ТЕОРИЯ, РАСЧЕТ
И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОККНИГА ПЕРВАЯ. ОСНОВЫ ТЕОРИИ ГТДРабочий процесс и термогазодинамический анализКНИГА ВТОРАЯ. ОСНОВЫ ТЕОРИИ ГТД
Совместная работа узлов выполненного двигателя
и его характеристики2-е издание, исправленноеДопущено Министерством образования Россий¬
ской Федерации в качестве учебника для студен¬
тов высших учебных заведений, обучающихся по
специальности «Авиационные двигатели и энерге¬
тические установки» направления подготовки
дипломированных специалистов «Двигатели лета-
тельных аппаратов»МОСКВА«МАШИНОСТРОЕНИЕ»2003
УДК 629.7.036.33(075.8)
ББК 27.5.14.4
К90Рецензенты: кафедра авиационных двигателей и энергетических
установок Казанского государственного техниче¬
ского университета им. Л. И. Туполева;
Заслуженный деятель науки и техники РФ, акаде¬
мик академии космонавтики, авиации и воздухопла¬
вания, д-р техн. наук, проф. Ю.Н. НечаевВ.В. КулагинК90 Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и
энергетических установок: Учебник. 2-е изд., исправл.Основы теории ГТД. Рабочий процесс и термогазодинамиче¬
ский анализ. Кн. 1. Совместная pa6oia узлов выполненного дви¬
гателя и его характеристики. Кн. 2. - М.: Машиностроение, 2003.
-616с.:ил.ISBN 5-217-03203-0Изложены основные закономерности рабочего процесса и совместной работы уз¬
лов ГТД. Дан анализ характеристик двигателей различных типов и схем и законов их
управления. Отдельные разделы курса обобщены по двигателям различных типов, а
за основу принят ТРДД. Книга ориентирована на глубокое освоение методов термога¬
зодинамического анализа, выработку умений применять полученные знания при ре¬
шении различных по объему и сложности задач, а также на повышение эффективно¬
сти учебного процесса и развитие творческих способностей студентов.Для студентов высших технических учебных заведений, обучающихся по на¬
правлению "Двигатели летательных аппаратов" и специальности "Авиационные дви¬
гатели и энергетические установки".УДК 629.7.036.33(075.8)
ББК 27.5.14.4ISBN 5-217-03203-0	© В.В. Кулагин, 2003© Издательство "Машиностроение",
2003
ОТ АВТОРАТеория двигателей изложена в учебниках [7, 9, 15, 20, 24, 26, 31, 33,
35], которые играют важную роль при подготовке квалифицированных
кадров, работающих в области проектирования, доводки и эксплуатации
авиационных двигателей. В них, за исключением [24], каждый тип двига¬
теля рассматривается отдельно, а за основу принят ТРД. Такой принцип
изложения материала сложился исторически и имеет определенные пре¬
имущества. Однако он не свободен и от недостатков таких, например, как
неизбежные повторения, недостаточная полнота освещения теории двух¬
контурных турбореактивных двигателей, которые получили наиболее
широкое распространение и определяют качественно новый этап разви¬
тия авиационных силовых установок. Поэтому в Самарском государст¬
венном аэрокосмическом университете разработан и апробирован в
учебном процессе методически новый подход: теория газотурбинных
двигателей различных типов излагается обобщенно, а за основу принят
ГРДД1 как наиболее общий тип двигателя; одноконтурные ТРД и турбо-
иинтовые двигатели описаны как частные случаи двухконтурных, а одно¬
типные - как частные случаи двухвальных. Такой подход позволяет про¬
мести четкий сравнительный анализ двигателей различных типов, увидеть
общие для них закономерности, выделить присущие им особенности.Предлагаемый учебник состоит из трех книг (восьми частей), две из
которых (первая и вторая) представляют собой основы теории ГТД.В первой книге проанализированы характеристики узлов ГТД, необ¬
ходимые для последующего изложения материала (часть I), описан про¬
цесс преобразования тепла в работу передвижения летательного аппарата
(часть И) и приведена методика проектного термогазодинамического
расчёта двигателя (часть III). Проанализированы также основные законо¬
мерности изменения удельных параметров ГТД: ТРД, ТРДД и ТВД - во
игорой части книги, а ТРДФ и ТРДДФсм - в третьей. Такое разделение
двигателей на две группы диктуется методическими соображениями:
сравнительный анализ изменения удельных параметров двигателей пер-
мой группы, работающих по циклу Брайтона, наиболее целесообразно
иыполнить "методом работы цикла", хорошо разработанным именно для
н их двигателей в школе академика Б.С. Стечкина. А использование "ме¬
тода работы цикла" для двигателей второй группы, работающих по циклу
i диумя подводами теплоты или со смешением потоков, связано с анали¬
зом сложных формул и поэтому нецелесообразно. Параметры этих двига-
кмюй анализируются в последовательности, принятой для проектного1 ТРДД принят за основу также в учебнике [24]. Однако подход к изложениюi сории ГТД в нем существенно отличается от предлагаемого автором.
термогазодинамического расчета, который используется как универсаль¬
ный "метод термогазодинамического анализа". Цикл двигателя, таким
образом, принят за критерий формирования структуры первой книги.Во второй книге дан общий анализ уравнений совместной работы
узлов выполненного двигателя, справедливый (с небольшим исключени¬
ем) для двигателей различных типов и схем, получены основные законо¬
мерности совместной работы узлов и характеристики для ТРД(Д) с одним
управляющим фактором (часть IV) и для ГТД с несколькими управляю¬
щими факторами (часть V). Управляющий фактор, таким образом, при¬
нят за критерий формирования структуры второй книги.Выделение основ теории выполненного двигателя в отдельную (вто¬
рую) книгу целесообразно с методической точки зрения, так как анализ
характеристик такого двигателя существенно сложнее и принципиально
отличается от анализа закономерностей изменения удельных параметров
проектируемого двигателя. Это объясняется различным изменением па¬
раметров рабочего процесса и КПД узлов, которые в случае проектируе¬
мого двигателя являются независимыми переменными, а в случае выпол¬
ненного двигателя они - зависимые переменные и определяются из усло¬
вия совместной работы его узлов. Анализ характеристик двигателя по¬
этому основан на анализе совместной работы его узлов, который пред¬
ставляет собой совершенно другую задачу, требующую отдельного рас¬
смотрения.На базе "Основ теории" и как продолжение ее сформирована третья
книга учебника "Начальный этап проектирования, газодинамическая до¬
водка и специальные характеристики ГТД", которая издается отдельным
томом [42]. В ней затронуты следующие четыре проблемы: выбор пара¬
метров и проектирование проточной части двигателя (часть VI), его га¬
зодинамическая доводка (часть VII), неустановившиеся режимы и эколо¬
гия рабочего процесса ГТД (часть VIII).Особое внимание в учебнике уделяется термогазодинамическому
анализу зависимости от различных факторов удельных параметров про¬
ектируемого двигателя (в первой книге) и основных технических данных
выполненного двигателя (во второй и третьей книгах), поскольку такой
анализ позволяет в конечном счете понять "поведение" двигателя в раз¬
личных условиях его эксплуатации. Предложенная последовательность
анализа параметров двигателя основана на методиках проектного термо¬
газодинамического расчета и расчета характеристик выполненного дви¬
гателя, поэтому изложение этих методик в гл. 8 и 12 подчинено задаче
освоения методов анализа параметров двигателя. По мнению автора, ос¬
воение этих методов - ключ к пониманию и усвоению теории ГТД.Практически по каждой теме учебника сформулированы выводы,
разработаны контрольные вопросы и задачи, что позволяет организовать4
систематическое, в значительной мере самостоятельное (под контролем)
изучение курса, нацеленное на решение большого числа задач разной
сложности, включая комплекс задач, связанных с этапами проектирова¬
ния двигателя. Такая организация учебного процесса способствует глу¬
бокому усвоению теории двигателей, развитию творческих способностей
студентов, повышению качества знаний и эффективности учебного про¬
цесса.Следует отметить, что в учебнике излагается теория, строго говоря,
авиационных ГТД. Вместе с тем газотурбинные двигатели, в частности
гурбовальные, широко применяются как силовые установки наземного
транспорта, речных и морских судов, для привода компрессоров газопе¬
рекачивающих станций, электрогенераторов пиковых тепловых электро¬
станций и т.д. Рассмотренные в учебнике основные закономерности ра¬
бочего процесса и совместной работы узлов одинаково справедливы и
для этих двигателей. В значительной степени на них распространяется
приведенный анализ характеристик ГТД и законов их управления, а так¬
же подходы к проектированию проточной части двигателей и их газоди¬
намической доводке.В целом книга - это обобщение разработок, которые являются ре¬
зультатом многолетних поисков, направленных на совершенствование
методов изложения и изучения теории двигателей. Она написана на ос¬
нове анализа и систематизации известных монографий и учебников, а
также изданных автором учебников, учебных пособий [13, 14, 18] и про¬
читанных лекций.Автор выражает признательность профессору |В. П. Лукачеву\, кото¬
рый многие годы неизменно поддерживал основные идеи этой книги,
способствовал их разработке и внедрению в учебный процесс, академику
академий космонавтики, авиации и воздухоплаванья Ю.Н. Нечаеву, про¬
фессорам В. А. Костерину и Б.Г. Мингазову, сотрудникам кафедры авиа¬
ционных двигателей и энергетических установок Казанского государст-
мснного технического университета за ценные замечания, сделанные ими
мри рецензировании учебника, академику Н.Д. Кузнецов^ профессорам
|( \М. Шяяхтенк(\ и [Е.Д Стенькину\, руководителю термодинамического
отдела СКБМ А. М. Идельсону, а также коллегам по научной и педагоги¬
ческой работе за полезные советы, которые были учтены в ходе работы
над рукописью, и благодарит А.А. Диденко и Ю.Л. Ковылова за помощь в
изложении гл. 4, сотрудников отдела ВРД, а также студентов гр. 255 и
,’Ч А.В. Ермакова, И.И. Морозова, А.Ф. Акимова и др. за большую по¬
мощь в подготовке материалов к изданию.
ВВЕДЕНИЕЖизненный цикл авиационного двигателя складывается из его разработки
(создания), производства и эксплуатации. Создается двигатель в моторострои¬
тельном конструкторском бюро (МКБ) в течение примерно десяти лет, изготов¬
ляется на заводе и эксплуатируется обычно не менее двух десятилетий.Процесс создания двигателя состоит из трех этапов: проектирования, опыт¬
ного производства и доводки (газодинамической и прочностной). Проектирова¬
ние начинается с чистого листа бумаги (в утилитарном представлении) и закан¬
чивается выдачей рабочих чертежей. На этом этапе производятся: выбор пара¬
метров рабочего процесса, проектный термогазодинамический расчет и расчет
основных размеров проточной части; согласование узлов, разработка эскизной
компоновки, расчет и проектирование узлов; расчет характеристик двигателя и
согласование их с заказчиком; разработка рабочей компоновки и выпуск рабочих
чертежей.Опытное производство включает разработку технологии, проектирование и
изготовление приспособлений и деталей, сборку узлов и двигателя.Доводка начинается с испытания первого опытного образца и заканчивается
государственным или межведомственными испытаниями, которые удостоверяюто	готовности двигателя к эксплуатации. Необходимость доводки обусловлена, в
частности, тем, что математические модели, используемые проектировщиками,
не полностью адекватны процессам, которые они описывают. Поэтому уже при
испытании первого опытного образца обнаруживается, что в большинстве случа¬
ев не обеспечиваются заявленные (расчетные) основные данные двигателя, на¬
пример: удельный расход топлива получается больше заявленного; не обеспечи¬
ваются, как правило, прочность двигателя и его надежная работа в течение задан¬
ного ресурса. Проблемы обеспечения основных данных и другие проблемы газо¬
динамической доводки изложены в [42]. Доводка является наиболее трудоемким
и продолжительным этапом создания двигателя, в течение которого изготовляют¬
ся и исследуются примерно два десятка двигателей. Кроме стендовых она вклю¬
чает испытания в термобарокамере, летные испытания на летающей лаборатории
и на самолете.Этим, конечно, не исчерпывается весь цикл работ по созданию двигателя.
Здесь перечислены главным образом работы, которые выполняются непосредст¬
венно методами теории двигателей или с их широким привлечением.Следует отметить, что высокая эффективность эксплуатации самолета за¬
кладывается при выборе параметров двигателя, его проектировании и доводке.
Причем проблема выбора параметров (одна из наиболее сложных на этапе проек¬
тирования), а также сложные проблемы проектирования проточной части и газо¬
динамической доводки решаются преимущественно методами теории двигате¬
лей. В процессе проектирования и создания двигателя возникает много других
проблем (некоторые из них будут затронуты в гл. 16 [42]), которые решаются
также с широким привлечением этих методов.Таким образом, при создании двигателя методы теории двигателей играют
главенствующую роль. Их изучению должно предшествовать освоение основ
теории ГТД, которые изложены в этой книге.
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯVn - скорость полета, м/с
Н - высота полета, м (км)М - число Маха (отношение скорости потока к скорости звука)X - приведенная скорость потока (отношение скорости потока к
критической скорости звука)
а - скорость звука, м/с
с - скорость потока, м/с
р - давление, Па (кПа)Т - температура, К
Р - тяга двигателя, Н (кН)Рс - тяга сопла, Н (кН)Руд. ~ удельная тяга двигателя, Н • с/кг (кН • с/кг):Руд = РЮЪ PyR q |= P/G\Суд - удельный расход топлива, кг/(Н • ч) [кг/(кН • ч)]N - мощность, Вт (кВт)Се - эффективный удельный расход топлива ТВ(В)Д, ТВаД,
кг/(Вт • ч) [кг/(кВт • ч)]Мдъ - масса двигателя, кг
удв - удельный вес двигателяя у - степень повышения давления во входном устройстве
при изоэнтропическом торможении71 * - степень повышения давления в компрессоре
71 £ - суммарная степень повышения давления*я к I - суммарная степень повышения давления в компрессоре
и вентиляторе внутреннего контура71 * - степень понижения давления в турбине
п с р - располагаемая степень понижения давления газа в канале сопла;*	* * ♦ *Р н ♦ Р к	Р к ♦ Р г	Р т^ V ~ п ,Пк- * > ^1“ п ,Пт- * > ^ с .р “ п
Р н	Р в	Р н	Р т	Р нп - частота вращения, с'1L	- удельная работа, Дж/кг (кДж/кг)Q - удельный подвод (отвод) тепла, Дж/кг (кДж/кг)/	- удельная энтальпия, Дж/кг (кДж/кг)s	- удельная энтропия, Дж /(кг • К) [кДж /(кг • К)]Л - кпдг|г - коэффициент полноты сгорания топлива
АКу - запас устойчивой работы
т - степень двухконтурностих - коэффициент, характеризующий распределение энергии
между контурами
G - массовый расход, кг/с
vy_, - коэффициент, характеризующий изменение массырабочего тела между сечениямиу и /: v, ,— G,/Gj
(индекс j опускается, если он обозначает сечение В
на входе в компрессор)
v' - коэффициент, характеризующий изменение массы
воздуха между сечениями В и Г
F - площадь проходного сечения, м2
р - плотность, кг/м3qT - отношение расхода топлива к расходу воздуха,
проходящего через камеру сгорания
q - скоростной напор, Н/м2 (кН/м2)а - коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания
ct£ - коэффициент избытка воздуха в форсажной камере
L0 - количество воздуха, теоретически необходимое
для полного сжигания 1 кг топлива
Ln - дальность полета, м (км)R - универсальная газовая постоянная, Дж/(кг • К)
к, к г - показатель изоэнтропы для воздуха, газа
ср>срг ~ средняя удельная теплоемкость для воздуха, газа,Дж/(кг • К) [кДж/(кг • К)]
ср к с - условная удельная теплоемкость рабочего тела
в камере сгорания, Дж/(кг • К) [кДж/(кг • К)]
тг - численный коэффициент в уравнении расхода, (кг -К/Дж)0,5:
т в = 0,0405 (для воздуха);
т г = 0,0397 (для газа)
ц - коэффициент расходасх - коэффициент аэродинамического сопротивления
ст - коэффициент восстановления полного давления
<рс - коэффициент скорости реактивного сопла
ф - коэффициент расхода входного устройства
X - внешнее аэродинамическое сопротивление, Н (кН)Н и - низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг (кДж/кг)/ - относительная удельная работа;~ ^ СР Т В i lj~ LT/ С ргТГ
Индексы*-параметры заторможенного потокав-винт, вентиляторв-воздухвд-каскад высокого давлениявх-входное устройствог-газГГ-газогенератордв-двигателье-эффективныйид-идеальныйисх-исходныйк-компрессоркан-наружный каналкр-крейсерский, критическийк.с-камера сгораниянд-каскад низкого давления0-общий0параметры максимального режима в САУ на уровне моря
при М п = 0отб-отборopt-оптимальныйп-полетныйпр-предельный, приведенныйп.с-подпорные ступенир-расширение, расчетныйс-сопло, секундныйс.а-сопловой аппаратсд-каскад среднего давлениясж-сжатиесм-смешениеср-средний, срезс.у-силовая установкат-турбина, топливотеп-тепловойтк-турбокомпрессоруд-удельныйф-форсажная камерач-часовойэ-эквивалентныйэк-экономическийэф-эффективный
г -	гидравлическийт -	механическийs -	изоэнтропныйX -	суммарныйI	-	внутренний контур ТРДДII	-	наружный контур ТРДДОсновные сечения потокаН	-	невозмущенный поток перед двигателемВХ	- вход во входное устройствоВ	- вход в компрессорК	-	выход из компрессораГ	-	вход в турбинуТ	-	выход из турбиныФ	-	выход из форсажной камерыС	-	выход из реактивного соплаС.	КР	-	критическое сечение соплаI	-	выход из внутреннего контура ТРДД (вход в сопло илив камеру смешения)II	- выход из наружного контура (канала) ТРДД (вход в соплоили камеру смешения)СокращенияВСУ	-	вспомогательная силовая установкаВУ	-	входное устройствоГТД	-	газотурбинный двигателькВ(Н)Д	-	компрессор высокого (низкого) давленияJ1A	-	летательный аппаратл.с.р	-	линия совместной работын.а	-	направляющий аппаратПВРД	-	прямоточный воздушно-реактивный двигательРУД	-	рычаг управления двигателемСАУ	-	стандартные атмосферные условияТВаД	-	турбовальный двигательТВ(В)Д	-	турбовинтовой (турбовинтовентиляторный) двигательТРД(Д)	-	турбореактивный двигатель (двухконтурный)ТРДДсв	-	ТРДД со сверхбольшой степенью двухконтурностиТРДДсм	-	двухконтурный турбореактивный двигатель
со смешением потоковТРДДФ	-	двухконтурный турбореактивный двигатель
с форсажной камерой
КНИГА ПЕРВАЯОСНОВЫ ТЕОРИИ ГТД.
РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС
И ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗГлава 1. Вводная. Принцип действия, схемы
и удельные параметры
газотурбинных двигателейЧасть I. Главы 2-4. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВХОДНЫХ,
ВЫХОДНЫХ УСТРОЙСТВ И
КАМЕР СГОРАНИЯЧасть II. Главы 5-7. ОСНОВНЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ
РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ТРД, ТРДД, ТВДЧасть III. Главы 8, 9. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
И АНАЛИЗ ПАРАМЕТРОВ ПРОЕКТИРУЕМОГО ГТД.
ОСОБЕННОСТИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
ТРДДсм и ТРД(Д)Ф
глава 1. ВВОДНАЯПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ, СХЕМЫ
И УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙПервая глава - вводная. В ней рассматриваются принцип действия
газотурбинных двигателей (ГТД), их применение. По принципу действия
ТРДД и ТРД сравниваются с ПВРД, что позволяет подчеркнуть их ос¬
новные особенности. В данной главе приведены также схемы, основные
данные и удельные параметры рассматриваемых двигателей, а чтобы по¬
казать место ГТД в большом семействе реактивных двигателей, дана их
классификация.1.1.	ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ТРДД И ТРДОсновные узлы ТРДД и характерные сечения проточной части.На рис. 1.1 приведена типичная схема двухконтурного двигателя, на ко¬
торой показаны следующие основные узлы: воздухозаборник, или вход¬
ное устройство ВУ, компрессор низкого давления кНД, или вентиляторВ,	компрессор высокого давления кВД, камера сгорания КС, турбина вы¬
сокого тВД и низкого тНД давления, наружный канал (кан) и реактивные
сопла внутреннего CI и наружного СИ контуров. Вентилятор и турбину
НД называют турбовентилятором (или турбокомпрессором НД).
Компрессор ВД, камеру сгорания и турбину ВД называют газогенерато¬
ром. Газогенератор и турбовентилятор, взятые вместе, называют турбо¬
компрессором.Входное устройство служит дня частичного преобразования кинети¬
ческой энергии воздушного потока, поступающего в двигатель при движе¬
нии летательного аппарата, в потенциальную энергию сжатого воздуха и для
подвода его к компрессору. Компрессор служит для подвода механиче¬
ской энергии к воздушному потоку и преобразования ее в потенциальную
энергию сжатого воздуха. В камере сгорания химическая энергия топли¬
ва преобразуется в тепловую и осуществляется подвод ее к воздушному
потоку, т.е. обеспечивается повышение температуры рабочего тела
(рабочим телом называют воздушно-газовый поток, проходящий через
двигатель). Турбина служит для привода компрессора и вентилятора.12
Н	В	КИ вВД	К	Г гНД Til CIICI(кНД)	(тВД)Рис. 1.1. Схема двухвального ТРДЦ с раздельным истечением потоков и
изменение параметров рабочего тела в проточной части контура:	внутреннего;	наружногоКапал предназначен для подвода воздушного потока, выходящего из
вентилятора, к наружному соплу. Сопла служат для преобразования теп¬
ловой и потенциальной энергии рабочего тела в кинетическую энергию
струи, вытекающей из двигателя.13
Сечения на входе и выходе каждого узла обозначаются
следующими буквами шрифта Arial:Н - сечение невозмущенного потока перед двигателем;В - на выходе из воздухозаборника (на входе в компрессор);К - на выходе из компрессора (на входе в камеру сгорания);Г-на выходе из камеры сгорания (на входе в турбину):Т - на выходе из турбины (на входе в сопло);II	- на выходе из наружного канала (на входе в сопло);С - на выходе из сопла;С.КР - критическое (минимальное) сечение сопла.Сечение между компрессорами НД и ВД обозначается вВД (кНД), а
между турбинами ВД и НД - гНД (тВД). Параметры наружного контура
обозначаются индексом II, а внутреннего -1.ТРДД - сложный двигатель. Другие типы двигателей можно рассмат¬
ривать как его частные случаи. Например, одновальный ТРД (рис. 1.2)
является по существу газогенератором ТРДД. А если из схемы одноваль-
ного ТРД исключить компрессор и турбину, то получим прямоточный
двигатель ПВРД (рис. 1.3).нвкг тсI ВУкКСТ I сн	в	к	г т сРис. 1.2. Схема одновального ТРД и изменение параметров
рабочего тела в проточной части при Мп = О14
нКРРис. 1.3. Схема ПВРД и изменение параметров рабочего тела
в проточной частиИзменение параметров рабочего тела (Г*, Г, /7, с) в проточной
части основных узлов двигателя. Уравнение энергии. Процессы сжа¬
тия воздуха в воздухозаборнике и компрессоре, подвода тепла к рабоче¬
му телу в камере сгорания и расширения газа в турбине и канале сопла
весьма сложные. Они сопровождаются трением, завихрениями, отрывом
потока от стенок. Поэтому параметры рабочего тела (например, темпера¬
тура газа) в каждом сечении двигателя обычно непостоянные, а вдоль
проточной части они могут изменяться скачкообразно (например, в
сверхзвуковом воздухозаборнике). Однако в теории воздушно-реактив-
пых двигателей рассматриваются осредненные значения параметров в
каждом характерном сечении двигателя, а изменение их от сечения к се¬
чению обычно описывается ломаной линией.Изменение температуры рабоче¬
го тела в проточной части двигателя
целесообразно определять с помощью
уравнения энергии в форме теплосо¬
держания [1]. Запишем его вначале
для двух произвольных сечений 1-1
и 2-2 (рис. 1.4) в расчете на 1 кг ра¬
бочего тела (изменением массы и
свойств газа пренебрегаем):/ +<ь +,21)-LРис. 1.4. К уравнению энергии15
22cpT i + 2 + Q\±L~ СРТ2 + 2 ’(1.1)где с рТ - теплосодержание, или энтальпия рабочего тела (произведение
средней теплоемкости на температуру); с - скорость потока; Q х - подве¬
денное тепло; L - подведенная (+) или отведенная ( -) работа.Проанализируем уравнение теплосодержания применительно к уз¬
лам ТРДД, ТРД и ПВРД.Для входного устройства L = 0 (механическая работа не подводит¬
ся и не отводится) и Q j = 0 (тепло не подводится, потерями тепла через
стенки пренебрегаем). Тогда для сечений Н и В получимПолная энтальпия и полная температура в воздухозаборнике не изменя¬
ются. Полное давление в идеальном случае также сохраняется постоян¬
ным, но в действительности оно снижается по длине воздухозаборника
под влиянием гидравлических потерь.Соотношение скоростей потока в сечениях В и Н, а следовательно, со¬
отношение статических параметров зависит от режимов полета самолета и
от работы двигателя. Если скорость воздушного потока перед компрессо¬
ром меньше скорости полета (cQ< Vn\ то статическая температура соглас¬
но уравнению (1.16) увеличивается (Гв> Гн). Соответственно увеличива¬
ется и статическое давление (рв>рн). Такое изменение параметров харак¬
терно, например, для крейсерского режима длительной работы в расчетных
условиях полета (см. рис. 1.1 и 1.3). Если cB>Vn, т.е. во входном устрой¬
стве происходит разгон потока, в том числе в стартовых условиях при
Уп = 0, то давление и температура снижаются (рв<рн',Тв<ТИ), см.
рис. 1.2.Для компрессора уравнение энергии (1.1а), выраженное через пол¬
ную энтальпию в сечениях В и К (см. рис. 1.2), имеет видСумма энтальпии и кинетической энергии с рТ и называется полной*энтальпией, а величина Г - полной (или заторможенной) темпера¬
турой. Тогда уравнение (1.1) можно записать в таком виде:срТ 1 + Q\±L-cpT 2-(1.1а)*с рТ в + L к с рТ к,(1.1в)16
где L к - удельная работа сжатия воздуха в компрессоре, которую обычно
называют работой компрессора.Так как механическая энергия подводится к рабочему телу (LK> 0),*	*то его полная температура повышается (Гк> Тв). Соответственно изме¬
няется полное давление р*к>р*в (его называют также заторможенным).
Аналогично повышаются статические температура и давление рабочего
тела. Скорость потока к сечению К снижается, что обеспечивается выбором
площадей сечений проточной части при проектировании компрессора.Для камеры сгорания уравнение (1.1а) преобразуется в элементар¬
ное уравнение теплового балансаcpt\ + Qi=cpit),	(1 ■ 1 г)*	*из которого видно, что при Qi> 0 имеем Т г > Т к. ТРДД, как и другие
воздушно-реактивные двигатели, работает по термодинамическому цик¬
лу с подводом тепла при р = const (по циклу Брайтона). Но это не означа¬
ет, что давление в камере сгорания сохраняется строго постоянным.
В действительности и полное, и статическое давления по длине камеры
сгорания несколько снижаются вследствие влияния гидравлических по¬
терь и подвода тепла.По тем же причинам скорость потока в сечении Г на выходе из ка¬
меры сгорания увеличивается по сравнению с ее значением на входе в
камеру сгорания.Для турбины (см. рис. 1.2) уравнение энергии имеет видсрг Т г — ЬТ — Срг Тт ,	0-1д)где L т - удельная работа расширения газа в турбине (работа турбины).Из (1.1 д) следует, что полная температура в турбине снижается, так
как энергия отводится от рабочего тела (газ совершает работу). Соответ¬
ственно снижаются полное давление, а также статические температура и
давление рабочего тела. Скорость газового потока по длине турбины по¬
вышается.Для сопла уравнение энергии (1.1) принимает вид, аналогичный
уравнению (1.16):2	2
Срг ТЛ + ~2 ~ срг Т'с + ~2 ~ СРг Т Т~сргТс. (1*1е)Скорость потока по длине сопла увеличивается; следовательно, тем¬
пература Т и давление р рабочего тела снижаются, Г*и/?‘изменяются так
же, как и по длине воздухозаборника (см. рис. 1.2 или 1.3).17
Принцип действия ПВРД, ТРД и ТРДЦ. Итак, рабочий процесс
рассматриваемых двигателей складывается из процессов сжатия во вход¬
ном устройстве и компрессоре, подвода тепла в камере сгорания, расши¬
рения в турбине и в канале сопла. Хотя процесс расширения противопо¬
ложен процессу сжатия, однако благодаря более высокой температуре
рабочего тела, при которой он совершается, в двигателе обеспечивает¬
ся увеличение скорости истечения газа из сопла по сравнению со скоро¬
стью полета. Таким образом, изменяется количество движения рабоче¬
го тела, проходящего через двигатель, что, согласно второму закону
механики, сопровождается возникновением силы реакции, которая и
используется как тяговое усилие - сила тяги. В этом и заключается
принцип действия двигателей прямой реакции, к которым относятся рас¬
сматриваемые двигатели.Особенно четко прослеживается принцип действия этих двигателей
на примере прямоточного ВРД (ПВРД), у которого процессы сжатия и
расширения совершаются практически при одинаковых перепадах давле¬
ний. Очевидно, что увеличение температуры рабочего тела в камере сго¬
рания приводит к увеличению скорости его истечения сс по сравнению с
Vn. Процесс в ПВРД невозможен при Vn = 0, и отсутствие стартовой тя¬
ги - главный недостаток этого двигателя.В турбореактивном двигателе (ТРД) стартовая тяга обеспечивает¬
ся с помощью турбокомпрессора (турбины и компрессора). Подчеркнем,
что от рабочего тела в турбине отбирается столько же энергии, сколько
ее подводится к рабочему телу в компрессоре. Однако степень пониже¬
ния давления в турбине п * =р * Iр *Т меньше степени повышения дав¬
ления в компрессоре л * = р*к/ р*в (также благодаря более высокой тем¬
пературе рабочего тела). Поэтому полное давление за турбиной выше
полного давления перед компрессором (р*Т>р в) и соответственно стати¬
ческое давление выше атмосферного (р т > р н) даже в стартовых условиях
работы двигателя {Vп = 0). Следовательно, компрессор, камера сгорания
и турбина генерируют газ высокого давления (поэтому они и называют¬
ся газогенератором).Аналогичную функцию выполняет и газогенератор двухконтурного
двигателя. Турбовентилятор предназначен для передачи энергии из
внутреннего контура в наружный. (В турбине НД часть тепловой энергии
преобразуется в механическую и подводится к вентилятору, с помощью
которого эта энергия подводится к рабочему телу, в том числе проходя¬
щему через наружный контур.)Таким образом, внесенная с топливом энергия подводится в ТРДЦ
не только к воздуху, проходящему через основной контур, но и к допол¬18
нительной массе воздуха, проходящей через наружный контур. Распре¬
деление энергии по большей массе рабочего тела - главная особенность
ТРДД. Распределение энергии зависит в основном от степени двухкон-
турности т = G\\/ G|, т.е. от отношения расхода воздуха через наруж¬
ный контур к расходу через внутренний контур. При уменьшении степе¬
ни двухконтурности характеристики ТРДД приближаются к характери¬
стикам ТРД. При т = О ТРДД преобразуется в ТРД, т.е. турбореактивный
двигатель является частным случаем двухконтурного. Далее будет пока¬
зано, что и турбовинтовой двигатель можно рассматривать как частный
случай ТРДД с высокой степенью двухконтурности. Следовательно,
двухконтурный двигатель можно рассматривать как общий тип ГТД.Итак, принцип действия ТРД и ТРДД аналогичен принципу дейст¬
вия ПВРД. Наличие газогенератора обеспечивает турбореактивному дви¬
гателю стартовую тягу и более высокие тяговые и экономические харак¬
теристики на небольших скоростях полета по сравнению с характеристи¬
ками ПВРД. А благодаря распределению энергии по большей массе ра¬
бочего тела двухконтурный двигатель (по сравнению с одноконтурным)
обеспечивает более высокую экономичность на указанных скоро¬
стях полета. В этом и заключается основное преимущество двух¬
контурных двигателей.Применение ПВРД, ТРД и ТРДД. Прямоточные воздушно-реак-
тивные двигатели применяются как силовые установки летательных
аппаратов, главным образом военного назначения. На больших сверхзву¬
ковых скоростях полета они имеют ряд принципиальных преимуществ
перед другими ВРД. С применением водорода в качестве топлива этот
двигатель может работать на гиперзвуковых скоростях полета. Поэтому
ПВРД - двигатель будущего.Турбореактивные двигатели широко применялись в качестве сило¬
вых установок самолетов. Например, на первом в мире отечественном
пассажирском реактивном самолете Ту-104 эксплуатировался одноваль-
ный ТРД РД-ЗМ.По сравнению с поршневыми турбореактивные двигатели позволя¬
ют развить ббльшую тягу, имеют меньшую удельную массу, для них ха¬
рактерно благоприятное изменение тяги по скорости полета. Этими ос¬
новными преимуществами объясняется тот факт, что в пятидесятые годы
в авиации на смену поршневым двигателям пришли реактивные. Низкая
экономичность на дозвуковых скоростях полета - главный недостаток
ТРД.Двухконтурные двигатели как силовые установки магистральных
самолетов вытеснили ТРД и получили в настоящее время наибольшее
распространение. Широко применяются двигатели со степенью двухкон-19
турности, изменяющейся в диапазоне от 2 до 10. В целях дальнейшего
повышения экономичности разрабатываются ТРДД с т = 15 ... 20, кото¬
рые получили название двигателей со сверхбольшой степенью двухкон-
турности (ТРДДев).Схемы ТРДД. Двухконтурные двигатели выполняются в основном
двухвальными, а также трехвальными. Наличие двух контуров, двух (или
трех) каскадов компрессора и соответственно турбины обусловило мно¬
гообразие схем рассматриваемых двигателей. Схему, приведенную на
рис. 1.1 (двухвальный ТРДД с двухкаскадным компрессором и раздель¬
ным истечением потоков из наружного и внутреннего контуров), можно
считать классической. По этой схеме выполнен первый в нашей стране
двухконтурный двигатель Д-20П. Кроме того, применяются двигатели
такой схемы со смешением потоков наружного и внутреннего контуров.
