГТД относятся: топливные насосы-регуляторы <>< пивных и форсажных камер сгорания, топливные подка-чнп.ношпе насосы и откачивающие маслонасосы, центробежные но 1/1\хоогделптели, центробежные суфлеры, стартеры, датчики чш кны вращения ротора, регуляторы воздушных винтов ТВД, ihi'iiikii систем автоматики осевого компрессора, генераторы ши 1ПЯ11ПОГО и переменного тока, гидронасосы, воздушные ком-нрссюры, вакуум-насосы и т. п.
Aiрегаты на двигателе размещают так, чтобы существенно in’ увеличивался диаметральный габарит двигателя, обеспечи-нв'н и удобный подход к агрегатам для их осмотра, регулировки в и мены, кинематическая схема передач была по возможности lipin inii, агрегаты были удалены от корпусов с высокой темпе-|niivpuii стенок, протяженность трубопроводов, коммуникаций, мт iiiiрадей была минимальной. Перечисленные требования iiiHinee удовлетворяются, когда большинство агрегатов разме-пин-к в снаружи двигателя на корпусе компрессора. Во внут-|ii пипе полости (вблизи опор ротора двигателя) помещают аг-11111111.1, не требующие периодического осмотра (откачивающие мш ПН1.1СОСЫ, воздухоотделители).
Ai регаты компонуются на коробках приводов. Благодаря hiipnf'ii.iM приводов агрегаты могут быть размещены компактно и удобных для доступа местах, приближены к обслуживаемым ив и мам, а самолетные агрегаты полностью или частично от-дм и им от двигательных агрегатов- Последнее позволяет ком-н Чен ншать двигатель в зависимости от типа самолета, на ко-in|n.ifi он устанавливается. Вращение к агрегатам передается in ш pi дней или задней цапфы ротора компрессора с помощью
и пи/
209
центрального узла передач, рессор и коробки приводов. Отдел!» ныс агрегаты могут приводиться во вращение от ротора турбины или от редуктора воздушного винта. Центральным у тел передач может иметь в качестве ведущей шестерни, связанной с цапфой ротора компрессора, коническую или цилиндрическую шестерню. В коробке приводов первой получает вращение плрп конических шестерен. Валик ведущей конической шестерни спя зан с рессорой, на валике ведомой конической шестерни усги навливают цилиндрическую шестерню, которая с помощью си стемы цилиндрических шестерен передает вращение агрегатам На передней и задней стенках корпуса коробки приводов пы полняют фланцы для крепления агрегатов. Агрегаты центрируются относительно корпуса коробки и крепятся с помощью фланцев и шпилек или легкосъемных хомутов. Коробка принт} дов устанавливается на прилив корпуса компрессора, фпкт и руется штифтами и притягивается к нему фланцем и шпилька-ми. Стык уплотняется прокладкой. Приводы смазываются маслом, подводимым по трубкам, сверлениям и каналам из пн гнетающей масломагистрали только к зубьям и подшипн'икнм наиболее нагруженных шестерен. На зубья шестерен масло пн правляется простейшими форсунками (жиклерами). Остальны подшипники, зубья и шлицы смазываются масляным туманом Масло сливается самотеком в основные маслосборники систем смазки двигателя.
Глава 11
РОТОРЫ И СИЛОВЫЕ КОРПУСА ГТД
§ 11.1. Роторы
Ротор двигателя состоит из роторов компрессора и турбины, Основными задачами при создании конструкции ротора двигателя являются: число и месторасположение опор ротора, способ соединения роторов между собой для обеспечения передачи крутящего момента с ротора турбины на ротор компрессора, способ осевой фиксации роторов, исключающей непредусмотренные осевые перемещения роторов и задевания корпуса. Систему опор, связи и осевой фиксации роторов компрессора И турбины называют силовой системой ротора двигл теля.
Потребное число опор зависит от массы и жесткости рото ров. Его выбирают с таким расчетом, чтобы при вращении ц перегрузках не возникали опасные прогибы ротора, приводя щие к задеваниям корпуса и к опасным вибрациям. Число опор должно быть минимально необходимым, так как каждая ю полнительная опора требует корпуса, смазки и охлаждения и поэтому существенно усложняет и утяжеляет двигатель.
210
1’чн>р1.1 гурбппы и компрессора соединяют по возможности Hl..... IIIIIIIMH способами. Если соединение обеспечивает кроме
in |>> П.1ЧН круипцего момента и осевую связь роторов, радиаль-ш>упорный подшипник может быть общим для обоих роторов. । >п riv.'ici нагружаться разностью осевых газодинамических усилии pi пора компрессора и ротора турбины.
< >с1цое положение ротора относительно статора фиксируют с iniMiiiiiiao радиально-упорного подшипника. На остальных опори ч ус । анавливают радиально-опорные подшипники, допускаю-IIIin снободпые, нестесненные взаимные температурные расши-pi пня ротора и статора. Эти расширения в принципе нежела-н iiaii.1, так как приводят к изменению осевых зазоров в нпмпрсесоре и турбине. Месторасположение радиально-упорного । н • ’! и 1111111 и на выбирают с таким расчетом, чтобы изменение осе-Iii.ix та Юров было минимальным. Кроме того, его стремятся p.i iMi ciiiTb на опоре, не нагревающейся значительно при работе ЦН1Н 4 I сля.
В laimciiMOCTH от числа опор различают двух-, трех- и четы-р< чопорные роторы.
Д и у х о п о р н ы й ротор 4 (рис. 11.1) с общим валом для pniopnii компрессора и турбины применяют при небольшом чис-,Ц| । । \ испей компрессора и турбины, а также при укороченной ПИ Игре сгорания.
I'niiip выполняют трехопорным (1, 2 и 3 на рис. 111) при большой длине и массе роторов компрессора и турбины. Bii'ii.1 ।урбины и компрессора изготовляют раздельно, затем их • in пинцет с помощью специального узла, обеспечивающего iii.ipinipiio-подвижную связь валов. Узел соединения салов пе-pi i.irr крутящий момент турбины и удерживает ротор +урбины и in гном направлении. Благодаря разъему валов представляет-• ч iioimo/кпым производить балансировку, доводку и сборку pompon компрессора и турбины независимо друг от друга. Ради-п'н.но упорный подшипник трехопорного ротора располагают ..... позади ротора компрессора, так как изменение осевых .1 трон в турбине вследствие тепловых расширений ротора и  । пора в этом случае меньше, чем при расположении впереди piiinpa компрессора.
11 е т ы р е х о п о р н ы е роторы применяют при числе дис-i "!i । урбины более трех-четырех. Роторы компрессора и тур-...... \егапавливают на двух опорах каждый.
Вал как элемент конструкции ротора служит для подвода и poiopy компрессора крутящего момента турбины, которая ......	за камерой сгорания на некотором удалении от i.iiMiipeccopa. Вал должен быть прочным, жестким и легким. 11|><i-iiiocTb вала должна быть достаточной для того, чтобы Hain кип передавать крутящий момент и воспринимать изгибаю-IIIin моменты. С повышением жесткости вала уменьшаются про-|||(н.| и повышается вибростойкость ротора. Поэтому валы вы-
211
Рис. 11.1. Конструктивные компоновки роторов ГТД: 1,2,3 — трехопорные роторы; 4 — двухопорный ротор
iio'iiiHior полыми, тонкостенными и, если возможно, с доста-hi'iiki Лолынпм наружным диаметром.
Ни ротор двигателя действуют нагрузки двоякого рода: на-ipymn, возникающие в связи с работой самого двигателя, и luiipyiKii, возникающие в результате эволюции летательного пни 1р н . в полете. К числу первых относятся крутящий момент । \ рбипы, осевые газодинамические силы, неуравновешенные iiHi । робежные силы и моменты, внутренние тепловые усилия. I* числу вторых относятся массовые силы и гироскопические МпменI и.
Крутящий момент турбины уравновешивается мо-М< и11>м сопротивления компрессора- Он скручивает вал на уча-। гкг между турбиной и компрессором. Моменты сопротивления hpniiK-iiiiio рабочих колес компрессора и воздушного винта ире/п шпляют собой реакции среды, приложенные к ротору в lump.шлепни, противоположном вращению. Поэтому их называли реактивными моментами.
Осевые газодинамические силы возникают в рабочих лопатках и на боковых поверхностях дисков в результате ипшмоденствия рабочих колес с воздушным потоком и пред-। 1.И1ЛЯЮГ собой реакцию среды в осевом направлении. Суммарное осевое усилие ротора компрессора действует в направлении । илы гиги. Суммарное осевое усилие ротора турбины направлено противоположно. В случае осевой связи роторов резуль-।нрукпцее осевое усилие ротора двигателя равно разности осевых ,сплин роторов компрессора и турбины. Оно нагружает упорный подшипник, фиксирующий осевое положение ротора /ши! целя относительно статора.
К массовым относятся силы тяжести и инерционные силы Силы тяжести направлены к центру массы Земли при любом положении летательного аппарата. Инерционные силы возник.>кн при движении аппарата с ускорением (при эволюциях, p.inonc или торможении). В общем случае они дают поперечною. продольную и боковую составляющие, направленные про-। ПИОЦОЛОЖНО соответствующей составляющей ускорения.
Мнтовые силы определяют как произведение силы тяжести пл расчетную эксплуатационную перегрузку. Для самолетов-Ц| । рюш гелей величина максимальной эксплуатационной норма ni.iioii перегрузки равна 7—8. Это соответствует криволинейному полету в вертикальной плоскости с максимальной полоти K-лI.пой перегрузкой (выход из пикирования). Для тяжелых । рпшнортпых самолетов и бомбардировщиков максимальная 1нр'1рузка равна 2—4. Кроме того, значительные продольные п< р< (ру ши возникают на режимах разгона и торможения само и 1.1. Инерционное усилие нагружает упорный подшипник ptllopn.
I п р о с к on и ч ес к и е моменты рабочих колес р о-। и р и создаются при вращении самолета относительно одной
213
из осей и действуют в таком направлении, что стремятся краг-—>
чайшим путем совместить вектор w угловой скорости вращения ротора с вектором Q угловой скорости вращения самолети (рис. 11.2). Гироскопические моменты имеют наибольшие значения на режиме максимальной эксплуатационной перегрузки, равной угловой скорости вращения самолета 0,5—0,8 1/с п
Рис. 11.2. Направление действия гироскопического момента вращающегося ротора
максимальной частоте вращения ротора (выход самолета И1 пикирования), а также на режиме максимальной угловой скорости вращения самолета (режим плоского штопора самолета) с эксплуатационной перегрузкой, равной 3—4, угловой скоростью вращения 2—3 1/с при работе.двигателя с максимальной частотой вращения ротора.
Центробежные силы и моменты подразделяются пи внутренние и внешние. В случае идеально уравновешенного ротора в рабочих колесах компрессора и турбины появляются только внутренние центробежные усилия, не нагружающие оно ры ротора. Вследствие допусков на точность статической и динамической балансировки ротора появляются неуравновешенные центробежные силы и моменты, которые не оказывают существенного влияния на величину статических напряжений в роторе. Однако, будучи переменными по направлению, они сно собны вызывать при определенных условиях опасные колебания рогора, корпуса и двигателя в целом на узлах крепления к летательному аппарату.
214
Внутренние тепловые усилия возникают в резуль-|иг неравномерных тепловых расширений деталей, нестеснен-|цнму свободному расширению которых препятствует соединение I h равномерные тепловые расширения возникают при не-п iiiii.iKoiioii температуре или неодинаковых значениях коэффи-iiiiciiioii линейного расширения деталей.
§ 11.2. Опоры роторов
В качестве опор роторов современных ГТД применяют подшипники качения. Они относятся к числу наиболее ответственны ч легален, ограничивающих надежность и ресурс работы J1IIIH и Iелей.
НН1НЯ работы подшипников роторов в системе ГТД чрез-iii.Ki.iHiH> тяжелые. Подшипники работают при значительных inn |>у iK.-ix, больших скоростях вращения и высокой темпера-iypi- шнрева. В двигателях средней и большой тяги радиаль-пии и осевая нагрузка на -одну опору может достигать величины и несколько килоньютон (кН). Частота вращения роторов I ГД находится в пределах от 4500—5000 до 11000— IHfioo об/мин, а в газотурбинных стартерах 35000— 1.1 н и hi пб/мпн. В стендовых условиях работы двигателя темпера-П||,1 нагрева подшипников компрессора равна 400—500 К, под-iiiiiiiiiiiKoB турбины— 450—550 К, повышаясь до 650—700 К при Ч1н 'и М полета, равном 2,5—3,0.
< к шаппе опор, надежно работающих в указанных условиях, ирг/и । виляет исключительно сложную техническую задачу. Тем ш* менее продолжительность надежной работы подшипников иг1ч< пня роторов современных ГТД доведена до 500—2000 ч и (iti'n с Необходимую работоспособность подшипников при ука-'iiiinii.ix условиях обеспечивают совершенствованием конструкции нн\ । репних деталей подшипников и созданием наиболее бла-11и। р 11 и । и и х условий работы совершенствованием смазки, ox-in, к 'Irinin, теплозащиты и средств уплотнения.
И настоящее время в опорах роторов ГТД применяют ша-р|||к1н<>1111ппиики радиальные однорядные, роликоподшипники Ift/iii.рн.ные, шарикоподшипники радиально-упорные.
Шарикоподшипники радиальные служат для вос-hpiKiinn радиальных нагрузок. Они могут фиксировать вал в IHIIIUM направлении и воспринимать значительные осевые уси-/пн|. особенно при увеличенных внутренних зазорах в подшип-11111'114	\
Роликоподшипники способны воспринимать гораздо riii'ii.пше нагрузки, чем шариковые радиальные тех же разме-p.iii, iHJiejicTBue большей контактирующей поверхности между pii iiiKiiMii и кольцами. Однако они более чувствительны к пере-HOI нм, чем шариковые радиальные подшипники.
215
Шарикоподшипники радиальн о-у п о р и ы е предназначены для восприятия комбинированных нагрузок с преобладающей осевой нагрузкой. Ролики или шарики удерживаются на определенных угловых расстояниях один от другого сепаратором.
Подшипники смазываются для уменьшения нагрева, трения и износа внутренних деталей. Величина потребной подачи масла к подшипнику определяется его температурным режимом. Недостаточная подача масла приводит к увеличению температуры внутреннего кольца и тел качения, уменьшению зазоров в подшипнике и в конечном счете к его защемлению. Кроме того, снижается твердость тел качения, необходимая для обеспечения требуемой грузоподъемности подшипника. Масло к подшипнику подают с помощью струйных форсунок. Количество форсунок в некоторых случаях доводят до 6—8, располагая их по окружности с обеих сторон подшипника в шахматном порядке.
Подшипниковый узел теплоизолируется для уменьшения нагрева его тепловой энергией, передаваемой вследствие теплопроводности и теплоизлучения присоединенных и близко расположенных нагретых деталей двигателя. Особенно значительным может быть теплоподвод к подшипнику ротора турбины. Этот подшипник нагревается тепловой энергией, идущей по валу от диска турбины, тепловой энергией, поступающей от стенки корпуса опоры, от горячих деталей соплового аппарата и камеры сгорания, а также тепловой энергией, передаваемой через боковые крышки, закрывающие опору. К конструктивным средствам, обеспечивающим теплоизоляцию опор и получившим применение в современных ГТД, относятся тепловые дроссели, теплоотражательные и теплоизолирующие экраны, обдув узла опоры воздухом. Тепловой дроссель получается местным сужением сечения детали, уменьшающим площадь проходного сечения для тепла, а также уменьшением площади контакта деталей в местах их сочленения- Теплоотражательные и теплоизоляционные экраны устанавливают на наружных поверхностях корпуса и боковых крышек опоры. В узле опоры обдувают воздухом вал, корпус и боковые крышки подшипникового узла. Нередко продуваются полости между валом и промежуточной втулкой подшипника.
Опоры ротора тщательно уплотняют для предотвращения прохода внутрь подшипникового узла горячих газов и воздуха и уменьшения утечки из этого узла масла. Горячие газы и воздух нагревают подшипник и вспенивают масло. Утечка масла приводит к повышению его расхода, образованию нагара, загрязнению парами масла воздуха, отводимого на наддув кабины экипажа. Применяют бесконтактные уплотнения (маслосгонные винтовые канавки, дросселирующие лабиринты) и контактные уплотнения (маслоуплотнительные упругие кольца, графитовые кольца).
216
I I;ih6oji<?c характерные повреждения подшипников: защемление «следствие уменьшения внутренних зазоров, износ дорожек, 1ел качения и сепараторов, коррозия поверхностей деталей, усталостное выкрашивание металла на рабочих поверхно-( гях колец и тел качения.
О повреждениях подшипников судят по таким внешним про-инленням, как тугое вращение ротора, вибрация и стуки при вращении ротора, металлическая стружка на масляных фильтрах, потемнение масла вследствие перегрева.
Причинами повреждений подшипников могут быть производ-< ।ненпо-технологические недостатки, нарушение условий эксплуатации и технического обслуживания двигателя (попадание и масло механических примесей, нарушение порядка запуска и про!рева двигателя, длительное масляное «голодание» подшипников, перегрев двигателя, несоблюдение правил его транспортировки) .
Для предупреждения возможных отказов постоянно совершенствуют производственно-технологические процессы изготовления подшипников. В процессе эксплуатации периодически кошролируют время выбега ротора после выключения двигателя до полной остановки, следят, чтобы в масле не было металлической стружки, свидетельствующей о 1начале разрушения де-i алей подшипника, контролируют чистоту и цвет масла. Потемнение масла указывает на перегрев опор. Для обнаружения повреждений подшипника на ранней стадии применяют сигналя шторы перегрева, получающие сигналы от датчиков темпе-рпуры подшипника.
§ 11.3.	Силовые корпуса
(’иловой корпус двигателя состоит из корпуса компрессора (корпуса передней опоры ротора, корпуса спрямляющих anna-р.нов, корпуса задней опоры ротора компрессора), корпуса камеры сгорания и корпуса турбины (корпуса сопловых аппара-к>||, корпуса опоры ротора турбины, корпуса вала турбины). • in корпуса, жестко соединенные между собой, образуют основной силовой каркас (силовую балку) двигателя. На силоном корпусе размещают узлы, которыми двигатель крепится к ле 1.1 тельному аппарату, а также узлы подвески для транспор-inpoiiKii двигателя. Основным силовым звеном корпуса двига-1ет,| является корпус задней опоры ротора компрессора, так как на нем располагают основные узлы крепления, передающие ину двигателя. Силовой корпус, закрепленный на летательном инвара ге, воспринимает все нагрузки, действующие на двига-le.'ii.: как собственные, так и нагрузки от присоединенных к н>-му остальных частей двигателя (от ротора двигателя, входною устройства, редуктора и воздушного винта, форсажной камеры, выходного устройства, агрегатов). Систему силовой связи
217
корпусов компрессора, камеры сгорания и турбины между собой и систему крепления двигателя к летательному аппарату называют силовой системой корпуса двигателя.
Конструктивные схемы силового корпуса различаются способом выполнения силовых связей между корпусами турбины и компрессора. В качестве конструктивных элементов силовых связей используют лопатки 1 (рис. 11.3) спрямляющего ап-
Рис. 11.3. Силовой корпус ГТД:
I —лопатки спрямляющего аппарата; 2 —корпус вала турбины; 3 —корпус камеры сгорания; 4 — стержень
парата последней ступени компрессора, корпус 2 вала турбины, корпус 3 камеры сгорания и специальные силовые элементы (стержни 4, спицы или удлиненные шпильки, располагаемые радиально в промежутках жаровых труб трубчато-кольцевых камер сгорания или внутри пустотелых лопаток соплового аппарата первой ступени). Различают силовые корпуса трех основных схем.
1.	Корпус со следующими силовыми связями: лопатки 1 и корпуса 2 и 3. Силовая связь — стержни 4 отсутствует. Такую схему имеют корпуса двигателей с кольцевой камерой сгорания, в которых затруднительно обеспечить работоспособность элементов силовой связи — стержней 4 при расположении их перед турбиной.
2.	Корпус без силовой связи — корпуса 2 вала турбины. Силовую связь корпуса турбины с корпусом компрессора осуществляют с помощью наружною корпуса 3 камеры сгорания, т. е. наружной по отношению к газовоздушному тракту силовой связи. Эту схему применяют в тех случаях, когда опору ротора размещают позади турбины. Все нагрузки воспринимает наружный корпус камеры сгорания, имеющий большую жесткость благодаря большому диаметру.
3.	Корпус двигателя с силовыми элементами 1, 2, 3 и 4 (лопатки, корпуса и стержни). Такая схема позволяет наиболее полно использовать несущую способность как наружного корпуса камеры сгорания, так и корпуса вала турбины, поскольку элементы силовой связи передают часть нагрузки с корпуса вала турбины на наружный корпус камеры сгорания, 218
Крепление двигателя к летательному аппарату. Крепление пингагеля к летательному аппарату производится с помощью специальных узлов, монтируемых на силовом корпусе двига-н-ля, и пространственных .стержневых систем, относящихся к Me । агелыюму аппарату. Двигатель крепят к летательному ап-iiapaiу как двухопорную балку, которой является силовой корим- двигателя. Узлы крепления располагают в двух плоскостях, перпендикулярных продольной оси двигателя. Одну плоскость у 1ЛОП (плоскость основных узлов подвески) располагают возможно ближе к центру массы полностью снаряженного двига-|(-.'1я, другую плоскость (плоскость вспомогательных узлов) выбирают как можно дальше от первой, чтобы получить наименьшие величины реакций в узлах крепления от массовых эволю-И111НЫХ нагрузок. Кроме того, месторасположение плоскостей опор выбирают с таким расчетом, чтобы деформации корпуса ши действием опорных реакций не влияли на величину радиальных зазоров в турбине и компрессоре. Поэтому в качестве основной плоскости крепления принимают плоскость заднего подшипника ротора комп-рессора, расположенную близко к Петру массы двигателя. В этой плоскости имеются внутренние перс городки, диафрагмы, или ребра жесткости, усиливающие корпус и способные воспринимать сосредоточенные нагрузки в виде опорных реакций. Здесь располагают минимум два диа-мегрально расположенных узла крепления, воспринимающих  ягу двигателя и основную часть силы тяжести. Вспомогательную плоскость опор совмещают с плоскостью опоры рогора тур-оппы или с плоскостью передней опоры ротора компрессора.
Узлы крепления должны обеспечивать устойчивое положение двигателя при различных условиях приложения внешних « н.п н моментов. В общем_случае крепление уравновешивает составляющие по трем осям координат полной нагрузки, приложенной к центру массы двигателя, и моменты относительно 9i их трех осей координат.
Корпус двигателя фиксируют в трех направлениях с^помо-пн,ю только одного узла, воспринимающего боковое усилие. Конструкция остальных узлов должна обеспечивать свободу и-мпсратурных расширений корпуса относительно этого узла при разогреве.
Число узлов крепления должно быть сведено к минимально ш-обходимому и размещено так, чтобы обеспечить удобство шиходов при замене двигателя. С уменьшением числа узлов увеличивается сосредоточенная нагрузка, действующая на один yie.ii. Места расположения узлов крепления на корпусе делают усиленными. Иногда предусматривают несколько вариантов крепления, расширяющих возможности установки двигателя на имолетах различного типа.
На корпус двигателя действуют нагрузки двоякого ряда-н.п рузки, возникающие в связи с работой самого двигателя, и 219
нагрузки, возникающие в результате эволюций летательного аппарата в полете- К числу первых относятся крутящие моменты корпуса, создаваемые лопаточными аппаратами компрессора и турбины, осевые газодинамические силы  корпуса, радиально направленные силы избыточного давления в газовоздушном тракте, внутренние тепловые усилия.
Нагрузками, возникающими при эволюциях летательного аппарата, являются массовые силы собственных частей корпуса и присоединенных к нему узлов и агрегатов (ротора двигателя, входного и выходного устройств двигателя, агрегатов и т. п.), а также гироскопический момент ротора, нагружающий корпус двигателя опорными реакциями. В ТРД крутящий момент корпуса, действующий на узлы подвески двигателя, равен нулю. Корпус двигателя на участке между турбиной и компрессором скручивается таким же по величине, но,противоположным по знаку моментом, каким скручивается на этом участке вал турбины. В ТВД крутящий момент, действующий на узлы подвески двигателя, равен реактивному моменту воздушного винта.
Осевые газодинамические силы корпуса суммируются с осе-ьым газодинамическим усилием ротора, приложенным к корпусу в месте расположения упорного подшипника. Сила тяги двигателя равна разности между суммарной составляющей, направленной по полету, и суммарной составляющей, направленной против полета. Она уравновешивается реакцией на узле крепления двигателя к летательному аппарату.
Радиально направленные газодинамические силы создаются под действием избыточного давления в газовоздушном тракте и могут быть внешними по отношению к одним стенкам и внутренними по отношению к другим. Радиально направленные силы избыточного давления самоуравновешиваются и на соседние отсеки корпуса не передаются.
Внутренние тепловые усилия возникают в результате неравномерного нагрева и различия коэффициентов линейного расширения соединяемых частей корпуса. Массовые силы собственных частей корпуса и присоединенных к корпусу узлов и агрегатов нагружают корпус сосредоточенными опорными реакциями. Гироскопический момент ротора нагружает корпус реакциями в местах расположения опор ротора.
§ 11.4.	Колебания роторов и корпусов ГТД
Вращающийся ротор двигателя состоит из упругого вала и закрепленных на нем дисков, обладающих массой. Такая система способна совершать колебания в случае воздействия на нее периодически изменяющихся нагрузок. В соответствии с характером деформации вала возможны изгибные и крутильные колебания роторл. Изгибные колебания, вызываемые переменными поперечными нагрузками, представляют наибольшую 220
on.'ieiuM гь для прочности вала. Крутильные колебания вала проявляются преимущественно в ТВД при действии переменною крутящего момента.
При совпадении частоты вынужденных колебаний с часто-ioii собственных колебаний ротора наступает явление резонанса. Соответствующая угловая скорость вращения ротора называется критической. Вращение ротора на критическом или Ci.thikom к нему режиме сопровождается появлением больших прогибов и биений вала, опасных для прочности ротора и подшипников, и возрастанием общей тряски двигателя на самолете. Чре«мирные динамические напряжения в валу могут вызвать поломку его вследствие усталости.
(стремление всемерного облегчения конструкции корпусов приводит к тому, что их масса и изгибная податливость становии я соизмеримыми с массой и изгибной податливостью элементов ротора. Вследствие этого наряду с массой ротора в ко-Л((|;пп1я вовлекаются и массы корпусов. Возникают изгибные колебания сложной системы, состоящей из ротора и корпусов /пин ателя. При определенных условиях в совместные колебания ноплекаются также массы конструкции самолета. Кроме роторов опасным вибрациям могут подвергаться рессоры приводов и агрегатов, соединительные штанги, промежуточные валы-
Колебания роторов. Причиной опасных колебаний роторов в । a in турбинных двигателях чаще всего является неуравновешенная центробежная сила, которая возникает при вращении ро-к>ра н несовпадении центра масс G диска с точкой О| крепления его к валу (рис. 11.4). Это несовпадение может быть след-( iBiicM неточности изготовления и неодинаковой плотности ма-।« риала по объему диска. Расстояние O]G между точками О, н (i называется эксцентриситетом е, величина которого |ля хорошо уравновешенного ротора составляет тысячные доли миллиметра. Неуравновешенная центробежная сила обычно нс превышает 100—150 Н, однако, будучи переменной по наир;пилению, вызывает существенное увеличение прогиба г вала. ILi рис. 11.5 приведена зависимость отношения r/е от величины ">/<"14., где шкр — критическая угловая скорость вращения ротора.
График показывает, что на докритических режимах вращения (ш/шКр<1) прогиб вала с увеличением <о возрастает. На крп। пческом режиме (<и/<вкр = 1) прогиб вала становится бесконечно большим. В действительности же прогиб на этом режиме iiwri конечное значение вследствие влияния заглушений, однако он может быть больше допустимой величины по условиям (и шиасной работы ротора. По этой причине не следует, чтобы инн л гель долго работал на критическом режиме. На сверх-। рп11РИСКИХ режимах (<1>/<оКр>”1) с увеличением ы прогиб г по пбеолютной величине уменьшается. При ы = оо центр массы ин ка располагается на оси вращения (точка G совпадает с ।очкой О), а точка крепления диска вращается вокруг точ-
221
ки О по окружности радиуса е (рис. 1.1.4, г). Происходит самоуспокоение колебаний ротора («самоцентрирование»). Это соответствует известному в механике опытному факту: если на
Рис. 11.4. Движение статически неуравновешенного вертикально расположенного ротора
колеблющееся тело действует возбуждающая сила высокой частоты, вызываемые ею колебания имеют малую амплитуду, а
Рис. 11.5. Изменение прогиба вала в зависимости от отношения угловой . скорости вращения к критической
при очень большой частоте возбуждения тело остается неподвижным (увеличивается инерционное сопротивление тела). Критическая скорость вращения ротора может быть больше или меньше максимальной скорости вращений ротора. В первом случае ротор называют жестким, во втором случае — гибким. Последний проходит критический режим в процессе запуска и выхода двигателя на рабочий режим.
Опасные изгибные колебания роторов устраняют следующими путями: изменяют собственные изгибные свойства ротора в таком направлении, чтобы вывести критические режимы из диапа
зона рабочих чисгот вращения, применяют специальные гасители изгибных колебаний роторов, уменьшают величину неурав-
222
iioiieiiienHioii силы тщательной балансировкой ротора, уровень нпор iii'iiii двигателя на летательном аппарате нормируют и тща-н-.'п.по контролируют в процессе сдаточных испытаний и экс-н । у нации двигателя.
Колебания корпусов. Элементы конструкции корпуса подпер).по гея при работе двигателя колебаниям под воздействием периодически изменяющихся сил. В материале этих элементов ни шикают динамические напряжения, которые могут привести к уст (.постным разрушениям. Усталостные трещины чаще появ-.'oiioicH в стенках корпусов основных и форсажных камер сгори пня и выходных устройств, в жаровых трубах камер сгорания п других элементах конструкции двигателей. Основными нс сочниками возбуждения колебаний корпусов являются коле-о.|пня вращающегося ротора, колебания давления газов, общая । ряска двигателя и вибрации агрегатов, устанавливаемых на корпусах. Колебания давления газов вызываются пульсацион-iKfii подачей топлива в камеру сгорания топливными насосами, < рыппым обтеканием лопаток компрессора, стоек корпусов и ipyiiix элементов, неустойчивой работой входного устройства, ннорационным горением топливовоздушной смеси.
Приборы контроля в кабине летчика. Действия летного экипажа при повышении уровня вибраций двигателя. Чрезмерная । ряска двигателя опасна для прочности самолета, самого двигания и его систем. Она вызывает поломки приборного и радио-i \ ипчАского оборудования, а также утомляет экипаж. Поэтому уровень вибраций двигателя на самолете строго регламенти-р\( гея техническими условиями.
В качестве критериев вибрационного состояния двигателя принимают коэффициент в и бр on ер е г р у з к и или ветчину виброскорости.' Коэффициент виброперегрузки проставляет собой отношение максимальной величины ускорения центра масс двигателя при колебаниях к ускорению силы । я юти. Он показывает, во сколько раз силы инерции превос-\<(|Я1 силу тяжести при колебаниях двигателя. Виброско-..... это скорость перемещения двигателя при колебаниях в ми i.'inMcipax в секунду. Эти величины измеряют с помощью inn (рои.(мерительной аппаратуры, включающей магнитоэлектри-ч( < кис или пьезоэлектрические датчики, располагаемые в плос-........ основных узлов крепления двигателя или в других ме-। |\ На приборной доске в кабине летчика или на пульте на-и'минк) контроля устанавливают указатель величины цоэффи-и псп । а внброперегрузки (ииброскорости) или сигнальное табло.
Максимально допустимая величина коэффициента виЬропе-piipy.iKii для одного и того же типа двигателя зависит отутипа ( imo.Ii га, на который устанавливается двигатель. Чем тяжелее  лмолет, тем большее значение этого коэффициента может быть шлю. По существующим нормам коэффициент вибропере-ip\ щи и величина виброскорости на основных режимах работы
двигателя не должны превышать соответственно 3—5 и 40— 50 мм/с при измерении вибраций в плоскостях опор и в плоскостях подвески двигателя. Для трансмиссий вертолетов максимально допустимая величина коэффициента виброперегрузки равна 6—8.
Превышение максимально допустимых значений коэффициента виброперегрузки может быть следствием нарушения балансировки или разрушения внутренних деталей подшипников ротора, снижения плотности соединений отдельных частей ротора и искривления его оси, вытяжки рабочих лопаток и дисков в процессе длительной эксплуатации и т. п- Временная разбалансировка ротора возможна в результате искривления ротора после останова двигателя, так как нижняя часть ротора остывает быстрее, чем верхняя. Эта неуравновешенность может сохраняться в течение 10—20 мин. Если двигатель требуется запустить повторно в этом промежутке времени, необходимо предварительно осуществить холодную прокрутку ротора стартером для обеспечения равномерного охлаждения ротора.
При возникновении недопустимой вибрации в полете неисправный двигатель на многодвигательном самолете немедленно выключают. На самолетах с одним двигателем режим работы двигателя снижают в максимально возможной степени и производят посадку на ближайшем аэродроме.
СИСТЕМЫ ГТД
Глава 12
СИСТЕМЫ СМАЗКИ
Система смазки служит для подвода необходимого количества масла к трущимся деталям двигателя при его работе. Масло уменьшает трение’ и изнашивание деталей, отводит от них тепло, выделяющееся в результате трения и поступающее от соседних нагретых деталей вследствие теплопроводности, нр<дохраняет детали от коррозии и наклепа, уносит с трущихся поверхностей продукты изнашивания.
В турбореактивных двигателях смазываются подшипники ротора, подшипники и зубья шестерен приводов агрегатов, подвижные шлицевые и шаровые соединения валов. В турбовинтовых двигателях смазываются, кроме того, подшипники и шестерни редуктора воздушного винта.
Система смазки должна бесперебойно подавать к трущимся поверхностям необходимое количество масла определенной температуры во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета независимо от эволюций летательного аппарата в воздухе. Высотность маслосистемы должна быть не меньше практического потолка летательного аппарата. Кроме того, система смазки должна поддерживать высокую чистоту масла, обеспечивать малый его расход, удобные подходы для осмотра, регулировки и замены агрегатов системы смазки, для заправки системы маслом и его слива, быть компактной, чтобы длина и гидравлическое сопротивление трубопроводов были минимальными. В силу последнего требования систему смазки нередко целиком компонуют на двигателе.
Трудности создания надежной системы смазки связаны с к 1вптацией в нагнетающих насосах на больших высотах полета н сложностью охлаждения масла при больших скоростях полета, когда велика температура возможных охладителей — топлива п воздуха.
Для смазки высокоскоростных подшипников качения служат углеводородные масла малой вязкости, не оказывающие боль-
225
to .to о
того сопротивления вращению ротора, обладающие хорошей прокачиваемостью и высокой термостабильностью. Для смазки зубьев шестерен вы-соконагруженных редукторов ТВД применяют масла средней вязкости, способствующие повышению контактной усталостной прочности зубьев. Допустимые рабочие температуры, при которых все эти масла существенно не изменяют своих физико-химических и смазывающих свойств, находятся в пределах от —40 до +130° С. В связи с трудностями охлаждения масла при больших сверхзвуковых скоростях полета получили применение синтетические масла, сохраняющие свои свойства при рабочих температурах до 200—250° С. В маломощных ГТД вспомогательного назначения и в двигателях одноразового применения для смазки и охлаждения трущихся поверхностей нередко используют основное топливо двигателя.
§ 12.1. Устройство и параметры систем смазки
Системы смазки подразделяются на нециркуляционные и циркуляционные. Нециркуляционная система смазки не имеет откачивающей магистрали. Масло используется однократно и после смазки подшипников удаляется в атмосферу. Вместо насосной системы нередко применяется вытеснительная система подачи масла. Системами этого типа оснащают турбореактивные подъемные двигатели и другие типы двигателей, работающих кратковременно.
В циркуляционной системе масло используется многократно. После очистки, отделения воздуха и охлаждения оно снова возвращается в двигатель. Системы смазки этого типа применяются на газотурбинных двигателях большой продолжительности непрерывной работы. Циркуляционная система смазки состоит из всасывающей, нагнетающей и откачивающей магистралей и дополняется системой суфлирования масляных полостей двигателя.
Всасывающая магистраль 19 (рис. 12.1) служит для подвода масла из бака к нагнетающему насосу самотеком или с помощью дополнительного маслонасоса.
Чтобы увеличить высотность системы смазки, уменьшают гидравлическое сопротивление всасывающей магистрали и всемерно повышают напор
227
на входе в нагнетающий насос. Поэтому подводящий трубопровод выполняют коротким, достаточно большого диаметра, с плавными поворотами, а бак располагают возможно выше по отношению к насосу. Воздушную полость бака наддувают воздухом повышенного давления или сообщают с атмосферой. Диаметр подводящего трубопровода выбирают из условия, чтобы скорость движения масла в нем не превышала 1,5—2 м/с.
Нагнетающая магистраль обеспечивает подачу масла к трущимся деталям под давлением (3,5-н5) 105 Па. В нее входят следующие агрегаты: нагнетающий маслонасос 15 с редукционным клапаном 7, поддерживающим необходимое давление масла за насосом (для повышения давления масла на входе нагнетающий насос устанавливают ниже уровня масла в маслобаке), фильтр 8, очищающий масло от механических примесей, с предохранительным клапаном, перепускающим масло в двигатель помимо фильтрующих сеток в случае их засорения, и запорным клапаном, пр'епятствующим перетеканию масла са<м'отеко1м из бака в двигатель, если последний не работает. Пружина запорного клапана регулируется на давление (0,2-е0,5) 105 Па, превышающее давление уровня масла на входе в нагнетающий насос. При работе двигателя запорный клапан открывается давлением, создаваемым насосом. В нагнетающую магистраль входят также масляные форсунки с установленными перед ними дополнительными фильтрами, направляющие масло на смазываемые поверхности, датчики указателей давления и температуры масла, поступающего в двигатель, и температуры масла, выходящего из двигателя, с помощью которых контролируется режим работы системы смазки, трубопроводы, соединяющие агрегаты между собой. Диаметр нагнетающих трубопроводов выбирают из условия, чтобы скорость движения масла в них не была больше 1,5—3,0 м/с-
Откачивающая магистраль с установленными на ней агрегатами необходима для отвода отработанного масла от потребителей смазки и восстановления его свойств (температуры и чистоты). На этой магистрали расположены маслосборники с фильтрующими и пеногасящими сетками, откачивающие маслонасосы, воздухоотделитель и радиатор.
Число маслосборников, в которые масло стекает после смазки, обычно равно числу опор ротора. Даже в том случае, если маслосборники расположены в общей масляной полости (например, во внутреннем корпусе камер сгорания могут помещаться маслоотстойник заднего подшипника компрессора и маслоотстойник переднего подшипника турбины), масло откачивают из каждого маслосборника в отдельности, так как при длительном наборе высоты или планировании оно может переполнить одну из опор ротора и выйти через ее уплотнения наружу. Поэтому число откачивающих секций маслонасоса обычно равно числу маслосборников. Производительность откачиваю-228
iiiiix насосов должна быть достаточной для того, чтобы поддерживать маслоотстойники сухими. При этом уменьшается насыпи нис масла газами, его подогрев и разложение.
Чтобы устранить эмульсирование масла в баке воздухом, засасываемым откачивающими секциями маслонасоса, масло <>т этих секций нередко направляют в один общий маслоотстой-пнк, из которого оно затем перекачивается в бак основным откачивающим насосом с небольшим запасом производительности.
Для улучшения откачки масла откачивающие секции масло-пасоса располагают как можно ближе к маслосборникам или непосредственно в них. Подсасывающую способность насосов, располагаемых на большом удалении от маслосборников, повы-III ног нутом подвода небольшого количества масла из нагне-тающ< п магистрали па вход или на выход из откачивающих секций. Нагрев масла в масляной полости внутреннего корпуса кпмер сгорания ум1 нынаюг с помощью масловытеснителя, который удерживает масло в маслосборниках, не позволяя ему растекаться но всей длпне этого корпуса- Воздухоотделитель 9 удаляет и< вспененного масла воздух, который выпускается в атмосферу через суфлер 10:
11а двигателях малой тяги специальные радиаторы и маслобаки могут отсутствовать. Масло охлаждают обдувом стенок маслосборника, выполняющего функции бака, встречным потоком воздуха. В некоторых случаях бак кольцевой формы включают в конструкцию входного устройства двигателя. В этом случае масло охлаждается через внутреннюю стенку бака воздухом, поступающим в двигатель.
В зависимости от пути возврата в двигатель охлажденного и радиаторе масла различают нормально замкнутые и короткозамкнутые циркуляционные системы смазки.
В системах первого типа (рис. 12.1) все масло, выходящее и। радиатора, направляется в бак, а из бака снова поступает к нагнетающему насосу и дальше в двигатель. В системах второго типа только небольшая часть масла (10—15%) возвращается из воздухоотделителя в бак для прогрева находящегося 1ам резервного количества масла, а основная часть проходит и । радиатора непосредственно к нагнетающему маслонасосу. Прокачка масла через бак ограничивается дросселирующей шайбой. Для подачи резервного масла, компенсирующего потери масла в двигателе, служит дополнительный маслонасос, ус-।апавливаемый перед нагнетающим маслонасосом. Резервное масло поступает к нагнетающему маслонасосу, если давление ' ш-ред ним становится меньше величины, на которую отрегулирован редукционный клапан дополнительного маслонасоса,— (0,6-е-0,8)105 Па.
К достоинствам короткозамкнутых циркуляционных систем смазки относятся возрастание высотности маслосистемы, вслед-
229
ствие того что откачивающие маслонасосы, воздухоотделитель и дополнительный маслонасос повышают давление масла на входе в нагнетающий насос, а также обеспечение ускоренного прогрева масла при запуске двигателя. Однако дополнительный маслонасос несколько усложняет систему смазки двигателя.
Система суфлирования служит для поддержания в масляных полостях двигателя определенного избыточного давг ления воздуха, которое повышается при работе двигателя в результате постоянного проникновения воздуха и газов из проточной части через уплотнения опор. Чрезмерно высокое избыточное давление воздуха в масляных полостях опор, коробок приводов агрегатов, редуктора может быть причиной течи масла в местах уплотнений корпусов, опор ротора и валиков приводов агрегатов. При низком давлении, воздуха в масляных полостях повышается пенообразование и ухудшается откачка вспененного масла насосами. Поэтому все масляные полости двигателя сообщаются между собой и с помощью суфлера с атмосферой. Специальный клапан поддерживает в масляных полостях избыточное давление в пределах (0,1 <-0,3) 105 Па независимо от высоты полета. Такое же избыточное давление воздуха поддерживается и в наддуваемом маслобаке, воздушная полость которого сообщается с суфлируемыми масляными полостями двигателя с помощью специального трубопровода.
Суфлирующие трубопроводы располагают так, чтобы газы и воздух на пути следования к суфлеру не соприкасались с отработанным маслом и не участвовали в его барботаже.
Основные параметры систем смазки: теплоотдача в масло, прокачка масла через двигатель, расход масла, вместимость маслобака и высотность маслосистемы.
Теплоотдача в масло складывается из тепла трения, выделяющегося в подшипниках ротора двигателя, коробках приводов агрегатов, соединительных муфтах, редукторе воздушного винта (в ТВД), и тепла, поступающего к смазываемым узлам -от горячих частей двигателя вследствие теплопроводности деталей.
При дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета встречный поток воздуха охлаждает снаружи коробки приводов агрегатов, корпус редуктора воздушного винта и содержащееся в них масло. При больших сверхзвуковых скоростях полета масло, находящееся В двигателе, баке и трубопроводах, наоборот, нагревается.
Прокачка масла через двигатель равна сумме прокачек через все смазываемые узлы двигателя, потребных для поддержания заданного теплового состояния трущихся деталей.
Расход масла (безвозвратная потеря масла в процессе работы двигателя) слагается из утечек через уплотнения опор 230
рогора и систему суфлирования, а также из величины выгорания п испарения легких фракций масла.
Полный расход масла определяется по формуле
। де q —часовой расход масла, л/ч;
бпах — максимальная продолжительность полета летательного аппарата, ч.
Вместимость маслобака Уб должна быть на 10—20% больше объема Va заливаемого масла. Свободный объем бака над уровнем масла необходим для обеспечения увеличения объема масла вследствие нагрева и вспенивания и для суфлирования маслобака.
Количество масла, заливаемого в бак, выражается формулой
где Уд—количество масла, необходимое для заполнения радиатора, масляных трубопроводов и гидромеханизмов, применяемых в системах двигателя;
V— полный расход масла;
Уц— циркуляционный запас (минимально допустимое количество масла в баке в конце полета).
Последний определяется временем /ц совершения одного цикла прокачки масла:
। де ьул — прокачка масла через двигатель, л/мин.
Время /ц не должно превышать 0,5—1 мин, так как более медленная оборачиваемость масла требует увеличения объема н массы бака, а также приводит к замедленному прогреву ма- ia Емкость масляных баков не превышает 30—40 л и только иля мощных ТВД достигает 150—200 л.
Высотность м а с лосистем ы характеризуется высотой, но которой нагнетающий маслонасос поддерживает потребную прокачку масла через двигатель. Высотность системы смазки-повышается при увеличении запаса подачи нагнетающего мас-лопасоса, увеличении избыточного давления в баке, уменьшении । п'1.равлического сопротивления масляных магистралей, улучшении очистки масла от содержащихся в нем газов.
§ 12.2. Агрегаты систем смазки
К основным агрегатам систем смазки относятся нагнетаю-IIIне и откачивающие маслонасосы, фильтры, воздухоотделители, суфлеры, радиаторы, баки, трубопроводы и их соединения.
Подача нагнетающего маслонасоса должна быть больше потребной прокачки масла через двигатель, для того чюбы уменьшение подачи насоса с увеличением высоты полета нс приводило к снижению прокачки масла через двигатель. Из
231
быточное количество масла, подаваемого насосом, перепускается редукционным клапаном на вход в насос. Величина коэффициента запаса подачи нагнетающего насоса (отношение подачи насоса к прокачке масла через двигатель) находится в пределах 1,5—2,5.
Подача откачивающих маслонасосов должна быть больше подачи нагнетающего маслонасоса, так как объем отработанного масла возрастает в результате вспенивания, насыщения воздухом и выделения паров масла в процессе смазки.
Рис. 12.2 Двухшестереиный (а) и трехшестеренный (б) маслонасосы:
1 — редукционный клапан; 2 — шестерни
Недостаточная подача откачивающих маслонасосов приводит к уходу масла из бака, переполнению маслоотстойников маслом и его перегреву, а также к увеличению расхода масла через уплотнения опор. Величина коэффициента запаса .подачи (отношение подачи откачивающих насосов к подаче нагнетающего маслонасоса) находится в пределах 2—3.
Маслонасосы. В качестве нагнетающих и откачивающих маслонасосов чаще применяют шестеренные насосы. Находят применение маслонасосы с двумя или тремя цилиндрическими шестернями внешнего зацепления. Двухшестеренный насос имеет пару шестерен 2 (рис- 12.2,а), вращающихся в колодцах корпуса. В корпусе выполнены окна для входа и выхода масла. При выходе зубьев вращающихся шестерен из зацепления масло, подводимое к насосу, заполняет впадины между зубьями и переносится шестернями на сторону нагнетания, где выдавливается зубьями, входящими в зацепление. В трехшестеренном насосе (рис. 12.2,6) три шестерни образуют две секции насоса, которые могут быть только нагнетающими или только откачивающими. Трехшестеренный насос с общей средней шестерней эквивалентен по производительности двум двухшестеренным насосам.
232
Шестеренные насосы имеют простую конструкцию, малую массу и габариты, надежны и долговечны в работе. К недостаткам шестеренных насосов относится уменьшение коэффициента подачи т]п в процессе эксплуатации по причине постепенного увеличения зазоров вследствие износа деталей.
Коэффициент 7]п объемной подачи численно выражается отношением располагаемой подачи насоса к теоретически возможной. На расчетном режиме работы насоса коэффициент подачи т]п = 0,75 <-0,85. Он зависит от давления на входе и других факторов.
Давление на входе в насос влияет на полноту заполнения маслом впадин шестерен. "При уменьшении давления на входе в насос до определенной величины — примерно до (0,3 <-0,4) 1():' На — начинается кавитация (интенсивное выделение растворенных в масле воздуха и паров), вызывающая неполное заполнение впадин маслом и уменьшение величины коэффициента подачи. Давление, при котором начинается кавитация, тем больше, чем выше упругость паров масла.
Располагаемая подача- нагнетающего маслонасоса уменьшается с подъемом на высоту, так как снижение атмосферного давления вызывает уменьшение давления на входе в насос и вследствие этого уменьшение коэффициента подачи.
Редукционный клапан 7 (рис. 12.1) устанавливают за нагнетающим маслонасосом. Он поддерживает заданное давление масла в нагнетающей магистрали (перед масляными форсунками) за счет перепуска масла на сторону всасывания насоса в количестве, равном разности между подачей нагнетающего насоса и прокачкой масла через двигатель на данном режиме. В результате поддержания постоянного давления масла в нагнетающей магистрали обеспечивается постоянная прокачка масла через двигатель. Усилие предварительного сжатия пружины клапана, определяющее величину давления масла за на-юерм, регулируется винтом.
Давление масла на выходе из насоса зависит от режима работы двигателя (частоты . вращения ротора), высоты полета и температуры масла. По мере роста частоты вращения от нуля давление масла вначале круто возрастает до величины, на которую отрегулирован редукционный клапан, затем клапан приоткрывается и перепускает избыточное количество масла на вход в насос.
С увеличением высоты полета подача насоса и количество масла, перепускаемого через редукционный клапан, уменьшаются. Поэтому уменьшается поднятие клапана. Когда подача насоса становится равной величине потребной прокачки масла через двигатель, редукционный клапан полностью закрывается. Начиная с этой высоты давление и прокачка масла через двигатель будут уменьшаться в большей степени, чем до этой высоты.
233
С увеличением температуры масла снижается его вязкость, возрастает прокачка через двигатель и уменьшается перепуск через редукционный клапан, отчего давление масла падает. И наоборот, при уменьшении температуры давление масла увеличивается.
Если редукционный клапан размещается перед основным маслофильтром, возможно уменьшение подачи масла в двигатель вследствие изменения сопротивления фильтра, например, при его засорении. В случае размещения редукционного клапана после маслофильтра это влияние отсутствует.
Масляные фильтры предназначаются для очистки масла от посторонних примесей (продуктов коксования масла, изнашивания и коррозии деталей), способствующих повышенному изнашиванию.
Фильтры устанавливаются чаще всего в нагнетающей магистрали после насоса (фильтры высокого давления) или перед насосом (фильтры низкого давления), а иногда и в откачивающей магистрали перед насосом чтобы предохранить от загрязнения маслорадиатор и маслобак. Фильтры, устанавливаемые перед насосами, должны иметь малое гидравлическое сопротивление. Наибольшее распространение получил сетчатый фильтр, который представляет собой пакет, состоящий из отдельных фильтрующих элементов. Каждый фильтрующий элемент, имеющий форму диска, состоит из каркасной шайбы и припаянных к ней двух металлических сеток. Внешняя сетка является - фильтрующей. Она изготовляется из стальной или латунной проволоки с числом ячеек 225—5000 на 1 см2 для фильтров низкого давления и с числом ячеек до 12 000 на 1 см2 для фильтров высокого давления.' Последняя отфильтровывает частицы размером более 0,05—0,06 мм. Внутренняя поддерживающая сетка имеет 30—40 ячеек на 1 см2.
Фильтрующие элементы монтируются на пустотелом стержне. Их количество определяется потребной величиной фильтрующей поверхности и может достигать 10—50. Масло проходит через фильтрующие сетки во внутреннюю полость стержня и далее в нагнетающую магистраль-
Сетчатый пакетный фильтр имеет большую величину фильтрующей поверхности при умеренных габаритах и, следовательно, большой интервал времени между промывками. Повышение перепада давлений на фильтрующих элементах до (1,34-1,6) 105 Па, вызванное загрязнением фильтра, приводит к срабатыванию перепускного клапана, в результате чего предотвра-* щается разрыв фильтрующей сетки.
Маслофильтры устанавливают на двигателях так, чтобы снятие и промывка фильтрующих элементов не занимали много времени и не требовали применения специального инструмента.
Воздухоотделители. Воздух и газы, проникающие в масляные полости при работе двигателя, насыщают масло, вследст-234
вне чего уменьшаются подача нагнетающего маслонасоса и высотность маслосистемы. Вспененное масло плохо охлаждается в радиаторе.
Для уменьшения пенообразования и удаления воздуха и газов из масла служат пеногасительные сетки в маслосборниках, । оризонтальные перегородки в масляном баке, по которым раскается вспененное масло, насадки, сепарирующие возвращаемое в маслобак масло, специальные воздухоотделители. Наиболее эффективным устройством является центробежный воздухоотделитель.
Ротор центробежного воздухоотделителя представляет собой пустотелый цилиндр с внутренними радиальными перегородками, который приводится во вращение от ротора двигателя с окружной скоростью 25—40 м/с на наружном диаметре. Внутрь ротора подводится вспененное масло. Чистое масло отбрасывается центробежными силами к периферии и поступает в радиатор, а воздух и газы отводятся в систему суфлирования через полый валик ротора.
/1а пониженных режимах вращения центробежный воздухо-о| делитель работает неэффективно, вследствие чего масло может перетекать в коробку агрегатов, на которой он обычно устанавливается, через полый валик ротора. Для предотвращения этого впутрн полого валика устанавливают центробежный клапан, открывающий выход воздуху в систему суфлирования при достижении ротором частоты вращения не менее (0,35л-0,5) «max-
Суфлеры служат для выпуска воздуха и газов из масляных полостей в атмосферу при работе двигателя. На пути движения и агмосферу воздух и газы смешиваются внутри масляных полос гей с мелко распыленным маслом и увлекают его, что приводит к повышенному расходу масла. Поэтому для уменьшения расхода масла в конструкцию суфлеров вводят устройства, улавливающие масло (отражательные перегородки или сетки). Наиболее эффективным суфлером, существенно снижающим ноюрю масла, является центробежный суфлер. Конструкция и работа центробежного суфлера аналогичны конструкции и рано ге центробежного воздухоотделителя.
Радиатор необходим для охлаждения масла. В качестве охлади геля используется встречный поток воздуха (на самолетах с ГВЦ) или основное топливо двигателя. Для охлаждения масла применяют также воздушно-масляный или топливомасляный радиатор. Топливомасляный радиатор по сравнению с воздушно масляным практически не увеличивает внешнее сопротивление летательного аппарата. Тепло, отводимое от масла топливом, возвращается в камеры сгорания двигателя, подогрев ।сплина предотвращает обледенение топливных фильтров. Применение воздушно-масляного радиатора в системах смазки ТВД связано с большой величиной теплоотдачи в масло и относи
235
тельно небольшими располагаемыми расходами топлива, в особенности на больших высотах.
Топливомасляный радиатор состоит из корпуса, двух боковых крышек и набора медных или латунных трубок диаметром 4—5 мм, толщиной 0,15—0,20 мм и длиной 230 — 300 мм. Концы трубок развальцовывают по форме шестигранника и спаивают между собой. Такие радиаторы получили название сотовых. По трубкам циркулирует топливо, а между ними — масло.
Для предотвращения разрушения трубок и корпуса на входе в радиатор устанавливают предохранительный клапан, перепускающий масло, которое, минуя радиатор, поступает непосредственно в бак в случае повышения гидравлического сопротивления радиатора (например, при загустевании масла при низких температурах окружающей среды). Затяжка пружины клапана регулируется на давление открытия (4 + 5) 105 Па.
Масляный бак состоит из корпуса устройств для ввода в бак отработанного масла и заборного устройства. Отработанное масло, прошедшее радиатор, вводится в бак по трубке, на конце которой устанавливаются щелевые насадки, направляющие масло на сетку цилиндрического фильтра по касательному направлению. Тем самым уменьшается вспенивание масла и улучшается выделение из него воздуха. Цилиндрический фильтр, расположенный в заправочной горловине фильтрует масло, заливаемое в бак. Для контроля уровня масла, находящегося в баке, служит масломерная линейка.
Заборное устройство обеспечивает непрерывный подвод масла к нагнетающему насосу и суфлирование бака при всех положениях летательного аппарата в полете, в том числе и в перевернутом. Чаще всего применяют заборное устройство маятникового типа. Оно состоит из двух трубок, приваренных взаимно противоположно к втулке, свободно вращающейся вокруг полой оси. Одна трубка 20 (рис. 12.1) с более тяжелым концом служит заборником масла, а другая, противоположно расположенная, является суфлирующей. Заборная и суфлирующая полости в трубках и в оси разделены перегородками. При любом положении летательного аппарата тяжелый конец заборной трубки всегда находится в масле, а суфлирующая трубка — над ним.
§ 12.3. Приборы контроля. Действия летного экипажа при возможных отказах
К основным причинам отказов систем смазки относятся следующие: попадание в масло посторонних твердых частичек, засорение масла продуктами изнашивания деталей и его коксования, перегревы масла в двигателе, увеличение общей тряски двигателя.
236
Засорение масла может привести к заеданию редукционного клапана в открытом положении и падению давления масла, износу деталей качающего узла нагнетающего маслонасоса и снижению давления масла на больших высотах, износу деталей качающих узлов откачивающих маслонасосов, вспениванию масла и выбросу его через суфлер, заклиниванию качающих уз-нн< маслонасосов и разрушению их приводов, износу масляных уплотнений в двигателе и увеличению расхода масла.
Перегревы масла могут происходить в результате перегрева л шп ателя. Они вызывают уменьшение усилия затяжки пружины редукционного клапана и плавное падение давления масла. При высоких температурах испаряются легкие фракции и повышают я коррозионные свойства масла, происходит его коксо-н 'ине.
Общая тряска двигателя приводит к ослаблению затяжки соединений трубопроводов и течи масла, поломкам масляных । рубопроводов и пружины редукционного клапана. Последнее вызывает резкое падение давления масла. Колебания редукционного клапана сопровождаются колебаниями давления масла.
Работа системы смазки контролируется по величине давления масла в магистрали за нагнетающим маслонасосом и по величине температуры масла на выходе из двигателя (перед млелорадиатором). Сигналы датчиков подаются на стрелочные индикаторы в кабину летчика или в централизованную систему сигнализации опасных режимов (СОРЦ). В случае недопустимого падения давления или повышения температуры масла включается сигнальная лампа 1 (рис. 12.1) и табло 2 МАСЛО. Но пому сигналу летчик уменьшает режим работы двигателя и прекращает выполнение полетного задания, продолжая наблюдение за показаниями температуры газов и частоты вращения poiopa двигателя. Предел минимального давления масла — (.i:3,5)105 Па — вводится потому, что недостаточная подача масла может привести к плохому смазыванию, поломке подшипников и заклиниванию ротора.
Для раннего обнаружения разрушения трущихся деталей питателя применяют сигнализаторы металлической стружки и масле, которые своевременно информируют экипаж о начале p.i 1|»ущения деталей. Датчик 16, установленный в откачивающей магистрали, включает мигающую сигнальную лампу и iiivioBoe табло МАСЛО. Для контроля наличия стружки в млело используют также магнитные пробки, установленные в • окачивающей магистрали маслосистемы. Наличие металличе-• кп\ частиц на магнитных пробках определяется в процессе проведения профилактических осмотров и выполнения регламентных работ. Так как металлическая стружка на магнитной пропке может явиться следствием некачественной очистки поло-• i‘ ii двигателя и магистралей маслосистемы при их изготовле
237
нии, для исключения случайности после удаления стружки проводят дополнительное опробование двигателя с последующим повторным осмотром магнитной пробки. Повторное появление металлической стружки свидетельствует о начавшемся разрушении подвижных деталей двигателя.
Глава 13
СИСТЕМЫ ТОПЛИВОПОДАЧИ t
Системы топливоподачи служат для подачи в двигатель топлива, находящегося в баках летательного аппарата, в требуемом количестве, Они обеспечивают также надлежащее распиливание топлива при вводе его в камеры сгорания. Системы топливоподачи дополняются системами автоматического регулирования, точно дозирующими подачу топлива в двигатель в зависимости от заданного режима работы, высоты и скорости полета.
В современных воздушно-реактивных двигателях применяются исключительно углеводородные топлива прямой перегонки (низшая теплота ггораиия — 43 000 кДж/кг, плотность при +20° С 0,77—0,85 г/см3).
Величина потребной подачи топлива в двигатель достигает: минимальная — 300—400 кг/ч, максимальная — 10000— 30 000 кг/ч и более. Она изменяется в зависимости от режима работы, высоты и скорости полета. Поэтому необходимы высокопроизводительные топливные насосы переменной производительности.
Системы топливопитания работают в большом диапазоне температур топлива. При длительном полете на больших высотах с дозвуковыми скоростями топливо охлаждается в баках до температуры —50° С. При полете в стратосфере со скоростью, соответствующей числу М = 3, температура топлива в баках становится равной 120—150° С и выше.
§ 13.1.	Устройство систем топливоподачи
Различают топливную систему летательного аппарата и систему топливоподачи двигателя. К топливной системе летательного аппарата принято относить топливные баки 1 (рис. 13.1), насос 17 первой ступени подкачки топлива, датчик 16 расходомера топлива и перекрывной пожарный кран 15. Насос первой ступени подкачки топлива имеет электропривод. Он устанавливается непосредственно на топливном баке и создает давление (1,5-5-2,0)105 Па.
238
2
Рис. 13.1. Принципиальная схема систем топливоподаии в основную и форсажную камеры сгорания:	1
/—бак; 2 —указатель расхода топлива; 5 —лампа СОРЦ; 4, 5 — световые табло; 6, 9 — датчики давления* 1— дозирующая игла; 5, 2/— распределительные клапаны; 10, 12, 14 — топливные насосы; //—клапан Перера	пуска; 13 — топливомасляный радиатор; /5 —пожарный кран; 16 — датчик расходомера; 17— подкачивающий на*
СО	сое; 18 — датчик минимального давления; 19 — датчик аварийного остатка топлива; 20 — СОРЦ; 22 — дроссель*
ный кран; 23 — клапан подачи пускового топлива
Система топливоподачи двигателя состоит из системы подачи топлива в основные камеры сгорания, системы подачи топлива в форсажную камеру и пусковой топливной системы. В современных двигателях функции пусковой топливной системы совмещаются с функциями основной системы топливоподачи.
Системы подачи топлива в основные камеры сгорания. В систему подачи топлива в основные камеры сгорания входят: подкачивающий двигательный топливный насос 14 (рис. 13.1), топливомасляный радиатор 13 с фильтром грубой очистки топлива, основной'топливный насос 12 высокого давления с фильтром тонкой очистки топлива, дроссельный кран 22, связанный с рычагом управления двигателем (РУД), автоматический распределительный клапан 21 топлива, топливные форсунки с основным и вспомогательным коллекторами.
Подкачивающий двигательный топливный насос служит для создания подпора от (3-н4) 105Па до 10- 105Па на входе в основной и форсажный насосы высокого давления, а также на входе в насос, питающий, например, средства механизации компрессора и выходного сопла. Давление на входе в основные топливные насосы, потребное для обеспечения заданного кавитационно: о запаса, увеличивается с увеличением температуры топлива.
В качестве подкачивающего насоса применяют центробежный насос с приводом от вала двигателя через коробку приводов агрегатов. Если основной и форсажный насосы имеют большие кавитационные запасы, подкачивающий двигательный топливный насос может отсутствовать.
В топливомасляном радиаторе используется охлаждающая способность топлива для охлаждения масла, выходящего из двигателя. Радиатор располагают перед основным насосом высокого давления или за ним. Во втором случае подогрев топлива в радиаторе не влияет на температуру и ресурс топливного насоса.
Основной топливный насос подает в двигатель потребное количество топлива под необходимым давлением. Минимально допустимое давление топлива перед форсунками, создаваемое основным топливным насосом при работе на режиме малого газа, равно (4-н6)105 Па. Оно ограничивается приемлемым качеством распыла топлива. Максимальное давление топлива перед форсунками на номинальном режиме в стендовых условиях равио (30н-50) I05 Па, а на режиме максимального расхода может достигать (120-н 150) 105 Па. Максимально допустимое значение давления топлива ограничивается условиями прочности трубопроводов и надежности работы качающего узла топливного насоса.	I
В качестве основного топливного насоса применяют центро-240
in- киын, плунжерный или шестеренный насос изменяемой про-н (поднтель.юсти с приводом от вала двигателя.
Дроссельный кран, связанный с РУД, служит для до-iiipoiiaiiiiH подачи топлива в зависимости от режима работы Диш ноля. Дроссельный кран нередко выполняет также функции стоп-крана, с помощью которого прекращается подача жилица в двигатель при его выключении.
Топливные форсунки выполняются, как правило, диухкапальными. В основные каналы топливо подводится с мощью основного топливного коллектора, а во пспимогательныеканалы — с помощью вспомогательного iон л и иного коллектора. На режимах работы двигателя с малыми расходами топлива подача топлива в основной коллектор прекращается, чтобы не допустить уменьшения давления топлива перед форсунками ниже минимально допустимою значения. Для этой цели служит автоматический распределитель топлива (APT), реагирующий на величину давления топлива перед форсунками.
Системы подачи топлива в форсажные камеры сгорания. В спелому топливоподачи форсажной камеры входят: форсажный 1ОПЛП1ШЫЙ насос 10 высокого давления (рис. 13.1), дозирующая игла 7 (кран) форсажного топлива, автоматический распределитель 8 топлива, топливные форсунки с топливными коллекторами. Топливо подводят к системе от двигательного подкачивающего топливного насоса.
Часовой расход топлива в форсажную камеру изменяется в зависимости от степени форсирования, высоты и скорости поле га. На двигателях большой тяги его максимальные значения могут достигать нескольких десятков тысяч килограммов в час. При умеренных расходах топлива в качестве форсажного топливного насоса применяют плунжерные или шестеренные насосы с приводом от ротора двигателя, при больших расходах топлива— центробежные насосы.
§ 13.2.	Топливные насосы
В системах топливоподачи основных и форсажных камер сгорания ГТД применяют плунжерные, шестеренные и центробежные топливные насосы.
Плунжерные насосы имеют подачу до 5000—6000 кг/ч, спо-собпы создавать большое давление за насосом—до (80-*-150) I О5 Па — при высоких значениях коэффициента, объемной подачи (т]п=0,950,98) благодаря прецизионным парам (цилиндр— плунжер) качающего узла, позволяют изменять подачу при постоянной частоте вращения качающего узла без перепуска и дросселирования топлива, что уменьшает нагрев топлива в насосе.