По этой схеме выполнены, например, двигатели Д-30, Д-30КУ и Д-30КП
(ОКБ П.А. Соловьева), которые эксплуатируются соответственно на са¬
молетах Ту-134, Ил-62М и Ил-76.Широкое распространение получили двухконтурные двухвальные
двигатели со смешением потоков, с двухкаскадным компрессором и под¬
порными ступенями (рис. 1.5, а). По такой схеме выполнены двигатели
НК-8-4, НК-8-2У и НК-86 (ОКБ Н.Д. Кузнецова), которые эксплуатиру¬
ются на самолетах Ил-62, Ту-154 и Ил-86. По такой же схеме выполнен
двигатель ПС-90А (ОКБ П.А. Соловьева), который эксплуатируется на
самолетах Ту-204/214 и Ил-96-300. Применение подпорных ступеней
объясняется в основном стремлением получить эффективные двигатели
разной тяги на базе одного газогенератора.На рис. 1.5, б показана схема трехвального ТРДД с трехкаскадным
компрессором, в котором наиболее рационально решены проблемы, свя¬
занные с обеспечением устойчивой работы двигателя при высокой степе¬
ни повышения давления в компрессоре. По этой схеме выполнены, на¬
пример, двигатели Д-36, Д-436Т1 и Д-18Т (Запорожское МКБ "Про¬
гресс"), которые эксплуатируются соответственно на самолетах Як-42,
Ту-334 и Ан-124 ("Руслан"). Трехвальный ТРДД Д-18Т устанавливается
также на грузовом самолете Ан-225 "Мр1я" ("Мечта").Двухконтурные двигатели с раздельным истечением потоков могут
выполняться с коротким наружным контуром (см. рис. 1.5, б). Для всех
перечисленных схем характерно переднее расположение вентилятора.
В двухконтурных двигателях с задним расположением вентилятора
(рис. 1.5, в) лопатки вентилятора наружного контура располагаются над
лопатками отдельной турбины, образуя с ними одно целое - турбовен¬
тиляторную приставку. Такая приставка к одноконтурному ТРД
преобразует его в двухконтурный. Двигатели с турбовентиляторной20
В вПС вВД
(кВ1) (кНД)л)Г гНД(тВД)I. _1	IIСМII СПв)ГгСДгНД Т
(тВД) (тСД)Рис. 1.5. Схемы ТРДЦ:а - двухвального с подпорными ступенями и смешением потоков;
б - трехвального с коротким наружным каналом;
в - с задним расположением вентилятора
приставкой появились в пятидесятых годах на базе хорошо зарекомендо¬
вавших себя серийных ТРД. Они обеспечили существенное снижение
удельного расхода топлива и повышение эффективности эксплуатации.По одновальной схеме двухконтурные двигатели, как правило, не
выполняются. Известны, однако, двигатели, например фирм SNECMA и
"Турбомека" [8], выполненные по одновальной схеме. Это либо малораз¬
мерные двигатели, либо двигатели с небольшой степенью двухконтурно¬
сти и невысокой степенью повышения давления в компрессоре.1.2.	ТУРБОВИНТОВЫЕ (ТВД),
ТУРБОВИНТОВЕНТИЛЯТОРНЫЕ (ТВВД)И ТУРБОВАЛЬНЫЕ (ТВаД) ДВИГАТЕЛИТурбовинтовые, турбовинтовентиляторные и турбовальные дви¬
гатели - это такие тепловые машины, в которых большая часть полез¬
ной тепловой энергии преобразуется в турбине в механическую работу и
отводится потребителю и на привод компрессора.Если полезная мощность отводится на привод самолетного винта, то
это турбовинтовой или турбовинтовентиляторный двигатель. Вин-
товентилятором называют высоконапорный винт, специально спрофи¬
лированный для эффективной работы при больших дозвуковых скоро¬
стях полета. В остальных случаях двигатель турбовальный. ТВаД ши¬
роко применяются в качестве силовых установок вертолетов, речных и
морских судов, для наземного транспорта, на компрессорных газоперека¬
чивающих станциях магистральных газопроводов, пиковых тепловых
электростанциях, а также в качестве вспомогательных силовых установок
(ВСУ), применяемых на современных самолетах и вертолетах для пуска
основных двигателей, питания систем кондиционирования, привода
электрогенератора и другого вспомогательного оборудования (ВСУ со¬
стоит из малоразмерного ТВаД и агрегатов для отбора от него механиче¬
ской энергии или сжатого воздуха).Следовательно, по назначению ТВД (ТВВД) является частным слу¬
чаем турбовального двигателя.Принцип действия ТВД и изменение параметров рабочего тела по
длине проточной части (рис. 1.6) аналогичны принципу действия и изме¬
нению параметров рабочего тела основного (внутреннего) контура ТРДД.
Но в ТВД часть механической энергии, отбираемой от турбины, переда¬
ется не в наружный контур, а на привод воздушного винта (через редук¬
тор), с помощью которого образуется тяга. Винт в данном случае играет
роль вентилятора наружного контура, и турбовинтовой двигатель, следо¬
вательно, можно рассматривать как частный случай ТРДД с высокой сте¬
пенью двухконтурности (т = 25 ... 100).22
г\н 11!	3К г тс1 1 1
1 1 1
1 1 1
1 1 1ш!!ПтГх!ii| 1 I
| 1 |■ 1
/\ 1
/а\ 1
//\\ 1
// \\ 1
—_ // \\ 1—7/ 1 \\ |ГSS \\ i
// 1 \\j
// 1 \\// 1 V ■——г/ 1 КГ !1 г	! !н 14 1i V4 !| \\‘с\1'S	1——■ |н в	к	г	т сРис. 1.6. Схема одновального ТВД и изменение параметров
рабочего тела в проточной части при с л < У„Силовая установка самолета с ТВД состоит из трех агрегатов: винта,
редуктора и собственно двигателя. Тяга развивается главным образом
винтом (90 % и более) и только небольшая ее часть - собственно двига¬
телем. Таким образом, ТВД с винтом является силовой установкой сме¬
шанной тяги.ТВВД по принципу действия не отличается от ТВД. По принципу
действия турбовальный двигатель является частным случаем ТВД.
В этом случае вся полезно используемая тепловая энергия преобразуется
в турбине в механическую работу. Выходное устройство такого двигате¬23
ля выполняется диффузорным, что и позволяет наиболее полно осущест¬
вить указанное преобразование энергии и уменьшить потери кинетиче¬
ской энергии с выхлопными газами. Статическое давление и температура
рабочего тела в выходном устройстве увеличиваются, а скорость снижа¬
ется (рис. 1.7). Турбовальный двигатель, следовательно, нереактивный.Принцип действия ТВД, ТВВД и ТВаД одинаковый. Поэтому в
дальнейшем во многих случаях турбовинтовым двигателем называются
все три разновидности этого типа двигателя.На рис. 1.6 и 1.7 приведены типичные схемы ТВД и ТВаД: одно-
вального ТВД и двухвалъного ТВаД со свободной турбиной. Первая схема
наиболее характерна для двигателей, служащих силовыми установками111[31kS-x4D|Di-Рис. 1.7. Схема турбовального двигателя со свободной турбиной и изменение
параметров рабочего тела в проточной части при Мп = О24
самолетов. По этой схеме выполнен, например, самый мощный в мире
турбовинтовой двигатель НК-12МВ, который устанавливался, в част¬
ности, на самолетах Ту-114. По второй схеме в основном выполняются
ТВаД, служащие как силовые установки (СУ) вертолетов, морских и
речных судов, а также промышленные СУ. По этой схеме выполнен,
например, двигатель Д-25В, который эксплуатируется на вертолете
Ми-6 (четверть века он был непревзойденным по мощности).Схема ТВаД со свободной турбиной, выходной вал которой выво¬
дится вперед, универсальная; применяется на двигателях, которые
эксплуатируются как на вертолетах, так и на самолетах.ТВД как СУ самолетов выполняются, кроме того, по двухваль-
ной схеме с двухкаскадным компрессором (рис. 1.8). В этом случае
мощность на привод винта отбирается от турбины низкого давления, ко¬
торая приводит также компрессор низкого давления.Появились также трехвальные ТВаД с двухкаскадным компрессором
и свободной турбиной (рис. 1.9). По такой схеме выполнен двигатель
Д-136, который эксплуатируется на самом большом в мире вертолете
Ми-26. В системе двухкаскадного компрессора проще решается пробле¬
ма обеспечения его устойчивой работы.Турбовальные малоразмерные двигатели, особенно ВСУ, выполня¬
ются по различным схемам. Их многосхемность является следствием не¬
большого расхода рабочего тела (1 ... 5 кг/с и меньше). Осевые компрес¬
соры с таким расходом воздуха имели бы недопустимо малую высоту
лопатки последней ступени, что привело бы к увеличению относительно¬
го радиального зазора и потерь в нем. Поэтому малоразмерные двигатели
в большинстве случаев выполняются с центробежными и осецентробеж-(кНД)	(тВД)Рис. 1.8. Схема двухвального ТВД с двухкаскадным компрессором25
(кНД)	(тВД) (тСД)Рис. 1.9. Схема трехвального ТВаД с двухкаскадным
компрессором и свободной турбинойными компрессорами, в которых направление движения потока изменя¬
ется на 90°. При небольшом расходе воздуха направление движения по¬
тока легко изменить на 180° и даже на 360° без больших потерь полного
давления. Это обусловило применение петлевых и противоточных камер
сгорания, что позволило уменьшить длину двигателя, сделать конструк¬
цию компактной, а следовательно, более жесткой. Некоторые схемы
вспомогательных силовых установок, которые служат для отбора меха¬
нической энергии (например, для привода генератора) и сжатого воздуха
и называются универсальными, приведены на рис. 1.10.На рис. 1.10, а показана схема одновальной ВСУ с центробежным
компрессором, петлевой камерой сгорания и осевой турбиной. Она вы¬
полнена по схеме с дополнительным компрессором, который применяет¬
ся специально для подачи потребителю сжатого воздуха. Получили рас¬
пространение ВСУ, служащие только для отбора механической энергии;
в этом случае в схеме отсутствуют дополнительный компрессор и трубо¬
проводы для отбора воздуха.Схема универсальной одновальной ВСУ с двухступенчатым центро¬
бежным компрессором, тангенциальной индивидуальной трубчатой каме¬
рой сгорания и центростремительной турбиной показана на рис. 1.10, б.
Такая ВСУ служит для привода электрогенератора (на схеме он не пока¬
зан) и отбора сжатого воздуха на участке между компрессором и камерой
сгорания.В последнее время предъявляются более жесткие требования к эко¬
номичности ВСУ, что привело к усложнению их схем. Появились двух-
вальные ВСУ с двухкаскадным компрессором (рис. 1.10, в). В приве¬
денном на схеме случае воздух отбирается за компрессором НД, а мощ¬
ность - от каскада ВД. Сопловой аппарат турбины НД выполняется регу¬
лируемым, чтобы обеспечить отбор мощности при постоянной частоте
вращения ротора ВД.26
Рис. 1.10. Схемы вспомогательных силовых установок:а- с одноступенчатым центробежным компрессором и петлевой камерой сгорания;
б- с двухступенчатым центробежным компрессором, центростремительной
турбиной и индивидуальной трубчатой тангенциальной камерой сгорания;
в-с двухкаскадным компрессором и противоточной камерой сгоранияГлавное преимущество турбовинтовых двигателей перед ТРД и
ТРДЦ - значительно меньший расход топлива на небольших дозвуковых
скоростях полета (Vn =500 ... 650 км/ч), а недостаток - снижение
КПД воздушного винта на высоких дозвуковых скоростях полета
(Vn > 700 км/ч), что делает применение ТВД неэффективным. Кроме то¬
го, силовая установка с ТВД более сложная, поскольку включает еще
винт и редуктор. Наконец, такая силовая установка является источником
недопустимо высокого (по современным нормам) уровня шума. Все это и
обусловило необходимость замены турбовинтовых двигателей двухкон¬
турными на всех магистральных самолетах, а также на некоторых само¬
летах местных воздушных линий.27
В настоящее время ведутся работы по созданию винтовентиляторов,
обеспечивающих высокий КПД при больших дозвуковых скоростях по¬
лета (Уп =850 ... 900 км/ч). Винтовентилятор занимает промежуточное
положение между винтом ТВД и вентилятором ТРДД по диаметру, сте¬
пени повышения давления и частоте вращения. Соответственно и ТВВД
занимает промежуточное положение между ТВД и ТРДД, в том числе
по степени двухконтурности. Разрабатываются ТВВД различных схем.
Для обеспечения высокой степени повышения давления компрессор этих
двигателей должен быть, по-видимому, двух- или трехкаскадным. Для
уменьшения передаточного отношения в редукторе в целях уменьшения
его массы двигатель целесообразно выполнять по схеме со свободной
турбиной. По такой схеме выполнен трехвальный ТВВД Д-27 (ЗМКБ
"Прогресс"), который предполагается эксплуатировать на самолетах
АН-70 и АН-180. Представляет интерес схема двигателя без редуктора с
задним расположением винтовентилятора. Необходимо, кроме того, ре¬
шить проблему уменьшения шума и снижения стоимости эксплуатации
ТВВД. Ожидается, что ТВВД станет серьезным конкурентом ТРДД на
указанных скоростях полета.1.3.	ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
С ФОРСАЖНЫМИ КАМЕРАМИСжигание дополнительного топлива в специальной (форсажной) ка¬
мере за турбиной, которое применялось вначале как средство для кратко¬
временного увеличения тяги, оказалось настолько эффективным (в смыс¬
ле увеличения тяги) и получило такое широкое распространение, что ТРД
и ТРДД с форсажными камерами образовали два новых типа авиацион¬
ных двигателей - ТРДФ и ТРДДФ.В отличие от обычного ТРД за турбиной ТРДФ расположены диф¬
фузор, форсажная камера и регулируемое сопло. В диффузоре скорость
потока газа понижается, что необходимо для стабильного сгорания топ¬
лива. В форсажной камере температура газа повышается, как правило, до
более высоких значений, чем в основной камере. Благодаря этому обес¬
печивается высокая скорость истечения газа из сопла, а следовательно,
высокая тяга. Характер изменения полной и статической температуры
(давления) рабочего тела по длине затурбинной части ТРДФ принципи¬
ально не отличается от их изменения по длине обычного диффузора, ка¬
меры сгорания и сопла (рис. 1.11).Двухконтурные двигатели с форсажными камерами могут выпол¬
няться по различным схемам: с форсажом только в наружном контуре
(ТРДДФН), с раздельным форсажом в наружном и внутреннем контурах28
Рис. 1.11. Схема одновального ТРДФ и изменение параметров
рабочего тела в проточной части(ТРДДФ1+Н); со смешением (объединением) потоков рабочего тела, вы¬
ходящего из наружного и внутреннего контуров, и общей форсажной
камерой (ТРДДФсм, рис. 1.12). В настоящее время двухконтурные двига¬
тели с форсажными камерами выполняются преимущественно по по¬
следней схеме. По этой схеме выполнены, например, двигатели РД-33
(ГУП "Завод им. В .Я. Климова"), АЛ-31Ф (ОАО "Люлька-Сатурн") и
ДЗОФ-6 (ОАО "Авиадвигатель"), которые установлены на отечественных
самолетах-истребителях МиГ-29, Су-27 и МиГ-31, а также НК-144, кото¬
рый устанавливался на первом сверхзвуковом пассажирском самолете
Ту-144, и самые мощные в мире ТРДДФсм НК-25 и НК-32 для самолетов
дальней и стратегической авиации [6, 23]. По этой схеме выполняется
перспективный ТРДДФсм пятого поколения АЛ-41Ф (ОАО "Люлька-
Сатурн", генеральный конструктор В.М. Чепкин).В двигателях, выполненных по первой схеме (ТРДДФП), обеспе¬
чивается более высокая экономичность, но при этом создается мень¬
шая тяга. Отдельные разработки ТРДДФП пока распространения не
иолучили. Тяговые и экономические характеристики ТРДДФ1+Н незна¬
чительно отличаются от характеристик ТРДДФсм. До настоящего времени29
Kll	II(кНД)	(тВД)Рис. 1.12. Схема двухконтурного двигателя со смешением потоков и
общей форсажной камерой (ТРДДФсм)по этой схеме двигатели не выполнялись, так как некоторые преимуще¬
ства, связанные главным образом с большей гибкостью регулирования,
по-видимому, не оправдывают применения двух отдельных форсажных
камер, усложняющих конструкцию.Форсирование двигателей позволяет существенно увеличить лобо¬
вую тягу, особенно на сверхзвуковых скоростях полета. Поэтому ТРДФ
и ТРДДФсм применяются на летательных аппаратах со сверхзвуко¬
выми скоростями полета, что позволило увеличить максимальную
скорость и улучшить летно-тактические данные этих летательных аппаратов.Низкая экономичность на малых скоростях полета и высокий уро¬
вень шума - главные недостатки турбореактивных двигателей с форсаж¬
ными камерами. Последний недостаток затрудняет их применение на
пассажирских самолетах.1.4.	КЛАССИФИКАЦИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙРеактивными двигателями называют такие двигатели внутренне¬
го сгорания, в которых химическая энергия топлива преобразуется в ки¬
нетическую энергию газовой струи, вытекающей из двигателя, а сила
реакции непосредственно используется как движущая сила - сила тяги.Реактивные двигатели подразделяются на ракетные, воздушно-реак-
тивные и комбинированные (рис. 1.13).У ракетных двигателей горючее и окислитель находятся на борту
летательного аппарата. В воздушно-реактивных двигателях в качестве
окислителя используется кислород воздуха. Комбинированные двигатели
представляют собой комбинации ракетных и воздушно-реактивных дви¬
гателей или различных типов ВРД.30
Рис. 1.13. Классификация реактивных двигателейРакетные двигатели по роду применяемого топлива подразделя¬
ются на двигатели твердого (РДТТ) и жидкого (ЖРД) топлива. Кроме
того, выделяют специальный класс ракетных космических двигатель¬
ных установок (КДУ).Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) подразделяются на бес-
компрессорные, к которым относятся прямоточные (ПВРД), в том числе
гиперзвуковые ПВРД, и пульсирующие (ПуВРД), и компрессорные (газо¬
турбинные).ГТД включают следующие типы двигателей: ТРД и ТРДФ, ТРДЦ и
ТРДДФ, ТВД (ТВВД) и ТВаД.Стремление создать двигатель, в котором сочетались бы преимуще¬
ства двигателей различных типов (в целях расширения диапазона эффек¬
тивного применения летательных аппаратов, в том числе при высоких
сверхзвуковых скоростях), привело к разработке комбинированных дви¬
гателей. К ним прежде всего относятся турбопрямоточные двигатели
(ТПД), представляющие собой комбинацию ПВРД, эффективных на
больших сверхзвуковых скоростях, с турбореактивными двигателями
(ТРД, ТРДФ, ТРДЦ, ТРДДФ), которые эффективны при более низких
скоростях и имеют стартовую тягу. В ракетно-прямоточном двигателе
(РПД) ПВРД объединен с ракетным двигателем, за счет чего обеспечива¬
ется стартовая тяга и улучшаются характеристики на малых скоростях.31
Большой класс ракетно-турбинных двигателей (РТД) образован
путем сочетания узлов ракетных и газотурбинных двигателей, что позво¬
ляет, в частности, существенно увеличить лобовую тягу ГТД. Предложе¬
ны десятки схем этих двигателей, в том числе с использованием криоген¬
ных топлив, применение которых расширяет возможности комбиниро¬
ванных двигателей и повышает их эффективность. Дальнейшее освоение
гиперзвуковых скоростей полета исследователи связывают с разработкой
комбинированных двигателей с использованием водорода [35].1.5.	ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ГТДАвиационный двигатель характеризуется прежде всего основны¬
ми данными, к которым относятся:Р - тяга ТРД(Ф), ТРДД(Ф), Н (кН);Ne - эффективная мощность на валу ТВаД и ТВД (ТВВД),
Вт (кВт);N3 - эквивалентная мощность ТВД и ТВВД, включающая кроме
Nei работу тяги собственно двигателя (см. гл. 8), Вт (кВт);G т - расход топлива, кг/с;Л/дВ - масса двигателя, кг;DyL - габаритные размеры, мм;
т - ресурс, ч;S - стоимость, руб.Основные данные не могут служить критериями для сравнительной
оценки совершенства различных двигателей. Сравнивают двигатели и
оценивают их совершенство по относительным величинам: удельным
параметрам и различным КПД (которые рассмотрены в гл. 5, 6 и 7).