У—607
241
К недостаткам плунжерных насосов относятся сложность конструкции насоса и чувствительность прецизионных пар качающего узла к содержанию в топливе механических примесей,
Рис. 13.2. Плунжерный топливной насос:
1— корпус; 2—барабан; 3,	13 — подшипники; 4—золотниковая
шайба; *5 — окно нагнетания; 6 — окно всасывания; 7 — сервопоршень;
8 — пружина; 9 — плунжер; 10 — шток; 11 — серьга; 12 — наклонная шайба; 14 — валик
кокса, смол, воды, к малой вязкости топлива и высокой его температуре. Эти факторы способствуют возникновению сухого трения, износа и коррозии в прецизионных парах. Плунжерные топливные насосы надежно работают при температуре топлива не более 100—120° С.
Устройство и принцип действия насоса следующие. В корпусе 1 (рис. 13.2) на подшипниках 3 и 13 вращается ротор насоса, состоящий из конусообразного барабана 2 и валика 14. В барабане ротора равномерно по окружности выполнены цилиндрические камеры, оси которых расположены под небольшим углом & к осн ротора. В камерах барабана размещены пустотелые плунжеры 9, прижимаемые пружинами 8 к наклонной шайбе 12, укрепленной в корпусе. С противоположной стороны барабан своим торцом прилегает к неподвижной ^золотниковой шайбе 4, расположенной в корпусе насоса. Золотниковая шайба имеет два дугообразных окна, одно из которых (окно 6 всасывания) сообщается с подводящей магистралью, а другое (окно 5 нагнетания) — с напорной.
Если наклонная шайба установлена под некоторым углом <р>0 (<р — угол между осью шайбы и осью ротора), плунжеры при вращении ротора совершают возвратно-поступательное 242
движение относительно барабана. Положение максимального утопления плунжера в барабане называют нижней мертвой точ кой (НМТ), а положение максимального выхода плунжера из барабана — верхней мертвой точкой (ВМТ).
Пусть один из плунжеров занимает положение НМТ, соответствующее углу поворота ротора а=0. При повороте ротора в диапазоне угла а от нуля до 180° плунжер проходит над окном всасывания. При этом ои перемещается к ВМТ, отчего освобождаемый плунжером объем увеличивается и заполняется топливом. При дальнейшем повороте ротора в диапазоне угла а=180н-360° плунжер проходит над окном нагнетания, двигаясь в направлении от ВМТ к НМТ. Объем .под плунжером уменьшается, отчего топливо выталкивается через окно нагнетания в напорную магистраль.
Величина хода плунжеров зависит от угла <р установки наклонной шайбы. При <р—0 ход плунжеров и подача топлива равны нулю. При увеличении угла <р ход плунжеров и подача топлива увеличиваются. Для изменения подачи насоса шайбу крепят в корпусе подвижно-, так, что ее можно поворачивать относительно оси, перпендикулярной оси ротора. Перестановочное усилие создается с помощью сервопоршня 7, связанного с шайбой штоком 10 и серьгой 11.
Шестеренные насосы. Применяют основные шестеренные гопливные насосы с подачей до 10 000 л/ч и более, работающие при выходном давлении (60-ъ80) 105 Па и более — до (100-т-120) 105 Па.
Подача шестеренного насоса на всех режимах работы двига-1сля превышает потребную подачу топлива. Избыточное над потребным количество топлива перепускается из полости высокого давления на вход в насос с помощью автоматически управляемой иглы перепуска. Па больших высотах количество перепускаемого топлива доходит до 80—90% максимальной по-пачи насоса. Перепуск топлива вызывает дополнительную за-ipary мощности на привод насоса, нагрев топлива и ухудшение кавитационных характеристик насоса. К недостаткам шестеренных насосов относится также постепенное увеличение зазоров в процессе эксплуатации вследствие износа деталей, приводящее к уменьшению подачи насоса. По этой причине коэффициент iaiiaca подачи шестеренного насоса принимают равным не ме-п- е 1,5. Шестеренные насосы работают надежно при темпера-iype топлива, не превышающей 150—200° С.
При одинаковых габаритах шестеренные топливные насосы имеют подачу, которая в полтора-два раза больше плунжерных. В конструктивном отношении они проще и компактнее плун-рпых, надежнее в работе. Подача шестеренного насоса мо-,|и | быть повышена увеличением числа параллельно работающих секций. Этими достоинствами и определяется применение iiicrrepoiiiiibix насосов в системах топливоподачи двигателей.
г	243
В отличие от шестеренных масляных насосов шестеренные топливные насосы работают на менее вязкой, чем масло, среде и при значительно более высоких давлениях, за насосом имеют существенно более высокую подачу. Поэтому по сравнению с шестеренными масляными насосами в шестеренных топливных насосах больше влияние зазоров на утечку топлива из полости высокого давления в полость низкого давления больше нагрузки на ротор, опоры шестерен и корпус, больше трение, износ и нагрев деталей. Величина мощности трения соизмерима с величиной полезной мощности, потребляемой насосом.
Центробежные насосы. Применяют центробежные насосы с подачей 10000—40000 кг/ч и более при давлении за насосом (80-ь90) 105 Па и более, а также подкачивающие центробежные насосы, создающие давление (2-ь 10) 105 Па.
Центробежные насосы имеют большую подачу при относительно небольших габаритах и небольшой удельной массе и высокие эксплуатационные качества. Они малочувствительны к содержанию в топливе механических и других примесей, хорошо приспособлены для работы при высоких температурах топлива (примерно до 200—250°С).
Центробежным насосам свойственны следующие недостатки: относительно невелик располагаемый диапазон объемных расходов топлива при постоянной частоте вращения привода, так как при уменьшении расхода топлива против расчетного возможна неустойчивая работа насоса, а при увеличении расхода падает напор; при уменьшении частоты вращения снижается напор примерно пропорционально квадрату частоты вращения, что приводит к ухудшению распыла топлива форсунками. Недостатки центробежного насоса заметно проявляются, если он применяется в качестве основного топливного насоса с приводом от ротора двигателя при работе в широком диапазоне частоты вращения, скоростей и высот полета. В этом случае для обеспечения подачи топлива под необходимым давлением на пониженных режимах работы двигателя служит дополнительный плунжерный или шестеренный насос малой подачи.
Применение приводимых от ротора двигателя центробежных насосов для подачи топлива в форсажные камеры возможно благодаря постоянству частоты вращения ротора двигателя на форсажном режиме. При постоянной частоте вращения привода изменение подачи в зависимости от высоты и скорости полета и степени форсирования достигают изменением гидравлического сопротивления магистрали, т. е. дросселированием. Подогрев топлива в центробежном насосе на расчетном режиме не превышает 5—10°. По мере уменьшения расхода топлива величина подогрева возрастает и при расходе, составляющем 5°/о максимального, подогрев в насосе достигает 50—60°.
Качающим элементом центробежного насоса является вращающееся рабочее колесо (крыльчатка), которое благодаря 244
'ion.।гк.im увлекает топливо и увеличивает его скорость. Дина-мпчсекпй напор потока топлива преобразуется в статическое '|.111леп11( в рабочем колесе и в диффузоре насоса.
§ 13.3.	Топливные форсунки, фильтры и трубопроводы
отношении, надежны в раооте и
Рис. 13.3. Нерегулируемая центробежная форсунка:
/—конус топлива; 2т-адмера закручивания; 3 — входной канал; 4 — сопло
Топливные форсунки. Для распыла топлива в камерах сгорания двигателей применяют центробежные форсунки. Они просты в конструктивном печпвают необходимое качество распыла топлива.
Центробежная форпика состоит из сопла 4 (рис. 13.3) и камеры 2 (вкручивания, в которую Сонливо поступает потан-i епцпальным входным каналам <?, расположенным па некотором расстоянии от оси сопла. В камере топливо интенсивно закручивается и на выходе из форсунки распадается па отдельные капчи. образующие полый конус /сугломапри вершине. Топливо истекает и । форсунки через коль-
цевое сечение, так как центральная часть сопла заполняется воз-т\шпым вихрем сдавлением, равным давлению в камере сгорания
К топливным форсункам воздушно-реактивных двигателей пре доявляют следующие основные требования.
I 1онкость распыла топлива на всех режимах работы дви-|.неля. необходимая для обеспечения полноты сгорания нш.чпва. Капли топлива должны быть различными по размеру. примерно 10—400 мкм (средний диаметр 70—100 мкм). II.I.III4IIC капель различных размеров повышает устойчивость ।прения бедных смесей (например, при резком сбросе газа, когда подача топлива уменьшается быстрее, чем расход воздуха). При грубом распыливании снижается полнота сгорания, топливо не успевает испариться и сгореть до турбины, поэтому возникает опасность прогара лопаток турбины.
Топкость распыла зависит от давления топлива перед фор-tv и кой. С уменьшением давления, под которым топливо подается в камеру сгорания, качество распыла ухудшается. Минимальный перепад давлений на форсунке, при котором еще обес-
245
печивается хороший распыл топлива, равен 3—6 кгс/см2, или 0,3—0,6 МПа.
2. Равномерность распределения топлива по объему камеры сгорания, обеспечивающая полноту сгорания и равномерное поле температуры газа перед турбиной. Работа всех форсунок комплекта на двигателе должна быть идентичной как по расходу, так и по качеству распыла топлива. Неравномерность подачи топлива отдельными форсунками комплекта не должна превышать на максимальном режиме 2—3%, а на режиме малых расходов 10—20%. Внутри каждого факела секториальная неравномерность распыла (относительно оси факела) не допускается больше 20—30%.
Угол а конуса факела при вершине изменяется в зависимости от величины расхода топлива. При запуске, когда расход топлива невелик, угол а относительно небольшой (60—70°). При этом создаются хорошие условия для воспламенения и сгорания топлива, так как оно концентрируется в относительно небольшом объеме- На малом газе угол а больше, примерно КО—120°. На максимальном режиме угол а равен 80—90°, при этом топливо, выходящее из форсунок под большим давлением, не попадает на стенки камеры сгорания и не вызывает их прогорания. При меньших значениях угла а повышается опасность прогара лопаток турбины.
Существенное влияние на работу центробежной форсунки оказывает температура топлива. Уменьшение температуры топлива вызывает увеличение вязкости и коэффициента расхода форсунки, поэтому распыл топлива при малых расходах ухудшается. Увеличение температуры топлива приводит к уменьшению коэффициента расхода и угла факела. Особенно сильное снижение коэффициента расхода наступает при температуре топлива 150—200° С, когда упругость паров топлива приближается к давлению воздуха в камере сгорания. Интенсивное испарение топлива на границе с воздушным вихрем приводит к прекращению расхода топлива через форсунку, когда кавитация захватывает весь объем топлива в камере закручивания.
Основными параметрами, характеризующими расход топлива через форсунку, являются коэффициент расхода р. и площадь Fc выходного отверстия сопла. Эти параметры входят в уравнение расхода:
Q = p.Fcyr2pAp,	(13.1)
где р — плотность топлива;
Др — перепад давлений топлива на форсунке.
Необходимость и способы регулирования топливных форсунок- Нерегулируемая топливная форсунка не обеспечивает всего диапазона потребных расходов при допустимых давлениях топлива перед форсунками. Действи-246
гф щах
Рф min
(13.2)
и.hi.по, максимально допустимое давление топлива по условиям прочное!п трубопроводов и надежности работы качающего узла насос,ч не превышает (120-4-150)10® Па, а минимально допустимое давление по условию необходимого качества распыла топ-uiiiiii равно (3-4-6)10® Па. Если пренебречь противодавлением и камере сгорания и положить p. = const, можно получить с помощью формулы (13.1) отношение расходов топлива для нере-।улнруемой форсунки-
Qmax
Фщ1и
П\стьmax =150• 105 Па, рфт1п=4-105 Па, тогда распола-1 немое отношение расходов Qmax/Qmin=5,5-4-6, т. е. нерегулируемая форсунка может пропустить при указанных условиях максимальный расход топлива, всего в 5,5—6 раз больший минимального расхода. Потребный же диапазон, расходов для основных камер сгорания воздушно-реактивных двигателей достигает 25—40. Форсунки выполняют регулируемыми при отношениях максимального расхода топлива к минимальному больше 3 4.
Регулирование форсунок осуществляют изменением сум-м ipnoi'i выходной площади форсунок и изменением коэффициента расхода р.. Форсунки располагают на двух топливных коллекторах— основном и вспомогательном. При снижении давления до значения, близкого к минимально допустимому, ос-iiiiiuiui'i коллектор автоматически выключается с помощью автоматического распределителя топлива.
К числу форсунок, регулируемых изменением суммарной вы-м in ной площади сопел, относится двухсопловая форсунка
В случае регулирования форсунок изменением коэффициен-। а р «схода pi малые расходы топлива при необходимом давлении топлива достигаются за счет уменьшения коэффициента pi. Цля этого часть тангенциальных каналов выключается с помо-iiii.li) автоматического распределителя топлива.
71вухсопловая форсунка имеет два сопла и две камеры закручивания топлива, расположенные концентрично в общем корпусе. При работе форсунки с малым расходом и малым давлением топлива автоматический распределитель отключает основной коллектор, топливо поступает только во внутреннюю камеру из вспомогательного топливного коллектора.
При некотором давлении Дф0 автоматический распределитель сокрывает проход топливу также и к наружной камере закру-Ч1П1.11111Я, вследствие чего подача форсунки увеличивается.
Давление /7Фо больше давления Рфпнп. его величина выби рвется из условия обеспечения хорошего распыла топлива при включении основного коллектора в пределах (10-4-15)10® Па. Суммарный расход Qc равен сумме расходов (?! и Q? через оба сопла.
247
Располагаемый диапазон расходов двухсопловой форсунки Qmax/Qmln = 20 4- 30.
Топливные фильтры. Загрязненность топлива вызывает износ прецизионных пар качающих узлов топливных насосов и автоматических устройств. Согласно техническим условиям в одной тонне топлива не должно содержаться более 50 г механических примесей. В топливе Т-1 наибольшее количество частиц имеет диаметр 3—5 мкм. Зазоры в прецизионных парах топливных агрегатов равны 6—14 мкм. Поэтому к степени очистки топлива предъявляются высокие требования. Самолетный топливный фильтр должен задерживать частицы, диаметр которых 5— 7 мкм и более, а топливные фильтры двигателя — 3—4 мкм и более.
Наибольшее применение получили сетчатые топливные фильтры. Они Изготовляются из металлической сетки или ткани. Величину потребной поверхности фильтра выбирают достаточной для того, чтобы фильтр не засорялся полностью в первые же часы работы двигателя.
Для увеличения фильтрующей поверхности в заданном объеме фильтр выполняют из ряда фильтрующих элементов. Каждый фильтрующий элемент состоит из наружной фильтрующей и внутренней поддерживающей сеток. Частота отверстий фильтрующей сетки достигает 10 000 на 1 см2. Более высокую степень очистки топлива обеспечивают фетровые, бумажные и нейлоновые фильтрующие элементы.
Перепад давлений на выполненных фильтрах находится в пределах (0,154-0,8) 105 Па. Фильтры снабжаются предохранительными устройствами (шариковыми или плоскими клапанами), перепускающими топливо, которое поступает в насос, минуя фильтрующие элементы, при увеличении перепада на фильтре до (l,5-i-3,0) 105 Па.
Топливные трубопроводы. В системах топливоподачи различают всасывающие, сливные и нагнетающие топливные трубопроводы. Находят применение трубопроводы двух типов: жесткие и гибкие.
По условиям монтажа на двигателе жесткие трубопроводы выполняют прямыми или изогнутыми в одной или в двух плоскостях. Чтобы снизить гидравлическое сопротивление магистрали, длину трубопровода по возможности уменьшают, а его диаметр увеличивают, считаясь при этом с тем, что масса трубопровода с топливом возрастает пропорционально квадрату диаметра. Скорость движения топлива в трубопроводах ограничивают величиной не более 2—3 м/с.
Гибкие трубопроводы (резино-тканевые шланги с упрочняющей внешней металлической оплеткой и внутренним металлическим каркасом) могут работать при высоком рабочем давлении и в значительном диапазоне температур. Они нечувствительны к вибрации, удобнее при монтаже, допускают значи-248
н-льныс относительные перекосы и температурные перемещении. К недостаткам шлангов относятся повышенные масса и габариты.
Трубопроводы имеют технологические и монтажные разъемы Соединения трубопроводов должны быть абсолютно герме- , гпчны при всех условиях эксплуатации. Трубопроводы сочленяют между собой и с агрегатами с помощью ниппельных или флапневых соединений.
Элементами ниппельного соединения трубопроводов являются штуцер и трубопровод с развальцованным на конус концом, ниппелем и накидной гайкой. Герметичность обеспечивается плотным прилеганием развальцованного конца к наружной конусной или внутренней сферической поверхности штуцера.
Разрушения трубопроводов в результате вибрации составляют значительную часть всех дефектов усталостного происхождения в газотурбинных двигателях. Поэтому обеспечению необходимой вибропрочности трубопроводов уделяют большое ннпмапие. Колебания трубопроводов возбуждаются колебаниями корпуса двигателя, К которому крепятся трубопроводы, пульсациями давления топлива, возникающими при работе топливных насосов и при быстром перекрытии трубопровода /1|><>ссельным краном, а также вследствие внутреннего резонанса и трубопроводах. Частота пульсаций давления топлива, создаваемого топливными насосами, равна 400—1500 Гц.
Внутренний резонанс возникает в результате распространения по трубопроводу упругих волн давления в топливе. Отражаясь от препятствий (кранов, заглушенных концов и т. п.), обратная волна давления встречается с прямой волной, и при определенных условиях возможно возникновение стоячей волны давления, возбуждающей резонансные колебания трубопровода.
11оломки трубопроводов происходят, как правило, в местах приварки или припайки ниппелей, в местах перехода развальцованного конического участка трубки в цилиндрический, а 1акже под зажимами и в местах максимальной изогнутости. I рещпны вдоль образующей трубопровода вызываются внутренним давлением топлива, а трещины по окружности появля-кися в результате изгибов трубопровода в плоскости его оси.
Чтобы снизить уровень вибраций, участки трубопроводов отстраивают» от резоКанса повышением частоты собственных колебаний, для чего уменьшают длину участков между зажимами. Уменьшают также амплитуду пульсаций давления топли-HII с помощью дроссельных пакетов. В случае двух параллельно работающих насосов с приводом от одного ротора двигателя не чопуекают синхронной подачи топлива насосами. На опорах ।рубопроводов устанавливают демпферы колебаний (проволочные. резиновые и т. п.). Жесткие трубопроводы соединяют с насосом короткими гибкими шлангами, уменьшающими передачу либраций от насоса.
249
Для того чтобы температурные расширения и осевые нагрузки не вызывали вытягивания трубопровода из соединения и нарушения герметичности, применяют компенсационные изгибы трубопроводов.
§ 13.4. Причины возможных отказов и средства контроля систем топливоподачи
При отрицательных температурах топлива вода, содержащаяся в топливе, замерзает. Кристаллы льда забивают фильтр грубой очистки, что приводит к значительному увеличению гидравлического сопротивления на входе в насос и к нарушению работоспособности последнего. Замерзание отстоя воды в полости насоса может вызвать примерзание ротора к корпусу. Для предотвращения образования кристаллов льда при отрицательных температурах в топливо добавляется специальная присадка (жидкость «И») в количестве до 0,3%. Отстой воды периодически сливают. Топливные фильтры иногда обогревают теплым воздухом или оборудуют специальной системой впрыска спирта на фильтрующие элементы.
С увеличением температуры топлива уменьшается его вязкость и увеличиваются силы сухого трения в качающем узле. Выделяющиеся из топлива смолы и другие вещества могут вызвать увеличение износа и заедание трущихся пар. Сернистые соединения и вода, содержащиеся в керосине, вызывают коррозию деталей насосов. Для повышения противоизносных свойств и термической стабильности применяют присадку «ТП» в количестве до 0,02%. Загрязненность топлива может привести к засорению топливных фильтров, в результате в насос поступает неочищенное топливо. Поэтому топливные фильтры периодически осматривают и промывают.
Попадание воздуха в топливную систему может вызвать колебания частоты вращения ротора, перерывы в работе двигателя или его останов. Поэтому после длительной стоянки двигателя воздух удаляют из топливных магистралей через специальные штуцера.
Неисправности форсунок связаны в большинстве случаев с эрозией сопел и тангенциальных каналов. Изменение размеров и формы каналов и сопел приводит к ухудшению качества распыла топлива, увеличению расхода топлива и усилению вибраций рабочих лопаток турбины.
Неисправности трубопроводов (трещины, течь топлива и т. п.) возникают в результате вибраций. К качеству монтажа трубопроводов на двигателе предъявляют высокие требования. - Снижению усталостной прочности трубопроводов способствуют искажения формы поперечного сечения трубопровода, дополнительные напряжения, возникающие при подгибке соединяемых 250
। p\бопроводов, поверхностные повреждения (вмятины, забоины, риски и т. п.).
Работа системы топливоподачи контролируется по давлению гоплпва в магистрали перед форсунками основной и форсажной камер сгорания. Сигналы датчиков поступают к измерителям давления топлива в кабине летчика или на пульт наземного контроля.
Важным параметром системы является давление топлива перед основным топливным насосом, которое обеспечивает заданный кавитационный запас и устойчивую бесперебойную подачу кшлпва. Давление топлива измеряется перед основным или подкачивающим насосом двигателя с помощью мембранного л.ичпка. При падении давления до определенной величины датчик включает сигнальную лампу и табло РАСХОДНЫЙ БАК или НЕТ ДАВЛЕНИЯ ТОПЛИВА.
В топливных системах контролируется засорение топливного фильтра. Степень засорения фильтра определяется с.помощью датчика, мембрана которого измеряет величину перепада давлений на фильтре. Сигнал датчика поступает на пульт наземного контроля.
В системах с плунжерными насосами для контроля состояния плунжеров и опорного подшипника применяются магнитные пробки, которые обычно устанавливают на фильтрах тонкой очистки топлива. В случае разрушения плунжеров или подшипника металлические частицы оседают на магнитной пробке и удерживаются ею. Состояние пробки осматривается в процессе проведения регламентных работ.
Для контроля расхода топлива используется расходомер, 'i.-ihjiiKOM которого является крыльчатка, расположенная в по-кже топлива. Крыльчатка вращается с частотой, пропорцио-ппльпой расходу топлива, и с помощью редуктора приводит во ||||,|Щсние генератор переменного тока. Напряжение генератора усиливается и преобразуется в импульсы, частота следования lunopux пропорциональна расходу топлива. Импульсы с помощью электромагнитного преобразовательного устройства и ре-пумира с большим передаточным отношением вызывают -пере-м( шепне стрелки счетчика, шкала которого проградуирована в пирах. Шкала счетчика выполнена таким образом, что при ус-। iiniiiKc стрелки на отметку, соответствующую количеству заир.никчпюго топлива, расходомер в любой момент будет покаплют. остаток топлива в баках. Это избавляет летчика от не-обчотпмости производить вычисления оставшегося в баках топ-iiiii.-i Кроме того, если в баках осталось топливо для обеспечения посадки и работы двигателя рри уходе самолета на второй hpyi Chi |риппый остаток топлива), по сигналу датчика, распо-'1<>/К( nihil о в баке самолета (например, емкостного датчика), в KiiHiin читчика загораются мигающая сигнальная лампа и гиб is (и ГЛЛОСЬ ... ЛИТРОВ ТОПЛИВА.
251
Г
Глава 14
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ ТРД, ТРДФ, ДТРД, ДТРДФ
§ 14.1. Задачи систем управления и регулирования
Система управления и регулирования состоит из автоматических устройств, обеспечивающих эффективную, надежную и безопасную работу двигателя при всех эксплуатационных условиях. Она облегчает управление двигателем в полете, которое сводится в основном только к заданию режима работы двигателя посредством рычага управления двигателем (РУД).
Если бы условия работы двигателя не изменялись в процессе эксплуатации, то не было бы никакой необходимости в его регулировании, так как параметры потока газа в каждом сечении газовоздушного тракта сохранялись бы расчетными. В действительности же параметры окружающего воздуха, зависящие от высоты и скорости полета, изменяются в широких пределах. Вследствие этого при неизменной форме проточной части и постоянной подаче топлива газодинамические параметры и тяга двигателя отклоняются от расчетных значений. Тяга двигателя может быть меньше или больше допустимой по условиям прочности и надежности работы. В первом случае двигатель будет недоиспользоваться по тяге. Во втором случае он может разрушиться или понизится ресурс его работы. Рассогласование процессов на различных участках проточной части может привести к неустойчивой работе воздухозаборника и компрессора, срыву пламени в основной и форсажной камерах сгорания и к другим нежелательным явлениям, нарушающим нормальное протекание рабочего процесса.
Кроме поддержания заданного режима, необходимо иметь возможность переводить двигатель на другие режимы работы в целях получения, например, пониженной скорости полета или минимального расхода топлива при полете на максимальную дальность. Для обеспечения посадки требуется уменьшить тягу до минимально возможного значения. Немаловажно и обеспечение быстроты перехода двигателя с одного режима на другой, особенно при уходе самолета на второй круг после неудачного расчета посадки, а также при маневрировании в бою, при полете строем и т. д. Двигатель должен надежно и быстро запускаться на земле и в воздухе при любых внешних условиях. Эти задачи требуют соответствующей автоматизации процессов приемистости и запуска двигателя.
Газодинамические параметры подразделяются на регулируемые, ограничиваемые и неконтролируемые. Обычно в качестве регулируемых параметров принимают такие, которые 252
наиболее полно характеризуют рабочий процесс, тепловую и динамическую напряженность двигателя и легко могут быть измерены с помощью малоинерционных измерителей. Физическую величину, с помощью которой воздействуют на регулируемый параметр, называют регулирующим фактором. Для независимого изменения регулируемых параметров число регулирующих факторов должно быть равно числу регулируемых параметров. Чтобы не усложнить систему регулирования, количе-11 по регулируемых параметров берут минимально необходимым.
При изменении внешних условий неконтролируемые газодинамические параметры могут принять недопустимые значения но условиям прочности, надежности работы, устойчивости про-in сса. Параметры, по которым предусматриваются ограничения, называются ограничиваемыми параметрами. Ограничиваться могут как максимальные значения параметров (например, максимальная частота вращения ротора «max, гемпература Т3пглх и др.), так и минимальные значения (например, частота вращения ротора на режиме малого газа, минимальная подача топлива и-т. п.).
Регулирование и ограничение параметров рабочего процесса производится с помощью соответствующих автоматических устройств— регуляторов и ограничителей. Регулятор совместно с двигателем образуют систему автоматического регулирования. Двигатель имеет столько систем, сколько регулируемых параметров. Эти системы именуются либо по регулируемому параметру, либо по регулирующему фактору (например, система автоматического регулирования частоты вращения ротора, САР подачи топлива и т. д.).
Согласованную работу всех основных систем регулирования /нпнагеля (систем регулирования подачи топлива в основную-и форсажную камеры сгорания, систем управления осевым ком-прк-еором, сверхзвуковым входным и выходным устройствами) обеспечивают с помощью механизмов объединенного управления (МОУ), автоматических блоков управления (АБУ) и дру-।их агрегатов.
§ 14.2. Регулирование ТРД
При заданных условиях полета тяга и удельный расход ТРД  ущесь непно зависят от степени повышения давления п* и темпера 1уры 77 газов перед турбиной. Эти параметры являются огпонпыми регулируемыми параметрами ТРД. Более удобным pciулпруемым параметром, чем к*, является частота вращения п роюра, которая однозначно связана с тс”,определяет ди-Ннмнче( чую и тепловую напряженность двигателя и легко под-дш и и и (мерению простыми и малоинерционными приборами.
253
Поэтому в качестве основных регулируемых параметров ТРД принимают п и Т*.
На регулируемые параметры и, следовательно, на рабочий процесс двигателя воздействуют с помощью следующих регулирующих факторов: расхода топлива GT в основных камерах сгорания и площади FKp критического сечения выходного сопла.
Рис. 14.1. Функциональная схема незамкнутой САР частоты вращения с ограничителем температуры газа
Чаще всего применяют следующее распределение регулирующих факторов между регулируемыми параметрами: расходом GT воздействуют на частоту вращения п, а площадью FKP— на температуру Т^. Соответствующая система управления получается сложной в связи с необходимостью непрерывного регулирования площади FKp при изменении условий полета и в связи с трудностями непосредственного измерения высокой температуры Т^. Поэтому в случае относительно небольшого диапазона высот и скоростей полета
систему управления упрощают, применив нерегулируемое вы-
ходное сопло.
Однороторный ТРД с нерегулируемой проточной частью. Если проточная часть двигателя не регулируется, регулирующим фактором может быть только подача топлива GT. В качестве регулируемого параметра принимают обычно частоту вращения п ротора. Между частотой вращения п и подачей топлива GT имеется однозначная зависимость, согласно которой увеличение GT приводит к увеличению п во всем диапазоне рабочих режимов двигателя. Максимальный режим работы двигателя соответствует максимально допустимой частоте «так- Программой регулирования двигателя на максимальном режиме при изменении высоты и скорости полета является условие nmax=const. Режимы пониженной тяги достигаются путем уменьшения частоты вращения ротора.
Регулированье частоты вращения изменением подачи топлива осуществляется на принципе регулирования по возмущающим воздействиям (иначе, на принципе компенсации), на принципе отклонений или на том и другом принципе одновременно.
Функциональная схема системы регулирования частоты вращения по возмущающим воздействиям показана на рис. 14.1. В
254
nnii системе измеряется не частота вращения, а возмущающие воздействия, вызывающие изменение п. Они могут быть внешними (изменения скорости полета, температуры и давления атмосферного воздуха) и внутренними (включение и выключение in репуска воздуха, изменения полноты сгорания, КПД компрес-
Рис. 14.2. Функциональная схема замкнутой САР с ограничителями параметров рабочего. процесса
сора н турбины и т. п.). Автоматическое устройство компенсирует влияние возмущающих воздействий путем изменения пб-ua'iii топлива по условию n = const. Система в динамическом о июни нии незамкнута, что улучшает ее динамические свойства. iiiihiko велики статические погрешности, так как трудно изме-рпн. все возмущающие воздействия и обеспечить требуемую ( ня я. между ними и GT. Обычно учитывают главные внешние по нмутающие воздействия — давление р* или р* и Т*н.
Функциональная схема системы регулирования п, выполненная па принципе регулирования по отклонению, приведена на pin I 1.2. В регуляторе измеряется фактическая частота вращения и сравнивается с заданным ее значением. При наличии рас- oi лактация регулятор вступает в работу и устраняет рассо-i.iaeoiininie изменением GT. Регулятор п и двигатель образуют систему автоматической стабилизации частоты вращения, значение ко горой задается с помощью РУД. Система, замкнутая в инн 1М11ческом отношении, обеспечивает высокую статическую П1ЧПО1 ci, регулирования.
В комбинированной системе регулирования регулятор реа-iiipvei ш только на отклонения частоты вращения, но и на I, нтные и11пс- возмущающие воздействия. Замкнутая система
255
реагирует только на те незначительные отклонения, которые возникают из-за статической погрешности незамкнутой системы (выправляет ее статические погрешности).
В однороторном ТРД с нерегулируемой проточной частью может возникнуть необходимость в ограничении температуры 7'* газа перед турбиной, приведенной частоты вращения п11р ротора, давления р\ за компрессором.
Ограничение температуры газа перед турбиной. Температура 7'* может увеличиваться при изменении температуры воздуха Т*н на входе в компрессор, уменьшении КПД турбины и компрессора, уменьшении площади критического сечения выходного сопла, при помпаже компрессора, в процессе разгона ротора двигателя. При поддержании nmax= = const и увеличении 7'*; уменьшается приведенная частота вращения ппр, вследствие чего рабочая точка на линии рабочих режимов характеристики компрессора смещается вниз. Физическая температура при этом может оставаться практически постоянной, увеличиваться или уменьшаться в зависимости от конкретных особенностей компрессора. В случае высоконапорного компрессора при увеличении температуры Т*н температура газа T*s возрастает.
Ограничитель температуры Т* выполняют по замкнутой (рис. 14.2) или незамкнутой (рис. 14.1) схеме. В замкнутой схеме температура измеряется непосредственно. При достижении 7'зтМ уменьшается подача топлива в двигатель, отчего частота вращения ротора также снижается. Трудности точного и достаточно безынерционного измерения температуры Т* высокого уровня привели к созданию ограничителей связанной с ней температуры газа Г* за турбиной. Измерение температуры 7'* проще, чем Г*, так как она более равномерна по поперечному сечению газового потока и на 150—200° ниже, чем Г*. Кроме того, скорость газа за турбиной в три-четыре раза больше скорости газа перед сопловым аппаратом, вследствие чего обеспечивается интенсивный теплообмен между газом и термопарой. Однако температура Г* однозначно определяет температуру 7'* только при постоянных значениях степени расширения газа на турбине и КПД турбины, что не всегда выполняется. В незамкнутой схеме ограничения температуры Т*3 регулятор п перенастраивается измерителем Т*н по программе п—п (Т'Хг) из условия Т*=const.
Ограничение приведенной частоты «пр вращения ротора двигателя. Необходимость в ограничении нПр возникает при регулировании двигателя по закону п = const
256
п уменьшении температуры Т*н. В этих условиях рабочая точка па линии рабочих режимов характеристики компрессора перемешается вверх к границе неустойчивой работы компрессора. Ограничение пПр производится перенастройкой регулятора п по UiKony n = const КГ*упри температурах 7н<7'Нрасч  В связи с трудностями малоинерционного измерения температуры Т*н вместо ограничения частоты пПр нередко ограничивают эквивалентную ей величину К . Необходимо учитывать, ч~о при 7^< < '/’J/pacq на режимах ограничения нельзя получить максимальной физической частоты вращения ротора, например при опробовании двигателя в земных условиях при низких температурах атмосферного воздуха.
Ограничение давления р\ з а компрессором может быть необходимым при полете на малых высотах с большими скоростями по условиям прочности корпусов и вала дви-। атсля. При достижении Р*тах соответствующий ограничитель воздействует на подачу топлива, вследствие чего физическая частЛта вращения ротора уменьшается.
Однороторный ТРД с регулируемым выходным соплом^ В отпороторном ТРД с нерегулируемым выходным соплом темпе-li и ура газа Г* может существенно изменяться при изменении температуры Т'п. Поэтому температуру Т* наряду с частотой вращения п принимают в качестве второго регулируемого параметра. Как указывалось ранее, регулирующими факторами являются подача топлива GT и площадь FKp критического сечения выходного сопла, причем подачей топлива GT воздействуют ini п, а площадью FKp— па температуру 7^. Частота п увеличи-в.и гея при увеличении GT. Температура Г* повышается при \ мет.шепни FI(p вследствие уменьшения степени расширения । я ьт па турбине.
Система регулирования температуры Г* может быть замк-iiyioii (рис. 14.3) или незамкнутой (рис. 14.4). Трудности соз-'i.'iiiiih надежно работающей замкнутой системы регулирования /'" обусловили более широкое применение замкнутых систем [нч улпронання температуры F* или незамкнутых систем регулирования 7* В незамкнутой системе регулирования регуля-юр /’“ часто называют регулятором FKp. Если n = const и перепив давлений в выходном сопле сверхкритический, температура ।a in 7Я изменяется пропорционально йзменению работы hoMiipri ।юра, которая зависит от температуры 7^. Поэтому в ками пи во них шлющих воздействий достаточно учитывать изменник ю п.ко Г*г Программой перенастройки регулятора FKp
257
будет зависимость FKp = FKp (, которая выбирается из условия = const.
max
При регулировании двигателя на максимальном режиме по программе nmax=const, 7’*max=const может появиться необхо-
Рис. 14.3. Функциональная схема замкнутой САР частоты вращения и температуры газа с ограничителями параметров рабочего процесса
Рис. J4.4. Функциональная схема замкнутой САР частоты вращения и незамкнутой САР температуры газа
димость в ограничении пПр и тс* при пониженных значениях температуры Т*н. Пусть, например, при уменьшении Т*н со значения 7^^ двигатель проявляет тенденцию к увеличению тем-
258
нсратуры Г*. Тогда дЛя поддержания Гзтах = const площадь сопла Л,-р необходимо увеличивать (рис, 14,5), При расчетной температуре 7’*// = 7'^р приведенная частота достигает максимально допустимого значения ппртах. Для ее ограничения по мере
Рис. 14.5. Изменение параметров рабочего процесса в зависимости от температуры Тн при регулировании ТРД по программе nmax= = const, 7'q„„v = const О П1ал
дальнейшего уменьшения Т*н снижают физическую частоту по закону nnpmax = const, т. е. n = const р7 путем уменьшения полами топлива, что вызывает уменьшение температуры Т^. Для ее поддержания согласно программе регулирования площадь /, р необходимо уменьшать, что вызывает усиление возрастания тс*. При температуре Г^' Величина достигает максимально допустимого значения тс*тах по условию помпажа. Поэтому пелниину гс*тах ограничивают прекращением уменьшения FKP. I IjHi дальнейшем уменьшении температуры 7”^ параметры рабочего процесса будут Изменяться так же, как у ТРД с неизменяемой проточной частью: ЛКр = const; /гпр гаах = const; приведен-н.hi гемшратура газов 7£ = Дз/7д₽= const; тс*max = const, п и Г\ уменьшаются.
11 р о 1 р а м м ы дросселирования и их реализация Наиболее целесообразно одновременное уменьшение п и /	1Ь следуя дроссельные характеристики двигателя, устанав-
jnihiiioi iiiinicHMOcTb 7'*=7'з(п), при которой получаются наименьшие уш |ьпые расходы топлива. Примерный вид этой зави-
259
симости показан графиком 2 (рис. 14.6). Функция Т*=Т1(п) является программой настройки регулятора Т*. В незамкнутой системе настроечной характеристикой автомата выходного сопла является функция	представленная графиком 3.
Обеспечение плавного протекания FKp по п усложняет систему,
Рис. 14.7. Изменение частоты вращения роторов двухроторного ТРД в зависимости от темпера-туры	Гн при регулировании по
программе = const
Рис. 14.6. Программа дросселирования ТРД с регулируемым выходным соплом:
I — температура Т3 при fKp = const; *
2 — Гд при ГКр = var; 3 бесе ту-пенчатое изменение 4 — ступен-кр чатое изменение ; 5 —	= consf
кр	кр
поэтому иногда применяется ступенчатое изменение FKp (ломаная абвгд). Точка а соответствует максимальному режиму, точка б — номинальному, точка г — крейсерскому, точка д — режиму малого газа. Полученная ступенчатая линия представляет собой настроечную характеристику позиционного автомата сопла. При скачкообразном изменении площади сопла температура Г* будет изменяться скачкообразно.
Для удобства настройки системы управления соплом вместо функции FKp=FKP(n) берут функцию FKp = F1(P (Рруд), где Рруд — угол поворота рычага управления двигателем. Функции FKp= = FKp(n) и FKP=FKP(Рруд) связаны между собой настроечной характеристикой регулятора частоты вращения п = м( ₽руд).Программа дросселирования Т^=Т* (п) является оптимальной только для выбранного значения Т*н. При других значениях Т*и получаются свои оптимальные программы. Поэтому в механизм настройки вводят коррекцию по Т*н.
Двухроторный ТРД с нерегулируемой проточной частью. Регулирующим фактором служит подача топлива GT. В каче-260
erne регулируемого параметра может быть выбрана частота крашения пн ротора низкого давления (РНД), частота вращения пв ротора высокого давления (РВД) или температура Г*.
Если при изменении высоты и скорости полета поддерживать /'" =const, эффективная работа турбин высокого и низкого давления изменяться не будет, так как степени расширения газа на турбинах остаются постоянными, кроме режимов глубокого дросселирования. При увеличении Т*н приведенная ча-скпа вращения РНД уменьшается, рабочая точка на характеристике компрессора смещается в область пониженных приведенных расходов воздуха. Объемный расход и осевая скорость воздуха на входе в первые ступени уменьшаются, а на входе в последние ступени увеличиваются. Поэтому угды атаки в первых ступенях возрастают, а в последних ступенях уменьшаются. В результате увеличения нагрузки первых ступеней частота вращения пн уменьшается, а облегчение последних ступеней приводит к увеличению пв (рис. 14.7).
Если при изменении Н-и V полета поддерживать nHmax= const, то, как следует из рис. 14.7, с увеличением Т*и выше необходимо повышать подачу топлива, вследствие • чего температура 7* увеличивается, а частота вращения пв повы-1п:н гея еще интенсивнее. В связи с этим при 7'J/>7'^p необходимо ограничивать nBmax. Функциональная схема замкнутой системы регулирования частоты пн с ограничителем «вшах приведена в левой части рис. 14.9. Когда пв<пвтах, ограничитель не р .потает. При пв>пвщах ограничитель вступает в работу, уменьшая подачу топлива по условию nBmax=const. Частота вращения п„ при этом уменьшается (штриховая линия на рис. 14.8, а). ( увеличением скорости полета тяга возрастет интенсивнее,- чем при программе 7^ = const, за счет роста температуры 7'*,
Если при изменении Н и V полета поддерживать нвтах = const, то, как следует из рис. 14.7, с увеличением выше необходимо уменьшать подачу топлива, вследствие чего нмнература уменьшается, а частота вращения пн пони-ж.нтся еще интенсивнее. В связи с этим при < Т*Нр необходимо ограничивать nHmax. При вступлении в работу ограничи-h- ii. 'hi шах уменьшает подачу топлива, частота вращения пв будет при этом уменьшаться (штриховая линия на рис. 14.8, б). I >и .1 с увеличением скорости полета падает при	интен-
сивнее, чем при 7'*= const, так как снижаются пн и Но с увеличением высоты полета тяга двигателя падает медленнее, ч»м при любой другой программе, так как уменьшается 7*у, а
261
Г* и пн возрастают (до А^=Г’/р). Затем необходимо ограничивать па.
Рис. 14.8. Изменение параметров рабочего процесса двухроторного ТРД в зависимости от температуры Тн при регулировании по программам
"и max = C°nSt (0) ” "в = C°nSt
Двухроторный ТРД с регулируемым выходным соплом. Ре-
гулирующими факторами являются подача топлива GT и пло
Рис. 14.9. Функциональная схема САР двухроторного ТРД с регулируемым выходным соплом
щадь Гкр критического сечения выходного сопла. В качестве регулируемых параметров можно принять любые два параметра из трех: пв, «н и TZ (или Г*). Находит применение следующая программа регулирования на максимальном режиме: пнтах = 262
const; 7*max = const, а также распределение регулирующих ф л к торов между регулируемыми параметрами: подачей топлива но действуют на пв, а площадью FKp—на температуру Г*. Увеличение FKP приводит к уменьшению Т*4, и наоборот. Частоту вращения лЕ принимают в качестве ограничиваемого параметра. Функциональная схема САР показана на рис. 14.9. Механизм и ютройки выполняют как механизм объединенного управления двумя регуляторами. На максимальном режиме он настраивает оба регулятора на максимальные' значения пн и Г* На крейсерских режимах он настраивает регуляторы на получение ми ппмальпых расходов топлива.
§ 14.3. Регулирование ТРДФ
При заданных условиях полета наиболее эффективное воздействие на тягу и удельный расход топлива двигателя дости-г.цгея изменением трех основных параметров рабочего процесса двигателя: степени повышения давления тг* температуры га-«>п перед турбиной 7*и температуры 7* в форсажной камере. ?)гп параметры называются основными регулируемыми параметрами ТРДФ. Как указывалось ранее, более удобным параметром, чем «С является частота п вращения ропща. Поэтому в качестве основных регулируемых параметров ТРДФ принимают п, 7* и 7^,.
Па регулируемые параметры и через них на рабочий процесс чппгателя воздействуют с помощью расхода, основного топлива GT, расхода форсажного топлива ОТф и площади FKp критического сечения выходного сопла. Чаще всего расходом GT основного топлива воздействуют на частоту п вращения ротора, площадью FKp критического сечения сопла — на температуру /’, газа перед турбиной и расходом GT щ форсажного топлива — и.। температуру Г* газа в форсажной камере. При этом площадь критического сечения выходного сопла увеличивается со (качения Fbp на максимальном режиме до значения Т^рф на форсажном режиме, чтобы сгорание форсажного топлива не цы л,шало изменения режима работы турбокомпрессора.
Сжигание топлива в форсажной камере (ФК) может произ-ипднгься как при максимальных, так и при пониженных значениях параметров режима работы турбокомпрессора. Для получения наибольшей тяговой эффективности и экономичности дви-1.ПГЛЯ на форсажном режиме форсирование производят при п //„, х и 'Г;=?;с]ах. Если при этом F*==7;max=const, режим работы называется максимальным форсажным (режимом полного форсажа). Указанные условия представляют собой
263
программу регулирования ТРДФ на режиме полного форсажа при изменении высоты и скорости полета. Соответствующая система регулирования получается сложной в связи с необходимостью непрерывного регулирования площади КкРф критического сечения сопла на форсажном режиме при изменении Н и V полета и трудностями непосредственного измерения высоких температур 7^ и 7'*. В случае относительно небольшого диапазона высот и скоростей полета систему автоматического регулирования (САР) упрощают, применив нерегулируемое на форсажных режимах выходное сопло.
Форсированный ТРД с нерегулируемым выходным соплом. На форсажном режиме выходное сопло раскрывается, чтобы не изменилась температура T*t площадь 71!Рф его критического сечения становится больше, чем FKp на режиме «Максимал», и для регулирования режима работы двигателя в зависимости от Н и V полета не используется. Сопло будет двухпозиционным. Степень раскрытия сопла зависит от степени форсирования двигателя. Регулирующими факторами такого ТРДФ будут GT и Gj ф, регулируемыми параметрами — п и один из параметров, непосредственно характеризующих работу турбокомпрессора или ФК: F* , 7’*, Т1’ или степень расширения газа на турбине •я*. Системы регулирования подачи топлива в ФК выполняют по замкнутой или разомкнутой схеме.
Замкнутые САР подачи топлива в форсажную камеру.
1. САР подачи Отф по программе F* (или 7^)=const. Так как непосредственное измерение температуры Г* затруднительно, подачу топлива в ФК можно дозировать по условию поддержания Ц =const. Тогда программой регулирования ТРДФ на режиме «Полный форсаж» будут условия nmax=const, Г*тах =const и непрерывного регулирозания FItp ф не требуется. С увеличением скорости и уменьшением высоты полета температура 7^ не будет сохраняться постоянной, вследствие чего уменьшение тяги может достигать 10—15% по сравнению с тягой двигателя, регулируемого по программе nmax = const, 7^ — = const. Ввиду трудностей точного измерения температуры вместо регулятора температуры Г* применяют регулятор температуры F*.
Система работает следующим образом. При включении форсажа сопло раскрывается и температура Т* (и Т'д) сначала уменьшается. Соответствующий регулятор восстанавливает ее подачей топлива в ФК, затем поддерживает постоянной при изменении внешних условий. Если, например, давление р* уменьшилось (снизился расход воздуха вследствие уменьшения ско-264
рости или увеличения высоты полета), температура газов в ФК сначала возрастает, перепад давлений на турбине и частота вращения уменьшаются. Тогда регулятор п восстанавливает п увеличением GT, вследствие чего Т* (и 7'*) увеличивается. Вступает в работу регулятор 7* (или 7’*), который уменьшает подачу топлива в ФК до восстановления первоначально заданного значения Г* (или TV). Следовательно, имеется взаимосвязь в работе двух регуляторов, которая осуществляется через двигатель. Если Т*н =const, выдерживание 7^=const обеспечивает и 7* = const. Если Т*н изменяется, при Г* =const темпера-iypa Г* будет изменяться вследствие изменения работы компрессора. Программа nmaK=const, 74* —const уменьшает, но не устраняет полностью трудностей создания надежного регулятора подачи топлива в форсажную камеру.
2. САР подачи бТф по программе тс* = const. Более удобным параметром, чем T’J или 7’*, по которому регулируется подача юплива в форсажную камеру, является степень расширения газа па турбине: тс*==р*/р*. Это связано с тем, что, если в выходном сопле двигателя перепад давлений критический или сверхкритпческий, величина тс* остается неизменной при изменении режима полета и режима работы двигателя. Поэтому, (•( .ни принять программу дозирования подачи топлива в форсаж-п\ю камеру тс* =const, то при nmax=const режим работы турбокомпрессора будет изменяться точно так же, как он изменялся бы па максимальном бесфорсажном режиме при тех же условиях. В частности, при изменении Т*н температура будет изменяться пропорционально изменению эффективной работы компрессора. При изменении внешних условий температура изменяется пропорционально 7^, а отношение 7'*/7’* и, следова-icjibiio, степень форсирования остаются неизменными. Создание ршулятора тс* = const не представляет трудностей.
Функциональная схема САР ТРДФ с регулятором тс* =const приведена на рис. 14.10. Из схемы видно, что САР подачи бТф по закону TC*=const является замкнутой. Так как программа pci улпрования TC* = const не обеспечивает постоянства темпера-|уры Ej и Т1* с изменением режима полета, возникает необходимость в корректировке этих значений перенастройкой регу-jniiopa на другие значения тс* по сигналу 7'^ или числа Мн полета. В частности, ступенчатой перенастройкой регулятора
265
тс* = const на поддержание значения-тс‘<п* р получают повышенный форсажный режим.
В замкнутой САР подачи топлива в ФК, работающей по программе TC* = const, необходим ограничитель СТф (рис. 14.10), так как при резком увеличении тс* (например, на переходных
Рис. 14.10. Функциональная схема замкнутой САР ТРДФ с нерегулируемым на форсаже соплом
режимах) возможны большие забросы 6Тф, приводящие к срыву горения в ФК. Поскольку максимально допустимая величина 6Тф имеет определенное значение для каждой высоты и скорости полета, ограничитель GT$ выполняют с переменным значением ограничиваемой величины в зависимости от полного давления р* за компрессором. Программой работы ограничителя является зависимость GT(j)/jP* = const. Ограничитель Стф выполняет роль незамкнутой САР подачи форсажного топлива при отказе регулятора TC^=const, а также на больших высотах, где не допускаются большие забросы СТф при работе регулятора TC* = const. Кроме того, при срыве пламени в ФК он уменьшает величину расхода топлива, выбрасываемого из ФК, не позволяя регулирующему органу топливного насоса перейти в положение максимальной подачи топлива. В некоторых регуляторах для полного устранения выброса форсажного топлива и «провала» форсажной тяги вводится блокировка, выключающая форсаж при резком увеличении тс*#
Разомкнутые САР подачи топлива в форсажную камеру. Если при изменении Н и V полета nmax = const, коэффициент сохранения полного давления в основной камере 266
ci орания aI(c = const, коэффициент выделения тепла, в ФК Г.,|, const, эффективная работа компрессора LK=const, то для поддержания F* = const и, следовательно, 7* = const необходимо с тиснением режима полета обеспечивать следующий закон п 1менеиия подачи топлива в ФК: GT$ = const /2*. Система, работающая по этой программе, будет разомкнутой. К ее досто-
Рис. 14.11. Функциональная схема разомкнутой САР ТРДФ с нерегулируемым на форсаже соплом
ннствам относятся простота устройства и высокая надежность р.юогы, к недостаткам — снижение точности работы при изменении характеристик двигателя. Например, уменьшение коэффициента £ф вызывает уменьшение 7"*, Т* и р*, отчего подача G’., q, будет уменьшаться, тогда как с уменьшением ее необходимо увеличивать. Для повышения точности работы автомат ... GTф дополняют корректором настройки, например, по условию rc* = const (рис. 14.11).
Если полеты на форсаже совершаются в достаточно узком диапазоне высот и скоростей, то с известным приближением можно считать, что давление изменяется пропорционально '1.111лению р*. Тогда вместо закона регулирования подачи бдф но давлению р* используют зависимость СТф = сопз1  р*.
Способы дросселирования ТРДФ. В замкнутых ( ЛР подачи форсажного топлива, работающих по программам / , const; Г, =const или 7t*=const, дросселирование двигателя (снижение форсажной тяги) производят следующими спосо-6 I ми.
267
1.	Уменьшением площади Екрф при nmax=const и тс* = const с помощью РУД и специальной следящей системы управления соплом. Если РУД убирается (уменьшается координата ₽РУД), площадь FKp$ уменьшается, что вызывает сначала уменьшение тс*. Регулятор ?r*=const восстанавливает заданное значение тс* путем уменьшения GT ф, отчего давление р* и тс* восстанавливаются, а температура Г* и форсажная тяга снижаются. Данный способ дросселирования обеспечивает высокую экономичность дроссельных форсажных режимов, так как давление р\ не изменяется, и хорошую приемистость форсажных режимов, определяемую быстродействием системы управления соплом. Однако при этом невелика степень дросселирования форсажных режимов, так как при уменьшении GT ф и постоянном расходе воздуха GB коэффициент избытка воздуха, интенсивно увеличиваясь, достигает максимально допустимого значения по условию устойчивой работы ФК- Получается большой разрыв между режимами «Минимальный форсаж» и «Максимал». Требуется также относительно сложное всережимное выходное сопло с системой управления.
2.	Снижением частоты вращения ротора двигателя при Екрф = const и TC*=const путем перенастройки регулятора п с помощью РУД. Снижение п вызывает уменьшение тс* и давления /?* за турбиной. Однако вследствие более существенного влияния уменьшения расхода воздуха при GT(j> = const и увеличения У* давление р*4 возрастает, а тс* уменьшается. Тогда регулятор ir*=const снижает Отф, восстанавливая значения р^ и тс* при меньшей температуре 7^ Форсажная тяга снижается за счет уменьшения удельной тяги Рудф и расхода воздуха. Данный способ дросселирования требует наличия сравнительно несложного двухпозиционного выходного сопла. При этом коэффициент избытка воздуха изменяется мало, так как одновременно уменьшаются СТфИ GB, и разрыв между режимами «Минимальный форсаж» и «Максимал» невелик, снижаются также нагрузки на элементы двигателя. Однако вследствие уменьшения тс* ухудшается экономичность дроссельных форсажных режимов, а приемистость форсажных режимов, определяемая инерционностью ротора двигателя, значительно хуже, чем при других способах дросселирования.
3.	Повышением тс* по сравнению с расчетным значением при «max=const и ГкРф = соП51 путем перенастройки регулятора тс* = const с помощью РУД. Уменьшение ₽руд вызывает увеличение заданного значения тс* , вследствие чего регулятор тс* = = const уменьшает СТф и температуру Т*^ при примерно постоянном расходе воздуха, пока в результате уменьшения p*t сте-268
пень расширения не достигнет заданного значения тг*зад. Поэтому удельная тяга Р?пф и тяга Рф уменьшаются. Данный способ дросселирования требует, как и предыдущий, несложного двухпозиционного сопла, при этом приемистость получается хорошей. Однако снижается экономичность вследствие уменьши ния давления р%, в процессе дросселирования быстро возрастает коэффициент избытка воздуха.
Рис. 14.12. Функциональная схема замкнутой САР ТРДФ с регулируемым на форсаже соплом
В разомкнутых САР подачи топлива в ФК дросселирование двигателя производят снижением частоты вращения ротора турбокомпрессора, т. е. снижением подачи топлива в основную камеру сгорания. При этом тяга уменьшается в основном в ре-<ультате уменьшения расхода воздуха.
Форсированный ТРД с регулируемым выходным соплом. На форсажном режиме выходное сопло не только раскрывается, но его площадь К1фф критического сечения используется для регулирования режима работы двигателя в зависимости от И и V полета. Регулирующими факторами такого ТРДФ являются, как указывалось ранее, GT, СТфИ Гкрф, а регулируемыми параметрами п, Т* (или 7^) и (или суммарный коэффициент избытка воздуха). Оптимальной программой регулирования двигателя на режиме «Полный форсаж» является « = nmax=const; G Г ...ах = const; Гф = тах = const. Первое условие программы обеспечивается изменением GT с помощью регулятора п = const (рис. 14.12), второе условие — изменением КкРф с помощью регулятора Г*=const и третье условие удовлетворяется приближенно изменением 6Тф с помощью незамкнутой САР, выполненной в виде системы программной подачи форсажного юплпва по закону Счф/р^—f (РРУд).
269
Система работает следующим образом. Увеличение подачи топлива бТф по сигналам' р\ или рруд приводит к уменьшению тс* и частоты п вращения ротора. Регулятор n = const поддерживает п путем увеличения GT, вследствие чего Г* и возрастают. Тогда регулятор Т* = const восстанавливает , раскрывая сопло. Частота п и 7^ возвращаются к исходным значениям. Следовательно, двигатель выходит на режим работы с повышенной форсажной тягой без изменения режима работы турбокомпрессора. Неточности дозирования форсажного топлива в незамкнутой САР не оказывают влияния на режим работы турбокомпрессора, так как они устраняются регулятором 7'^=const. Дросселирование двигателя на форсажных режимах производится уменьшением подачи топлива в ФК по программе ^тф/Аг =/(Рруд) без изменения режима работы турбокомпрессора, который продолжает работать на режиме «Максимал». Срыв горения в ФК не приводит к значительному «провалу» тяги двигателя, так как регулятор 7^=const, реагируя на снижение Г*, прикрывает створки сопла и выводит двигатель на режим «Максимал».
Если ТРДФ работает'в широком диапазоне чисел М полета, программы регулирования могут быть усложнены по различным условиям. Так, например, для увеличения тяги двигателя на больших скоростях полета может производиться раскрутка ротора— скачкообразное увеличение частоты вращения ротора. Возмржно также снижение температуры 7’* (или Г*) в зависимости от температуры Т*н по определенному закону в связи с тем, что при увеличении числа Мн полета увеличивается температура воздуха Т*н перед компрессором и температура Т* за ним, вследствие чего ухудшаются условия охлаждения лопаток турбины воздухом, отводимым от комппессора двигателя. Превышение максимально допустимых значений нерегулируемых параметров (температуры Г* или 7^, давления /7*тах за компрессором и т. п ) предотвращают переводом системы регулирования на программу ограничения соответствующего параметра, снижая подачу топлива в основную камеру сгорания и, следовательно, частоту вращения ротора двигателя.
§ 14.4. Регулирование ДТРД и ДТРДФ
Основными параметрами, определяющими тягу и экономичность ДТРД, являются частота вращения пв ротора высокого давления, частота вращения па ротора низкого давления, температура газа Гз и степень двухконтурности m=GalGi; В ДТРДФ к этим параметрам добавляется температура 7^ газов 270
и форсажной камере. ОсобенносФи регулирования ДТРД и ДГРДФ определяются конструктивной схемой двигателя.
Длухконтурные ТРД с раздельными нерегулируемыми выходными соплами. Двигатель данной схемы имеет один регулирующий фактор — подачу топлива GT в основную камеру сгорания. Полому в качестве регулируемого параметра может быть ис-
Рис. 14.13. Изменение регулируемых и ограничиваемых параметров ДТРД с раздельными выходными соплами в зависимости от темпе--г* ратуры / н
пользован только один из указанных ранее параметров рабочего процесса. Наиболее предпочтительным регулируемым параметром является частота вращения пв, так как при регулировании двигателя по программе nB = nBmax=const температура Т* газа in под турбиной остается примерно постоянной с изменением Н и V полета, вследствие чего отпадает необходимость в регулировании площади FKp критического сечения выходного сопла.
Вели уменьшается скорость и увеличивается высота полета, 1. е. уменьшается полная температура Т*н на входе в компрессор, степень двухконтурности уменьшается (6ц уменьшается быстрее, чем Gj, в связи с тем что к НО‘В). Компрессор низкого давления облегчается, величина пв возрастает (рис. 14.13) и может достигнуть недопустимого значения по условиям прочности. Поэтому при полете с малыми скоростями в условиях низких температур наружного воздуха (6т=0-г-30° С) производится переход с основной программы регулирования на программу ог-рипнчения Пн = «в max = const.
При полете с большими скоростями на малых высотах в условиях низкой температуры наружного воздуха возникает необходимость в ограничении максимальных газовых нагрузок, пропорциональных расходу воздуха, действующих на элементы
271
двигателя. Программа ограничения может быть реализована приближенно путем ограничения величины максимального расхода топлива Gimax = const, который приблизительно пропорционален максимальному расходу воздуха GBmax.
Рис. 14.14. Функциональная схема САР ДТРД с раздельными выходными соплами
Основу системы автоматического управления составляет регулятор nB = const (рис. 14.14), который измеряет рассогласование Дпв = пв—пвзад и воздействует на подачу топлива. Ограничение Датах производится с помощью ограничителя, перенастраивающего регулятор nB = const на уменьшение подачи топлива в двигатель. Ограничение GTmax с целью ограничить максимальные газовые нагрузки на элементы двигателя может происходить установкой регулирующего органа топливного насоса на упор. В этом случае специального автоматического устройства не требуется. Для ограничения максимальной температуры газа (главным образом на переходных режимах) в систему управления включается ограничитель максимальной температуры газаТ^шах Дросселирование ДТРД производится перенастройкой регулятора nB = const на пониженные значения пв.
Двухконтуоные ТРДФ со смешением потоков за турбиной. Двигатели данной схемы имеют три регулирующих фактора: GT, Стф и FKp. Поэтому в качестве регулируемых параметров могут быть использованы три параметра рабочего процесса: пв или пн, Т’з* и 7"*. В связи с тем что изменение режима полета, степени дросселирования двигателя на форсажных режимах, а 272
।.ikzko включение и выключение форсажною режима приводят к < и 'и.пому возмущению частоты вращения пи и слабо отражаются ин и и, в качестве основного регулируемого параметра ДТРДФ с камерой смешения принимают частоту вращения пн, на которую
Рис. 14.15. Изменение регулируемых и ограничиваемых параметров ДТРДФ со смешением потоков за турбиной в зависимости от температуры Гц
нодействуют подачей топлива GT. Двумя другими регулирующими факторами (FHp и бтф) воздействуют на Т*3 и соот-Н1-11 । вен но.
Программы управления на режиме «Максимал». В диапазоне основных эксплуатационных режимов ис-нолыуется программа регулирования пв = пвmax = const, при выполнении которой увеличение приводит к возрастанию пв и /’ (пли Г*), как и в двухроторном ТРД (рис. 14.15). По-•иому при повышенных значениях Гц (больше 300 К в земных условиях) переходят на программу ограничения температуры ^4 шах = const которая однозначно связана с температурой /’*, так как с изменением режима полета гс*в= const.
С увеличением Тц величина пъ продолжает возрастать, хотя и с меньшим темпом, и при некотором значении Тц достигает максимально допустимой величины. С этого значения осуще-<।властен переход на программу ограничения нв = Пвmax=const. Рассмотренные программы управления реализуют с помощью '/а10—G07	2 73
регулятора rtH=const (рис. 14 16), воздействующего на подачу топлива GT. Ограничители 7"*тах и Пвтах влияют на подачу топлива GT путем перенастройки регулятора nH=const
Рис. 14.16. Функциональная схема САР ДТРДФ со смешением потоков за турбиной
В области низких температур Т*н (меньше 0°С в земных условиях) использование программы пНтях=const приводит к возрастанию приведенной частоты /гпрн и возникновению «верхнего» помпажа компрессора низкого давления. В связи с этим при низких Т*н производится переход на программу ограничения ипРН — ипРв max== const. Запас устойчивости КНД уменьшается также при дросселировании двигателя. Поэтому устойчивость работы компрессора во всем эксплуатационном диапазоне режимов работы иногда обеспечивают изменением площади FKp выходного сопла в функции /гп₽н с помощью системы программного управления (СПУ) соплом. Тогда отпадает необходимость применения ограничителя ипРнтах. Для получения желаемых характеристик двигателя закон управления = ЛКр (/гПРа1) может корректироваться по условию л* = const или по другим более сложным законам.
Программы регулирования на форсажных режимах. Рассмотренные программы управления на режиме 274
Мзкспмал» дополняются условием = Г пи = const. В свя-|Ц с трудностями непосредственного измерения величины uni .чу топлива бТф программируют по приблизительно эквивалентному условию Отф/р*= f (Рруд), которое показывает, что при заданном положении РУД и изменении условий полета вели-... (}гф1Р2 поддерживается постоянной, а частичные форсажные режимы обеспечиваются уменьшением координаты Рруд характеризующей положение РУД.
§ М.5. Топливная автоматика турбореактивных двигателей
Топливная автоматика приводит располагаемую подачу топ-липа (подачу топлива насосом в топливную магистраль двига-п-ля) в соответствие с потребной для работы на заданном режиме* согласно выбранной программе управления. Величина располагаемой подачи топлива изменяется с помощью регулирующего органа, которым оборудуется топливный насос.
В плунжерном насосе регулирующим органом служит наклонная шайба, с изменением угла наклона которой изменяется пршиводительность насоса и равная ей величина располагаемой нодачн топлива. В шестеренном насосе регулирующим органом является клапан, перепускающий часть топлива из магистрали in насосом в магистраль перед ним в количестве, равном разно-.111 между производительностью насоса и располагаемой подачей топлива. В центробежном насосе в качестве регулирующего Ирина применяется дросселирующий клапан, который изменяет неличину располагаемой подачи топлива путем изменения вели-.... гидравлического сопротивления на выходе из насоса.
Подачу топлива дозируют с помощью регулятора постоянной .... топлива, регулятора частоты вращения ротора или авто-M.ii.-i нодачн основного топлива, автоматических ограничителей параметров рабочего процесса, автомата подачи форсажного ншлива, автомата приемистости и топливного автомата запуска.
Регуляторы постоянной подачи топлива. Регулятор 2 поспешной подачи топлива (рис. 14.17) служит для повышения ус-Н1ПЧИВОСТИ работы двигателя, которая снижается приводным ..л и иным насосом 1, особенно на пониженных режимах ра-..... двигателя. При отсутствии регулятора случайное отклоне-пin- частоты вращения ротора двигателя от исходного значения вы и.тает изменение подачи топлива насосом, усиливающее пер-11п||.1чальное отклонение частоты вращения.
Р.-гулятор постоянной подачи топлива выполняют чаще в вине клапанов, поддерживающих постоянный перепад давлений HHi.Hiiiia па дроссельном кране 5 — примерно (5-ь 15) 105 Па— при всех рабочих положениях крана. Вследствие этого распо-|/,щ*	275
Рис. 14.17. Принципиальная схема системы управления ТРДФ:
J — основной топливный насос; 2 — регулятор постоянной подачи топлива; 3 — дроссельный кран; 4 — APT: S — АРТФ; в — регулирующий клапан; 7 — клапан перепада; 8 — дозирующий кран; 9 — РУД
i.и немая подача топлива однозначно определяется только вели-iiiiioi'i площади проходного сечения в кране и при неизменном niijio/Kciiiiii крана поддерживается пост’оянной независимо от изменения частоты вращения ротора двигателя, давления топлива пи входе в насос, давления воздуха в камере сгорания и дру-IHX возмущающих воздействий.