К важнейшим удельным параметрам относятся: удельный расход
топлива и удельный вес, а также лобовая тяга, удельная объемная тяга и
удельная тяга.Удельный расход топлива показывает, сколько топлива нужно затра¬
тить для получения 1 Н тяги (1 Вт мощности) в течение 1 ч:3600 GTСУд = " -п- J > кг / (Н • ч) [кг / (кН • ч)];	(1.2)3600 GTСе = —	> кг / (Вт • ч) [кг / (кВт • ч)];	(1.2а)32
3600 GTСэ = —^	>кг/(Втч) [кг / (кВт • ч)]. (1-26)Величина Суд характеризует экономичность ТРД(Ф) и ТРДД(Ф), а
Се и Сэ - соответственно экономичность ТВаД и ТВД (ТВВД). Величи¬
ны Се и Сэ - называют соответственно эффективный и эквивалентный
удельные расходы топлива.Удельный вес - это отношение веса (силы тяжести) двигателя к еготяге:_ 8 ^</дв шУ дв р	0*3)Он характеризует конструктивное и термодинамическое совершен¬
ство ТРД(Ф) и ТРДД(Ф), которое оценивают также по удельной массе,
по отношению массы двигателя к его тяге (мощности):Мдв	МдвУд = -у ’ кг/Н (кг/кН); удМе = ;(1.3а)М двУд* э = ’ КГ/ВТ (КГ/КВТ)*эОчевидно, что у дв = g у д, где g = 9,81 м/с2.Удельный расход топлива и удельный вес, как будет показано в
гл. 16 [42], в значительной степени определяют эффективность эксплуа¬
тации пассажирских и транспортных самолетов с дозвуковыми скоростя¬
ми полета.Лобовая тяга представляет собой отношение тяги двигателя к пло¬
щади миделевого (максимального) сечения. Часто ее определяют по от¬
ношению к площади входа, которую легко найти, в том числе на началь¬
ном этапе выбора параметров, когда габаритные размеры двигателя неиз¬
вестны:Рр- тг > Н / м2 (кН/м2).* ВВеличина Р F при известной тяге двигателя однозначно определяет
площадь входа. Пропорционально площади входа изменяется внешнее
сопротивление двигателя, которое, кроме того, зависит от квадрата ско¬
рости полета. Поэтому лобовая тяга является характеристикой особо
важной для двигателей, предназначенных для сверхзвуковых скоростей
полета.2 - 830533
Удельная объемная тяга представляет собой отношение тяги дви¬
гателя к его объему:Ру = ТГн/м3 (кН/м3).V двОна характеризует компактность двигателя и приобретает очень важное
значение для подъемных двигателей, размещение которых в самолете
связано со значительными трудностями.Удельная тяга - это отношение тяги к расходу воздуха. Она пока¬
зывает, какая тяга развивается двигателем в расчете на 1 кг воздуха, про¬
ходящего через него:Руд = '§1’ Н с/кг (м/с).	(1.4)Величина Р уд при известной тяге однозначно определяет расход
воздуха через двигатель. По величине G в, в свою очередь, определяются
площади характерных сечений на основании формулы расхода„ mtp*F,q(X,) ,G,= f= > кг/с,	(1.5)Л/7’/ф ♦где р ,, Т, - полное давление, Па, и полная температура рабочего тела,
К, в рассматриваемом сечении; Ft - эффективная площадь этого
сечения, м2; q (X;) - относительная плотность тока (газодинамическаяфункция) q (X,) = X, ^1 - Х2^ к~ 1	1 ’ m ~ численнь1^I	к ' 2 ч к+\коэффициент m = Л / ^ (V-Tw к~ 1 (кг • К /Дж)0,5: m в = 0,0405 для воз¬
духа, тг= 0,0397 для газа.Площадь эффективного сечения проще определить по формулеF'-t; (,'5а)
если известны скорость потока в этом сечении и его плотность
р i=pi/RTi.Удельная тяга, таким образом, оказывает определяющее влияние на
диаметральные габариты двигателя и, следовательно, на его массу. Через34
удельную тягу выражается, как будет показано в гл. 7, удельный расход
топлива.Удельная тяга и удельный расход топлива ТРД при неизменных
внешних условиях зависят главным образом от параметров рабоче¬
го процесса: температуры газа перед турбиной Т* и степени повыше¬
ния давления в компрессоре п *. Удельные параметры двухконтурного
двигателя зависят, кроме того, от степени двухконтурности m и степени
повышения давления в компрессоре (вентиляторе) наружного контура
я * н. На удельные параметры двигателей с форсажными камерами влия-*ет также температура газа на выходе из форсажной камеры Т ф. Анализ
этих зависимостей занимает в курсе "Теория двигателей" одно из цен¬
тральных мест (гл. 7 и 9).Основные технические данные (кроме массы, габаритов, ресурса и
стоимости) и удельные параметры выполненного двигателя зависят от
внешних полетных и атмосферных условий и от режима работы двигате¬
ля. Поэтому в качестве характерных (используемых для сравнения) при¬
нимают данные и параметры двигателя в стандартных условиях при
Н = О, М п = 0 на максимальном режиме, а также в условиях длительной
работы двигателя на крейсерском режиме при расчетных значениях
высоты и скорости полета (для современных авиалайнеров при
Н= И км, Мп=0,8).Контрольные вопросы1.	Схема ТРДД. Основные узлы двигателя, их назначение. Обозначе¬
ние характерных сечений. Изобразите график изменения параметров рабо¬
чего тела (Т, р, с) в проточной части ТРДД для М п > М в.2.	Уравнение теплосодержания в общем виде и его частные случаи для
ноздухозаборника и сопла. Изобразите график изменения параметров рабо¬
чего тела (Т , р , Т, р, с) в проточной части воздухозаборника и сопла.3.	Уравнение теплосодержания для компрессора, камеры сгорания и
турбины. Изобразите график изменения параметров рабочего тела (Г*, р*, Г,
/>, с) в проточной части этих узлов.4.	Принцип действия ПВРД, ТРД и ТРДД. Назначение газогенератора и
турбовентилятора.5.	Преимущества и недостатки ПВРД, ТРД и ТРДД. Их применение.6.	Изобразите схемы, по которым выполняются ТРДД, и прокомменти¬
руйте их.7.	Изобразите схему ТРД, график изменения параметров рабочего тела
(/' , р , Г, р, с) в проточной части двигателя и объясните принцип действия35
этого двигателя. Почему на смену поршневым двигателям пришли реактив¬
ные?8.	Особенности принципа действия турбовинтовых (турбовинтовенти-
ляторных) двигателей. Изобразите схему ТВД и график изменения статиче¬
ских и полных параметров рабочего тела в проточной части двигателя длямп>мв.9.	Особенности принципа действия турбовальных двигателей. Изобра¬
зите типичную схему ТВаД и график изменения статических и полных па¬
раметров рабочего тела в проточной части двигателя для М п < М в.10.	Изобразите схемы, по которым выполняются ТВД и ТВаД. Каковы
преимущества и недостатки ТВД (ТВВД) по сравнению с ТРДД? Где при¬
меняются ТВД и ТВаД?11.	Особенности принципа действия ТРДФ и ТРДДФ. Изобразите схе¬
му ТРДФ и график изменения полных и статических параметров рабочего
тела в проточной части двигателя для М п > М в.12.	Изобразите схемы, по которым выполняются ТРДФ и ТРДДФ. В
чем их преимущества и недостатки по сравнению с ТРД? Где применяются
ТРДФ и ТРДДФ?13.	Дайте определение реактивным двигателям, приведите их класси¬
фикацию.14.	Перечислите и охарактеризуйте основные технические данные,
удельные параметры и параметры рабочего процесса ТРД и ТРДФ.15.	Перечислите и охарактеризуйте основные технические данные,
удельные параметры и параметры рабочего процесса ТРДД и ТРДДФ. Дайте
определение удельным параметрам.16.	Перечислите основные технические данные, удельные параметры и
параметры рабочего процесса, характеризующие турбовинтовые и турбо-
вальные двигатели. Дайте определение удельным параметрам, охарактери¬
зуйте их.17.	Приведите различные формулы для определения расхода рабочего
тела через данное сечение проточной части двигателя. От чего зависят пло¬
щади этих сечений?18.	Краткий обзор развития реактивных двигателей \ Цикл работ по
созданию двигателя и место теории ГТД в создании двигателя.19.	Уравнение изоэнтропы. Числа М и X. Газодинамические функции.Задачи21.	В стандартных атмосферных условиях (САУ) на высоте 11 км ско¬
рость полета самолета равна 850 км/ч. Определить полную температуру
воздуха на входе в компрессор двумя способами: а) с использованием газо¬1	Вопросы 18 и 19 выходят за рамки гл. 1.2	Ответы к решению задач см. прил. 2.36
динамических функций (ГДФ), б) без использования ГДФ при условии по¬
стоянной теплоемкости воздуха *.2.	В САУ на земле при V п = 0 определить статическую температуру
воздуха в сечении В на входе в компрессор, если скорость потока в этом
сечении с в = 200 м/с.3.	Определить работу компрессора в САУ на земле при Vn = 0, если
полная температура воздушного потока за компрессором Т*к = 800 К.4.	Определить полную температуру воздуха за компрессорами низкого
и высокого давлений двухвального ТРД при полете самолета в САУ на вы¬
соте Н= 5 км со скоростью V п = 450 км/ч, если работа каскадов компрессо¬
ра НД и ВД соответственно равна L кНд = 125 кДж/кг, L кВд = 188 кДж/кг.5.	Определить работу компрессора ВД ТРДД, если ГН = 230 К,
V п = 800 км/ч, L кНд = 120 кДж/кг, Т*к = 780 К.6.1 Определить тепло, подведенное к 1 кг рабочего тела в камере сго¬
рания, если полная температура рабочего тела на входе в камеру и на выхо¬
де из нее равна Т*к = 800 К, Т * = 1650 К.7.	Определить полную температуру газа за турбиной, если известны
полная температура газа перед турбиной Г*= 1600 К и работа турбины
L т = 800 кДж/кг.8.	Определить работу турбины ВД двухвального ТРДД, если
Т * = 1600 К, L тНд = 250 кДж/кг, Т * = 950 К.9.	Определить температуру газа на выходе из сопла Т с, если
Т у = 900 К и скорость истечения с с = 500 м/с.10.	Определить скорость истечения газа из сопла, если известны ско¬
рость потока за турбиной с т = 300 м/с, статическая температура за турбиной
Тт = 780 К и на выходе из сопла Т с = 690 К.И. При одинаковом расходе топлива GT = 0,31 кг/с и одинаковой мас¬
се Мдв = 410 кг ТРДД и ТВаД развивают соответственно тягу Р = 32 кН и
мощность на валу N<, = 4000 кВт. Определить удельный расход топлива и
удельную массу этих двигателей, а также удельный вес ТРДД.12.	Определить площадь эффективного сечения потока на входе в вен¬
тилятор F в из условия обеспечения тяги ТРДД Р = 160 кН в САУ на земле
при М п = 0, если удельная тяга Р уд = 250 Н с/кг, а приведенная скорость
К в = 0,65. Потерями полного давления в воздухозаборнике пренебречь.1	Величина теплоемкости газа приведена на с. 269.
ЧАСТЬ IХАРАКТЕРИСТИКИ ВХОДНЫХ,
ВЫХОДНЫХ УСТРОЙСТВ и
КАМЕР СГОРАНИЯТеория входных, выходных устройств и камер сгорания сложилась в
самостоятельные дисциплины и излагается в специальной литературе.
Здесь рассматриваются характеристики этих узлов и затронуты особен¬
ности их работы, знание которых необходимо для анализа закономерно¬
стей рабочего процесса и характеристик газотурбинного двигателя.ГЛАВА 2
ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВАВ разд. 2.1 приведены общие сведения о входных устройствах (ВУ).
Далее изложены особенности рабочего процесса и характеристики дозву¬
ковых воздухозаборников (разд. 2.2) и сверхзвуковых ВУ внешнего сжа¬
тия (разд. 2.3), которые получили преимущественное распространение.
Входным устройствам внешнего сжатия посвящены также разд. 2.4 и 2.5,
где даны законы регулирования, необходимые для обеспечения эффек¬
тивной работы этих устройств в широком диапазоне скоростей полета, и
проанализирована их совместная работа с компрессором. В заключение
(разд. 2.6) затронуты некоторые особенности работы ВУ внутреннего
сжатия.2.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
2.1.1.	Назначение входных устройств.
Основные параметры режима и критерии эффективностиНазначение. Входные устройства, как уже указывалось в гл. 7,
предназначены для подвода воздуха к двигателю и частичного преобра¬
зования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную
энергию сжатого воздуха.Параметры режима. Как известно [1, 30], основными критериями
газодинамического подобия установившегося течения теплоизолирован¬
ного потока являются числа Маха М и Рейнольдса Re. Причем величина
Re оказывает заметное влияние на работу газотурбинного двигателя
большой и средней размерности только на высотах полета больше
8 ... 10 км. Поэтому в качестве параметра режима течения потока, набе¬
гающего на ВУ, принимают число Мп=Кп/ян (отношение скорости
полета к скорости звука).Режим течения потока, проходящего через входное устройство, за¬
висит, кроме того, от противодавления на выходе из него, т.е. от расхода
воздуха, потребляемого двигателем в рассматриваемых условиях, или от
пропускной способности компрессора. Пропускную способность целесо¬
образно характеризовать относительной плотностью тока д(Хв) - газо¬
динамической функцией, которая однозначно определяется приведенной
скоростью ^ в = св/ а,ф (отношением скорости потока в сечении В на
входе в компрессор к критической скорости звука).Согласно сказанному, в качестве основных параметров режима
входного устройства приняты число М п и функция g (А, в) или X в.Отметим, что величина Xв = свj'\^kR~j~у Т*н зависит не толь¬
ко от режима работы двигателя (св), но и от внешних условий, по¬
скольку полная температура Т*н определяется атмосферной температурой
Тн и скоростью полета Уп. Следовательно, д(Хв)~ комплексный пара¬
метр, характеризующий режим работы двигателя и внешние атмо¬
сферные и полетные условия.Критерии эффективности. Эффективность работы входного уст¬
ройства оценивается с помощью двух основных коэффициентов: восста¬
новления полного давления авх и внешнего сопротивления сх вх, а также
с помощью коэффициента расхода ф.Коэффициентом восстановления полного давления называют от¬
ношение полного давления в сечении В на выходе из входного устройства
к полному давлению в сечении Н невозмущенного потока перед двигате¬
лем:Сьх=р*в/рн-	(2-1)Вследствие влияния трения, вихреобразования, а при торможении
еиерхзвукового потока еще и потерь в скачках уплотнения, полное давле¬
ние по длине ВУ снижается и коэффициент авх всегда меньше единицы.