Ветчина подачи топлива, поддерживаемая постоянной, мо-hei (ii.iгь изменена перемещением дроссельного крана. Следо-ВВ1СЛЫ10, дроссельный кран выполняет функцию задающего уст-poiiciB.i регулятора постоянной подачи топлива. Дроссельный краи размещают в топливной магистрали за топливным насосом и переставляют в необходимое положение непосредотвенно рыча-। им 9 управления двигателем или посредством автоматического у< ।ройсгна( регулятора частоты.вращения ротора или автомата питчи топлива).
Применяют регуляторы прямого и непрямого действия. В качен те регулятора прямого действия используют регулирующий opi.ui шестеренного или центробежного топливного насоса — K.'iaii.-iii перепуска или дроссельный кран 3. Функции клапанов перепуска как регулирующих органов совмещаются с функцией и 1мсрнтельных устройств величины перепада давлений на дроссельном кране. Поэтому их нагружают перепадом давлений на 'ipoi-селыюм кране и уравновешивают силой пружины, предвари тльная затяжка которой характеризует величину заданного перепада давлений на кране. В случае отклонения действитель-..... перепада от заданного регулирующий орган смещается от исходного положения и изменяет величину располагаемой по-ч rm топлива до восстановления приблизительно первоначаль-шч1 величины перепада давлений на кране.
Гели величина статической ошибки регулятора прямого дей- uni» существенна, применяют регулятор непрямого действия, в 1.тором функцию регулирующего органа по-прежнему выпол-n iei клапан 6 топливного насоса, а функцию измерительного у. ipoiicTBa — специальный клапан 7, нагруженный действительным перепадом давлений топлива на дроссельном кране и си-ич'| пружины.
Основными случаями работы регулятора постоянной подачи нhi. ища являются следующие.
I. Работа регулятора 2 при перестановке дроссельного крана Сели кран открывается, площадь проходного сечения в крапе увеличивается (уменьшается гидравлическое сопротивленце крана), перепад давлений на кране сначала уменьшается. 11 ( мерительное устройство выдает управляющий сигнал, по ко-к1р((му регулирующий орган топливного насоса перемещается пи увеличение подачи топлива-в топливную магистраль до вос-।। .топления заданного перепада давлений на кране. Соответственно возрастанию подачи топлива увеличиваются частота вращения ротора-и тяга двигателя.
II (.07
277
2. Работа регулятора при изменении условий полета. Если, например, увеличивается высота полета, расход воздуха через двигатель уменьшается,' что при данной подаче топлива вызывает увеличение температуры газа перед турбиной и частоты вращения ротора двигателя. Соответственно увеличиваются частота вращения качающего узла топливного насоса, подача топлива в магистраль и перепад давлений топлива на--кране. Вступает в работу регулятор перепада давлений, который восстанавливает заданные значения перепада и подачи топлива. Частота вращения ротора двигателя при этом снизится, однако останется несколько больше исходной, так как с увеличением высоты полета потребная подача топлива уменьшается, а располагаемая подача поддерживается постоянной. При отсутствии регулятора частоты вращения для восстановления первоначальной частоты вращения ротора необходимо прикрыть дроссельный кран 3 с помощью РУД.
Таким образом, регулятор постоянной подачи топлива обеспечивает возможность ручного управления располагаемой подачей топлива и частотой вращения ротора в том диапазоне режимов, в котором автоматический регулятор частоты не работает, а также в случае отказа в работе этого регулятора.
Регуляторы частоты вращения ротора двигателя. Регулятор частоты вращения приводит располагаемую подачу топлива в соответствие с потребной для работы двигателя с заданной частотой вращения ротора. Он управляет положением дроссельного крана 3 (рис. 14.17), на котором поддерживается постоянный перепад давлений топлива. Благодаря регулятору перепада, работающему совместно с регулятором частоты вращения, повышается качество процесса регулирования частоты вращения практически во всем эксплуатационном диапазоне режимов работы двигателя. Если система автоматического регулирования (САР) оборудуется только одним регулирующим органом, например только наклонной шайбой в плунжерном топливном насосе, совместная работа регуляторов частоты и перепада невозможна, так как с помощью одного регулирующего органа нельзя одновременно управлять частотой вращения и перепадом давлений. В этом случае на пониженных режимах (от «м. г До пнар= (0,6-ь0,8) «щах, где Пиар — частота начала автоматической работы регулятора частоты) положение регулирующего органа контролируется регулятором постоянного перепада, а частотой вращения летчик управляет вручную с помощью дроссельного крана. На повышенных режимах (выше пиар) положением регулирующего органа управляет регулятор частоты вращения, который автоматически поддерживает заданное ее значение. Когда работает регулятор частоты, регулятор перепада автоматически выключается (блокируется), и наоборот.
Потребная статическая точность регулирования очень высокая. Допустимые статические отклонения от номинального зна-278
•к ним на максимальном режиме составляют не более 0,2—0,4%, । и как ум<'Н1.пюние частоты вращения на 1% приводит к умень-iiii ihiki гягп па 3—7%, а ее увеличение на 1% уменьшает запас |1|||"||Н)С1 и рабочих лопаток турбины на 5—15% (вследствие
Рис. 14.18. Гидромеханический регулятор частоты вращения ротора двигателя:
/ и илтформа; 2 — груз; 3 — пружина; 4 — втулка; 5 — шток; 6 — заслонка;
 дроссельный кран; 8 — сервопоршень; 9— полость; 10— корректирующее устройство; 11 — рычаг
\пе iii’iciiiiH напряжений и температуры газа). Кратковременный |.Щ]ц|с частоты вращения допускается не более (0,84-1,5) % от п„.. Время переходного процесса — не более 2—3 с.
В настоящее время применяют гидромеханические и реже ,1, к । ричсские регуляторы частоты вращения. Гидромеханичес-। иг регуляторы хорошо сочетаются с системой топливопитания пип а к'ля, выполняются простыми и надежными в работе, обес-....енот необходимое качество регулирования. Электрические Р< । г,норы имеют большую перспективу использования в связи н-м, чго дают возможность реализовать сложные программы \ и р I и'1еп и я и объединить в одном агрегате функции ряда авто-*1.1 I НнеСКПХ устройств.
Регулятор частоты вращения состоит из измерительного, уси-'III ir.ii.noro, корректирующего и исполнительного устройств.
II*	~	279
В измерительном устройстве гидромеханического регулятора центробежный датчик (два груза 2, рис. 14.18, укрепленные шарнирно на вращающейся платформе 1) измеряет действительное значение частоты вращения путем преобразования ее в силу, приложенную к штоку 5. Задающий элемент (рычаг 11, втулка 4 и пружина 3) вводит в измерительное устройство величину заданного значения пзад в виде силы пружины, нагружающей тот же шток. Заданное значение частоты вращения является функцией положения РУД и в общем случае температуры Г* воздуха на входе в двигатель. Перемещение штока под действием разности двух сил представляет собой сигнал рассогласования между действительным и заданным значением частоты вращения, т. е. первичный управляющий сигнал. Усилительное устройство регулятора (заслонка 6 сопла) усиливает первичный управляющий сигнал подводом энергии из магистрали питания к исполнительному механизму — гидравлическому силовому сервопоршню 8, связанному с регулирующим органом (дроссельным краном 7). Корректирующее устройство 10 устраняет опасные забросы и колебания частоты вращения и быстро приводит ее к заданному значению.
Характерные случаи в работе регулятора частоты вращения:
1. Работа регулятора при его перенастройке на новое заданное значение часюты вращения. Если РУД переводится, например, на увеличение «зад, сила затяжки пружины увеличивается, шток перемещается влево, заслонка 6 прикрывает сопло, вследствие чего давление в управляющей полости 9 гпдроцилиндра увеличивается. Сервопоршень переводит дроссельный кран 7 вправо, отчего подача топлива к форсункам и частота вращения увеличиваются, пока действительноезначениечастоты вращения не станет равным заданному значению.
2. Работа регулятора при изменении условий полета. Если, например, увеличивается высота полета, действительное значение частоты вращения сначала становится больше заданного. При этом регулятор работает в обратном порядке по сравнению с работой в предыдущем случае.
Автоматы подачи основного и форсажного топлива Автоматы подачи топлива применяют в незамкнутых системах регулирования частоты вращения ротора двигателя, температуры газа в основной и форсажной камерах сгорания. Основу автомата составляет регулятор постоянной подачи топлива с переменной настройкой, изменяемой по сигналам тех же возмущающих сил, которые действуют на двигатель. Программой настройки автомата подачи топлива в основную камеру сгорания служит зависимость расхода топлива от давления р* и температуры Т* воздуха на входе в двигатель, обеспечивающая поддержание n = const (или Eg = const). В целях упрощения системы коррекцию подачи топлива по температуре часто не выполняют.
280
В ангоматичсском устройстве, обеспечивающем подачу топ-.41111.। н форсажную камеру по программе GT^,//?* = f (Рруд)> дат' ши давления /?*—сильфон 1 (рис. 14.19)—воздействует по-i ргдсгвом рычага 2 на элемент сравнения — рычаг 5, на кото-pi.iii через пружину 6 обратной связи поступает сигнал о дей-
Рис. 14.19. Автомат подачи топлива в форсажную камеру сгорания:
I — (кльфоп; 2 и 5 —рычаги; 3 — кулачок; 4 — РУД; 6 — пружина; 7 — управляющая полость; 8 — кран
( 1п11тельном положении крана 8 форсажного топлива. При наличии рассогласования на элементе сравнения вырабатывается первнчщый управляющий сигнал, который усиливается и передается в управляющую полость 7 регулирующего органа — крана 8. Последний изменяет подачу топлива в ФК до устранения сигнала рассогласования.
Автоматические ограничители параметров рабочего процесса.
пшатические ограничители служат для предотвращения пре-iii.iiiieiiiin предельных значений нерегулируемых параметров рабочего процесса по условиям прочности и газодинамической ус-10ЙЧПВОСТИ двигателя. К ним относятся: ограничители макси-м.|.ты1ых значений физической Пщах и приведенной «npmai частот нращепия ротора, максимальной степени r*max повышения i.тления воздуха, максимального давления /?* воздуха за компрессором, максимальной температуры Т*та* газа за турбиной, минимального расхода топлива. При превышении предельных iii.iHeiirtii автоматические ограничители воздействуют на перена-< ipuiiKy регулятора частоты вращения или непосредственно на положение дозирующего крана топлива,
281
Ограничитель /г„Рп1ах, защищающий двигатель от «верхнего» помпажа, выполняют в виде температурного корректора настройки регулятора п, изменяющего затяжку пружины регулятора пропорционально У Т*и, или как ограничитель максимальной степени %пах повышения давления воздуха в компрессоре. Недостаток температурного корректора связан с его запаздыванием в работе вследствие большой инерционности термочувствительного элемента. Ограничитель тг*тах обычно мембранного типа, практически безынерционен в работе, однако его нельзя применить на двигателе с регулируемым соплом, поскольку в этом случае отсутствует однозначная зависимость меж-ДУ ^пр И •
Необходимость в ограничении nmax возникает в системах, работающих на принципе компенсации возмущающих воздействий, а также в двухроторных ТРД. Датчиком п служит тахометрический, центробежный датчики и т. п.
Ограничитель j^max предотвращает разрушение двигателя от действия чрезмерных газовых сил при полете с максимальной скоростью на низких высотах и при отрицательной температуре наружного воздуха. В качестве датчика давления применяют сильфон, мембранный датчик и т. п.
Ограничитель температуры газа, защищающий двигатель от перегрева, выполняют электрическим с термоэлектрическими датчиками температуры (термопарами).
Ограничитель минимального расхода топлива предотвращает срыв пламени в основной камере сгорания на больших высотах и пониженных режимах работы двигателя. С увеличением высоты уменьшаются потрэбный расход и давление топлива перед форсунками, поэтому ухудшается качество распыла топлива. Ухудшаются также процессы смесеобразования и сужается область устойчивых режимов работы камеры по коэффициенту избытка воздуха. Ограничитель GTmin выполняют как ограничитель минимального давления топлива или как ограничитель минимального положения регулирующего органа. При положении РУД «а упоре полетного малого газа и при работе ограничителя GTmm частота вращения ротора Нм г тем выше, чем больше высота полета. Высота, на которой «мг=Нтах, является предельной, на которой возможно управление двигателем. Для повышения устойчивости работы камеры сгорания и увеличения высотности системы управления применяют автомат программного изменения GTmin по высоте полета.
Автоматы приемистости и топливные автоматы запуска. Приемистостью называется способность двигателя изменять свою тягу во времени после быстрого перемещения рычага управления двигателем в целях ее увеличения пли уменьшения. Р82
'I'г,। обеспечения высоких маневренных свойств самолета в по-uie желательно, чтобы изменение тяги двигателя следовало за и iMi iicinicM положения РУД без запаздываний. В действительна hi же изменение тяги двигателя несколько отстает от изменен ия положения РУД вследствие инерционности ротора и про-Hk.iuiiH ио времени процесса включения форсажной камеры.
Время прие.мистости зависит от времени .разгона ротора дви-। .и еля после быстрого перемещения РУД. Для уменьшения времени разгона стремятся получить на роторе максимально возможный избыточный крутящий момент, который зависит от тем-Hi p.iiypiJ и перепада давлений газа на турбине, и повысить зна-чгппе частоты пПмг вращения ротора на режиме полетного малок) газа. Избыточный крутящий момент тем выше, чем больше iio i.iaa топлива в процессе разгона превышает подачу топлива на усга повившемся режиме. Величина максимально допустимой по,.lull топлива в процессе разгона ограничивается величиной м но пмально допустимой температуры газов перед турбиной по уiливню прочности лопаток’турбины и условиями неустойчивой р.ннны компрессора.
Оптимальным процессом разгона называют такой процесс по-лачп топлива, который происходит при максимально допустимых П1.1Ч1Ч1ПЯХ температуры газа Т*3 и минимально допустимом запасе \лу устойчивости компрессора. После перемещения РУД про-iii-ce разгона начинается с создания начального «броска» подачи ишлпва для получения избыточного крутящего момента. Затем iiD'iana топлива в процессе разгона ограничивается по условиям |||>|-с1н-чсния А/CyminH максимально допустимого значения темпе-p.игры 7’*. В конце процесса разгона осуществляется сброс из-(>|.||очпой подачи топлива и установление заданного режима. < "огиетсгвующий процесс разгона, протекающий по границам \/.v пни п 7"* тах доп > называется оптимальным, так как обес-II. чпнает получение минимально возможного времени разгона.
(Уклонения в подаче топлива от оптимальной подачи приво-'г,| । к нежелательным явлениям. Если подача топлива в про-ц| гсе разгона меньше оптимальной, увеличиваются время раз-। он.! н безопасная высота, с которой самолет может уйти на in "рой круг в случае неудачного расчета посадки. Кроме того, Ньют произойти «холодное зависание» ротора — невыход дви-। 1Н-.1Я на заданный режим вследствие недостаточной подачи и >п. hi на. Если подача топлива в процессе разгона больше опти-м । и,поп, возможны «горячее зависание» ротора и перегрев дви-I.IK.IH (частота вращения ротора не возрастает, хотя темпера-i.p.i газа высокая).
\ц|омат приемистости программирует подачу топлива при pinone в соответствии с заданным законом. Эта задача не мо-|> । 1>ып. выполнена основными автоматическими устройствами шницеля (регулятором п или регулятором постоянной подачи
283
топлива), так как для обеспечения хорошего качества процесса регулирования они выполняются быстродействующими, вследствие чего подача топлива в процессе разгона значительно превышает максимально допустимую. В зависимости от параметра, по которому программируется подача топлива, различают временные автоматы приемистости (программный по времени замедлитель настройки регулятора частоты вращения или программный по времени ограничитель нарастания давления топлива перед форсунками) и автоматы приемистости, работающие по «внутридвигательным» параметрам и их комплексам (давление воздуха за компрессором, частота вращения ротора и т. п.).
Топливный автомат запуска (ТАЗ) необходим для обеспечения в процессе запуска оптимального закона подачи топлива, обеспечивающего наименьшее время запуска без перегрева двигателя и без потери устойчивости работы компрессора. Применяют ТАЗ, работающие по временной программе или в зависимости от «внутридвигательных» параметров.
Противопомпажные автоматы. Противопомпажные автоматы предотвращают возникновение и развитие неустойчивой работы компрессора, а также самовыключение двигателя при попадании пороховых газов во входное устройство. Пороховые газы могут разрушать систему косых скачков на входе в воздухозаборник и вызвать его косой обдув. Они загрязняют воздух, поступающий в компрессор, инертными газами (1 кг твердого топлива дает при сгорании приблизительно 800 л инертного газа), интенсивно и неравномерно его нагревают. В результате увеличивается неравномерность давления и повышается ореднемассо-вая температура воздуха перед компрессором, снижается запас устойчивой работы компрессора, режим работы основной и особенно форсажной камер сгорания приближается к границе сры-В-а по условию переобогащения смеси. Особенно неблагоприятные условия для работы камер сгорания создаются на больших высотах полета, так как количество инертных газов с увеличением высоты полета не изменяется, а расход воздуха уменьшается.
Кратковременный сброс подачи топлива в основную камеру сгорания и прикрытие лопаток спрямляющих аппаратов компрессора способствуют кратковременному повышению запаса устойчивости компрессора.
§ 14.6. Автоматика выходных сопел турбореактивных двигателей
Автоматика выходного сопла обеспечивает перестановку створок в необходимоэ положение в зависимости от режима работы и условий полета согласно выбранной программе управления двигателем. Программой управления даются потребные значения площади (диаметра) критического сечения сопла в зависимости от положения РУД или частоты вращения ротора и ус-284
uoiiiiii полета, обеспечивающие поддержание необходимой темпе-р.।typi.i газа, запаса устойчивой работы компрессора и приеми-। шсти двигателя.
На режиме земного малого газа створки регулируемого выходного сопла удерживаются в полностью раскрытом положении н целях облегчения запуска и улучшения приемистости /|ннг.'1тсля ма начальном этапе разгона ротора. В диапазонекрей-сврскнх режимов створки прикрываются для улучшения экономичности двигателя. На режиме «Максимал» створки сопла мак-енмалыю прикрываются, чтобы получить максимальную тягу за* счет повышения температуры газа перед турбиной. При включе-' нпи форсажа створки раскрываются для сохранения режима работы турбокомпрессора неизменным.
Программы управления створками сопла могут иметь частные особенности. Так, например, быстрое перемещение РУД на \11сличение тяги вызывает интенсивное повышение температуры । к ia перед турбиной, что при малом запасе устойчивости компрессора может вызвать помпаж. Поэтому в процессе приемисто-( IH осуществляют задержку прикрытия створок сопла до момента достижения ротором определенного значения частоты вращения. На крейсерских режимах створки прикрывают при меньшей частоте вращения ротора, чем в земных условиях, если в колете повышается запас устойчивости компрессора. Если программой управления предусматривается дополнительное увеличение частоты вращения ротора на режимах «Максимал» и «Форсаж» в целях повышения тяги двигателя при больших числах колета, сопло несколько раскрывается, чтобы температура । .i.ia перед турбиной не превысила максимально допустимого шачения. Возможны и другие частные особенности управления цыходпым соплом, обусловленные стремлением повысить эффек-i лнпость и надежность работы двигателя в полете.
В полете по мере повышения температуры Т*и автоматика шкрывает створки, если температура газа при этом увеличи-н.ц гея, или прикрывает их, если температура газа уменьшается н<> сравнению с заданным значением. Положением створок ул-p.шляют с помощью позиционных автоматов, следящих систем \ правления или регуляторов температуры газа.
Позиционные автоматы и следящие системы управления выходным соплом. Позиционные автоматы.реализуют ступенчатые программы управления соплом. Они срабатывают при определенных дискретных значениях задающего сигнала — положения РУД, физической или приведенной частоты вращения ротора, ( к пени повышения давления в компрессоре, числа Мн полета h.'ih по другим сигналам, характеризующим режим работы и по- • лсгные условия. Так, например, позиционный автомат может иметь кулачки, угол поворота которых является функцией |Зруд или п, воздействующие при определенных положениях на
285
микровыключатели электрической цепи исполнительного устройства.
Если система управления работает по сигналу п, прикрытие створок на крейсерских режимах производят при значении п, превышающем значение п открытия створок, чтобы предупре-
Рис. 14.20. Система управления створками выходного сопла ТРДФ:
1 и 5 — ползунки; 2 — поляризованное реле; 3 — усилительное устройство; 4 — исполнительное устройство
пить возникновение хлопанья створок в процессе медленного пе-ремещения РУД. Если система работает по сигналу от РУД, створки прикрывают при угле Рруд, также превышающем угол Рруд открытия створок, чтобы обеспечить определенность в срабатывании автомата сопла.
Примером системы управления, обеспечивающей бесступенчатое изменение положения створок в зависимости от положения РУД, может служить следящая система управления соплом, приведенная на рис. 14.20. При перемещении РУД передвигается ползунок 1 реостата — задатчика положения створок, вследствие чего нарушается равновесие электрического мостика. Поляризованное реле 2, включенное в диагональ мостика, реагирует на направление и величину тока рассогласования и выдает управляющий сигнал на включение усилительного 3 и исполнительного 4 устройств. Перемещение сервопоршня исполнительного устройства приводит к изменению положения створок,. $286
перемещению ползунка 5 реостата обратной связи и уменьшению и1ка в диагонали мостика (т. е. в обмотке поляризованного ре-
Но устранении сигнала рассогласования контакты поляри-пшинного реле приходят в нейтральное положение и движение (исгемы управления прекращается.
Регуляторы температуры газа. В связи с сильным влиянием юмнературы газа на прочность рабочих лопаток газовых турбин и <апас газодинамической устойчивости компрессора статическая погрешность поддержания температуры газа перед турбиной па максимальном режиме не должна превышать 0,50—0,75%, перерегулирование от всех возможных возмущений должно быть и.* больше 5—6% в течение 1—1,5 с.
В системе регулирования, выполненной на принципе компенсации внешних возмущающих воздействий, автоматическое устройство изменяет величину площади Екр критического сечения сопла в зависимости от температуры Т*н по условию поддержания заданного значения температуры тазов .
В системе регулирования, выполненной на принципе регулирования по отклонению, в качестве регулируемого параметра принимают «внутридвигательный» параметр — степень тс* расширения газа в турбине или непосредственно температуру газа. I ели n = const, 7’z/ = const и перепад давлений в выходном сопле ( перхкритический, температура газа Г* зависит только от тс’ _ I огда поддержание тс* = const будет обеспечивать Г* = const. В действительности же температура воздуха 1'1 изменяется, потому в настройку регулятора TC*=const вводят коррекцию по сигналу Г*7 для обеспечения 7^ = const.
Задающим устройством регулятора TC*=const служит пневма-। ниеский редуктор 4 (рис. 14.21). Его входной жиклер 5 явля-। к я аналогом турбины, а выходной жиклер 3 — аналогом вы-.отного сопла двигателя. При сверхкритическом перепаде дав-ii'iihh на выходном жиклере отношение давлений P*jp*i из входном жиклере, где р"—давление внутри редуктора, сохрани. гея постоянным независимо от величины давления р\ за компрессором. Если это отношение сделать равным тс*зад, давление Р*’ можно использовать как заданное давление р*аад за ирбнпой. Путем сравнения на мембране 6 сравнивающего устройства фактического давления р* с заданным Р*зад получа-||>г управляющий сигнал для работы регулятора сопла. В случае, H.nipiiMep, увеличения подачи топлива в форсажную камеру Ф пггпческое значение давления р% увеличивается, тогда как ш да иное значение Хзад ~ Р*г остается неизменным. Мембрана . р.тнпвающего устройства прогибается и включает в работу
287
регулятор сопла на увеличение площади сопла. Давление р* возвращается к исходному заданному значению, и дальнейшее движение системы управления’прекращается. Заданное значение 77* зад корректируют с помощью клапана стравливания, изменяющего величину давления р*'.
Рис. 14.21. Система регулирования температуры газа за турбиной:
1 исполнительный механизм; 2 —золотник; 3 и 5 — жиклеры; 4 — редуктор;
6 — мембрана
Более высокая точность поддержания температуры газа достигается при непосредственном ее регулировании. Электрический регулятор температуры Т*4 непосредственно управляет работой регулятора сопла или корректирует настройку регулятора л* —const по температуре 7^с помощью исполнительного механизма. Температура Г* может быть задана в зависимости от положения РУД, величины 7^ или других параметров. В случае отказа электрического регулятора температуры работой сопла продолжает управлять регулятор я* = const.
Автоматика включения и выключения форсажа. Автоматика включения форсажа обеспечивает надежный розжиг форсажной камеры без существенного изменения режима работы турбокомпрессора двигателя и срыва пламени. При розжиге форсажной камеры создается пусковой факел пламени, подается и воспламеняется форсажное топливо и увеличивается площадь критического сечения выходного сопла в такой мере, чтобы при ра-288
r<<>ie камеры оставались неизменными температура газа перед । \ рбпноп и частота вращения ротора двигателя.
форсажный режим включается постановкой РУД в положение ФОРСАЖ- Автоматика дает разрешение на прохождение команды включения форсажа только на подготовленном дви-iniejic, т. ё. при условии, что турбокомпрессор вышел на режим, hniiiMiii к максимальному, а выходное сопло прикрыто (нахо-чштя в положении МАКСИМАЛ) и готово к немедленному функционированию. После прохождения сигнала «Включение» блокировка по частоте вращения снимается, чтобы случайные коле-Гання частоты вращения не мешали включению форсажа. При о ом подготавливается пусковой факел пламени путем включения электромагнитного клапана подачи карбюрированной топ-шповоздушной смеси, включения зажигания и системы подпитки пусковых воспламенителей кислородом. Топливная автома-HIK.-I открывает подачу форсажного топлива, а регулятор сопла р.в'крывает выходное сопло.
В форсажных камерах с нерегулируемым на форсаже соплом топливо подают с некоторым опережением относительно начала раскрытия выходного сопла для компенсации задержки воспламенения топлива. Раннее открытие сопла приводит к снижению давления внутри камеры и к ухудшению условий воспламенения топлива. Чрезмерное опережение начала подачи топлива относительно начала раскрытия сопла вызывает помпаж л шп ателя. Оптимальная величина указанного опережения устанавливается для каждого типа двигателей экспериментально. Гак как темп раскрытия сопла, подобранный заранее, не зави-eii г от темпа подачи форсажного топлива, возможны большие но шущающие воздействия на турбокомпрессор двигателя. В форсажных камерах с регулируемым на форсаже соплом ре-(улятор температуры газа обеспечивает постановку створок сопла в необходимое положение с необходимей скоростью в зависимости от количества воспламенившегося топлива.
Для повышения надежности включения форсажной камеры сводится предварительный режим розжига, на котором обеспечивается определенная минимальная подача топлива Стфрозж, не зависящая от положения РУД. Регулятор Г* = const предварительно несколько раскрывает сопло в соответствии с величиной Зтфрозж. По истечении времени розжига (2—3 с) снимается блокировка и двигатель выходит на режим, определяемый положением РУД. При этом приемистость ТРДФ на форсаже определяется быстродействием системы управления соплом. Включение контролируется по загоранию сигнальной лампы и 1абло ФОРСАЖ. Форсаж выключается переводом РУД в положение МАКСИМАЛ. Окончательное выключение форсажа про-п шоднтся только тогда, когда створки сопла уберутся в положение МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ, чтобы исключить сущест
289
венное изменение режима работы турбокомпрессора. Для этой цели в систему управления вводят соответствующую блокировку.
§ 14.7. Бортовой контроль режимов работы и действия летчика по управлению неисправно работающим двигателем
Основные режимы работы двигателя контролируют по указателям частоты вращения ротора и температуры газов, а также с помощью световых сигнализаторов. В качестве датчика частоты вращения используют трехфазный генератор переменного тока. Шкала указателя с подвижной стрелкой или подвижной шкалой выражается в процентах по отношению к номинальному значению. Датчиком температуры газа служит комплект термопар. Усиленный сигнал термопар, пропорциональный температуре газов, поступает на измеритель температуры и в систему сигнализации опасных режимов. Если превышено предельное значение температуры газов, включаются световое табло ВЫСОКАЯ ТЕМПЕРАТУРА и мигающая сигнальная лампа.
Наиболее ответственными режимами работы двигателя являются максимальный и форсажный как наиболее напряженные в тепловом и динамическом отношении. Включение максимального и форсажного режимов контролируют по высвечиванию зеленых световых табло МАКСИМАЛ и ФОРСАЖ, а также по указателю положения створок выходного сопла. Продолжительность работы на этих режимах контролируют с помощью счетчика наработки, включаемого рычагом управления двигателем.
При включении форсажа может происходить заброс температуры газов вследствие медленного раскрытия створок выходного сопла, что создает опасность перегрева лопаток турбины, а при выключении форсажа возможен заброс частоты вращения вследствие увеличения перепада давлений на турбине, так как подача топлива и горение прекращаются быстрее, чем закрытие створок сопла.
Наиболее характерные случаи неисправной работы двигателя: помпаж двигателя при запуске и в полете, самопроизвольное падение тяги, самопроизвольное выключение двигателя, отказ регулятора температуры газов, нерозжиг форсажа, колебания частоты вращения ротора и тяги двигателя.
Помпаж двигателя сопровождается периодическими хлопками (ударами), тряской самолета, интенсивным ростом температуры газа и снижением частоты вращения ротора. Для устранения помпажа немедленно выключают двигатель переводом рычага управления двигателем на упор СТОП, переключателем 290
ручного управления открывают противопомпажные створки воз-,i\хозаборника, уменьшают скорость полета до числа Мн<1,0 и снижаются до высоты надежного запуска, после исчезновения хлопков закрывают противопомпажные створки, производят запуск двигателя, увеличивают частоту вращения до 90% и возвращаются на аэродром для посадки. Если помпаж сопровождается нерезкими колебаниями частоты вращения и температуры газа, предпринимают попытку его устранения без выключения двигателя: открывают противопомпажные створки, выключают форсаж, уменьшают скорость полета и после прекращения помпажа створки закрывают.
Признаками падения тяги двигателя являются торможение самолета, резкое снижение частоты вращения ротора и температуры газов, изменение звука работы двигателя. Одной из причин падения тяги (на 40—50%) может быть самопроизвольное (нкрытие створок выходного сопла на максимальном режиме пли неполное их прикрытие при выключении форсажа, которое обнаруживается по- указателю положения створок. В данном случае сопло переводят с автоматического режима на режим ручного управления с помощью РУД и производят посадку на а >родроме. Снижение тяги двигателя может произойти также вследствие срыва пламени в форсажной камере. При этом летчик немедленно устанавливает РУД в положение МАКСИМАЛ. Дросселирование с режима «Форсаж» до режима «Полетный малый газ» может привести к самопроизвольному выключению чвнгателя.
Другими причинами самопроизвольного выключения двига-н-ля могут быть помпаж входного диффузора и компрессора, отказ агрегатов топливной системы, попадание двигателя в спутную струю пороховых газов. Признаки выключения двига-и-ля и действия летчика такие же, как и при падении тяги дви-। а геля.
Отказ регулятора температуры газов или системы охлаждения турбины обнаруживается по миганию сигнальной лампы и печению табло ВЫСОКАЯ ТЕМПЕРАТУРА. В этом случае ннжают частоту вращения ротора до минимально необходимой (обычно не более 90%).
I крозжиг форсажа в полете может быть следствием пони-.м иной температуры и давления газа за турбиной. В этом случае РУД устанавливают на упор МАКСИМАЛ, увеличивают < корость полета и повторно включают форсаж. Колебания час-|(>гы вращения ротора и тяги двигателя сопровождаются про-юльной раскачкой самолета. Они могут возникать при неисправной топливорегулирующей аппаратуре..В этом случае изменяют режим работы двигателя или скорость полета до исчезновения раскачки самотета.
291
Глава 15
СИСТЕМЫ ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Система запуска служит для перевода двигателя из нерабочего состояния в состояние работы на режиме малого газа. Режимом малого газа называют минимальный режим устойчивой работы двигателя, задаваемый постановкой рычага управления двигателем (РУД) на площадку малого газа. Комплекс агрегатов, устройств, приборов и соединительных коммуникаций, раз
мещаемых на двигателе и на летательном аппарате, предназначенных для запуска двигателя, представляет собой систему запуска. Требованиями, предъявляемыми к системам запуска, предусматривается:
1) надежный многократный запуск двигателя с первой по-
пытки во всех условиях эксплуатации на земле и в воздухе, т. е. на всех эксплуатационных высотах и скоростях полета, при температуре окружающей среды от —50 до +50° С и в пределах давлений 780—500 мм рт. ст. (давление на высокогорных аэродромах), без помпажа двигателя, срывов пламени и без превышения максимально допустимого значения температуры газа в
камерах сгорания;
2)	автоматический запуск двигателя после нажатия кнопки ЗАПУСК за время, обусловленное тактико-техническими требованиями;
3)	автономность запуска двигателей, т. е. запуск с борта летательного аппарата, без обязательного использования аэродромных средств запуска. Емкость бортовых источников энергии (электрических аккумуляторов, баллонов сжатого воздуха, баков топлива и т. п.), необходимой для работы системы, должна быть достаточной для 3—5 горячих запусков без пополнения ис
точников;
4)	минимальные масса и габариты стартера и других агрегатов системы запуска, размещаемых на самолете, но не используемых в полете.