11отери полного давления (в процентах от исходного значения р „) оце¬
ниваются, следовательно, величиной (1 -сгвх)100 %.39
Снижение авх ведет к уменьшению полного давления во всех сече¬
ниях двигателя, а поэтому, как показано в следующей главе, - к умень¬
шению степени расширения газа в канале сопла и, соответственно, ско¬
рости истечения газа из сопла и тяги. Тяга двигателя снижается также из-
за уменьшения расхода воздуха через двигатель, который изменяется
пропорционально полному давлению. Поэтому величина авх оказывает
весьма значительное влияние на основные данные двигателя (гл. 8, 17) и
является одним из основных критериев эффективности входного устрой¬
ства.Коэффициент внешнего сопротивления с х вх представляет собой
отношение внешнего сопротивления ВУ к произведению скоростного
напора набегающего потока на площадь миделевого сечения:скоростной напор набегающего потока в сечении Н перед двигателем;
Хйх - сила внешнего сопротивления ВУ - отрицательная составляющая
тяги двигателя; Fmid вх- площадь миделевого сечения ВУ.Коэффициент сх вх определяется обычно по результатам экспери¬
ментальных исследований на специальных установках, а по формуле
(2.2) вычисляется сила внешнего сопротивления ВУ, необходимая для
последующего определения эффективной тяги (гл. 6) при расчете харак¬
теристик двигателя. На промежуточных и трансзвуковых скоростях поле¬
та сверхзвуковых самолетов сила Хъх может достигать значительной ве¬
личины (10 ... 20% максимальной тяги двигателя). В заданных условиях
полета самолета она однозначно определяется, как следует из (2.2), вели¬
чиной сх вх. Поэтому коэффициент внешнего сопротивления, оказывая
существенное влияние на тягу, является, как мавх, одним из основных
критериев эффективности ВУ.Коэффициентом расхода ф называют отношение площади сечения
невозмущенного потока воздуха, проходящего через двигатель, к лобо¬
вой площади входного сечения обечайки:Для выполненного входного устройства геометрическая площадь
^вх известна, поэтому величина ср однозначно определяет площадь пото¬где(2.2а)(2.2)cp = FH/.FBx.(2.3)40
ка FH, а следовательно, расход воздуха через двигатель при известных
внешних условиях (температуре Тн, давлении р н наружного воздуха и
скорости полета Vп) по (1.5а) Gв= FHp н Vп.С помощью коэффициента ср описываются расходные характеристи¬
ки сверхзвукового входного устройства. Далее будет показано, что вели¬
чина ф оказывает, кроме того, определяющее влияние на внешнее сопро¬
тивление сверхзвуковых входных устройств при их работе на промежу¬
точных и трансзвуковых скоростях полета.2.1.2.	Степень повышения давления л у
и роль входного устройства в системе двигателяФормулы для Т*н и к у. Температура и давление воздуха увеличи¬
ваются во входном устройстве (в условиях работы, когда скорость полета
больше скорости потока перед компрессором). Упрощенная схема изме¬
нения параметров по длине ВУ показана, например, на рис. 1.6, а соот¬
ветствующая ей диаграмма is процесса сжатия воздуха - на рис. 2.1.Формулу для полной температуры потока воздуха, проходящего че¬
рез входное устройство, получим из уравнения энергии (1.16), которое
запишем в следующем виде:у2rri * 		m ^ 		m .	Пср * в — ср ТИ — Ср ТИ + 2Выражая с р через газовую постоянную
кср = д—j- R , а скорость полета через число
М п и скорость звука V П = М п а н, где
ан = ^JkR Тн, будем иметь7’*H=7’H(l+^f1Mn2).	(2.4)Выражая отношение давлений р*И/рИ
через отношение температур Т*И/ТИ по урав¬
нению изоэнтропы, на основании (2.4)
получимя к=/>н//>н = (1+^2^Мп)* (2-5)Величина n v представляет собой сте¬Рис. 2.1. Упрощенная
диаграмма is
процесса сжатия воздуха
во входном устройстве41
пень повышения давления воздуха от скоростного напора при изоэнтро-
пическом торможении. Она однозначно определяется числом М П, а пол¬
ная температура Т*н изменяется, кроме того, пропорционально атмо¬
сферной температуре Тн (величины п v и Т*И зависят, строго говоря, еще
и от свойств рабочего тела - показателя изоэнтропы к).Действительная степень повышения давления во входном уст¬
ройстве, т.е. отношение полного давления на выходе из ВУ к статическо¬
му давлению в сечении Н, зависит также и от коэффициента восстановле¬
ния давления:Р*ъ1Рн = пуЪъх-	(2.5а)Роль входного устройства на силовых установках летательных
аппаратов с различными скоростями полета. Зависимость степени
повышения давления п v от числа М п, рассчитанная по формуле (2.5),
приведена в табл. 2.1.Таблица 2.1м„01233,54Пу11,97,83780150яКствх.ст0,91,846,7244060® п.с-10,720,330,210,14Т'н (Н= 11 км)216260390606749913С увеличением числа М п величина п v весьма существенно повыша¬
ется, особенно на больших скоростях полета: она увеличивается от 1 до
7,8 в диапазоне М п = 0 ... 2, от 7,8 до 150 в диапазоне М п = 2 ... 4, п у= 31
при М п = 3, л v= 80 при М п = 3,5.Торможение сверхзвукового потока сопровождается волновыми по¬
терями, которые на больших скоростях полета весьма значительно воз¬
растают. В простейшем случае - в прямом скачке уплотнения, который
возникает, например, перед дозвуковым воздухозаборником, с увеличе¬
нием числа М п от 1 до 2 потери увеличиваются, а коэффициент восста¬
новления давления в прямом скачке ап с снижается от 1 до ~0,7. Даль¬
нейшее увеличение М п приводит к еще более значительному снижению
ап.с: Д° ~ при М п = 3 и - 0,2 при М п = 3,5 (см. табл. 2.1).В сверхзвуковых воздухозаборниках поток тормозится, как пра¬
вило, в системе косых и замыкающем прямом скачке, что позволяет42
повысить коэффициент восстановления давления при высоких скоро¬
стях полета более чем в 2 раза. В современных воздухозаборниках при
Мп=3 ... 3,5 удается обеспечить действительную степень повышения
давления п уОъх ст= 24 ... 40, что превышает степень повышения дав¬
ления современных компрессоров. (Здесь авх ст - коэффициент восста¬
новления давления по так называемой стандартной кривой, см. рис. 2.14.)Приведенных материалов достаточно, чтобы сделать вывод: с
увеличением числа М п роль входного устройства на силовой установ¬
ке существенно возрастает, а при М п >3,5 необходимость в ком¬
прессоре отпадает, так как обеспечиваемая им степень повышения
давления может быть получена путем торможения сверхзвукового
потока.Одновременно с повышением роли входного устройства изменяются
и его габариты относительно габаритов двигателя.Из условия неразрывности потока для сечений невозмущенного по¬
тока и на входе в компрессор G н = G в, выражая расход воздуха через
параметры потока в этих сечениях по формуле (1.5а), получимFh Рв£вP„Fn	WПо изменению отношения FH/ Fв можно оценить изменение диа¬
метральных габаритов входного устройства (полагая, что FBX= FH) отно¬
сительно габаритов двигателя.Для расчетных условий полета двигателей пассажирских и транс¬
портных самолетов (Я = 11 км, М п « 0,8) правая часть формулы (2.6) не
сильно отличается от единицы, и диаметральные размеры входного уст¬
ройства не выходят за диаметральные размеры этих двигателей.С повышением числа М п в сверхзвуковом диапазоне скоростей по¬
лета значительно возрастает степень повышения давления л^овх и, со¬
ответственно, плотность воздуха перед компрессором р в. Это и оказыва¬
ет определяющее влияние на отношение FH/ FB, которое увеличивается
при этом, т.е. увеличиваются диаметральные габариты входного устрой¬
ства относительно габаритов двигателя. Так, при Мп=3,5 действитель¬
ная степень повышения давления примерно равна 40, отношение
рв/рн«10, a FH/FB& 2,5. Следовательно, диаметр осесимметричного
входного устройства в этих условиях должен быть заметно больше диа¬
метра двигателя.Итак, с повышением числа М п благодаря увеличению действитель¬
ной степени повышения давления я^авх повышается роль входного43
устройства в системе силовой установки, а вследствие соответствую¬
щего увеличения плотности воздуха снижаются диаметральные габа¬
риты двигателя относительно диаметральных габаритов входного
устройства.2.1.3.	Основные требования к входным устройствам
и их классификацияТребования. Обеспечение потребного расхода воздуха при мини¬
мальных потерях полного давления (ствхтах) и минимальном внешнем
сопротивлении (сх вх min) - основное требование, предъявляемое к вход¬
ным устройствам.На всех режимах работы двигателя и во всех условиях полета само¬
лета, в том числе при различных углах атаки и скольжения, должна обес¬
печиваться надежная устойчивая работа ВУ. Неравномерность поля ско¬
ростей и давлений и их пульсации (нестационарность) на выходе из ВУ
(на входе в компрессор) не должны превышать заданных (нормативных)
значений. Это также весьма важное требование, так как его нарушение
может привести к неустойчивой работе двигателя. Наконец, ВУ должно
иметь малую массу, быть простым в изготовлении и обслуживании.Предъявляемые требования во многом противоречивы. Например,
достижение максимально возможного значения авх может привести, как
будет показано далее, к неустойчивой работе ВУ, а обеспечение мини¬
мально возможного значения сх вх ведет к усложнению ВУ и системы
его регулирования, а следовательно, - к увеличению его массы и сниже¬
нию надежности. Поэтому под авх max и сх вх min здесь понимаются вели¬
чины, при которых обеспечиваются надежная работа ВУ и другие требо¬
вания, предъявляемые к нему.Классификация. Входные устройства следует, прежде всего, разде¬
лить на два типа: дозвуковые, которые применяются на силовых установ¬
ках летательных аппаратов с дозвуковыми и небольшими сверхзвуковы¬
ми скоростями полета, а также на неавиационных турбовальных двигате¬
лях (гл.1), и сверхзвуковые - на летательных аппаратах с большими ско¬
ростями полета (М п > 1,5).Сверхзвуковые ВУ отличаются большим разнообразием и их
классифицируют по различным признакам. В зависимости от распо¬
ложения поверхности торможения сверхзвукового потока относитель¬
но сечения ВХ (вход в обечайку) их разделяют на три класса. Если44
сверхзвуковой поток в расчетных условиях работы тормозится до се¬
чения ВХ, то такие ВУ называются входными устройствами внешнего
сжатия. Если поток тормозится за этим сечением, т.е. в канале, то они
называются входными устройствами внутреннего сжатия. Во вход¬
ных устройствах смешанного сжатия поток тормозится как до, так и
после сечения ВХ (рис. 2.2).В зависимости от формы поверхности сжатия ВУ делятся на осесим¬
метричные и плоские (рис. 2.3). Наконец, в зависимости от места располо¬
жения на летательном аппарате - на лобовые (силовая установка в отдель¬
ной мотогондоле) и примыкающие. Последние могут быть подкрыльевыми
или надкрыльевыми, подфюзеляжными и надфюзеляжными, а также боко¬
выми.Н	ВХ КРРис. 2.3. Схемы плоского (а) и осесимметричного (б) входных устройств [35]н ВХКРРис. 2.2. Схемы сверхзвуковых
входных устройств внешнего (а)>
внутреннего (б) и смешанного (в)
сжатия45
2.2.	РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДОЗВУКОВОГО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА2.2.1.	Особенности рабочего процессаДозвуковое входное устройство представляет собой простой возду¬
хозаборник, состоящий из обечайки, с помощью которой образуется
диффузорный канал, и кольцевого конфузорного канала перед компрес¬
сором. Они могут соединяться достаточно длинной цилиндрической тру¬
бой, если двигатель расположен, например, в конце фюзеляжа. Если си¬
ловая установка расположена в отдельной мотогондоле, то такая труба
отсутствует и длина воздухозаборника примерно равна его диаметру, а на
ТРДД с большой степенью двухконтурности - даже меньше диаметра.На рис. 2.4 приведена схема воздухозаборника и показано измене¬
ние параметров потока от сечения Н невозмущенного потока до сечения В
на входе в компрессор для расчетных условий работы, когда скорость
полета больше скорости потока перед компрессором. Рассмотрим внача¬
ле течение потока перед воздухозаборником (от сечения Н до сечения
ВХ), т.е. в гидравлических стенках (которыми будем называть
разделительную линию тока абв, отделяющую поток, проходящий через
двигатель, от потока, обтекающего его), а затем в проточной части (ВХ-В),
т.е. в геометрических стенках.Одна из особенностей течения потока в гидравлических стенках -
отсутствие трения о стенки, а следовательно, потерь полного давле¬
ния. Поэтому для обеспечения максимального коэффициента восстанов¬
ления давления воздухозаборник проектируется таким образом, чтобы
сжатие воздуха практически полностью совершалось перед ним в гид¬
равлических стенках. Для этого достаточно выбрать для расчетных усло¬
вий работы площадь сечения на входе F вх из условия значительного
снижения скорости потока на участке Н-ВХ (свх« 0,5 Vn). В результате
гидравлические стенки образуют диффузор, по длине которого площадь
потока увеличивается, скорость снижается, температура и давление воз¬
духа увеличиваются.Как известно, диффузорный поток неустойчив, склонен к отрыву от
стенок, что сопровождается вихреобразованием и приводит к неравно¬
мерному полю скоростей и давлений. Поэтому в проточной части дозву¬
кового воздухозаборника на участке ВХ ... В диффузорный поток перево¬
дится вначале в цилиндрический, а затем в конфузорный. В таком возду¬
хозаборнике обеспечивается достаточно равномерное поле скоростей и
давлений на входе в компрессор.46
Н	ВХ е	е' вРис. 2.4. Схема дозвукового воздухозаборника и изменение параметров
воздушного потока в его проточной части при Vn > с вИзменение параметров на этих трех участках легко проанализиро¬
вать с помощью двух уравнений: из уравнения неразрывности [например,
по формуле (1.5а)] определяется скорость потока, а из уравнения энергии
(1.16) - статическая температура воздуха; соответственно изменяется
статическое давление. На диффузорном участке ВХ-е параметры изме¬
няются так же, как и в гидравлических стенках, а на конфузорном (е-В) -
изменение указанных параметров имеет противоположный характер.
В цилиндрической трубе параметры изменяются несущественно - только
вследствие потерь в пограничном слое.Полная температура воздушного потока в проточной части сохраня¬
ется неизменной Т*в = Т*н, так как тепло к воздухозаборнику не подводит¬
ся и не отводится от него, а полное давление снижается из-за влияния
вязкости и в сечении В равно /?в = Рнавх-47
Диаграмма is процесса сжатия воздуха во входном устройстве, со¬
ответствующая его работе в условиях, когда скорость полета летательно¬
го аппарата больше скорости потока на входе в компрессор, показана на
рис. 2.5, а. По ней легко проследить изменение не только температуры и
давления, но и кинетической энергии потока в различных сечениях про¬
точной части, поскольку она равна разности полной и статической эн¬
тальпий рабочего тела в каждом сечении двигателя.Изменение параметров в проточной части дозвукового воздухозабор¬
ника и диаграмма is процесса сжатия приведены для случая, характерного
для расчетных условий длительной работы. Однако в общем случае рабо¬
чий процесс на участке Н-ВХ изменяется от торможения (сжатия) до разгона
потока (расширения), а форма гидравлических стенок потока - соответст¬
венно от диффузора до конфузора, что следует из условия неразрывности
потока.Выражая расходы воздуха в сечениях Н и В через параметры потока
по формуле (1.5), запишем уравнение неразрывности в следующем виде:mep»FHq(Xn) mep"HciBXFBq(\B)ОткудаРиЧ(К) crBXFB<7(M.(2.7)Р**DРис. 2.5. Диаграмма i-s рабочего процесса во входном устройстве
при У„>св (а) и К„ = 0 (б)48
Поделив левую и правую части равенства на F вх (площадь входа во
входное устройство), получимFн	- <7(^в)■*‘72’°"	<2Ja>где FB = FB/FBX- относительная площадь входа в компрессор.Для выполненного воздухозаборника площади сечений FBX и FB по¬
стоянны, а изменением величины авх, как показано в разд. 2.2.3, можно
пренебречь. Поэтому коэффициент расхода ср (площадь сечения FH), а
следовательно, форма гидравлических стенок потока практически одно¬
значно определяются отношением относительных плотностей тока в се¬
чениях В и Н, т.е. параметрами режима: числом М п и приведенной ско¬
ростью А, в, которые, как отмечалось в разд. 2.1.1, характеризуют внешние
условия и режим работы двигателя. Коэффициент расхода увеличивается
при увеличении скорости потока перед компрессором св или при сниже¬
нии скорости полета Кп.Если Уп < св, например при работе двигателя на стенде, когда
Vп = 0, в гидравлических стенках реализуется не диффузорное, а конфу-
зорное течение. Соответствующая этому режиму работы диаграмма i-s
приведена на рис. 2.5, б.В общем случае коэффициент расхода изменяется от 0 при св = 0
(двигатель не работает) до оо при Vn = О и св > 0 .Таким образом, при работе двигателя с дозвуковым воздухозабор¬
ником потребный расход воздуха всегда обеспечивается путем измене¬
ния коэффициента расхода; входное устройство не лимитирует расход
воздуха, который определяется компрессором. От воздухозаборника ве¬
личина G в зависит только вследствие влияния коэффициента восстанов¬
ления давления ст вх, снижение которого приводит к пропорциональному
уменьшению расхода воздуха.Подчеркнем, что указанное изменение коэффициента расхода ср са¬
мообеспечивается естественным путем (не требует регулирования) бла¬
годаря самой природе дозвукового потока: малые возмущения, распро¬
страняющиеся со скоростью звука, проникают навстречу дозвуковому
потоку, что и приводит к деформированию гидравлических стенок из
условия обеспечения неразрывности.Автоматическое изменение формы гидравлических стенок потокаи,	следовательно, коэффициента расхода ср в зависимости от режима
работы двигателя и скорости полета самолета {точнее, от чисел А,ви
М п) является второй характерной особенностью течения дозвукового
потока на участке Н-ВХ.49
2.2.2.	Внешнее сопротивление воздухозаборникаКак отмечалось в разд. 2.1.1, внешним сопротивлением Хъх называ¬
ют отрицательную составляющую эффективной тяги двигателя, возни¬
кающую в результате обтекания воздухозаборника внешним потоком.