§ 15.1. Устройство систем запуска и процессы запуска двигателя
Составные части системы запуска. В запуске газотурбинного двигателя участвуют: система предварительной раскрутки ротора двигателя (на земле), пусковая топливная система, топливный автомат запуска, система подпитки пусковых воспламенителей кислородом, электрическая система зажигания пусковой топливовоздушной смеси в пусковых воспламенителях, агрегаты электроавтоматики (автомат времени, пусковая панель и различного рода датчики и электромагнитные реле, обеспечиваю щие необходимую последовательность работы всех систем при 292
.i.inycKe двигателя). Системы предварительной раскрутки ротора ।питателя на земле подразделяются на стартерные и бесстартер-
III.IC.
Стартерная система состоит из внешнего . источника -мощности — стартера (рис. 15.1), бортового источника энергии, необходимой для работы стартера, аппаратуры дозирования и нотами энергии к стартеру, аппаратуры, обеспечивающей запуск самого стартера. Стартер представляет собой специальный пусковой двигатель, вал которого кинематически связан с ротором .|.1нускаемого двигателя через редуктор стартера, механизм1сцепления, шестеренную передачу коробки приводов агрегатов и другие, промежуточные передачи. Бортовой источник энергии, п<обходимой для работы стартера, аппаратура дозирования и ночами энергии к стартеру, а также аппаратура, обеспечиваю-III.in запуск самого стартера, определяются типом стартера.
Бесстартерная система не имеет специального стар-iepa. Для раскрутки ротора запускаемого двигателя используется собственная газовая турбина, на рабочие лопатки которой по-'I к’гся сжатый воздух или газ через несколько специальных пусковых сопел (рис. 4.1). Бесстартерная система предварительной раскрутки ротора требует большого расхода сжатого воздуха на <|.чн11 запуск вследствие низкого КПД турбины на пусковых режимах. Однако удельная масса и габариты системы невелики. Поэтому се применяют на подъемных ТРД. Источником сжатого но пуха или газа служит маршевый двигатель, который запускается раньше подъемных двигателей. Пусковая топливная си-< к ма подает топливо в пусковые воспламенители основных камер сгорания двигателя.
Топливный автомат запуска регулирует подачу основного топлива в камеру сгорания в процессе запуска по определенной программе в зависимости от частоты вращения ротора, давления воздуха за компрессором или времени.
Система подпитки пусковых воспламенителей кислородом используется при запуске двигателя в условиях низкой температуры наружного воздуха и в высотных условиях. Даже незначительное обогащение воздуха кислородом существенно улучшает условия воспламенения топливовоздуш-noii смеси, увеличивает мощность пускового факела и благодаря лому повышает надежность запуска. В систему входят: кислородный баллон с давлением 100—150 кгс/см2, редуктор, снижающий давление до 6—10 кгс/см2, электромагнитные клапаны полами кислорода в пусковые воспламенители основных и форсажных камер сгорания, жиклеры, ограничивающие расход кислорода, манометр в кабине летчика для контроля наличия подпитки кислородом. Расход кислорода на один запуск составляет ’(К) —250 г.
Электрическая система зажигания состоит из (стоков пусковых катушек, питаемых от аккумулятора или ге-293
нератора, запальных электрических свечей и соединительных экранированных проводов. В последнее время наибольшее распространение получили низковольтные системы зажигания двух типов: с индуктивном разрядом вдоль металлизированной поверхности керамического изолятора свечи и с электрическим разрядом на поверхности полупроводника, разделяющего центральный и боковой электроды свечи. Низковольтные системы почти нечувствительны к отложениям нагара на изоляторе. Мощность электрического разряда значительно больше и практически не зависит от давления и температуры среды, в которой находится разрядный промежуток свечи. Отсутствие высокого напряжения увеличивает надежность работы системы, особенно в высотных условиях. Система зажигания включается до начала.подачи пускового топлива и одновременно с включением электродвигателя пускового топливного насоса, чтобы подготовить свечу индуктивного разряда к работе.
Автомат времени имеет следующие основные части: электродвигатель с электромагнитным тормозом и регулятором постоянства скорости вращения, валик с укрепленными на нем профилированными кулачками, редуктор с червячными шестернями, передающий вращение от электродвигателя к валику. Червячная передача рассчитана так, что в течение одного цикла запуска валик совершает только один оборот. При вращении валика кулачки замыкают поочередно микровыключатели, вследствие чего срабатывают реле и контакторы исполнительных механизмов.
Пусковая панель подсоединяет исполнительные электрические агрегаты к источникам питания в той последовательности, которая задается автоматом времени в процессе запуска. При отсутствии автомата времени пусковая панель работает по командам специальных датчиков частоты вращения ротора, давления воздуха за компрессором, а также по командам реле времени.
Основными видами запуска, обеспечиваемыми системой запуска двигателя, являются запуск на земле и запуск в полете. Предусматривают также возможность выполнения холодной прокрутки ротора стартера без розжига его ка-
295
меры сгорания и холодной прокрутки ротора запускаемого двигателя работающим стартером без розжига основных камер
сгорания.
Основные этапы запуска. Процесс запуска газотурбинного двигателя на земле может быть разбит условно на три периода
Рис. 15.2. Зависимости момента Мс сопротивления вращения, крутящего момента Мт турбины и момента Мст стартера от частоты
вращения ротора на пу-
(этапа).
Первый период запуска соответствует холодной прокрутке ротора двигателя с помощью стартера. Этот период начинается с момента сцепления стартера с ротором двигателя и заканчивается в момент воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания при достижении частоты вращения ротора п.[ (рис. 15.2).
Холодная прокрутка ротора на первом этапе запуска производится для того, чтобы повысить давление воздуха в камере сгорания до некоторого минимально необходимого значения, при котором турбина двигателя начинает создавать положительный крутящий мо-
мент после воспламенения топливовоз-
сковых режимах душной смеси в камере сгорания. Момент турбины становится положительным при положительной разности окружных составляющих абсолютных скоростей газа на входе в колесо турбины и выходе из него. На первом этапе запуска эта разность отрицательна, поэтому турбина препятствует раскрутке ротора.
Второй период запуска начинается от момента воспламенения топливовоздушной смеси при частоте вращения п1
и заканчивается в момент отсоединения стартера от ротора двигателя при частоте вращения «2- Раскрутка ротора на втором этапе ведется одновременно стартером и турбиной двигателя, которая после вступления в работу принимает на себя основ-
ную нагрузку по раскрутке ротора.
В процессе раскрутки ротора на втором этапе ротор двигателя проходит частоту вращения мр, называемую равновесной. При этой частоте вращения располагаемый момент турбины становится равным моменту сопротивления вращению. Однако при равновесной частоте вращения отключить стартер еще нельзя, так как даже незначительное случайное уменьшение частоты вращения ротора приводит к тому, что момент, развиваемый турбиной, становится меньше момента, потребного для вращения ротора на этой частоте вращения, и двигатель останавливается. Поэтому стартер продолжает помогать турбине раскручивать ротор, обеспечивая необходимое его ускорение.
Частота вращения п2 отключения стартера выбирается от-
296
ипсительио большой, чтобы в процессе раскрутки ротора избежать высоких температур газа, сокращающих срок службы дви-ннсля, и чтобы после отключения стартера турбина могла само-i 1оягельно вывести двигатель на режим малого газа за установленное время.
Третий период запуска начинается с момента отключения стартера при частоте вращения и заканчивается момен-|ом выхода двигателя на режим малого газа. На третьем этапе шиуска ротор двигателя раскручивается только турбиной. Третьего этапа запуска не бывает, если ротор двигателя выводится на режим малого газа совместными действиями стартера и туринцы.
Для обеспечения максимально возможного ускорения ротора юмнературу газа перед турбиной на втором и третьем этапах i.inycKa поддерживают максимально допустимой, чтобы получить от турбины максимальную избыточную мощность для раскрутки ротора двигателя. Предельные значения температуры газов перед турбиной при запуске определяются прочностью лопаток и условиями устойчивой работы компрессора и камеры сгорания. .\\ гаиовившаяся работа двигателя на режиме малого газа достигается в результате того, что дроссельный кран системы топ-.чивоподачи ограничивает подачу топлива в двигатель значением, соответствующим режиму малого газа. Вследствие этого (емпература газа перед турбиной снижается в конце третьего чана примерно на 180—220°.
Статистические значения относительной частоты вращения, характеризующие процесс запуска двигателя, приведены в ia блице.
Тип двигателя	/г»/,2тах	,гр/лтах	лг/лп1ах	Пмг^лп1ах
1171 с осевым компрессором 11VI с осевым компрессором	0,08—0,11 0,10—0,15	0,10—0,15 0,30-0,40	0,2—0.4 0,4—0,6	0,3—0,5 0,6—0,8
В двухроторных турбореактивных двигателях РВД необхо-/IIIмо раскручивать стартером до относительно большей частоты вращения, чем ротор однороторного двигателя, так как в начальный период запуска РИД, работая на режиме авторотации, снижает запас устойчивой работы РВД. Ротор турбовинтового двигателя раскручивают стартером также до относительно повышенной частоты вращения, чтобы не допустить возрастания н-мпературы газа перед турбиной в процессе запуска.
Улучшение пусковых свойств газотурбинных двигателей. Пусковые свойства ГТД улучшаются при перепуске воздуха из про
297
межуточных ступеней компрессора и повороте лопаток неподвижных аппаратов первых ступеней в сторону вращения рабочего* колеса, так как при этом повышается запас устойчивой работы компрессора, что позволяет повысить подачу топлива в камеры сгорания и, следовательно, повысить мощность турбины на пусковых режимах.
Уменьшение сопротивления движению воздуха во входном и выходном устройствах также улучшает пусковые свойства двигателя, так как'при этом увеличивается срабатываемый перепад давлений на турбине и уменьшается частота вращения, при которой турбина начинает развивать положительный момент. Поэтому в процессе остановки двигателя для облегчения последующего его запуска створки выходного сопла раскрывают, лопатки регулируемых, неподвижных аппаратов переводят на минимальные углы установки, увеличивают площадь горла регулируемого сверхзвукового воздухозаборника. В процессе запуска открывают перепуск воздуха из компрессора и клапаны впуска воздуха за горлом воздухозаборника.
§ 15.2.	Стартеры газотурбинных двигателей
В системах запуска авиационных ГТД наиболее широкое применение находят электрические и турбинные стартеры. Электрические стартеры получают электропитание от аккумуляторных батарей или от генераторов постоянного тока с автономным газотурбинным приводом (турбогенераторных установок). Турбогенераторная установка является более легким и надежным бортовым источником электрической энергии по сравнению с аккумуляторными батареями, особенно в случае ее применения на тяжелых самолетах с несколькими газотурбинными двигателями. .Турбинные стартеры применяют для запуска-ГТД при потребных мощностях более 80—100 л. с. Они подразделяются на компрессорные и бескомпрессорные турбостартеры (воздушные, топливовоздушные, пороховые, воздушно-пороховые и жидкостно-компонентные) .
Для уменьшения массы и габаритов турбостартеры выполняются высокооборотными. Максимальные значения частоты вращения турбин стартеров этого типа достигают 30000—60000 об/мин. Потребная величина общего передаточного отношения от ротора турбостартера к ротору запускаемого двигателя достигает 1/20—1/30. В компрессорных турбостартерах применяют радиальную или осевую активно-реактивную турбину, а в бескомп-рессорных турбостартерах всех типов — осевую одноступенчатую активную турбину. При потребных мощностях запуска 80— 100 л. с. и более удельная масса систем запуска с турбостартером в 3—5 раз меньше удельной массы электрической системы запуска.
Электрические стартеры подразделяются на электростартеры и стартеры-генераторы.
298
Электростартер представляет собой электродвигатель постоянного тока со смешанным возбуждением. Он непосредственно соединяется с ротором двигателя через понижающую шестеренную передачу.
Рис. 15.3. Простая двойная передача в приводе сгартера-генератора:
1 — вал стартера; 2 — фрикционная муфта; 3 — роликовая муфта;
4 — ролики; 5 — сепаратор; 6 — поводок; 7 — выходной вал редуктора;
8 — валик перебора; 9 — храповая центробежная муфта; 10— собачка
Стартер-генератор выполняет при запуске функцию стартера, а при работе двигателя — функцию генератора, питающего бортовую электрическую сеть самолета постоянным током. При работе на стартерном режиме крутящий момент подводится к валу двигателя с помощью редуктора, представляющего собой планетарную передачу, расположенную в корпусе стартера-генератора, или двойную простую передачу, монтируемую в коробке приводов агрегатов двигателя. При работе на генераторном режиме вал стартера-генератора приводится во вращение от валика коробки приводов агрегатов напрямую. Для обеспечения работы агрегата в стартерном и генераторном режимах при различных частотах вращения применяются две муф-1ы — храповая 9 (рис. 15.3) и роликовая 3. При двойной простой передаче храповая муфта монтируется на валике перебора, а роликовая муфта — на выходном валике редуктора соосно с валом стартера.
При запуске двигателя ведущим является вал стартера. Крутящий момент передается через первую ступень редуктора, хра-
299
новую муфту, валик перебора и вторую ступень редуктора на выходной вал редуктора. Роликовая муфта при этом расклинивается, так как ее поводок, расположенный на выходном валу редуктора, вращается медленнее, чем обойма, соединенная с валом стартера. После выключения питания стартера вращение его вала замедляется и обойма роликовой муфты, отставая от поводка муфты в относительном движении, выводит ролики из впадин поводка и заклинивается на нем. Крутящий момент от вала ГТД передается напрямую на вал стартера-генератора через роликовую муфту. Центробежная храповая муфта при этом расцепляет валик перебора с валом стартера, так как ведомая часть этой муфты, связанная с валиком перебора, и несущая собачки вращаются быстрее, чем храповик, выполненный в венце шестерни, укрепленной на валу стартера. Шестерни перебора вращаются свободно, без нагрузки.
В процессе раскрутки ротора двигателя электростартером аккумуляторные батареи, создающие номинальное напряжение 24 В, переключаются с параллельного соединения на последовательное, вследствие чего напряжение питания электростартера повышается до 48 В. Благодаря этому увеличивается мощность электростартера и повышается надежность запуска двигателя. Чтобы не допустить перегрева электростартера, разрешается 3—5 включений продолжительностью не более 1 мин каждое с перерывами между двумя последовательными включениями 2—3 мин для охлаждения стартера.
Электростартеры развивают мощность до 30 л. с., максимальная частота вращения — 9000—13000 об/мин. Продолжительность раскрутки ротора двигателя до частоты отключения стартера составляет 30—60 с. В случае применения аккумуляторных батарей с напряжением 112 В электростартеры могут иметь приемлемые габариты и массу при мощностях 70—100 л. с. Для электростартеров характерны простота конструкции, удобство обслуживания, высокая надежность в работе, постоянная готовность к действию при исправных заряженных аккумуляторах, возможность автоматизации процесса раскрутки ротора относительно простыми средствами. Недостатком электрических стартеров являются большие значения удельной массы бортовых аккумуляторных батарей и собственно электростартера, достигающие 4—8 кг'/л. с. и 1,5—2 кг/л. с. соответственно. Удельная масса электрической системы запуска с турбогенераторной установкой, обеспечивающей централизованный автономный запуск четырех двигателей на самолете, в 2—3 раза меньше.
Компрессорный турбостартер представляет собой малогабаритный ГТД, избыточная мощность турбины которого идет на раскрутку ротора запускаемого двигателя. Для работы стартера используется топливо, на котором работает двигатель.
Конструктивные особенности стартеров этого типа обусловлены стремлением обеспечить в первую очередь малую массу
30Q
и небольшие габариты стартера. Высокая экономичность стартера не имеет существенного значения ввиду кратковременности его работы. Поэтому в компрессорных турбостартерах применяют, как правило, центробежный компрессор с односторонним входом воздуха, укороченную камеру сгорания (спиральную, петлевую или противоточную), осевую или радиальную газовую турбину. Системы смазки, топливоподачи, запуска и автомати-
Рис. 15.4. Компрессорный стартер со свободной турбиной:
/ — электростартер; 2 — муфта сцепления; 3 — ротор турбокомпрессора;
4— свободная турбина; 5 — редуктор
ческого регулирования стартера упрощают в максимально воз-можной степени. Стартер запускается с помощью специального электростартера и затем выводится на режим, близкий к рабочему, без нагрузки. Благодаря этому сокращается продолжительность всего процесса запуска двигателя.
Для того чтобы ротор неработающего стартера не авторотировал в потоке воздуха, входное и выходное отверстия турбостартера в фюзеияже перекрываются заслонками, которые открываются автоматически перед запуском и закрываются после запуска двигателя. Управление заслонками осуществляется специальным электродвигателем или силовыми цилиндрами.
Компрессорные турбостартеры подразделяются на стартеры со свободной стартовой турбиной, кинематически не связанной с турбокомпрессором, и на стартеры с общей турбиной, в конструкцию которых включают гидромуфту или дифференциальный редуктор. Широкое распространение получил стартер со свободной турбиной (рис. 15.4). Благодаря скольжению стартовой турбины относительно турбокомпрессора уменьшается потребное передаточное отношение и упрощается конструкция редуктора. После запуска стартера его турбокомпрессор быстро выходит на установившийся рабочий режим и затем служит генератором газа для стартовой турбины. Последняя работает при непрерывно увеличивающейся частоте вращения, обеспечивая плавную раскрутку ротора запускаемого двигателя.
На рабочем режиме частота вращения турбокомпрессора поддерживается постоянной, поэтому расход газа через стартовую турбину при раскрутке остается постоянным, а ее крутящий
301
момент уменьшается с увеличением частоты вращения вследствие уменьшения изменения количества движения газа на лопатках турбины в окружном направлении. Такой характер изменения моментной характеристики позволяет получить максимальную мощность стартера на частотах вращения, при которых мощность турбины запускаемого двигателя еще невелика. По достижении ротором запускаемого двигателя частоты вращения п2 центробежный выключатель останавливает стартер прекращением подачи топлива в его камеру сгорания, а храповая муфта разъединяет валы стартера и двигателя.
Мощность компрессорных турбостартеров равна 100—250 л. с., удельная масса — 0,5—0,8 (до 0,3) кг/л. с., продолжительность работы турбокомпрессора достигает 60 с, а продолжительность запуска двигателей—120 с, ресурс — 900—1000 запусков.
Бескомпрессорный воздушный турбостартер работает на сжатом воздухе, источниками которого могут служить аэродромные или бортовые баллоны, находящиеся под давлением до 200-105 Па, аэродромные компрессорные установки, вспомогательные газотурбинные генераторы сжатого воздуха, размещаемые на борту самолета, компрессор одного из запущенных двигателей на самолете с несколькими двигателями. Воздушные турбостартеры наиболее широко используются на многомоторных самолетах с бортовым газотурбинным генератором сжатого воздуха. Основные узлы воздушного турбостартера: воздушная турбина, дроссельная заслонка с электродистанционным управлением, механизм сцепления, маслонасос, центробежный выключатель, воздействующий на положение дроссельной заслонки. При мощности турбостартера 30—40 л. с. потребный расход воздуха для работы турбины равен 0,35—0,4 кг/с, а при мощности 120— 150 л. с. —1,0—1,2 кг/с, при этом потребное давление воздуха равно (3 4-4)10® Па.
§ 15.3.	Механизмы сцепления стартера с ротором двигателя
Механизм сцепления служит для автоматического соединения валов стартера и запускаемого двигателя и разъединения их по окончании раскрутки ротора. В качестве механизмов сцепления применяют обгонные муфты свободного хода (храповые, роликовые), передающие крутящий-момент только в одном направлении, и гидравлические муфты переменного заполнения. Для ограничения максимально допустимой величины передаваемого крутящего момента служит предохранительная постоянно замкнутая фрикционная муфта дискового типа.
В конструкциях стартеров широко применяют центробежные и осевые храповые муфты.
Центробежная храповая муфта 9 (рис. 15.3) состоит из двух концентрически расположенных частей: наружной 302
ведущей части, связанной с валом стартера, и внутренней ведомой — валика 8 перебора, связанной с ротором двигателя. Па внутренней поверхности венца наружной части выполнен храповик, ведомая часть несет три собачки 10, расположенные под уг-чом 120° одна к другой. Собачка представляет собой двуплечий рычаг, который может поворачиваться на оси между двумя упорами. Одно крайнее положение собачек, при котором их рабочие плечи находятся в контакте с косыми зубцами храповика, является рабочим, а другое крайнее положение, при котором этого контакта нет, — выключенным. В рабочее положение собачки сжимаются пружинами и удерживаются в нем окружными усилиями, действующими при передаче крутящего момента. В выключенное положение собачки переводятся моментами центро-।южных сил собственных масс по достижении ротором двига-н-ля частоты вращения отключения стартера, когда ведомая часть муфты начинает обгонять ведущую часть и окружные усилия становятся равными нулю. Момент центробежных сил дей-гшует в сторону выключения в результате того, что масса нера-оочсго плеча собачки больше массы рабочего. Перевод собачек па упор убранного положения после выключения стартера \мсньшает износ муфты.
Повторный запуск двигателя стартером с храповой муфтой разрешается лишь после полной остановки ротора двигателя. В противном случае сцепление может сопровождаться ударом оольшой силы, если в момент включения стартера собачки не находятся в контакте с зубьями храповика. При этом частота вращения ротора стартера, работающего без нагрузки, быстро вырастает, а частота вращения ротора двигателя в процессе выбега уменьшается. При некоторой частоте вращения произой-1ет удар выдвигающихся собачек о зубья храповика, причем < пла удара зависит от разности угловых скоростей ведущей и истомой частей муфты в момент сцепления.
Осевая храповая муфта (рис. 15.5) имеет ведущий храповик, установленный подвижно на винтовых нарезах выходного вала стартера. В момент трогания выходного вала ведущий храповик отстает от него вследствие инерции собственной мас-. ы п, перемещаясь по нарезам в осевом направлении, сцепляется с ведомым храповиком, установленным на валике привода рогора двигателя. После этого винтовые нарезы выполняют функции шлицев, передающих крутящий момент от стартера к ротору двигателя. Четкость работы подвижного храповика повышается благодаря манжете, препятствующей повороту его имеете с выходным валом. После выключения стартера ведомый храповик обгоняет ведущий и скосами своих зубцов отжимает ши в исходное положение. Аналогично рассмотренному может осуществляться ввод в зацепление и вывод из него ведущей ше-стерпи, устанавливаемой подвижно на валике стартера, с шестерней, укрепляемой на валике привода ротора двигателя.
303
Роликовая муфта состоит из двух концентрически расположенных частей — внутреннего поводка 6 (рис. 15.3) с угловыми вырезами и наружного ведомого барабана. В вырезы заведены стальные ролики 4. При вращении поводка в прямом направлении ролики защемляются в клиновых вырезах, вследствие чего барабан начинает вращаться вместе с поводком. Пос-
Рис. 15.5. Осевая храповая муфта:
1 — манжета; 2 — ведущий храповик; 3 — валик привода
ле достижения ротором двигателя частоты вращения отключе-ния стартера барабан обгоняет поводок, ролики западают в угловые выоезы и муфта рассоединяет валы.
§ 15.4.	Работа системы запуска
Работа системы запуска на земле. Перед запуском двигателя рычаг управления двигателем устанавливают в положение МАЛЫЙ ГАЗ, нажимают кнопку 11 (рис. I5.I) ЗАПУСК НА ЗЕМ' ЛЕ и через 1—2 с отпускают ее. Последующий процесс запуска ппопсходит автоматически. Напряжение питания поступает на электромеханизм открытия створок турбостартера и к электродвигателю 8 автомата времени. Электродвигатель включается в работу и, вращаясь, с помощью профилированных кулачков поочередно включает микровыключатели, в результате чего срабатывают реле и контакторы исполнительных механизмов.
Примеряо через 0,7—0,9 с напряжение питания подается к агрегатам турбостартера: катушке зажигания, электродвигателю топливного и Масляного насосов, электромагнитному топливному клапану и электростартеру. Одновременно подается питание к катушке зажигания основной камеры сгорания. Электростартер раскручивает ротор турбины стартера, а электродвига-304
толь приводит во вращение масляный и топливный .насосы. При определенном давлении за компрессором турбостартера включается электромагнитный клапан и в камеру сгораниятурбостар-гсра начинает поступать топливо. С включением зажигания т\ рбостартера в кабине пилота загорается сигнальное табло ЗАЖИГАНИЕ.
С момента возникновения избыточной мощности на выходном валу стартера начинается холодная прокрутка ротора запускаемого двигателя. При достижении частоты вращения nt со' з дается пусковой факел "пламени в результате подвода к пусковым воспламенителям пускового топлива и включения зажигания.
По мере увеличения частоты вращения ротора двигателя частота вращения качающего узла основного топливного насоса, приводимого во вращение от вала двигателя, и давление топлива на выходе из этого насоса увеличиваются. Топливные коммуникации, расположенные до автоматического распределителя топлива (APT) двухканальных топливных форсунок, заполняются топливом. К концу первого этапа запуска давление топлива перед APT увеличивается до значения, при котором топливо отодвигает иглу APT и проходит во вспомогательный коллектоп п далее по вспомогательным каналам двухканальных форсунок б камеру сгорания двигателя. Топлпвовоздушная смесь, образовавшаяся в результате смешения распыленного топлива с воздухом, поджигается пламенем от пускового воспламенителя.
После создания устойчивого процесса горения топливовоздушной смеси необходимость в пусковом факеле пламени отпадает, и при определенной частоте вращения пусковой воспламенитель выключается прекращением подачи к нему топлива. Стартер отсоединяется от ротора двигателя автоматически вследствие срабатывания муфты сцепления при достижении ротором двигателя частоты вращения п2 или в результате прекращения его работы по истечении определенного времени работы пусковой панели. При втором способе отключения стартера возможны случаи, когда к моменту окончания цикла работы пусковой панели турбина двигателя не достигает частоты вращения м2. при которой она имеет достаточный запас мощности для раскрутки ротора двигателя до частоть! вращения на малом газе. В результате запуск двигателя может затянуться или совсем не состояться. В процессе перевода РУД в положение МАК-СИМАЛ и выхода двигателя на максимальную частоту вращения ротора закрываются ленты перепуска воздуха (гаснет сигнальная лампа на табло) и открываются лопатки поворотного направляющего аппарата. Вследствие закрытия створок выходного сопла увеличивается температура газов.
Работа системы запуска в полете. Запуск в полете производится для восстановления работы двигателя после самопроизвольного или преднамеренного его выключения. Выключение
305
двигателя в полете сопровождается прекращением горения топлива в камерах сгорания и постепенным уменьшением частоты вращения ротора до установившейся частоты авторотации.
Запуск двигателя в полете осуществляется без использования стартера. Различают два вида запуска: запуск с установившейся частоты авторотации и встречный запуск, т. е. запуск до выхода двигателя на установившийся режим авторотации (запуск в период выбега ротора от частоты вращения, при которой двигатель выключился, до начала режима авторотации). Основная трудность запуска двигателя с установившегося режима авторотации связана с необходимостью уменьшения высоты и скорости полета для получения такой частоты авторотации, при которой обеспечиваются надежное воспламенение и горение топливовоздушной смеси в камерах сгорания.
Для запуска двигателя следует установить необходимую скорость полета, перевести РУД на упор МАЛЫЙ ГАЗ и включить выключатель ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ. При этом загораются сигнальные лампы ЗАЖИГАНИЕ и ЛЕНТА ОТКРЫТА. Нормальный запуск двигателя осуществляется за 20—30 с. Контроль запуска двигателя производится по нарастанию частоты вращения ротора и температуры газа за турбиной. После выхода двигателя на режим малого газа выключатель ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ выключают, при этом гаснут сигнальные лампы. Если двигатель с первой попытки не запустился, РУД устанавливают в положение СТОП, проверяют давление кислорода в системе подпитки, которое должно быть (84-10) 10s Па, несколько увеличивают скорость полета и повторяют запуск.
В отличие от запуска с установившегося режима авторотации при встречном запуске процесс горения в камерах восстанавливается почти сразу после самовыключения двигателя, причем в более широком диапазоне высот и скоростей полета. Система встречного запуска двигателя включается в работу автоматически по сигналам падения давления воздуха за компрессором. При запуске двигателя в полете включается пусковая топливная система, кислородная подпитка и зажигание, а стартер не работает.
Запуск турбовинтовых двигателей в полете имеет свои особенности по сравнению с запуском турбореактивных двигателей. Изменением угла установки лопастей воздушного винта частота авторотации может быть достигнута любой в пределах от нуля и до максимальной на всех высотах и скоростях полета. После выключения двигателя в полете лопасти воздушного винта переводят во флюгерное положение, при котором винт не вращается и не создает большой отрицательной силы тяги. Запуск ТВД в полете производят в следующем порядке: 1) устанавливают скорость полета, близкую к минимальной; 2) включают тумблер ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ; 3) короткими импульсами производят частичное расфлюгирование воздушного винта до
806
частоты вращения, при которой параметры воздушного потока на входе в камеру сгорания обеспечивают наиболее благоприятные условия для воспламенения и горения пускового и основного юплива. Эта частота вращения обычно меньше частоты вращения на малом газе. При быстро.м расфлюгировании воздушного впита может возникнуть большая отрицательная тяга, вызывающая резкое торможение самолета. Воспламенение топливовоз-тушной смеси контролируют по указателю температуры газа за । у ройной; 4) выключают тумблер ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ; 5) для предотвращения интенсивного нарастания температуры газов при относительно небольшом темпе увеличения частоты вращения ротора проводят дополнительное расфлюгирование винта, вызывающее раскрутку ротора двигателя до частоты малого газа; 6) с помощью рычага управления двигателем устанавливают режим, необходимый дтя продолжения полета. Бла-(отаря большому крутящему моменту, создаваемому винтом, время выхода ТВД на режим высотного малого газа значительно меньше времени запуска ТРД в полете.
§ 15.5.	Причины возможного ненадежного запуска двигателя и действия экипажа
Надежность запуска зависит от надежности работы всех сипом и агрегатов, участвующих в запуске двигателя. Причины снижения надежности запуска двигателя в процессе эксплуатации:
1.	Ухудшение собственных пусковых свойств двигателя. На-к’жность запуска двигателя на земле существенно .ухудшается как при высоких положительных, так и при низких отрицательных температурах наружного воздуха. При повышении температуры окружающей среды уменьшается диапазон устойчивой работы компрессора по расходу воздуха. Кроме того, повыша-е 1 ся температура газов перед турбиной на установившихся режимах. Поэтому при неизменной регулировке топливной аппара-|уры возможна неустойчивая работа запускаемого двигателя. Гели же по мере увеличения температуры наружного воздуха отливная автоматика уменьшает подачу топлива, увеличивается продолжительность запуска двигателя. При понижении температуры наружного воздуха увеличивается мощность прокрутки ротора двигателя вследствие увеличения мощности, идущей па сжатие воздуха в компрессоре и на преодоление сил трения 1р5щихся деталей! в связи с возрастанием вязкости масла. Потому при неизменной мощности стартера уменьшается частота вращения ротора двигателя, до которой он раскручивается стар-и-ром.
2.	Уменьшение располагаемой мощности стартера. При отрицательных температурах наружного воздуха уменьшается отдача энергии аккумуляторными батареями вследствие пониже
307
ния температуры электролита. В турбостартерах с гидромуфтой ухудшается заполнение гидромуфты маслом, в результате раскрутка ротора двигателя стартером выполняется вяло и до меньшей частоты вращения. Располагаемая мощность стартера может уменьшиться также вследствие нарушения регулировки агрегатов, управляющих подводом энергии к стартеру, и ряда других причин. Достаточность мощности стартера проверяется по частоте вращения холодной прокрутки ротора двигателя.
3.	Неточное выполнение программы подачи топлива топливной автоматикой запуска. Надежный запуск ГТД усложняется наличием узкого диапазона устойчивой работы компрессора. Поэтому необходимо, чтобы топливная автоматика запуска двигателя выдерживала оптимальный закон подачи топлива с большой точностью и стабильностью. Превышение максимально допустимой подачи топлива приводит к неустойчивой работе компрессора, снижению давления воздуха за компрессором, росту температуры газа и «зависанию» ротора на промежуточной частоте вращения.
4.	Ухудшение работы пусковых воспламенителей. При отрицательных температурах окружающей среды увеличивается вязкость и ухудшаются распыл и испаряемость топлива, в результате затрудняется воспламенение топливовоздушной смеси в пусковых воспламенителях и в основных камерах сгорания. Поджигающая способность пускового факела также снижается, факел сдувается потоком проходящего воздуха, и топливовоздушная смесь в камерах сгорания повторно не воспламеняется. Применение авиационного бензина в качестве пускового топлива, кислородной подпитки и электрообогрева пускового воспламенителя повышает надежность запуска двигателей при низких температурах.
Контроль процесса запуска осуществляют по указателю частоты вращения ротора и температуры газа за турбинами двигателя и турбостартера. Рост частоты вращения должен быть плавным, а температура газа не должна превышать предельных значений. В случае превышения максимально допустимого значения температуры газа включаются сигнальная лампа и табло ВЫСОКАЯ ТЕМПЕРАТУРА. При этом двигатель необходимо немедленно выключить. Для экстренного прекращения процесса запуска служит кнопка 12 (рис. 15.1) ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА. Повторный запуск производят только после устранения неисправности.	'
При неудачной попытке запуска и догорании топлива в камере сгорания производят холодную прокрутку ротора двигателя. Для этого устанавливают РУД в положение СТОП, переключатель вида запуска — в положение ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЯ и нажимают кнопку ЗАПУСК НА ЗЕМЛЕ.