Оно представляет собой проекцию на ось двигателя: сил избыточного
(над атмосферным) давления на обечайку и на гидравлический контур
абв (рис. 2.6), а также силы трения обтекающего двигатель потока о
наружные стенки воздухозаборника. Величина силы внешнего сопротив¬
ления складывается, таким образом, из трех составляющих: внешнего
сопротивления обечайки Х0& силы, приложенной к гидравлическому
контуру между сечениями Н и ВХ, которую называют дополнительной
силой Xдоп, и силы трения Xw:Поскольку сжатие воздуха практически полностью реализуется в
гидравлических стенках, избыточное давление воздуха на гидравличе¬
ский контур абв весьма значительное. Поэтому сила ХЛ0П - главная со¬
ставляющая внешнего сопротивления воздухозаборника. Она зависит,
прежде всего, от разности площадей сечений (FBX - FH), а следовательно,
от коэффициента расхода. При увеличении ср разность площадей умень¬
шается, что ведет к снижению внешнего сопротивления. При ср = 1 вели¬
чина ^„=0.Сила трения составляет небольшую величину, и при расчете внешнего
сопротивления ее относят обычно к мотогондоле. Внешнее сопротивление
обечайки также невелико. Более того, в расчетных условиях дозвукового(2.8)Рис. 2.6. К вопросу о внешнем
сопротивлении дозвукового
воздухозаборникаНх:'допВХполета на ее наружной поверхности воз¬
никает разрежение (как при обтекании
крыла) и, соответственно, подсасы¬
вающая сила, проекция которой на
ось двигателя направлена по полету. В
этом случае величина Хо6 уменьшает
внешнее сопротивление воздухозабор¬
ника. Однако на трансзвуковых и тем
более на сверхзвуковых скоростях
полета перед обечайкой возникает го¬
ловная ударная волна, давление за ко¬
торой резко возрастает, соответственно
возрастает внешнее сопротивление
обечайки и воздухозаборника в целом.
При расчете высотно-скоростных характеристик двигателя величина
внешнего сопротивления воздухозаборника, как уже отмечалось, опреде¬
ляется на основании формулы (2.2), из которой следует, что она пропор¬
циональна произведению квадрата числа М п, давления наружного возду¬
ха, площади миделевого сечения и коэффициента с х вх, величина которо¬
го, в свою очередь, зависит от числа М п и других факторов.2.2.3.	Характеристики дозвукового воздухозаборникаХарактеристиками дозвукового воздухозаборника называют зависи¬
мости критериев эффективности: коэффициентов авх исх вх от парамет¬
ров режима - чисел М п и X в.Коэффициент восстановления давления слабо зависит от числа
М п при дозвуковых скоростях полета. На сверхзвуковых скоростях перед
дозвуковым воздухозаборником возникает головная ударная волна, поте¬
ри в которой зависят от числа М п. На трансзвуковых и небольших сверх¬
звуковых скоростях полета потери полного давления в прямом скачке
уплотнения невелики: при увеличении Мп от 1 до 1,2 и 1,4 они увеличи¬
ваются соответственно от 0 до 1 и 4 %. При Мп > 1,5 с увеличением Мп
потери полного давления увеличиваются, и тем значительнее, чем боль¬
ше число Мп. Например, при Мп = 1,6 ... 1,8 они равны соответственно
10 и 23%.Увеличение потерь полного давления во входном устройстве, как
уже отмечалось в разд. 2.1.1, ведет к значительному ухудшению основ¬
ных данных двигателя и снижению эффективности летательного аппа¬
рата. Поэтому при Мп> 1,5 применяются сверхзвуковые входные уст¬
ройства.Потери полного давления зависят также от скорости потока в проточ¬
ной части воздухозаборника, увеличиваясь с ее увеличением. С повышени¬
ем X в больше критического коэффициент а вх резко снижается, что объяс¬
няется возникновением местных зон критических и сверхкритических ско¬
ростей и местных скачков уплотнения. Однако в рабочем диапазоне основ¬
ных эксплуатационных режимов коэффициент ствх изменяется несущест¬
венно и его можно считать постоянным.Величина ст вх зависит от длины канала. Потери полного давления у
воздухозаборников с длинным самолетным входным каналом могут дос¬
тигать 4 ... 6 %, а у коротких воздухозаборников (LI D< 1) они не пре¬
вышают 1 %.51
дозвукового воздухозаборника от числа
Мп с входными кромками:	толстой;		 тонкойСтендовые испытания
двигателей (Я= О, Мп = 0) с
целью определения их основ¬
ных данных и характеристик
проводятся обычно со специ¬
альными входными каналами,
которые обеспечивают забор
воздуха практически без потерь
полного давления (а вх ® 1).
В справочных изданиях, а так¬
же в рекламных изданиях дви¬
гателестроительных фирм ос¬
новные данные и характеристи¬
ки двигателей для дозвуковых
летательных аппаратов публи¬куются, как правило, без учета потерь в воздухозаборнике. Потери учиты¬
ваются позже в процессе ’’привязки" двигателя к конкретному самолету.Коэффициент внешнего сопротивления дозвукового воздухоза¬
борника весьма существенно зависит от числа М п, а также, в общем слу¬
чае, от формы входной кромки (рис. 2.7). При Мп<0,8 величина
сх вх= 0,05...0,1 и не зависит от формы входной кромки воздухозаборника.
С увеличением М п от 0,8 до 1,5 она увеличивается примерно в 4 раза для
воздухозаборников с тонкой входной кромкой и в 8 раз для воздухоза¬
борников с толстой входной кромкой. Таким образом, на больших (для
этого типа воздухозаборников) скоростях полета (Мп = 1,5 ) утоньшение
входной кромки позволяет снизить внешнее сопротивление примерно в2	раза [24].2.3.	ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
СВЕРХЗВУКОВЫХ НЕРЕГУЛИРУЕМЫХ ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ
ВНЕШНЕГО СЖАТИЯ2.3.1.	Основные особенности и режимы работыДве основные особенности торможения сверхзвукового потока.Как известно из газовой динамики, главная особенность сверхзвукового
потока заключается в том, что он "не чувствует" противодавления (про¬
пускной способности) системы, в которую поступает, так как малые воз¬
мущения от такого противодавления, распространяющиеся со скоростью
звука, не проникают навстречу потоку. Отсюда следуют два важных вы¬52
вода. Во-первых, нельзя выполнить торможение сверхзвукового потока
перед входным устройством аналогично торможению дозвукового пото¬
ка. Сверхзвуковой поток может тормозиться (не считая прямого скачка
уплотнения) только в результате обтекания какой-либо поверхности, на¬
пример конуса осесимметричного входного устройства, которая называ¬
ется поверхностью сжатия. Во-вторых, углы наклона косых скачков уп¬
лотнения и вся картина течения сверхзвукового потока, в том числе фор¬
ма гидравлических стенок (которыми отделяется поток, проходящий че¬
рез входное устройство, от потока, обтекающего его), а следовательно,
отношение FH/ Fвх, площадь сечения FH, а при известных внешних ус¬
ловиях и расход воздуха через сечение FH (1.5а), определяются числом
Мп, геометрией поверхности сжатия и ее расположением относительно
обечайки. Изменение режима работы двигателя (пропускной способности
системы) не может изменить картину течения сверхзвукового пото¬
ка, а может только разрушить ее, если не обеспечивается условие нераз¬
рывности потока между сечением F н и последующими характерными
сечениями проточной части ВУ и двигателя, точнее, если расход воздуха
через сечение Н оказывается больше расхода, который может пройти
через двигатель или минимальное сечение входного устройства.Другой особенностью сверхзвукового потока является то, что он
тормозится в сужающемся канале (а дозвуковой - в расширяющемся).
Поэтому поток или канал, в котором происходит торможение, имеет су-
жающе-расширяющуюся форму (площадь сечения вначале уменьшается,
а затем увеличивается). Такое изменение площадей сечений сверхзвуко¬
вого и дозвукового потоков объясняется особенностями изменения дав¬
ления, а следовательно, плотности воздуха в процессе торможения этих
потоков. В разд. 2.1.2 показано (табл. 2.1), что величина пуовх с увели¬
чением числа Мп повышается незначительно в дозвуковом диапазоне
скоростей полета, а в сверхзвуковом диапазоне - весьма значительно, и
тем больше, чем больше число Мп. Соответственно изменяются полное
давлениер*в и плотность воздуха. По этой причине плотность тока с,- р,- в
процессе торможения сверхзвукового потока изменяется качественно так
же, как и плотность воздуха, т.е. увеличивается несмотря на снижение
скорости потока, а в процессе торможения дозвукового потока она изме¬
няется качественно так же, как и скорость потока, т.е. снижается.
(Напомним, что при малых скоростях движения воздушный поток ведет
себя как несжимаемая жидкость, т.е. изменением плотности можно пре¬
небречь.) Площадь сечения потока согласно уравнению расхода (1.5а)
изменяется обратно пропорционально плотности тока f’/ = G//c/p/ -
отсюда и сужающе-расширяющаяся форма.53
Как и в случае дозвукового воздухозаборника, рассмотрим вначале
торможение потока на участке Н-ВХ, а затем в канале ВХ-В, который бу¬
дем называть внутренним.Особенности торможения на участке Н-ВХ. На рис. 2.8 приведены
схема течения воздушного потока через входное устройство в расчет¬
ных условиях (во многих случаях Мп р«Мптах)и соответствующее
изменение параметров. Для обеспечения высокого значения коэффициен¬
та восстановления давления сверхзвуковой поток тормозится в системе
косых скачков, возникающих в местах поворота потока при обтекании по¬
верхности сжатия, и в замыкающем прямом скачке (з.п.с), расположенном
в сечении Е. При этом наружная поверхность потока не ограничивается
геометрическими стенками, а внутренняя - образована поверхностью
сжатия. Такие воздухозаборники называются входными устройствами
внешнего сжатия.Входные устройства проектируют таким образом, что при макси¬
мальной скорости полета косые скачки уплотнения фокусируются {в рас¬
четной схеме) на входной кромке обечайки. В этом случае обеспечиваются
цилиндрические стенки потока (осесимметрического ВУ), поступающего
во внутренний канал, т.е. FH=FBX. В результате снижается до нуля
главная составляющая внешнего сопротивления - дополнительная сила
Xдоп > <* следовательно, до минимума снижается внешнее сопротивление
в целом.Из отмеченных выше особенностей течения сверхзвукового потока
следует, что для входного устройства заданной геометрии картина течения
потока на участие Н-ВХ, в том числе и дозвуковая приведенная скорость за
замыкающим прямым скачком в сечении Е однозначно определяются чис¬
лом М п. Постоянному числу М п = М п щах соответствует и определенное
значение X Е. Если из условия неразрывности потока между сечением Е и
последующими сечениями проточной части не будет обеспечиваться ука¬
занное постоянное значение X Е, то картина сверхзвукового течения на уча¬
стке Н-ВХ будет разрушена, что приведет к увеличению внешнего сопротив¬
ления.Особенности рабочего процесса на участке ВХ-В. Внутренний ка¬
нал ВХ-В бывает двух видов: с монотонным увеличением площади сече¬
ния или с минимальным сечением (типа сопла Лаваля). В первом вариан¬
те дозвуковая скорость потока монотонно убывает от сечения Е до сече¬
ния В. Во втором - скорость потока в канале вначале увеличивается, ста¬
новится равной скорости звука в минимальном (критическом КР) сече¬
нии, которое называется также горлом, и далее увеличивается выше
скорости звука. Переход сверхзвуковой скорости в дозвуковую происхо¬54
дит во втором замыкающем прямом скачке уплотнения (з.п.с.2), после
чего до сечения В поток тормозится с соответствующим повышением
статического давления. Наличие двух замыкающих прямых скачков, хотя
и сопровождается повышенными потерями полного давления, зато на¬
дежно изолирует сверхзвуковой поток на участке Н-ВХ от возмущающих
воздействий компрессора. Далее будет рассмотрен рабочий процесс для
второго варианта внутреннего канала (рис. 2.8).Проанализируем уравнение неразрывности потока, составленное для
сечений КР и В на основании формулы (1.5):твр'№^№д(Хю) _'”8р,крсттрстз с FBq(KB)Я " JKгде а3 с и ст-гр - коэффициенты восстановления давления, учитывающие
потери полного давления соответственно во втором замыкающем прямом
скачке и на преодоление трения.н	вх кр	вРис. 2.8. Схема работы сверхзвукового ВУ внешнего сжатия
в расчетных условиях и изменение параметров воздушного
потока в его проточной части при FKp < FE < FB55
Пренебрегая трением на участке КР-В (атр= 1), представим его в
следующем виде:^кр^крЭ-СТз^в^в).	(2-9)Откуда°.«-ГгТ*м*?--ТГТ	<2Л»Из последнего соотношения следует, что изменение пропускной спо¬
собности компрессора q (X в) приводит к соответствующему изменению
коэффициента восстановления давления (интенсивности) второго за¬
мыкающего скачка а3 с, а следовательно, скорости потока перед ним и
его местоположения.Увеличение q(XB) ведет к снижению азс, так как увеличение ско¬
рости потока перед компрессором сопровождается снижением статиче¬
ского давления, т.е. уменьшением противодавления системы, на которую
работает ВУ, вследствие чего скачок смещается вниз по потоку к сече¬
нию В. Скорость потока перед ним повышается, что ведет к увеличению
его интенсивности и, соответственно, потерь полного давления. Умень¬
шение q(XB), наоборот, сопровождается смещением скачка к критиче¬
скому сечению.При некотором значении q (X в) = q (X в) кр второй замыкающий пря¬
мой скачок находится вблизи критического сечения (величина а3 с близ¬
ка к единице). Дальнейшее снижение q(XB) приводит к исчезновению
замыкающего скачка. При q(XB)<q(X в)Кр относительная плотность то¬
ка в критическом сечении уменьшается, q(XKр)<1, поток становится
дозвуковым во всей проточной части канала.Согласно условию неразрывности потока между сечениями КР и Е
(потерями полного давления между ними можно пренебречь)^е^е) = ^кР<7(М,	(2Л°)величиной q(X кр) однозначно определяется приведенная скорость за
первым замыкающим скачком в сечении Е, и при Хкр = 1 величина q(XE)
сохраняется постоянной. При снижении q(XKp) соответственно уменьша¬
ется q (X Е) - снижается пропускная способность сечения Е и прямой ска¬
чок выталкивается из этого сечения - образуется выбитая ударная волна
перед входным устройством. Картина течения сверхзвукового потока
перед сечением ВХ разрушается.56
Режимы работы. Проделанный анализ позволяет сделать вывод:
рассматриваемые сверхзвуковые устройства имеют две группы сущест¬
венно разных режимов: докритические и сверхкритические. Режим ра¬
боты называется докритическим, если скорость потока в канале между
сечениями ВХ и В дозвуковая, или сверхкритическим, если скорость по¬
тока за сечением КР сверхзвуковая. Граничный между ними режим (за¬
мыкающий прямой скачок находится вблизи сечения КР) называется
критическим.От режима работы входного устройства зависит его эффективность.
Рассмотрим эти зависимости.2.3.2.	Дроссельные характеристикиЗависимости критериев эффективности входного устройства (авх,
с х вх и ср) от относительной плотности тока на выходе из него q (X в) при
М п = const называют дроссельными характеристиками. (При испыта¬
нии ВУ на изолированной установке (вне двигателя) величину q(XB)
изменяют путем изменения положения дросселя - отсюда и название ука¬
занных характеристик.) Рассмотрим работу ВУ при различном положе¬
нии дросселя и неизменных внешних условиях.Дроссельные характеристики при М п = М Л р. На критических и
сверхкритических режимах, как отмечалось в разд. 2.3.1, хотя бы в од¬
ном из сечений канала ВХ-В сохраняется сверхзвуковая скорость, и воз¬
мущения, возникающие в сечении В от сети, на которую работает ВУ, не
проходят навстречу потоку до сечения ВХ на входе в канал. Поэтому при
изменении q (X в) картина течения потока на участке Н-ВХ сохраняется
неизменной. Не изменяются, следовательно, коэффициент расхода
(ср = 1) и коэффициент внешнего сопротивления сх вх = const.Что касается величины ст вх , тоавх = а/и атраз.с »	(2.11)где о т - коэффициент восстановления давления в системе косых и пер¬
вого замыкающего прямого скачка уплотнения.Величина а т на рассматриваемых режимах также сохраняется
настоянной, а изменением о w можно пренебречь. Поэтому величина а вх
на этих режимах изменяется так же, как коэффициент восстановления
давления во втором замыкающем прямом скачке аз с, т.е. обратно про¬
порционально изменению приведенной плотности тока q(kB\ см. фор¬
мулу (2.9а):57
constCT,x“?(^e)'На докритических режимах, как показано в предыдущем разделе,
при снижении q(kB) уменьшаются скорости потока во всех сечениях
внутреннего канала и расход воздуха через него. Расход воздуха через
двигатель становится меньше располагаемого расхода, которым будем
называть величину G в раСп > проходящую через сечение F н при условии,
что сохраняется картина сверхзвукового течения на участке Н-ВХ.