308
В процессе запуска двигателя на земле возможен его помпаж. Признаками помпажа являются интенсивный рост температуры газа за турбиной двигателя с тенденцией к превышению максимально допустимого значения и характерное изменение звука работы двигателя. В этом случае двигатель немедленно выключают установкой РУД в положение СТОП. Повторный запуск не производится до выявления и устранения причины помпажа.
УСТРОЙСТВО, ХАРАКТЕРИСТИКИ
И ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМ РЕГУЛИРОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ ТВД
Глава 16
ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ
§ 16.1.	Устройство, особенности рабочего процесса и параметры ТВД
Конструктивные компоновки самолетных ТВД и вертолетных ГТД сопоставляют по следующим наиболее существенным признакам: числу воздушных винтов, числу роторов двигателя и числу двигателей, работающих на один редуктор.
Однороторный ТВД сод ним воздушным винтом представляет собой пример ТВД простейшей конструктивной схемы.
Мощность двигателя поглощается воздушным винтом. Для согласования при изменении высоты и скорости полета мощности, поглощаемой винтом, с мощностью, развиваемой двигателем, винт выполняется с изменяемым в полете шагом. В качестве параметра, с помощью которого производится согласование, принимают частоту вращения ротора винта. Заданная частота вращения поддерживается постоянной посредством регулятора, воздействующего на угол установки лопастей винта. Изменением подачи топлива в камеры сгорания регулируют величину мощности, развиваемой двигателем.
Выходное устройство служит только для отвода газов в атмосферу без существенного преобразования их энергии. Регу лирования площади выходного сечения сопла не производится. Для уменьшения величины мощности стартера, потребной для запуска двигателя, лопасти воздушного винта переводятся системой автоматики на минимальный угол установки, равный О—1°. Однако и в этом случае она остается значительной, так как вместе с ротором турбокомпрессора раскручивается также и винт. Для облегчения условий запуска и обеспечения устойчивой работы компрессора на режиме малого газа применяется поворот лопаток направляющих аппаратов и перепуск воздуха из компрессора. Чтобы уменьшить массу редуктора, двигатель
310.
нередко выполняют высотным, т. е. с ограничением максимальной величины мощности до расчетной высоты. Воздушный винт имеет специальную автоматику, обеспечивающую безопасность полета в случае возникновения отрицательной тяги, отказа одного из двигателей и т. п.
Рис. 16.1. Силовая установка вертолета с двумя двигателями, работающими на один главный редуктор:
а — вид сбоку; б — вид сверху; 1 — двигатели; 2 — главный редуктор; 3 — вентилятор; 4 — маслорадиатор; 5 привод хвостового винта
Схема ТВД с одиночным винтом пригодна для мощностей, не превышающих 3500—5000 кВт, так как при более высоких мощностях воздушный винт получается неконструктивным.
Одно роторный ТВД с двумя соосными винтами (рис. 1.5). Воздушные винты вращаются в противоположных направлениях с равными частотами, вследствие чего гироскопические моменты винтов, возникающие при эволюциях самолета, взаимно уравновешиваются и на самолет не передаются. В остальном данная схема принципиально не отличается от предыдущей.
Двухроторный ГТД со свободной турбиной воздушного винта (рис. 16.1). Воздушный винт приво
311
дится во вращение турбиной низкого давления (свободной турбиной, не связанной с ротором турбокомпрессора). В зависимости от месторасположения воздушного винта свободная турбина может быть обращена валом отбора мощности ко входу двигателя или к выходу из двигателя.
Благодаря кинематической независимости свободной турбины от ротора турбокомпрессора ее частота вращения может быть значительно меньше частоты вращения ротора турбокомпрессора. Поэтому потребное передаточное отношение и масса редуктора уменьшаются. Снижение частоты вращения турбины винта не сказывается на напорности компрессора, как это наблюдается в однороторных схемах ТВД.
Два ТВД, работающие на один редуктор, могут применяться в силовых установках самолетов и вертолетов. Конструкция трансмиссии обеспечивает возможность работы силовой установки с пониженной мощностью или с полным отключением одного из двигателей независимо от другого двигателя. На рис. 16.1 приведена вертолетная силовая установка с двумя двигателями, работающими на один главный редуктор.
Особенность рабочего процесса ТВД по сравнению с рабочим процессом ТРД состоит в том, что вследствие большей степени расширении газа в турбине давление газа на выходе из турбины меньше, чем в ТРД и в ряде случаев меньше атмосферного.
Тяговая мощность в ТВД создается за счет подводимой к воздушному винту мощности и реактивной силы тяги. Эквивалентной мощностью ТВД называется условная мощность на валу воздушного винта, создающая такую же тяговую мощность, какая получается за счет работы винта и реактивной тяги. Эквивалентная мощность современных самолетных ТВД равна 3500—11000 кВт, а вертолетных ГТД—1000— 6000 кВт.
Удельный расход топлива Суд представляет собой отношение часового расхода топлива к эквивалентной мощности. Удельная эквивалентная, мощность 1Ууд определяется как отношение эквивалентной мощности к расходу воздуха. Удельная масса тул равна отношению массы двигателя к его эквивалентной мощности. Для современных ТВД при работе на месте на максимальном режиме в стандартных атмосферных условиях Суд=0,3-5-0,4 кг/(кВт-ч); Л\д= 150-5-200 кВт-с/кг; туд=О,3-5-О,4 кг/кВт.
Удельные параметры ТВД зависят от параметров рабочего процесса. Современные ТВД имеют те*=13-т-15 при температуре 7^=1300-4-1400 К. Повышение температуры газа перед тур-биной приводит к значительному увеличению удельной мощности и уменьшению удельного расхода топлива.
312
§ 16.2.	Эксплуатационные характеристики ТВД
К эксплуатационным характеристикам ТВД относятся скоростные, высотные и дроссельные характеристики.
Скоростными характеристиками ТВД называются зависимости эквивалентной мощности и удельного расхода топлива на заданном режиме работы двигателя от скорости по-
лета при неизменной высоте полета и принятой программе регулирования. Так как наряду с расходом топлива GT ТВД имеет еще один регулирующий фактор — угол <р установки лопастей воздушного винта, число регулируемых параметров ТВД также равно двум. Это частота вращения ротора турбокомпрессора и температура газа перед турбиной.
С увеличением скорости полета на данной высоте и при регулировании двигателя на максимальном режиме по программе n=const и 7'*= const эквивалентная мощ-
Рис. 16.2. Высотно-скоростные характеристики ТВД
пость увеличивается, а удельный расход топлива уменьшается (рис. 16.2). Эквивалентная мощность увеличивается вследствие увеличения расхода воздуха через двигатель и небольшого повышения эквивалентной работы цикла.
Удельный расход топлива уменьшается в результате роста степени повышения давления воздуха в двигателе и вызванного этим улучшения использования теплоты в цикле. При Мт/>0,85э-0,90 удельный расход топлива начинает возрастать, так как снижается полный КПД двигателя из-за снижения КПД воздушного винта.
Высотными характеристиками ТВД называются зависимости эквивалентной мощности и удельного расхода топлива на заданном режиме работы двигателя от высоты полета при постоянной скорости полета и принятой программе регулирования.
При увеличении высоты полета эквивалентная мощность уменьшается (рис. 16.3), так как значительно уменьшается расход воздуха через двигатель вследствие снижения плотности воздуха. Начиная с высоты 11 км темп падения мощности усиливается, так как степень повышения давления к и степень подогрева Ь=тутн воздуха в двигателе остаются неизменными, поэтому работа турбины и удельная реактивная тяга перестают увеличиваться.
12—607
313
с увеличением высоты уменьшается до высоты 11 улучшается использование
Рис. 16.3. Высотные характеристики ТВД с ограничением мощности (штриховые линии) и без ограничения мощности (сплошные линии)
полета удельный расход топлива км, так как вследствие роста к и А теплоты в цикле, а с высоты 11 км Суд остается постоянным.
Для уменьшения габаритов и массы силовой установки мощность ТВД нередко ограничивают на малых высотах некоторой величиной, обеспечивающей удовлетворительные взлетные качества самолета. Высота, до которой мощность двигателя поддерживается постоянной, называется высотой ограничения (рис. 16.3); Эта высота зависит от скорости полета. Чем выше скорость полета, тем больше высота ограничения. Обычно мощность двигателя ограничивают при n = const за счет уменьшения температуры Т*3, так как при WOrp=const и n = const сохраняется постоянным крутящий момент и, следовательно, равнопрочность узлов двигателя в диапазоне высот ограничения мощности. Для поддержания /У0Гр = const в условиях изменения высоты и скорости полета часовой расход топлива необходимо изменять обратно
пропорционально изменению полного КПД двигателя. На режимах ограничения мощности с уменьшением высоты и скорости полета удельный расход топлива возрастает.
Дроссельными характеристиками ТВД называются зависимости эквивалентной мощности N3KB и удельного расхода топлива Суд от частоты вращения ротора двигателя при неизменных высоте и скорости полета.
Для уяснения возможных способов уменьшения мощности ТВД рассмотрим статические характеристики, представляющие собой зависимости мощности двигателя от частоты вращения ротора при постоянных значениях температуры Т*3 (штрихпунк-тирные линии на рис. 16.4) и при постоянных значениях подачи топлива GT (сплошные линии). На том же рисунке изображены зависимости мощности, потребляемой винтом, от п при различных углах ср установки лопастей. Точки пересечения кривых мощности двигателя и мощности винта характеризуют режимы совместной работы двигателя и винта. Область возможных режимов работы ТВД ограничена сверху линией мощности при П max доп = const, снизу — условиями устойчивого горения топ
314
лива при малых подачах, слева—условиями устойчивой работы компрессора, справа — максимально допустимыми значениями п по условиям прочности двигателя.
Нередко уменьшение мощности в однороторных ТВД достигается снижением температуры Тд газа перед турбиной путем уменьшения подачи топлива в двигатель при постоянной частоте вращения ротора (линия adc на рис. 16.4). Частота вращения ротора поддерживается постоянной облегчением воздушного винта по мере снижения мощности двигателя до величины, равной приблизительно 0,2 номинальной. Дальнейшее снижение мощности после установки лопастей винта на упор минимального шага производится уменьшением п и Г* при фиксированном минимальном шаге винта. Такая программа дрос-
Рис. 16.4. Дроссельные характеристики ТВД
селирования обеспечивает по мере дросселирования двигателя увеличение запаса устойчивости компрессора на дроссельных режимах. Перевод двигателя с пониженных режимов на максимальный не требует раскрутки ротора, поэтому время приемистости двигателя определяется в основном скоростью поворота лопастей винта. Упрощается также система регулирования двигателя, так как регулятор п получается с однорежимной настройкой. Недостатками этого способа дросселирования являются повышенные динамические нагрузки и некоторое ухудшение экономичности при работе на пониженных режимах. Так как при одном и том же значении частоты вращения п двигатель может работать с различными подачами топлива, режим работы ТВД задают не по п, а по положению РУД (углу ₽ руд)-
При использовании программы cda процесс выхода двигателя на максимальный режим совершается следующим образом: до точки d лопасти винта находятся на упоре минимального угла фшш = 02°, обеспечивающего облегчение запуска двигателя (уменьшаются температура и потребная мощность старте
12*
315
ра), причем частота вращения увеличивается за счет увеличения подачи топлива. При дальнейшем перемещении РУД увеличиваются GT и мощность двигателя. Частота вращения имеет тенденцию к возрастанию, но регулятор п поддерживает заданное значение пШах путем увеличения угла <р (винт затяжеляется — увеличивается поглощаемая им мощность). Угол <р^ах—20ч-25°. Запас поворота лопастей нужен для регулирования п при изменении Н и V полета (в полете на Vmax <р=40-5-50°) и для перевода лопастей во флюгерное положение—<рмакс. yn=85-j-90°.
Дросселирование ТВД со свободной турбиной производят снижением температуры и частоты вращения п турбокомпрессора за счет уменьшения подачи топлива в камеру сгорания по линии abc (рис. 16.4). При этом имеется возможность независимого регулирования частоты вращения свободной турбины изменением угла установки лопастей воздушного винта. Это позволяет получить на заданном режиме работы турбокомпрессора максимум мощности свободной турбины при высоком КПД воздушного винта и обеспечить за счет этого на дроссельных режимах более высокую экономичность двигателя по сравнению с  одновальным ТВД.
§ 16.3.	Воздушные винты изменяемого шага
Современные ТВД имеют воздушные винты с изменяемым углом установки лопастей во втулке, т. е. винты изменяемого шага (ВИШ).
• Изменением шага улучшается использование воздушного винта на режимах полета, отличающихся от расчетного. Для этого заданную частоту вращения воздушного винта поддерживают постоянной во всем эксплуатационном диапазоне скоростей и высот полета с помощью регулятора, управляющего положением лопастей. Поворот лопастей осуществляется посредством сервомотора, создающего необходимое перестановочное усилие. Если при данной мощности двигателя частота вращения увеличивается по сравнению с заданной, регулятор приводит в действие сервомотор, который переводит лопасти на больший угол установки до восстановления заданной частоты вращения. И наоборот, в случае уменьшения частоты вращения регулятор облегчает воздушный винт.
Кроме основного назначения, поворот лопастей обеспечивает:
1) при запуске двигателя переводом лопастей в положение, соответствующее минимальному углу установки (<pmin=0-5-2°) в контрольном сечении на относительном радиусе 0,5—0,6,— уменьшение потребной мощности стартера;
2) при отказе или выключении двигателя в полете переводом лопастей во флюгерное положение, соответствующее углу установки 90°, — уменьшение аэродинамического сопротивления воздушного винта;
316
3) переводом лопастей на малые положительные или отрицательные углы установки, при которых возникает отрицательная тяга воздушного винта, — уменьшение длины пробега самолета после посадки,
Рис. 16.5. Гидравлическая втулка ВИШ:
1 — плунжер; 2— поршень шлицевой муфты; 3 — шлицевая муфта; 4 — гильза; 5 — поворотная втулка; 6 — цилиндр; 7 —- поршень; S — центробежный фиксатор шага; 9 — корпус; 10—стакан; //'—хомут; /2—комель лопасти; 13—гайка; 14— шарикоподшипник; 15 — маслопровод; 16 — палец; П — шатун; 18 траверса; 19 — канал промежуточного упора; 20 — клапан
Работой винта на режимах запуска, флюгирования и реверса тяги управляют специальные автоматические устройства.
Втулка воздушного винта служит для крепления лопастей, размещения механизма поворота и дополнительных устройств, повышающих надежность и безопасность работы воздушного винта (противообледенительного устройства, фиксаторов шага).
Конструкция втулки ВИШ. К основным элементам конструкции втулки ВИШ относятся корпус и механизм поворота лопастей.
Корпус 9 (рис. 16.5) втулки является основным силовым элементом втулки. -Он представляет собой цельнокованую цилиндрическую коробку с цилиндрическими гнездами (рукавами), радиально расположенными на ее боковой поверхности на
317'
равных угловых расстояниях одно от другого. Число рукавов равно числу лопастей и не превышает трех-четырех, так как размещение и крепление во втулке большего числа лопастей затруднительно. К передней стенке корпуса примыкает механизм поворота лопастей, задней стенкой корпус втулки крепится к валу воздушного винта. Для повышения жесткости и снижения массы корпус втулки чаще выполняют без монтажного разъема в плоскости вращения винта. Корпус нагружается центробежными силами лопастей, изгибающими моментами центробежных и аэродинамических сил лопастей, действующими в осевой плоскости и в плоскости вращения винта, изгибающим моментом от кориолисовых сил инерции лопастей, возникающим при эволюциях самолета.
Крепление лопастей в корпусе втулки при отсутствии монтажного разъема осуществляют с помощью промежуточного стакана 10 (рис. 16.5) и многорядного шарикоподшипника 14.
Крепление втулки к валу винта посредством фланцевого соединения получило широкое распространение среди современных ТВД. Торцевые треугольные шлицы, выполненные на фланце вала и на задней стенке корпуса втулки, центрируют втулку и передают на нее крутящий момент. Втулка притягивается к фланцу шпильками. К достоинствам данного способа относится то, что при постановке воздушного винта на выходной вал редуктора разборка втулки не требуется. Для защиты лопастей и обтекателя втулки винта от обледенения применяют жидкостные или электрические противообледенительные системы. Жидкостные системы, работающие на водоспиртовых смесях, уступают по массе электрическим системам.
Электрическая противообледенительная система состоит из нагревательных элементов, генератора переменного тока и агрегатов управления. Нагревательные элементы изготовляются из токопроводящей резины и наклеиваются на передней кромке лопастей и на лобовой части обтекателя втулки винта. Внутри нагревательного элемента по его продольным краям запрессованы токоведущие шины из латунной сетки. Концы шин у комля лопасти выводятся наружу и проводами соединяются с клеммами генератора. Вследствие подтаивания льда его сцепление с поверхностью лопасти ослабевает, и центробежными силами он сбрасывается. Токопроводящая резина нагревателя изолируется от лопасти с помощью прорезиненной ткани и для защиты от истирания покрывается снаружи непроводящей резиной. Нагревательные элементы циклически включаются и выключаются контактором, получающим команды от специального временного автомата. Электрическая энергия подводится по проводам с помощью щеток и контактных колец токосъемника.
Механизм поворота лопастей должен обеспечивать синхронный поворот лопастей в диапазоне углов 0—90° со ско-318
ростью не менее 7—10 град/с, быть простым, компактным и надежным в работе. Этим требованиям отвечает гидравлический поршневой сервомотор двустороннего действия.
Сервомотор состоит из цилиндра 6 (рис. 16.5), поршня 7 и механизма для преобразования поступательного движения поршня во вращательное движение лопастей. Поршень в цилиндре уплотняется манжетой. Осевые перемещения поршня ограничены упорами, соответствующими минимальному <рпип и максимальному фтах углам установки лопастей. Цилиндр посредством гайки крепится к передней стенке корпуса втулки.
В качестве механизма для преобразования поступательного движения поршня во вращательное движение лопастей чаще применяют кривошипно-шатунный механизм. Он состоит из пальца 16, расположенного эксцентрично на торце стакана лопасти, и шатуна 17, связанного одним концом с пальцем, а другим — с поршнем посредством траверсы 18.
Давление масла в сервомоторе выбирают достаточным для поворота лопастей с необходимой скоростью. Лопасти переводятся на малый шаг давлением масла (6ч-8)105 Па, подводимым из магистрали двигателя, постоянно действующим на одну из сторон поршня, и моментами поперечных составляющих центробежных сил лопастей. Для перевода лопастей на большой шаг используется масло, подаваемое под давлением (20-i-40) Ю5 Па специальным маслонасосом. Маслонасос помещают в одном агрегате с регулятором частоты вращения.
Условия возникновения отрицательной тяги воздушного винта в полете. Отрицательная тяга представляет собой направленную против полета осевую составляющую Р& полной аэродинамической силы Р, возникающей на лопастях воздушного винта (рис. 6.10, в, г и д). Окружная составляющая Ри полной аэродинамической силы — есть сила сопротивления вращению (рис. 6.10, а, б и в) или сила, вращающая ротор на режимах авторотации (рис. 6.10,д). Отрицательная тяга является полезной только во время пробега самолета после его посадки, так как при этом сокращается длина пробега самолета. В полете же большая отрицательная тяга очень опасна, так как на самолете с несколькими двигателями отрицательная тяга воздушного винта одного из них вызывает'появление кренящего и разворачивающего моментов и требует повышенных режимов работы других двигателей.
Воздушный винт может работать на режимах положительной, нулевой и отрицательной тяги. На режимах положительной тяги (пропеллерные режимы, рис. 6.10, а) лопасти винта работают при углах атаки я, превышающих угол яо нулевой тяги, и потребляют мощность, развиваемую двигателем. На режиме пулевой тяги (рис. 6.10. б) лопасти винта работают при небольшом положительном угле атаки яо- Полная аэродинамическая сила, действующая на лопасть, находится в плоскости
319
Зависимость авторотации винта от лопа-
Рис. 16.6. частоты воздушного угла установки
стей и скорости полета самолета
вращения винта. При этом на вращение вин^а затрачивается некоторая мощность.
Винт начинает создавать отрицательную тягу при таких условиях его работы, при которых угол атаки профиля лопасти становится меньше угла од нулевой тяги. При этом в зависимости от величины угла атаки винт вр'ащается за счет энергии, подводимой от двигателя (рис. 6.10, в), или за счет энергии набегающего потока воздуха (рис. 6.10, г и д). Режимы, на которых сила Ри направлена против вращения винта, называются тормозными. На этих режимах к винту необходимо подводить мощность от двигателя. Режимы, на которых сила Ри направлена в сторону вращения винта, называются режимами ветря-к а. На этих режимах к винту подводится энергия из воздушного потока. На промежуточном режиме («чистая» авторотация) затрачиваемая двигателем на вращение мощность равна нулю (рис. 6.10,а).
Величина угла атаки лопасти определяется соотношением между ско-
ростью вращения и, скоростью полета V и углом <р установки лопасти (рис. 6.10,а). При данном угле установки лопасти угол атаки тем меньше, чем меньше скорость вращения и чем больше скорость полета. При данном отношении скорости вращения и скорости полета угол атаки уменьшается с уменьшением угла установки лопасти. Следовательно, существует такой угол установки <ро, при котором достигается угол атаки од нулевой силы тяги. Величина подводимой от воздушного потока энергии и, следовательно, частота авторотации пар зависит от скорости полета и угла установки лопастей (рис. 16.6). Чем больше частота авторотации, тем больше величина отрицательной тяги
винта.
Отрицательная тяга может возникнуть в полете при падении мощности двигателя вследствие ряда причин: аварии и останова двигателя, уборки РУД, работы ограничителя подачи топлива и т. п.
При уменьшении .мощности двигателя регулятор частоты вращения винта поддерживает заданное значение частоты путем уменьшения угла ср. Когда ср станет меньше <ро, винт перейдет на работу с отрицательной тягой, причем сначала с подводом мощности от двигателя, а затем от воздушного потока. Когда п достигнет заданного значения, регулятор п прекратит дальнейшее уменьшение угла ср. Чем больше падает мощность двигателя, тем на меньший угол переводятся лопасти, тем больше отрицательная тяга.
320
Способы ограничения величины отрицательной тяги воздушного винта. Для ограничения величины отрицательной тяги винта в полете и повышения надежности и безопасности его работы применяют фиксаторы шага воздушного винта, упор минимального угла установки лопастей, ограничитель степени дросселирования двигателя в полете и системы флюгирования воздушных винтов.
Фиксаторы шага винта автоматически фиксируют положение лопастей, не допуская его изменения в случае появления неисправностей в регуляторе частоты вращения или в гидравлической системе управления воздушным винтом. Во втулках ВИШ устанавливают гидравлический, механический и центробежный фиксаторы шага.
Гидравлический фиксатор шага (ГФШ) фиксирует шаг "лопастей в случае падения давления масла в системе управления (отказ в работе маслонасоса регулятора частоты или разрыв магистрали). Он размещен в маслопроводе и состоит из клапана 20 (рис. 16.5), плунжера 1 и пружины. При падении давления масла плунжер под действием разжимающейся пружины перемещает клапан, который закрывает выход маслу, оставшемуся в цилиндре слева от поршня. Это масло служит гидравлическим упором для поршня. Таким образом, ГФШ фиксирует лопасти на том угле установки, при котором произошел отказ, тем самым предотвращается переход лопастей на упор минимального угла установки tpmin под действием моментов от центробежных и аэродинамических сил лопастей.
Механический фиксатор шага (МФШ) фиксирует шаг винта в случае полной разгерметизации цилиндра механизма поворота, т. е. при отсутствии масла в системе. Он не допускает также сползания поршня, находящегося на гидравлическом упоре, вследствие утечек масла из цилиндра на минимальный угол установки, на котором возникает чрезмерная отрицательная тяга. Механическим фиксатором шага служит гильза 4, которая постоянно прижимается к цилиндру 6 механизма ВИШ давлением масла, действующим па.ее торец. Гильза соединяется винтовыми шлицами с поворотной втулкой 5, установленной на поршне 7 механизма ВИШ на двух шарикоподшипниках. При нормальной работе ВИШ гильза не препятствует перемещениям поршня влево или вправо благодаря свободному вращению поворотной втулки. Работой поворотной втулки управляет шлицевая муфта 3 с продольными и торцевыми шлицами, связанная Со специальным поршнем 2. Продольными шлицами муфта постоянно соединяется с ответными шлицами на гильзе, а ее торцевые шлицы противостоят ответным торцевым шлицам на поворотной втулке 5.
В случае падения давления масла пружины переводят поршень шлицевой муфты и связанную с ним шлицевую муфту вправо до соединения с торцевыми шлицами на поворотной
321
Рис. 16.7. Потребная (5) и располагаемые (4 и 5) характеристики промежуточного упора лопастей винта: / — полетный угол установки лопастей; 2 — допустимое уменьшение угла в полете; 3 — угол <р0 нулевой тяги
втулке. Последняя лишается возможности проворачиваться, вследствие чего поршень механизма ВИШ не может перемещаться в осевом направлении, т. е. гильза становится его механическим упором.
Центробежный фиксатор шага (ЦФШ) предохраняет винт от раскрутки в случае отказа регулятора частоты вращения (зависание золотника регулятора в положении, вызывающем работу сервомотора на уменьшение угла <р). В этом случае лопасти перешли бы на упор сртш и частота вращения винта теоретически стала бы в 2— 2,5 раза больше Птах. Центробежный фиксатор предотвращает аварию, так как при достижении максимально допустимого значения частоты вращения золотник ЦФШ 8 перемещается в радиальном направлении под действием центробежной силы собственной массы и стравливает давление масла над плунжером гидравлического фиксатора шага. Вследствие этого срабатывает ГФШ, который прекращает движение сервопоршня в сторону уменьшения угла установки лопастей. При падении частоты вращения центробежная сила золотника уменьшается, под действием разжимающейся
пружины золотник возвращается в первоначальное положение, вследствие чего поршень механизма ВИШ снимается с гидравлического упора.
Упор полетного минимального угла установки лопастей. Угол установки лопастей <ро, при котором достигается угол атаки од нулевой тяги винта, зависит от скорости полета V и частоты вращения винта п. Чем больше V, тем больше <ро (рис. 16.7). Зависимость <ро от V можно рассматривать как границу минимально допустимого угла установки лопастей в полете по условию отсутствия отрицательной тяги в случае падения мощности двигателя. С уменьшением п угол <ро увеличивается. Если ТВД регулируется по программе nmax=const, угол <ро оказывается зависимым только от величины скорости полета.
Фактический угол <р установки лопастей в полете тем больше, чем больше скорость полета. Разность <р—<ро характеризует допустимое уменьшение угла <р на данной скорости полета, обеспечивающее отсутствие отрицательной тяги в случае падения мощности.
При работе в земных условиях минимальный угол установки <рш1п—0-5-2° (для облегчения запуска двигателя). Как видно из рис. 16.7, этот угол может обеспечить вращение винта без 322
отрицательной тяги только в том случае, если отказ двигателя произойдет на скоростях полета, меньших Уь Если упор минимального шага лопастей выполнить переставляемым в зависимости от скорости полета, то возникновение отрицательной тяги будет исключено во всем диапазоне скоростей полета. График <ро на рис. 16.7 служил бы программой работы такого переставляемого упора. Чтобы не усложнять конструкцию втулки винта, применяют фиксированный упор полетного минимального угла установки лопастей <ртшп=25-г-26о. Он обеспечивает отсутствие отрицательной тяги до скорости полета У г- Чем больше угол фтшп, тем больше диапазон безопасных скоростей полета, однако при посадке самолета, когда убирается РУД, винт будет слишком тяжелым, возможны тряска и выключение двигателя.
Конструктивно упор tpmtan достигается следующим образом. При угле tpminn специальный канал в поршне подходит к каналу 19 (рис. 16.5) ГФШ и стравливает давление масла над плунжером 1. В процессе уменьшения шага стравливание давления масла над плунжером ГФЩ приводит к закрытию клапана, т. е. к постановке поршня механизма ВИШ на гидравлический упор. В процессе увеличения шага поршень не фиксируется на упоре, так как клапан ГФШ отжимается потоком масла, поступающим в полость цилиндра слева поршня.
Упор полетного минимального угла установки лопастей называют еще промежуточным или проходным, так как он не мешает лопастям увеличивать угол установки и препятствует уменьшению этого угла ниже фтшп-
Снятие поршня с упора после приземления производится с помощью специального электромеханизма. При Этом лопасти становятся на упор <рт1пз, а возникающая отрицательная тяга тормозит движение самолета при пробеге.
Ограничитель степени дросселирования ТВД в полете не допускает полной уборки газа в полете и такого снижения подачи топлива, при котором возникает большая отрицательная тяга. Обычно Он выполняется в виде проходной защелки на пульте рычаг*Й управления двигателем. Рычаг Имеет положение (Змг з, соответствующее земному малому газу, и положение (3Мгп, сОот-ветстВуюпХёе полетному малому газу. Значение ₽Мгп>рмгз и в общем случае зависит от температурь Тн Наружного воздуха. ЭтО й&яЗако С. тем, что чем нижё Тн, Тем ббль'гйё потребная мощность прокрутки турбокомпрессора й, следовательно, тем большая отрицательная тяга может возникнуть при уменьшении подачи Тойлива. Поэтому, чем меньше Тн, тем больше должно быть значение (Змгп- Если положение защелки не автоматизировано по Тн, летчик перед посадкой узнает у руководителя полетов темпёратуру Тн в районе посадки и устанавливает РУД в соответствующее положение.
Системы флюгирования воздушного винта. Все рассмотренные ранее способы ограничения отрицательной тяги не исклю-
323
чают возможности возникновения чрезмерно высокой отрицательной тяги, особенно в случае отказа двигателя при взлете самолета и при полете с большой скоростью. Поэтому лопасти винта, работающего с большой отрицательной тягой, необходимо поставить во флюгерное положение, когда винт не вращается или вращается с малой частотой и его лопасти создают наименьшее сопротивление полету самолета. В случае отказа двигателя при взлете самолета, когда частота вращения ротора двигателя быстро уменьшается, это необходимо сделать немедленно.
Система флюгирования воздушного винта обеспечивает ручное и автоматическое флюгирование. При ручном флюгировании после нажатия на кнопку флюгирования вступают в работу автомат времени и контактор, включающий флюгерный масло-иасос 1 (рис. 16.8) и контрольную сигнальную лампу, загорание которой свидетельствует о начале флюгирования винта. Масло поступает к клапану 5 ввода лопастей во флюгерное положение. По истечении времени, достаточного для перевода лопастей во флюгерное положение, автомат времени выключает флюгерный маслонасос и контрольную лампу. Аварийное ручное флюгирование производится в случае отказа электроаппаратуры основной системы флюгирования. Поворотом- трехходового крана открывается подача гидросмеси или сжатого воздуха из самолетных магистралей к клапану ввода во флюгер и к клапану 10 аварийною гидроостано1ва двигателя, винт которого вводится во флюгерное положение.
Автоматическое флюгирование лопастей подразделяется на взлетное автофлюгирование, всережимиое автофлюгирование и автоматическое флюгирование при раскрутке ротора двигателя. Взлетное автофлюгирование выполняется по команде от измерителя крутящего момента в. случае падения крутящего момента при работе на режимах от 0,7 номинальной мощности и выше (до взлетного режима включительно). Система взлетного авю-флюгирования включается только при определенных условиях: 1) если уменьшение крутящего момента (отказ двигателя) произошло при работе двигателя на"взлетном или близком к нему режиме; 2) если РУД находится в положении, близком к взлетному. Соответствующие блокировки исключают срабатывание системы в случаях, когда формируется ложный сигнал о падении мощности: при приемистости (РУД переставляется вперед^ а командное давление масла еще мало), при уборке РУД в полете, при случайном перемещении РУД вперед на земле.
Всережимиое автофлюгирование винта выполняется по команде от измерителя отрицательной тяги при появлении чрезмерной отрицательной тяги на всех режимах от полетного малого газа до взлетного (кроме режима земного малого газа). На режиме земного малого газа отрицательная тяга используется для уменьшения пробега самолета, поэтому вводится, соот-324
ветствующая блокировка. В полете РУД не может быть поставлен в положение, соответствующее земному, малому газу, так как имеется проходной упор на колонке РУД.
Автоматическое флюгирование лопастей винта по команде от датчика частоты вращения производится при раскрутке ротора двигателя до предельно допустимой частоты вращения. Команду получает реле ввода лопастей во флюгерное положение.
§ 16.4. Системы управления и регулирования самолетных ТВД
Однороторный ТВД с одиночным воздушным винтом имеет два регулирующих фактора — подачу топлива GT и угол <р установки лопастей винта, которые обеспечивают возможность независимого регулирования двух параметров — частоты вращения п и температуры газа Т^. Изменением угла <р регулируют частоту п, а изменением GT— температуру газа У*.
Программа регулирования ТВД на максимальном режиме состоит из двух подпрограмм. В диапазоне высот ограничения мощности двигателя (/7</7Огр) выполняются следующие условия: n=nmax=const; N=NOTp — const, а температура Т* изменяется в зависимости от высоты и скорости полета. В диапазоне высот ограничения максимальной температуры Т* (/7>/7Огр) выполняются условия: n = nmax = const; Т*=Т*	= const.
J	°	3 max
Однороторный ТВД с соосными воздушными винтами имеет в качестве регулируемых параметров частоту вращения пп переднего и частоту вращения п3 заднего винтов, а также температуру Т^. Регулирующие факторы — углы установки лопастей <рп переднего и ср3 заднего винтов и подача топлива GT.
Система регулирования частоты вращения винта выполняется замкнутой. Регулятор частоты вращения, входящий в систему, измеряет частоту вращения и воздействует на угол установки лопастей с помощью сервомотора втулки винта. В качестве регулятора частоты вращения применяют регулятор непрямого действия простейшей схемы (без стабилизирующего устройства) с однорежимной настройкой на частоту вращения n = nmax. Использование обратной связи в качестве стабилизирующего устройства затруднено тем, что управляющий золотник расположен в регуляторе, размещаемом на двигателе, а сервомотор — во втулке винта. Для работы сервомотора требуются большие расходы масла и соответственно большой управляющий золотник. Поэтому для усиления сигнала от центробежного чувствительного элемента частоты вращения применяют гидроусилитель.
Автоматика подачи топлива. Основой топливной автоматики
325
к ЭБУ
_ АВАРИЙНО!: /я. _
— ФЛЮГИРОВАНИЕ =="
ГиЗрореле включения флюгерного насоса
КЗ гидросистемы
Oh
От гидрореле
|~ магистрали
Рном(п)
П
L Из масло-
Датчик
-Р
Электрический блок управления флкгированием
Датчик ^преЭ
ПРОВЕРКА ЧАСТИЧНОЕ
Датчик ^кр
ПРОВЕРКА
ОТРИЦАТЕЛЬНОМ ТЯГИ
Блокировка всережимного авто-флюгирования
ГкШ,РтА,(П)
Слив через z1-селекторный^ клапан
Измасло^ магистрали
Регулятор л=const
СПЯТ С УПОРА я ВЧНГ НА УПОРЕ
лотгиооипния АВТО- ФЛЮГИРОВАНИЕ
ФДдИИРРВАНИЯ ФЛШГИРОВСНИЯ
Крег.
п=Const
Рруд
Блокировка взлетного авто-флюгирования Ьг -----—-------4ЭРУД

I
Рис. 16.8. Схема системы управления
1 — флюгерный маслопасос; 2 — маслоиасос регулятора; 3 — электро-5 — клапан ввода во флюгер; 6 — клапан вывода из флюгера, -* 9 — распределительный клапан; ГО —клапан гидроостанова; 11-ре-р	13 — дозирующий кран; 14 — клапан
326
и регулирования самолетного ТВД:
магнитный клапан вывода из флюгера; 4 — золотник автофлюгера; электромагнитный клапан снятия с упора; 8 — клапан снятия с упора; Аукционный клапан; 12— клапан постоянного перепада давлений слива топлива при запуске
827
является регулятор постоянной подачи топлива с переменной настройкой. Регулятор состоит из дозирующего крана 13 (рис. 16.8), на котором с помощью клапанов 11 и 12 поддерживается постоянный перепад давлений при любом положении крана. Каждому положению дозирующего крана соответствует свое значение расхода топлива, которое поддерживается постоянным независимо от частоты вращения качающего узла приводного топливного насоса.
Дозирующий кран может поворачиваться относительно собственной оси и перемещаться в осевом -направлении относительно неподвижной втулки, в которой выполнено прямоугольное окно. Поворотом крана изменяют площадь проходного сечения при изменении режима работы по командам от РУД. Для этой цели управляющий поясок имеет профилированный скос. Осевые перемещения крана также приводят к изменению площади проходного сечения и используются для корректировки подачи топлива по внешним условиям.
Клапан 12 постоянного перепада давлений работает на принципе дросселирования давления топлива, проходящего через клапан. Если перепад давлений на дозирующем кране возрастает по сравнению с установленным натяжением пружины, то клапан, находящийся под действием этого перепада, смещается на уменьшение площади проходного сечения для топлива. Топливо, не прошедшее через клапан, выпускается из магистрали редукционным клапаном 11 на вход в насос. Таким образом, клапан постоянного перепада давлений поправляет работу редукционного клапана, уменьшая ошибку регулирования перепада давлений на кране. В результате повышается также устойчивость работы ТВД при изменении частоты вращения ротора двигателя.
Системы регулирования температуры Т* и ограничения мощности двигателя выполняются замкнутыми или разомкнутыми. В замкнутых системах имеются датчики, непосредственно измеряющие величину температуры газа Т*. и величину крутящего момента двигателя. При регулировании двигателя по закону n = const величина 7Икр характеризует величину мощности. Если на высотах Ж Догр мощность двигателя будет больше максимально допустимой, вступает в работу ограничитель, изменяющий осевое положение дозирующего крана по условию Aforp = const. Если на высотах Д>ДогР температура газа будет больше Г*гаах, вступает в работу ограничитель	корректирующий настройку регу-
лятора GT = const ПО условию Т'зшах == const.
В незамкнутых системах регулирования температуры 77 и ограничения мощности двигателя величина температуры определяется по косвенным парамет-328
рам_ р*н и Т*н, а величина мощности —по параметрам р*н и рн- На высотах больше Horv работает баростатический корректор настройки (БКН) регулятора GT, который измеряет параметры р* и Т*н и корректирует подачу топлива из условия Т* =const. Подача топлива изменяется прямо пропорционально изменению давления р*. С увеличением Тпри n = const подача
топлива уменьшается. На высоте /70Гр БКН становится на упор и на подачу топлива влияния не оказывает. При дальнейшем уменьшении высоты полета всту
пает в работу ограничитель мощности, работающий по сигналам высо'ты полета (рн) и скорости полета (р*и — рн).
Для предотвращения в зоне ограничения мощности возрастания температуры газа Т? вследствие увеличения температуры Тн окружающей среды служит ограничитель T*ms*, уменьшаю
Рис. 16.9. Процесс набора мощно сти ТВД
щий подачу топлива. Тогда Nmv будет также несколько умень шаться. Конструктивно ограничитель включают в ограни
читель мощности.
Автоматическая подача топлива при разгоне ТВД. Необходимость автоматизации разгона ТВД уясняется при рассмотрении процесса разгона, вызванного быстрым перемещением РУД из положения |3мг (рис. 16.9), соответствующего малому газу (точка /), в положение Ртах, соответствующее максимальному режиму (точка 0). При отсутствии автомата приемистости быстродействующий регулятор GT резко увеличивает подачу топлива при перенастройке со значения рмг до Ртах- Процесс набора мощности проходил бы по линии 1—Г, т. е. сопровождался бы выходом за пределы области допустимых режимов работы двигателя и устойчивой работой компрессора. Автомат приемистости обеспечивает увеличение подачи топлива и, следовательно, увеличение мощности по линии а оптимального разгона. Применяют автоматы приемистости, работающие на принципе замедления поворота дозирующего крана в зависимости от частоты вращения ротора (тахометрические автоматы приемистости) .
При отсутствии других средств автоматизации разгона ТВД возможен большой заброс частоты вращения ротора в переходном процессе, так как регулятор частоты вращения не имеет стабилизирующего устройства. Действительно, в переходном 329
процессе мощность двигателя изменяется по линии а, а мощность, поглощаемая винтом в процессе разгона,— по линии б. Пока частота вращения ротора не достигнет значения «max, за-тяжеления винта не происходит (лопасти стоят на упоре <pmin), так как регулятор п настраивается на частоту «max- При «= = «тах (точка 2) начинается затяжеление винта, но, так как при этом имеется значительный избыток мощности на валу двигателя, происходит дальнейшее интенсивное нарастание п выше «max. В точке <3 мощность, поглощаемая винтом, становится равной мощности двигателя, но, так как фактическая частота вращения больше частоты настройки регулятора п, продолжается процесс затяжеления винта, отчего п начинает уменьшаться. В точке 4 начинается процесс облегчения винта, но, так как мощность винта больше мощности двигателя, продолжается падение п. В точке 5 УВ = А^ДВ, однако вследствие того, что «<«щах, продолжается процесс облегчения винта. Таким образом, переходный процесс, представленный на графике в виде сходящейся спирали, является колебательным. Он сопровождается опасными для прочности двигателя забросами частоты вращения. Поэтому применяют ограничитель предельной частоты вращения ротора (ограничитель «пред).
Переходный процесс с ограничителем «пред представлен на графике линией в. При достижении «пред = (1,03 -г-1,05) «max ограничитель вступает в работу, уменьшая подачу топлива.
Время приемистости ТВД по частоте вращения, т. е. время увеличения частоты вращения от «пред = (0,7-=-0,8)«тах до «тах, составляет 2—3 с. Время приемистости по мощности, т. е. время увеличения мощности двигателя от минимальной до максимальной, равно 6—12 с и определяется скоростью перестановки лопастей с упора <ртщ до угла <р, соответствующего работе двигателя на максимальном режиме.
Автоматизация сброса мощности ТВД. При быстрой уборке РУД подача топлива и мощность двигателя быстро уменьшаются, а регулятор « не успевает быстро облегчить воздушный винт. Вследствие этого частота вращения ротора двигателя уменьшается при затяжеленном винте, что сопровождается ррс-том температуры и неустойчивой работой компрессора. Поэтому между РУД и регулятором G- включают замедлитель сброса газа, обеспечивающий замедленное снижение подачи топлива при какой угодно быстрой уборке РУД. Тогда регулятор частоты успевает уменьшить угол лопастей соответственно уменьшению подачи топлива и переходный процесс проходит с меньшим отклонением частоты от nmax.
Автомаггизация подачи топлива в процессе запуска обеспечивается теми же средствами, что и в процессе разгона ротора на основных режимах: автоматом приемистости и ограничителем «пред, но последний перенастраивается с помощью РУД на огоа-830
ничение частоты вращения ротора на малом газе. Для снижен ния температуры газа при запуске сливают некоторое количество топлива из топливного коллектора посредством клапана 14 (рис. 16.8) сброса топлива.
Останов двигателя производится перекрытием дозирующего крана путем его поворота относительно собственной оси с помощью гидроцилиндра (гидроостанова).
§ 16.5. Особенности систем управления и регулирования вертолетных ГТД
При заданных условиях полета располагаемая мощность двигателя определяется величиной подачи топлива GT в камеру сгорания. Поэтому GT является основным регулирующим фактором вертолетного ГТД. В вертолетном ГТД со свободной турбиной изменение GT вызывает изменение всех параметров рабочего процесса, в том числе изменение частоты вращения птк турбокомпрессора, частоты вращения лв несущего винта, связанного со свободной турбиной, и температуры газа Т* перед турбиной. При этом подъемная сила несущего винта зависит от частоты вращения пв и угла ср установки (общего шага) лопастей винта. При изменении условий полета мощность, поглощаемую винтом, согласуют с мощностью, подводимой от двигателя, при постоянной частоте вращения винта путем изменения угла установки (шага) лопастей. В этом случае сохраняется высокий КПД винта и при данных внешних условиях обеспечивается однозначная зависимость тяги несущего винта от угла установки лопастей. Следовательно, угол <р можно рассматривать как еще один регулирующий фактор, используемый летчиком при пилотировании вертолета.
Системы управления вертолетными ГТД строятся на принципах, отличающихся от принципов систем управления самолетными ТВД. Основное отличие состоит в том, что не находит применения регулятор nB=const, воздействующий на уфл <р установки лопастей (т. е. на общий шаг винта). Это объясняется плохими динамическими качествами такой системы, не обеспечивающими безопасность посадки вертолета. Поэтому общий шаг винта летчик изменяет непосредственно рычагом 9 (рис. 16.10) управления силовой установкой и гидроусилителем без посредничества указанного регулятора. Одновременно управляющее воздействие /7 подводится от этого рычага к регулятору частоты вращения турбокомпрессора.
Регулятор «тк непосредственно измеряет фактическую величину пТк и при ее отклонении от заданного значения лтКо вызывает изменение подачи топлива GT путем перемещения дозирующей иглы 5 до устранения рассогласования Дя = ятк — пт. Настройка регулятора Птк согласуется с заданием общего шага
331
таким образом, чтобы частота вращения пв несущего винта оставалась постоянной: птк=пТк(<р) из условия nB = const. Для этого рычаг 9 управления силовой установкой связывается с ре-
Рис. 16.10. Схема системы управления вертолетным ГТД:
f —распределительные клапаны; 3 — стоп-кран; 4 — сервопоршень; В — дозирующая игла; 6 — топливный насос; 7 — тумблер автономной перенастройки регулятора частоты вращения винта; 8 — рукоятка ручной коррекции; 9 — рычаг «Шаг—Газ»; 10— рычаг автономного управления двигателем; // — клапан постоянного перепада давлений;
12 — подкачивающий иасос
гулятором пТк («Газ») и механизмом управления винтом — гидроусилителем («Шаг») —с помощью механизма объединенного управления (МОУ), обеспечивающего выполнение заданной программы согласования. Быстродействие механизма управпе-332
ния винтом согласуется с приемистостью двигателя, чтобы не возникали колебания частоты вращения несущего винта. Рассмотренная система управления называется системой «Шаг — Газ».
Программа согласования может быть реализована только при определенных условиях полета. При изменении внешних условий частота вращения несущего винта будет изменяться. Восстановить. мв можно изменением частоты вращения мтк турбокомпрессора. Для этого на рычаге управления силовой установкой (на рычаге «Шаг—-Газ») предусматривается рукоятка 8 ручной коррекции, поворотом которой на угол у осуществляется перенастройка регулятора пТк без изменения общего шага винта для поддержания заданной частоты вращения несущего винта. Если частота вращения птк достигает заданного значения и поддерживается постоянной, то при <р— const и изменении условий полета частота вращения пв будет изменяться. В этом случае поддерживать nB=const или изменять ее по .определенной программе в зависимости от условий полета можно лишь изменением ‘шага лопастей с помощью рычага «Шаг— Газ».
В механизме объединенного управления согласованную настройку регулятора мтк и работу гидроусилителя обеспечивает механизм согласования, а коррекцию мощности двигателя без изменения общего шага несущего винта — дифференциал.
Непрерывный контроль величины пв отвлекает и утомляет летчика и не исключает раскрутки винта в полете. Поэтому для повышений безопасности полета современные системы управления и регулирования вертолетными ГТД при наличии свободной турбины дополняются регулятором частоты вращения свободной турбины (т. е. частоты вращения мв несущего винта). В этой системе летчик воздействует на шаг несущего винта, а регулятор частоты вращения винта измеряет мв и вызывает работу сервопоршня 4 дозирующей иглы 5 до восстановления заданной частоты вращения пв. Настройка регулятора может быть постоянной или переменной, Многорежимный регулятор пв (с переменной настройкой) обеспечивает оптимизацию режима работы двигателей в зависимости от условий полета.
Частота вращения птк в этой системе играет роль ограничиваемого параметра. Настройка ограничителя птк может быть постоянной или переменной с коррекцией по внешним условиям, например, в случае ограничения мощности (крутящего момента),: приведенной частоты вращения турбокомпрессора и т. п.
Регулятор пв поддерживает заданную частоту вращения несущего винта постоянной, пока не вступят в работу ограничители параметров силовой установки, после чего при неизменном положении рычага «Шаг — Газ» частота вращения пв винта будет уменьшаться (рис. 16.11).. Восстановление первоначальной ча-
333
стоты вращения пв можно произвести только перемещением рычага «Шаг—Газ» на уменьшение шага.
Если вертолетный ГТД выполняется высотным (с ограничением мощности по условию прочности редуктора), программа
цесса силовой установки вертолета по высоте полета
регулирования, на максимальном режиме выражается условиями:
—	при Н<Ногр W=AfC)rp='const (ограничиваетсяпутем уменьшения GT и, следовательно, уменьшения nTK); nB=nB max == const (за счет изменения угла ср);
—	при Н>Ногр Птк—Птк max=const; пв=пв max=const, а температура чаще всего увеличивается при увеличении высоты и уменьшении скорости полета (рис. 16.11).
334
Процесс набора мощности перед взлетом вертолета протекает в следующем порядке. На режиме «Малый газ» рукоятка 8 ручной коррекции (рис. 16.10) должна находиться в крайнем левом положении, а рычаг 9 «Шаг — Газ» — в положении, соответствующем минимальному шагу несущего винта (<pmin~l°)- Сначала рукоятка ручной коррекции, связанная
Рис. 16.12. Программа набора мощности вертолетного ГТД
с рычагом управления двигателем, переводится из крайнего левого в крайнее правое положение. При этом регуляторы птк и пв одновременно перенастраиваются на повышенные режимы, причем подача топлива определяется регулятором птк. Рычаг управления двигателем установлен на кулачковом валике настройки регуляторов Птк и пв. Его положение характеризуется углом Рруд- Повороту рукоятки коррекции из крайнего левого в крайнее правое положение соответствует поворот РУД на угол ₽мг—₽i (рис. 16.12). В этом диапазоне мощность несущего винта остается практически неизменной, так как общий шаг винта <р не изменяется (линия ДГ).
Диапазон Pi—ртах соответствует переводу рычага «Шаг—Газ» на увеличение общего шага несущего винта в пределах 1—14°. Регуляторы птк и пв продолжают перенастраиваться на увеличение режима. В точке В угол <р равен взлетному, а в точке А мощность двигателей достигает взлетной. На линии АВ регулятор «тк остается настроенным на максимальную частоту вращения птктах и выполняет роль ограничителя максимальной частоты вращения турбокомпрессора. Подачу топлива в двигатели теперь определяет регулятор пв, обеспечивающий выполнение условия программы регулирования nB=const. В диапазоне углов Pi—Ртах мощность несущего винта возрастает пропорционально увеличению шага <р.
Таким образом, в процессе набора мощности подача топлива в двигатель задается в диапазоне Рмг—Pi регулятором Птк, а в
336
диапазоне pi—Ртах — регулятором «в. Одновременная работа двух регуляторов исключается соответствующей их настройкой. Режимы работы двигателей при пТк<Щктах соответствуют крейсерским режимам или режимам частичной мощности.
Как показывают графики на рис. 16.12, увеличение мощности двигателей сопровождается ростом частоты вращения птк. Значительные избытки мощности двигателей над мощностью несущего винта обеспечивают быстрое увеличение тяги несущего винта при взлете вертолета.
В заключение отметим, что в двухдвигательных силовых установках вертолетов необходимо поддерживать равную мощность двигателей, чтобы исключить одностороннюю нагрузку на редуктор несущего .винта, вызывающую неравномерный износ центрального подшипника, а также исключить разную выработку ресурса двигателей. Для этого служит синхронизатор мощности, который сравнивает давления р%, подводимые от двух двигателей, и’при Наличии сигнала-рассогласования выдает команду на увеличение подачи топлива в тот двигатель, давление р% которого меньше.
язе
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
Автомат времени 295
— запуска топливный 293, 284
—	подачи топлива 280
—	приемистости 282
—	противопомпажный 284
Авторотация 141
Аппарат входной направляющий компрессора 129
—	сопловой турбины 167
—	спрямляющий компрессора 128
Бак масляный 236
Виброскорость 223
Винт воздушный изменяемого шага 316
Воздухозаборник 91
—	дозвуковой 91
—	лобовой осесимметричный 93
—	нерегулируемый 92
—	плоский 95
—	регулируемый 92
—	сверхзвуковой 91
Воздухоотделитель 234
Воспламенитель топлива пусковой 181
Высотность маслосистемы 231
Высотные характеристики ТВД 313
-----ТРД и ТРДФ 86
Давление газа 22
Двигатель двухконтурный ТРД 11
— двухконтурный ТРД с форсажной камерой 14
—	маршевый 70
—	подъемно-маршевый 71
—	подъемный 70
—	прямоточный воздушно-реактив иый 9
—	ракетный жидкостный 7
—	ракетный твердого топлива 6
—	турбовинтовой 10
— турбореактивный 10
— турбореактивный с форсажной камерой 14
Девиатор тяги 201
Дренажный клапан 181
Дроссельная характеристика воздухозаборника 106
-----ТВД 314
-----ТРД и ТРДФ 87
Единицы измерения давления 22
----- силы 23
-----температуры 22
-----теплоты 23
Жаровая труба 180
«Зависание» ротора «горячее» 283
----- «холодное» 283
Завихритель камеры сгорания 180
Закон термодинамики второй 35
-----первый 23
Замок рабочей лопатки «елочный» 165
------- «ласточкин хвост» 148
------- шарнирный 148
Запас устойчивости компрессора 137
Запуск двигателя встречный 306
«Зуд» воздухозаборника 112
Измеритель крутящего момента 207
Испытания двигателей 15
—• отрицательной тяги 208
Камера сгорания кольцевая 177.
— смещения 11
----- трубчатая 176
----- трубчато-кольцевая 179
-----форсажная 183
Клапан постоянного перепада давле-
ний топлива 275
— редукционный 233
Колебания двигателя 223
337
—	лопатки 139
—	ротора 221
Колесо рабочее осевого компрессора 125
----- турбины 159
Компрессор Двухроторный 143
—	однороторный 143
Корпус компрессора осевого 139
—	турбины 168
Коэффициент виброперегрузки 223
— выделения тепла 173
— запаса устойчивости компрессора 137
— избытка воздуха 174
— реверсирования тяги 198
— расхода воздухозаборника 100
— сохранения полного давления 90
Коэффициент полезного действия винта воздушного 42
------- внутренний 40
-------— компрессора 134
-------полный 41
-------процесса расширения 38
-------процесса сжатия 38
------- редуктора 202
-------термический 36
------- турбины 162
-------тяговый 40
Кран дроссельный 241
— форсажного топлива 241
Лопатка рабочая осевого компрессора 148 ------- турбины 164
— соплового аппарата турбины 167
— спрямляющего аппарата осевого компрессора 139
Линия рабочих режимов 137
Масса двигателя абсолютная 16
-----удельная 78
Момент гироскопический ротора 213
— крутящий турбины 213
Мощность ТВД удельная 312
----- эквивалентная 312
Муфта сцепления роликовая 304
----- Храповая осевая 303
-----храповая центробежная 302
Насос плунжерный 241
— шестеренный 243
— центробежный 244
Ограничитель давления воздуха 282
—	температуры газа 282
—	частота вращения ротора 282
Охлаждение воздушно-заградительное
182, 187
— комбинированное 187
— конвективное 171, 187
—	турбины 170
Параметры ограничиваемые 253
—	регулируемые 252
—	состояния газа 22
Панель пусковая 295
Передаточное отношение редуктора
202
Плотность тока 57
Помпаж воздухозаборника ПО
—	компрессора 138
Приемистость двигаделя 282
Процесс адиабатный 29
—	изобарный 26
—	изотермический 28
	— изохорный 25
—	политропный 30
Работа цикла идеального 37
----- индикаторная 38
— расширения газа политропическая 34, 161
—- сжатия воздуха адиабатическая 133
—	сжатия воздуха политропическая 34, 134
Радиатор масляный 235
—	топливо-масляный 240
Распределитель топлива автоматический 241
Расход воздуха приведенный 136
—	топлива удельный 76
Реверсор тяги 197
Регулятор постоянной подачн топли-
ва 275
—	температуры газа 287
—	частоты вращения ротора 278
Редуктор двигателя 203
Резервирование техническое 19
Режим работы воздухозаборника 105
-----выходного сопла 60
----- двигателя 83
Ресурс двигателя 20
Ротор компрессора 146
—	турбины 164
Система запуска 292
—	подачи топлива 238
—	смазки 225
Скачок уплотнения 45
Скоростные характеристики ТВД 313
-----ТВД и ТРДФ 84
Скорость истечения газа из сопла 52
—	критическая 55
—	распространения звука 42
Сопло двигателя выходное комбинированное 59
—-------створчатое двухрядное	193
---------створчатое однорядное	191
-------эжекторное 194
338
Срыв воздуха вращающийся 139
Стабилизатор пламени 185
Стартер воздушный 302
—	компрессорный 300
—	электрический 299
Стартер-геиератор 299
Статор компрессора осевого 139
— турбины 167
Створки воздухозаборника взлетные
94
-----противопомпажиые 94
Степень двухконтур ности 82
— повышения давления во входном устройстве 71
— повышения давления в двигателе 72
—	повышения давления в компрессоре 72
—	подогрева воздуха 74
—	расширения газа в выходном сопле 73
—	расширения газа в турбине 73
—	форсирования двигателя 81 •
Ступень газовой турбины 159
—	осевого компрессора 125
Суфлер масляный 235
Температура газа полная 50
—	статическая 34
Теплоемкость удельная 25
Треугольник скоростей ступени компрессора 126
------- турбины 160
Турбовинтовой двигатель двухротор-
ный 311
--- однороторный 310
Тяга двигателя внутренняя 64
		лобовая удельная 80
		удельная 74
— —- эффективная 64
Угол атаки профиля 127
Уравнение Бернулли 33
—	количества движения 63
—	неразрывности 56
—	состояния газа 22
—	энергии газового потока 32
Фильтр масляный 234
—	топливный 248
Флюгирование воздушного винта 323
Форсирование двигателя 80
Форсунка топливная 245
Характеристики воздухозаборника
106
—	компрессора 134
Цикл двигателя идеальный 36
-----реальный 38
Частота вращения ротора приведенная 136
Число Маха 43
Экран антивибрационный 187
—	теплоотражательный 187
Энергия движущегося газа 30
Энтальпия 31 >.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
Арховский В. Ф., Серегин Ю. Н. Основы автоматического регулирования. М., «Машиностроение», 1974
К.азанджан П. К., Кузнецов А. В. Турбовинтовые двигатели. Рабочий .процесс и эксплуатационные характеристики. М., Воениздат, 1961.
Клячкин X. Л. Теория воздушно реактивных двигателей. М., «Машиностроение», 1969.
Конструкция авиационных газотурбинных двигателей. Под ред. А. В. Штоды. М., Воепиздат, 1961.
Левинсон Я. И. Аэродинамика больших скоростей. М., Оборонгиз, 1948.
Нечаев Ю. Н. Входные устройства сверхзвуковых самолетов. М,-Воениздат, 1963.
Павленко В. Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. М., «Машиностроение», 1972.
Пономарев А. Н. Ракетоносная авиация. М., Воениздат, 1964.
П о но a i р е в Б. А. Двухкоитурные турбореактивные двигатели. М., Воениздат, 1973.
Резников М. Е. Топлива и смазочные материалы для летательных аппаратов. М., Воениздат, 1973.
Скубачевский Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. Изд. 4-е, исправленное и дополненное. М., «Машиностроение», 1974.
Справочник авиационного инженера. М., «Транспорт», 1973.
Справочник авиационного техника. М., Воениздат, 1974.
Справочник летчика и штурмана. М., Воениздат, 1974.
Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С. М. Шляхтенко. М., «Машиностроение», 1975.
Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики. Под ред. академика Б. С. Стечкина. М., Оборонгиз, 1958.
Техническая эксплуатация авиационной техники. М., Воениздат, 1967.
Филиппов В. В. Как летчику бороться с отрицательной тягой ТВД, М., Воениздат, 1961.
Черкасов Б. А. Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей, М., «Машиностроение», 1974.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие ....................... , .........	3
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ. НЕКОТОРЫЕ ЗАКОНЫ ТЕРМОДИНАМИКИ И ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ
Глава 1. Общие сведения о двигателях самолетов и вертолетов . .	5
§ 1.1.	Основные типы, принцип действия и области применения реактивных двигателей.......................................   —
§ 1.2.	Основные этапы создания авиационного двигателя ....	14
§ 1.3.	Общие технические требования, предъявляемые к авиационным двигателям, и пути их реализации ........................ 15
Глава	2. Краткие сведения из технической термодинамики . .	21
§ 2.1.	Основные параметры, характеризующие состояние рабочего тела, и связь между ними..................................... 22
§ 2.2.	Энергия, механическая работа и теплота................ 23
§ 2.3.	Основные термодинамические процессы в газах........... 25
§ 2.4.	Уравнение энергии газового потока..................... 30
§ 2.5.	Циклы тепловых двигателей............................  35
Глава 3. Краткие сведения из газовой динамики реактивных двигателей .......................................................... 42
§ 3.1.	Обтекание тел сверхзвуковым потоком ................... —
§ 3.2.	Течение газа в каналах..............................   49
§ 3.3.	Взаимодействие потока со стенками канала.............. 63
УСТРОЙСТВО, ПАРАМЕТРЫ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГТД И ИХ ЭЛЕМЕНТОВ
Глава 4. Устройство, параметры и эксплуатационные характеристики турбореактивных двигателей..................................... 69
§ 4.1.	Устройство ТРД и изменение параметров газового потока по тракту двигателя ............................................. —
§ 4.2.	Абсолютные и удельные параметры ТРД................... 73
§ 4.3,	Эксплуатационные характеристики ТРД................... 83
Глава 5. Входные устройства...................................   89
§ 5.1.	Основные типы и устройство воздухозаборников.......,	90
§ 5.2.	Принцип действия сверхзвукового воздухозаборника ....	96
§ 5.3.	Работа нерегулируемого сверхзвукового воздухозаборника на
1	расчетных и нерасчетных режимах........................ 105
I	341
1
Стр.
§ 5.4.	Регулирование сверхзвуковых воздухозаборников........... 112
§ 5.5.	Системы управления сверхзвуковыми воздухозаборниками . И8
Глава 6. Осевые компрессоры ..................................... 125
§ 6.1.	Устройство и работа ступени осевого компрессора . . • 	—
§ 6.2.	Рабочий процесс, характеристики и особые режимы работы осевых компрессоров........................................... 133
§ 6.3.	Устройство осевых компрессоров.......................... 142
§ 6.4.	Регулирование осевых компрессоров ...................... 152
Глава 7. Газовые турбины........................................	159
§ 7.1.	Принцип действия и рабочий процесс газовой турбины ...	—
§ 7.2.	Устройство газовых турбин............................... 162
§ 7.3.	Причины возможных отказов газовых турбин. Приборы контроля в кабине летчика ..........	.......................... 172
Глава 8. Основные и форсажные камеры сгорания.................... 173
§ 8.1.	Основные камеры сгорания.................................. —
§ 8.2.	Форсажные камеры сгорания . ............................ 183
§ 8.3.	Эксплуатационные характеристики камер сгорания ....	188
Глава 9. Выходные и реверсивно-девиаторные устройства ....	190
§ 9.1.	Выходные устройства....................................... —
§ 9.2.	Реверсивно-девиаторные	устройства....................... 197
Глава 10. Редукторы и приводы агрегатов ГТД...................... 202
§ 10.1.	Редукторы одиночных	воздушных винтов.................. 203
§ 10.2.	Редукторы соосных воздушных винтов..................... 205
§ 10.3.	Конструкция основных	элементов редукторов.............. 206
§ 10.4.	Приводы агрегатов...................................... 209
Глава 11. Роторы и силовые корпуса ГТД........................... 210
§ 11.1.	Роторы ............................. . .................. —
§ 11.2.	Опоры роторов ......................................... 215
§ 11.3.	Силовые корпуса........................................ 217
§ 11,4,	Колебания роторов и корпусов ГТД....................... 220
СИСТЕМЫ ГТД
Глава 12. Системы смазки........................................  225
§ 12.1.	Устройство и параметры систем смазки................... 227
§ 12.2.	Агрегаты систем смазки................................. 231
§ 12.3.	Приборы контроля. Действия летного экипажа при возможных отказах	. .......................................... 236
Глава 13, Системы	топливоподачи..............................  238
§ 13.1.	Устройство	систем	топливоподачи ........................ —
§ 13.2.	Топливные	насосы...................................... 241
§ 13.3.	Топливные форсунки, фильтры и трубопроводы .....	245
§ 13.4.	Причины возможных отказов и средства контроля систем топливоподачи ............................................... 250
Глава 14. Системы управления и регулирования ТРД, ТРДФ, ДТРД, ДТРДФ . L.J .^ .... . .J............................ 252
§ 14.1.	Задачи систем управления и регулирования.........  ,j	—
342
Стр.
§ 14.2.	Регулирование ТРД.....................................   253
§ 14.3.	Регулирование ТРДФ...................................... 263
§ 14.4.	Регулирование ДТРД и ДТРДФ.............................. 270
§ 14.5.	Топливная автоматика турбореактивных двигателей . . .	275
§ 14.6.	Автоматика выходных сопел турбореактивных двигателей .	284
§ 14.7.	Бортовой контроль режимов работы и действия летчика по
управлению неисправно работающим двигателем................ 290
Глава 15. Системы запуска газотурбинных двигателей .  . 	•	292
§ 15.1.	Устройство систем запуска и процессы запуска двигателя	.	—
§ 15.2.	Стартеры газотурбинных двигателей ........	(	298
§ 15.3.	Механизмы сцепления стартера с ротором двигателя . .	>	302
§ 15.4.	Работа системы запуска.................................. 304
§ 15.5.	Причины возможного ненадежного запуска двигателя и дей-
. ствия экипажа................................................    307
УСТРОЙСТВО, ХАРАКТЕРИСТИКИ И ОСОБЕННОСТИ
СИСТЕМ РЕГУЛИРОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ ТВД
Глава 16. Турбовинтовые двигатели........................<	310
§16.1.	Устройство, особенности рабочего процесса и параметры ТВД — § 16.2. Эксплуатационные характеристики ТВД ........	313
§ 16.3.	Воздушные винты изменяемого шага ...................... 316
§ 16.4.	Системы управления и регулирования самолетных ТВД 325 § 16.5. Особенности систем управления и регулирования вертолет-
ных ГТД..............-................................... 331
Предметный указатель.............................................  337
Списоклитературы................................................ 340
I