(В расчетных условиях при МП = МП р, как отмечалось, FH = FBX.) Не
обеспечивается, таким образом, условие неразрывности потока. Это
приводит к возникновению перед входом выбитой ударной волны. Форма
гидравлических стенок дозвукового потока на участке от головной волны
до сечения ВХ деформируется из условия равенства располагаемого и
потребного расходов воздуха. В результате площадь сечения FH
уменьшается, коэффициент расхода <р становится меньше единицы
(рис. 2.9). Снижение коэффициента расхода ср при Мп = const, как и при
работе дозвукового воздухозаборника (см. разд. 2.2.2), приводит к увели¬
чению дополнительной силы внешнего сопротивления ХА0П и, следова¬
тельно, к повышению коэффициента внешнего сопротивления сх вх.Что касается коэффициента восстановления давления, то он в ос¬
новном диапазоне докритических режимов изменяется незначительно,
так как два фактора оказывают на потери полного давления противопо¬
ложное влияние: потери в канале снижаются с уменьшением скорости
потока, а потери в ударной волне повышаются по сравнению с их значе¬
нием в замыкающем прямом скачке (рис. 2.10).Рис. 2.9. Схема работы сверхзвукового ВУ внешнего сжатия
на докритических режимах при М „ близком кМар:1 - выбитая ударная волна; 2 - гидравлические стенки дозвукового потока
На рис. 2.10 точками К и Р обо¬
значены параметры соответственно
критического и расчетного режимов.(В качестве расчетного принимают
обычно близкий к критическому ре¬
жим, поскольку при этом обеспечи¬
вается коэффициент восстановления
давления ст вх, близкий к максималь¬
ному ствхтах.) Левее точки К ветвь
дроссельной характеристики ото¬
бражает работу ВУ на докритиче-
ских режимах, правее - на сверхкри-
тических. Обе группы режимов ог¬
раничиваются неустойчивой рабо¬
той, которая называется соответст¬
венно помпаж и зуд. Причины воз¬
никновения неустойчивой работы и ее физическая сущность изложены в
следующем разделе.Дроссельные характеристики для различных чисел Мп. Зависи¬
мости критериев эффективности ВУ от числа М п при неизменном поло¬
жении дросселя называют скоростными характеристиками. В таком виде
они не получили распространения и здесь не приводятся. Широкое рас¬
пространение получили обобщенные дроссельные характеристики, по¬
строенные для различных чисел М п .Суть обобщения в том, что величины авх и сх вх, представленные,
например на рис. 2.10, перестраиваются в зависимости от коэффициента
расхода, что позволяет исключить из рассмотрения величину q(XB) и
представить характеристики в более компактном виде (рис. 2.11, а). На
функциональные зависимости сгвх=/(ф) и сх вх=/(ф) перенесены также
точки, характеризующие различные режимы работы ВУ: 3- зуд, Р - рас¬
четный режим, К - критический режим, П - помпаж, - по которым легко
проследить влияние дросселирования на критерии эффективности.Дроссельные характеристики входного устройства внешнего сжатия
для различных чисел М п изображены на рис. 2.11,6. Из них следует, что с
изменением числа Мп изменяются все три критерия (авх, ф, сх вх). Про¬
анализируем, как влияет на эти критерии снижение числа Мп .Коэффициент восстановления давления авх увеличивается при
том, так как уменьшается скорость потока перед каждым скачком
уплотнения, снижается их интенсивность и, следовательно, уменьша¬
ются потери полного давления в системе скачков.Рис. 2.10. Дроссельные
характеристики сверхзвукового
ВУ внешнего сжатия
Н-лi 3~\к^ 1/7777//}//\ha)б)1,0 фРис. 2.11. Дроссельные характеристики ВУ внешнего сжатия для
М „= М п р (а) и для различных чисел М п (б):	М,р;	М „ <Мп р;	М „ <М’Коэффициент расхода ф выразим через параметры потока в сече¬
ниях Н и КР из условия неразрывности G н = G кр, которое с помощью
формулы (1.5) представим в следующем виде:Fн Я п) ~ ® m Fкр Я кр)>	(2-12)где ат - коэффициент восстановления давления на участке Н-КР, кото¬
рый принимается равным коэффициенту восстановления давления в сис¬
теме скачков уплотнения.Из (2.12) получим зависимость отношения площадей сечений
FH/FKp и коэффициента расхода ф (который представляет собой то жеотношение, умноженное на постоян¬
ную величину FKp/FBX) от относи¬
тельной плотности тока в этих сече¬
ниях и от величины ст т:_ Я кр) .FK= акрФ = аг(2.12а)(2.126)Рис. 2.12. Зависимость
коэффициента расхода ВУ
внешнего сжатия от числа
М п при М п р = 2,5Я п) ^вх
С уменьшением числа Мп ко¬
эффициент расхода (как и отноше¬
ние F н / F кр) уменьшается
(рис. 2.12), так как относительная
плотность тока q(kn) увеличивается намного больше, чем коэффици¬
ент a m (для простоты рассматриваем сверхзвуковые режимы ВУ, когда
Я кр) = const). Физическую причину снижения отношения FH/FKp
легко увидеть из уравнения неразрывности, записанного в таком виде:^нРн ^ п ~ ^ кр Р кр ^ кр •При снижении Мп плотность ркр значительно уменьшается, а рн
сохраняется неизменной. Поэтому отношение FH /FKp = Ркр^кр/ Рн
снижается. Эту причину можно увидеть и при анализе формулы (2.126), если
помнить, что относительная плотность тока представляет собой отношение
Я п) = Р н / Р кр а кр (в идеальном процессе торможения при о т = 1), а ее
увеличение при снижении числа Мп объясняется в основном снижением
плотности воздуха в критическом сечении р кр.Коэффициент внешнего сопротивления сх вх, как отмечалось в
разд. 2.2.2, увеличивается при снижении ср и прочих равных условиях, так
как при этом увеличивается разность площадей (FBx-FH) и пропорцио¬
нально ей изменяется главная составляющая внешнего сопротивления -
дополнительная силаЛ^.Схема работы входного устройства и возникновения дополнитель¬
ной силы внешнего сопротивления ХДОп при Мп < Мп.р показана на
рис. 2.13.Н	ВХ КР	ВРис. 2.13. Схема работы ВУ при М п < М а р и эпюра избыточного давления
на гидравлические стенки проходящего через двигатель потока61
В рассматриваемом случае
при снижении числа М п на вели¬
чины Хлоп и сх вх оказывают
влияние несколько дополнитель¬
ных факторов. Избыточное (над
атмосферным) давление на гид¬
равлические стенки потока, про¬
ходящего через двигатель,
уменьшается, так как снижается
интенсивность скачков уплотне¬
ния. Но увеличение разности
площадей (F вх - F н), а также уменьшение скоростного напора [см. фор¬
мулу (2.2)] оказывают преобладающее влияние. В результате коэффици¬
ент с х вх увеличивается.Таким образом, при снижении числа Мп коэффициент расхода <р
уменьшается, а коэффициенты восстановления давления а вх и внешнего
сопротивления сх вх увеличиваются, т.е. ветки дроссельных характери¬
стик - функциональные зависимости авх =/(ср) и сх ъх =/(<р) смещают¬
ся на дроссельных характеристиках влево-вверх (см. рис. 2.11, б).Итак, входное устройство обеспечивает в общем случае (при раз¬
личных числах Мп и на различных режимах работы) разные величины
авх и сх. вх • Значения этих коэффициентов в заданных условиях полета и
при работе конкретного двигателя на каком-либо режиме определяются в
результате решения задачи совместной работы этого двигателя с данным
входным устройством. Методика решения такой задачи излагается в
разд. 2.5.На начальном этапе проектирования нового двигателя характери¬
стики входного устройства бывают, как правило, неизвестны. В этом
случае коэффициент восстановления давления определяется с помощью
предложенной специалистами [34] стандартной зависимости (рис. 2.14)
авх.ст =/(Мп)- Такой подход облегчает, кроме того, задачу сравнения
различных двигателей по их характеристикам.2.3.3. Помпаж и зудПроцесс возникновения и протекания неустойчивой работы ВУ не
прост. Приведем его описание, взятое из работы академика Ю.Н. Нечаева
[24].Помпаж возникает на докритических режимах работы при высоких
скоростях полета и низкой пропускной способности компрессора q (X в).^вх.ст
0,90,80,70,6Рис. 2.14. Стандартная зависимость
коэффициента а вх ст от числа М п\S.N\\\\1,0	2,0 М62
На этих режимах, во-первых, располагаемый расход воздуха, который
проходил бы через ВУ при сверхзвуковой картине течения на участке
Н-ВХ, больше потребного расхода воздуха, который может пройти через
сечение В. Во-вторых, головная волна, с помощью которой разрушается
картина течения сверхзвукового потока и обеспечивается условие нераз¬
рывности потока, пересекаясь с системой косых скачков уплотнения,
формирует поток, склонный к обратным течениям.В рассматриваемом случае (рис. 2.15) в результате пересечения го¬
ловной ударной волны с двумя косыми скачками уплотнения формиру¬
ются три кольцевых потока I, II и III. Они отличаются, прежде всего,
полным давлением, так как пересекают разные системы скачков. Полное
давление в потоке I, прилегающем к центральному телу, практически не
отличается от его значения на установившихся режимах работы при
<7(^в) = <7(^в)р> так как он тормозится в расчетной системе скачков уп¬
лотнения (два косых и замыкающий прямой скачок). Полное давление в
среднем потоке II заметно меньше, так как система из одного косого и
замыкающего прямого скачка, которую он пересекает, характеризуется
более высокими потерями полного давления. А периферийный кольцевой
поток III пересекает только один прямой скачок, коэффициент восста¬
новления давления в котором при Мп = 2,5 примерно в 1,7 раза меньше,
чем коэффициент восстановления давления системы из двух косых и за¬
мыкающего прямого скачка. Следовательно, и полное давление воздуш¬
ного потока III примерно в 1,7 раза меньше давления в потоке I, а по¬
скольку статическое давление по высоте канала можно считать примерно
постоянным, то и скорость движения потока III существенно меньше.
(Соседние потоки из-за разности скоростей отделяются друг от друга
вихревой пеленой.) Другими словами, периферийный поток III ослаблен
по сравнению с потоком I. Полное давление в нем оказывается близким к
статическому давлению в сечении В. В результате создаются условия для
движения в обратном направлении.Рис. 2.15. К вопросу о возникновении помпажа63
В рассматриваемых условиях при предельно низком значении
q(kB), когда скорость потока перед компрессором низка, статическое
давление высокое и потребный расход воздуха меньше расхода, посту¬
пающего в канал, излишняя часть массы воздуха через наружную ослаб¬
ленную кольцевую полость III прорывается навстречу потоку и достигает
головной волны. Головная волна под таким воздействием смещается к
носику центрального тела и там зависает на несколько мгновений.За это время определенная часть воздушного потока покидает внут¬
ренний канал ВУ; масса воздуха, поступающего в него, становится
меньше потребного расхода воздуха, и давление в сечении В снижается.
Под действием сниженного противодавления головная волна перемеща¬
ется по потоку к входному устройству и "проглатывается" им (проходит
через сечения ВХ и КР на место второго замыкающего прямого скачка),
т.е. реализуется сверхзвуковой режим работы.Такой режидо не может быть установившимся в условиях, когда за¬
дана предельно низкая величина q (кв) и Gpacn > Gn0Tp. Поэтому давле¬
ние в сечении В сначала восстанавливается, а затем повышается сверх
расчетного; замыкающий прямой скачок выталкивается из канала. Обра¬
зуется головная ударная волна, которая пересекается с системой косых
скачков, и весь процесс повторяется.Таким образом, помпаж представляет собой автоколебательный
процесс изменения положения головной ударной волны, давления во
внутреннем канале и расхода воздуха через него. Это низкочастотные
колебания (5 ... 10 Гц), поскольку охватывают столб воздуха достаточно
большой протяженности. Амплитуда колебаний давления зависит от чис¬
ла Мп и длины внутреннего канала. С их повышением она возрастает
(и может достигать 30 ... 50 % среднего давления), так как увеличивают¬
ся масса и инерционность столба воздуха, заполняющего входное уст¬
ройство.Колебания давления и расхода воздуха в проточной части двигателя
могут привести к нарушению нормальной работы других узлов.В процессе помпажа существенно изменяется тяга, поскольку на нее
непосредственное влияние оказывают давление и масса воздуха, посту¬
пающего в двигатель. Помпаж воспринимается летательным аппаратом
как сильные продольные толчки, которые сопровождаются "хлопками" и
вибрацией. Узлы двигателя и летательного аппарата испытывают при
этом знакопеременные нагрузки, что может привести к их разрушению.
Поэтому в эксплуатации помпаж недопустим.Удаленность рабочего режима от помпажа имеет важное значение, и
поэтому вводится запас устойчивой работы ВУ по помпажу:
АК-1 100%, (2.13)у. вх_ G гр Р в.рабгр ^ вх.рабгде индексом "раб" обозначены параметры на рабочем режиме, а индексом
"гр" - их значения на границе помпажа при том же числе М п.Величина АКу вх показывает, на сколько процентов нужно изменить
значения ср (т.е. расход воздуха G) и ствх (давление рв), чтобы рабочая
точка, характеризующая эксплуатационный режим работы, сместилась на
границу помпажа.При снижении числа М п увеличиваются углы наклона косых скач¬
ков уплотнения, они удаляются от входной кромки обечайки и соответст¬
венно от головной ударной волны. Поэтому при Мп< 1,4 ... 1,5 помпаж
не возникает. Из сказанного следует также, что снижение числа М п - это
один из возможных путей выхода из помпажа. Другие пути изложены в
следующем разделе.Зуд, наоборот, возникает на сверхкритических режимах работы ВУ
в результате взаимодействия замыкающего прямого скачка уплотнения
с пограничным слоем при высоких значениях q (К в), т.е. на режимах, ко¬
гда потребный расход воздуха существенно больше располагаемого.Замыкающий скачок, как отмечалось, с увеличением q (к в) смеща¬
ется по потоку к компрессору и интенсивность его повышается. Толщина
пограничного слоя увеличивается по длине диффузорного канала. Взаимо¬
действие интенсивного прямого скачка с развитым пограничным слоем
приводит к местному нестационарному отрыву потока, вихреобразованию
и высокочастотным пульсациям давления. Отрыв потока и пульсации со¬
провождаются соответствующими колебаниями замыкающего скачка око¬
ло своего положения, определяемого величиной q (А, в).Таким образом, зуд представляет собой высокочастотные
(100 ... 250 Гц) колебания замыкающего прямого скачка и давления
воздуха в канале ВУ. Они передаются на летательный аппарат в виде
мелкой дрожи - зуда.Высокая частота и небольшая амплитуда колебания давления
(5 ... 15 % среднего значения) делают зуд менее опасным неустойчивым
режимом по сравнению с помпажом. Однако он оказывает неприятное
физиологическое воздействие на человека и, кроме того, может нарушить
нормальную работу самолетных приборов, расположенных вблизи ВУ.11аконец, как следствие нестационарного отрыва потока, на режимах зуда
увеличивается неравномерность поля скоростей и давлений в сечении В.
И это - главная неприятность, поскольку она ведет к ухудшению работыI К30565
компрессора и двигателя в целом. Дальнейшее еще более значительное
увеличение q (X в) и возросшая неравномерность поля скоростей и дав¬
лений ведет, как известно из курса лопаточных машин, к неустойчивой
работе компрессора - его помпажу.Как и помпаж, зуд в эксплуатации недопустим. Для выхода из этого
режима, в случае его возникновения, необходимо уменьшить интенсив¬
ность замыкающего скачка: увеличить располагаемый расход воздуха че¬
рез входное устройство или уменьшить потребный расход воздуха через
двигатель.2.4.	РЕГУЛИРОВАНИЕ СВЕРХЗВУКОВЫХ
ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ ВНЕШНЕГО СЖАТИЯВходные устройства регулируются с целью обеспечения в различ¬
ных условиях эксплуатации надежной устойчивой работы, достаточно
равномерного поля скоростей на входе в компрессор, потребного (мак¬
симального) расхода воздуха, минимальных потерь полного давления,
минимального внешнего сопротивления и других предъявляемых к ним
требований.В отличие от дозвукового, сверхзвуковое входное устройство имеет
три характерных сечения (Н, КР, В), которые накладывают свои ограни¬
чения на величину расхода воздуха. Размеры площадей указанных сече¬
ний определяются для расчетных условий (Мп р = Мптах) работы двига¬
теля на максимальном режиме - тем самым согласовываются между со¬
бой и обеспечивают высокую эффективность входного устройства и по¬
требный расход воздуха в этих условиях.При изменении условий работы
параметры воздуха в различных сече¬
ниях входного устройства изменяются
неодинаково. Например, при снижении
числа Мп от 2,5 до 1,5 плотность воз¬
духа в сечении КР снижается примерно
в 2,5 раза, а в сечении Н она не изменя¬
ется. Поэтому площади характерных
сечений нерегулируемого ВУ рассогла¬
совываются, нарушается естественная
картина течения потока, что приводит к
дополнительным потерям и необеспе-
чению потребного расхода воздуха. На
рис. 2.16 показано, какой расход про¬
пускает каждое сечение рассмотренно-воздуха, проходящего через
сечения В (/), Н (2) и КР (J)
без учета ограничений при
вх = вх. ст и М п. р = 2,5
го ранее ВУ без учета ограничений, накладываемых другими сечениями
[величины этих расходов вычислены по формуле (1.5) при стандартных
потерях полного давления авх ст]. При М п = 1,5 потребный расход воз¬
духа (которым будем называть величину G потр, проходящую через сече¬
ние В при <твх = авх ) ограничивается дважды: сечением Н, площадь
которого определяется картиной течения сверхзвукового потока
на участке Н-ВХ, и критическим сечением КР (расход воздуха через него
почти на 20 % меньше потребного). Согласование этих сечений между
собой и с сечением на входе в компрессор В из условия обеспечения
а вх шах > а следовательно, G в тах и является задачей регулирования ВУ.2.4.1.	Согласование критического сечения и
сечения на входе в компрессорУвеличение q(kB) в сверхкритическом диапазоне режимов ведет к
снижению а3 с (2.9а), смещению второго замыкающего скачка к сечению
В, зуду и далее к помпажу компрессора. Увеличение пропускной способ¬
ности сечения В приводит, следовательно, не к увеличению расхода воз¬
духа через двигатель, который ограничивается площадью критического
сечения ВУ, а к увеличению потерь и снижению полного давления перед
компрессором рв, т.е. к рассогласованию сечений КР и В: потребный
расход воздуха увеличивается, а располагаемый не изменяется и возника¬
ет неравенствоG расп ^ G ПОТр .Площадь сечения на входе в компрессор является для ВУ заданной
величиной (она определяется как указано в [42], а регулируется (см.
гл. 13) из условия обеспечения устойчивой работы компрессора). Согла¬
сование сечений КР и В достигается путем изменения величины FKp из
условия сохранения постоянного значения коэффициента восстановления
давления в замыкающем прямом скачке. На основании уравнения (2.9)
получим закон регулирования:^кр =CxqQ,B),	(2.14)где постоянная C1=a3 CFB/^(^Kp).Из (2.14) следует, что площадь сечения FKp должна изменяться пря¬
мо пропорционально изменению q (X в).67
Если соотношение (2.14) разделим на такое же соотношение, запи¬
санное для расчетных условий работы FKp р = С \q (X в )р, то закон регули¬
рования площади критического сечения получим в относительном виде:^кр= qfr в),	(2.14а)где q(XB) = q(XB)/q(XB)p и ^кр= ^кр/ ^кр.р- отношение относитель¬
ной плотности тока q(X в) и соответственно площади критического сечения
FKp к их значениям в расчетных условиях работы. Тогда (FKp- 1) 100 % -
изменение величины FKp по сравнению с ее значением в расчетных усло¬
виях работы.Из (2.14а) следует, что изменение площади FKp относительно ее
значения на расчетном режиме должно быть равно соответствующему
изменению относительной плотности тока в сечении на входе в ком¬
прессор.Закон регулирования (2.14) получен для сверхкритических и крити¬
ческих режимов работы. На докритических режимах, как было показано в
разд. 2.3.1 и 2.3.2, сечение КР не рассогласовывается с сечением В, так
как при изменении q (X в) изменяется величина q (X кр).2.4.2.	Согласование сечения Н с сечениями КР и ВЗаметим прежде всего, что речь идет о площади сечения, которая
определяется картиной сверхзвукового течения потока на уча¬
стке Н-ВХ, или, другими словами, системой косых скачков. Обозначим ее
FH' скс. Картина сверхзвукового течения потока зависит, как отмечалось в
разд. 2.3.1, от числа Мп.При снижении числа М п увеличиваются углы наклона косых скач¬
ков уплотнения, они отходят от входной кромки обечайки (не фокусиру¬
ются на ней). А поскольку за каждым косым скачком изменяется направ¬
ление движения потока, то наружные гидравлические стенки потока на
участке Н-ВХ из цилиндрических преобразуются в многоступенчатый
конус. Причем углы наклона ступеней конуса в каждом последующем
скачке уплотнения увеличиваются в соответствии с увеличением сум¬
марного угла поворота потока. В результате изменения формы гидравли¬
ческих стенок сверхзвукового потока снижается площадь сечения FH скс
(рис. 2.17).
Н	Е ВХ КР	ВРис. 2.17. К вопросу о необходимости регулирования площади сечения^Н. СКС ПРИ М п < м п. рТаким образом, величина FH CKC определяемая гидравлическими
стенками полностью сверхзвукового потока на участке Н-ВХ,
качественно изменяется так же, как и величина = Ф ^вх> определенная
в разд. 2.3.2 из условия неразрывности потока между сечениями Н и КР
(см. формулы (2.12а) и (2.126), а также рис. 2.12). Легко показать, однако,
что эти величины количественно не согласуются друг с другом. Действи¬
тельно, при снижении числа М п уменьшается скорость потока перед за¬
мыкающим прямым скачком в сечении Е и, соответственно, увеличивает¬
ся дозвуковая скорость потока за скачком (произведение приведенных
скоростей перед и за скачком равно единице). А из условия неразрывно¬
сти для сечений КР и Е (2.10) следует, что дозвуковая приведенная ско¬
рость в сечении Е (за замыкающим прямым скачком) должна сохраняться
постоянной на критических и сверхкритических режимах работы
(X кр= О или уменьшаться на докритических режимах. Другими словами,
расход воздуха, который поступил бы в сечение Е при сохранении сверх¬
звуковой картины течения потока на участке Н-ВХ, больше расхода, кото¬
рый может пройти через критическое сечение входного устройства. По¬
этому сверхзвуковое течение разрушается: замыкающий прямой скачок
выталкивается из канала и образуется выбитая ударная волна перед сече¬
нием ВХ. За ней дозвуковой поток тормозится так же, как и перед дозвуко¬
вым воздухозаборником. При этом скорость потока в сечении Е снижается
до значения, продиктованного условием неразрывности. В результате
площадь сечения FH скс снижается до значения FH, определяемого услови¬
ем неразрывности потока (см. рис. 2.17).Итак, на нерегулируемом ВУ при снижении числа Мп величина
^ и. скс не согласуется с площадью критического сечения FKp. Коэффици¬
ент, характеризующий рассогласование указанных площадей,
'V^H.CKC ^н. скс. Мп»однозначно определяется числом М п.Еще значительнее сечение Н рассогласовывается с сечением КР, ес¬
ли величина FKp изменяется согласно закону регулирования (2.14а). Ибо
все сказанное в разд. 2.4.1 о согласовании сечений КР и В относится и к
сечению Н. Это хорошо видно из уравнения неразрывности для сечений
Н и КР. Записав его для нерегулируемого ВУ (2.12) и для ВУ с регули¬
руемыми сечениями и поделив второе на первое при условии М п = const,
получимFH.?er/FH = F кр=?(А,в),т.е. в этом случае потребная из условия неразрывности площадь сечения
Н должна изменяться, как и FKp, пропорционально изменению q (>.в).Перемножая два последних соотношения, получим закон регулиро¬
вания площади сечения FH скс:F н. per / F н. скс ~ F н. скс. М п Я в)-Суть согласования сечения Н с сечениями КР и В заключается в
том, что путем регулирования ВУ нужно обеспечить величину площади
сечения FH Скс. Рег> равную значению /^.рег» полученному из условия не¬
разрывности потока. Поэтому перепишем закон регулирования в сле¬
дующем виде:^н. скс — ^н. скс. рег/^н. скс “ -^н. скс. М п Я 0^ в)> (2*15)где (Fн. скс- 1 ) ЮО 0//° ” потребное изменение площади сечения FH скс от
ее исходного при данном числе М п значения.Из (2.15) следует, что регулирование ВУ должно быть двухпара¬
метрическим: величина F н скс должна изменяться в зависимости как от
числа М п, так и от величины q (X в).Подчеркнем, что при Мп= const величина Fн. Скс> в отличие от FKp,
должна изменяться прямо пропорционально изменению q (X в) не только
на сверхкритических, но и на докритических режимах работы. Например,
при снижении q(XB) на этих режимах сечение Н рассогласовывается с
сечением ВG расп ^ G потр >что ведет к возникновению головной ударной волны и далее к помпажу.
Изменение площади сечения FH скс по закону (2.15) позволяет не допус¬
тить рассогласования сечений и неустойчивой работы ВУ.70
Рассмотрим способы регулирования площади сечения FHCKC. Как
отмечалось в разд. 2.3.1, величина Fн.Скс ПРИ = const определяется
геометрией поверхности сжатия и обечайки, а также их взаимным распо¬
ложением. Поэтому путем регулирования перечисленных элементов кон¬
струкции ВУ можно изменять величину FH скс. Например, уменьшение
Fн. скс обеспечивается:смещением поверхности сжатия по оси ВУ навстречу потоку
(рис. 2.18) или обечайки - в противоположную сторону;увеличением одного или нескольких углов поворота потока при об¬
текании поверхности сжатия; соответственно увеличиваются углы на¬
клона косых скачков уплотнения, и наружные гидравлические стенки
сверхзвукового потока изменяются так же, как и при снижении числа М п
(см. рис. 2.17);увеличением угла наклона обечайки (и соответствующим уменьше¬
нием лобовой площади сечения на входе в обечайку FBX).*	* #С целью упрощения системы автоматического управления двигате¬
лем двухпараметрическое регулирование ВУ при некоторых допущениях
можно заменить однопараметрическим. Как отмечалось в разд. 2.1.1,
комплексный критерий q (X в) на постоянном режиме работы двигателя
(с в « const) однозначно определяется полной температурой Т*н, широкий
диапазон изменения которой на высоте //>11 км обусловлен главным
образом изменением числа Мп. Так, при снижении числа Мп от 3 до 1
величина Т*и снижается более чем в 2 раза (см. табл. 2.1). Соответственно
относительная плотность тока q (X в) повышается более чем на 30 %. По¬
этому функцию FH скс м п = /(М п) можно заменить зависимостью коэф-
фициента F н. скс. м п °т q (А. в).Н	КР' КР	ВРис. 2.18. Изменение площади сечения FH скс путем смещения поверхности
сжатия по оси ВУ навстречу потоку71
С другой стороны, как показано в гл. 11, относительная плоть)СТЬ
тока q (X в) определяется с некоторыми допущениями приведенной ч^т0_
той вращения ротора компрессора, которая измеряется с высокой тсш0_
стью. (Понятие приведенных параметров дается в гл. И.) А велиИНу
q (X в) измерить в эксплуатации с достаточной точностью затрудниель_
но. Поэтому в соотношении (2.15) произведение FH Скс. мп я(Х в) Несо¬
образно заменить функцией приведенной частоты и представить з1К0Н
регулирования в следующем виде:где ппр = япр/ л пР. р- отношение приведенной частоты вращения po^pa
компрессора к ее значению в расчетных условиях работы.Аналогично закон регулирования площади критического сеч5НИЯ
можно представить в видеНаконец, для упрощения конструкции входного устройства и ciiCTe_
мы его регулирования элементы поверхности сжатия и проточная Часть
внутреннего канала проектируются таким образом, что изменение Обеих
площадей характерных сечений по законам (2.146) и (2.15а) достиг^ется
(с определенной точностью) регулированием только одного элемента1 gy
Например, в условиях, когда М п < М п р и Gpacn < G потр, конус цент^ь.
ного тела осесимметричного ВУ смещается к компрессору, взаимор^спо_
ложение обечайки и центрального тела изменяется так, что площадь ,фИ.
тического сечения увеличивается. Одновременно увеличивается пло1щадь
сечения FH Скс» так как косые скачки уплотнения приближаются к ввод¬
ной кромке обечайки. Такой же результат обеспечивается уменьшеьнием
одного или нескольких углов поворота потока на поверхности сжкатия
(рис. 2.19).Рассмотренные законы регулирования обеспечивают требоваания>
предъявляемые к ВУ, не в полном диапазоне условий работы. В часстно_
сти, при небольших дозвуковых скоростях полета и в условиях вз.злета
(максимальный режим при Н= 0), когда Кп«:свх и FH^>FBX (см
разд. 2.2.1), возникает срыв потока с острых входных кромок обеча^^
вследствие чего площадь эффективного сечения горла уменьшаете^ а
потери полного давления увеличиваются. Поэтому максимальный ра<асход
воздуха не обеспечивается в этих условиях работы. Для обеспеч<цения
предъявляемых к ВУ требований предусматриваются специальные ; ВПу_
скные створки (рис. 2.20). Они открываются под действием пере\епада
давлений, который возникает на створках, так как при таком соотнсдоще»
нии скоростей давление в канале ВУ меньше атмосферного.^Н. СКС /\(Ппр)>(2.15а)/> /2(ппр)•(2.14б)72
Н	ВХ КР	вРис. 2.19. Увеличение площадей сечений FHt скс и FKp
путем уменьшения угла поворота потока при обтекании
второй панели поверхности сжатия от величины р 2 до (3 \Рис. 2.20. Впускные 1 и перепускные 2 створки ВУ
в условиях работы при М п = М Л р и0(А.в)<0(А,в)рКроме впускных имеются, как правило, перепускные створки, кото¬
рые предназначены для предотвращения помпажа или для вывода ВУ из
этого режима в случае его непредвиденного возникновения. Помпаж мо¬
жет возникнуть по разным причинам, например, при значительном уве¬
личении температуры Т*н вследствие попадания специального самолета
в струю нагретого воздуха после пуска ракеты. Открытие створок пере¬
пуска позволяет уйти от помпажа, так как уменьшается противодавление,
что эквивалентно увеличению относительной плотности тока q(X в). Ра¬
бочая точка на дроссельной характеристике ВУ смещается от положения
II к положению К (см. рис. 2.10).Как отмечалось, внешнее сопротивление ВУ на трансзвуковых ско¬
ростях полета достигает весьма большой величины (10 ... 20 % от тяги
двигателя), что является следствием низкого коэффициента расхода и со¬
ответственно высокого значения силы дополнительного внешнего сопро¬
тивления Хдоп. Поэтому регулирование ВУ на получение максимального73
расхода воздуха в этих условиях работы не решает проблему обеспече¬
ния максимальной эффективной (с учетом внешнего сопротивления) тяги
двигателя.На первый взгляд задачу решить нетрудно - достаточно увеличить
массу перепускаемого воздуха, что приведет к увеличению коэффициен¬
та ф и снижению силы Хдоп. Но при этом увеличивается входной им¬
пульс потока, проходящего через двигатель, который является отрица¬
тельной составляющей тяги. Поэтому перепускать воздух нужно в сопло
двигателя, чтобы при этом увеличивался также выходной импульс двига¬
теля. Двигатели с такими выходными устройствами разрабатываются
(гл. 3).2.5.	СОВМЕСТНАЯ РАБОТА СВЕРХЗВУКОВОГО
ВХОДНОГО УСТРОЙСТВА И КОМПРЕССОРАДля определения основных данных двигателя и расчета его характе¬
ристик необходимы значения расхода воздуха и критериев эффективно¬
сти ВУ. Коэффициенты восстановления давления а вх и внешнего сопро¬
тивления сх вх, а также величина ср и, следовательно, GB изменяются
согласно характеристикам ВУ в широких пределах (разд. 2.3.2). Их кон¬
кретные значения для различных условий работы определяются путем
решения задачи совместной работы ВУ и компрессора. (Под компрессо¬
ром, строго говоря, подразумеваются и другие узлы двигателя, стоящие
за ним, так как под их воздействием формируется противодавление на
выходе из ВУ и, таким образом, величина q в).)Входное устройство и компрессор связаны условием неразрывности
потока. Уравнение неразрывности (2.7) между сечениями Н и В получено
в разд. 2.2. Там же с помощью этого уравнения, представленного в форме
(2.7а), проанализирована совместная работа компрессора с дозвуковым
воздухозаборником. Показано, что расход воздуха через двигатель прак¬
тически определяется компрессором и обеспечивается воздухозаборни¬
ком путем изменения коэффициента расхода.Чтобы найти рабочие точки на характеристике сверхзвукового ВУ и
проанализировать его совместную работу с компрессором, целесообразно
уравнение неразрывности представить в следующем виде:qfrп) 1	.. __СТвХ %(^в)'Гв'	( }Величины q (к п) и q (X в) определяются, как отмечалось, внешними
условиями и режимом работы двигателя. Поэтому для конкретных усло¬74
вий эксплуатации, когда они сохраняются постоянными, уравнение (2.76)
выражается на характеристике ВУ (рис. 2.21) прямой линией. Физиче¬
ский смысл прямо пропорциональной связи величин авх и ф очевиден:
расход воздуха через сечение В при прочих равных условиях изменяется
пропорционально коэффициенту восстановления давления ствх (1.5), а
коэффициент ф пропорционален расходу воздуха. Пересечение этой пря¬
мой с функциональной зависимостью а вх (ф) определяет рабочую точку,
удовлетворяющую условию совместной работы ВУ и компрессора.
В результате определяются величины авх и ф, а следовательно, расход
воздуха через двигатель.На рис. 2.21 показано также влияние пропускной способности ком¬
прессора на положение рабочей точки на характеристике ВУ. Снижение
<7(^в) на докритических режимах работы ВУ приводит из условия
неразрывности к соответствующему уменьшению коэффициента ф, а
следовательно, расхода воздуха при несущественном изменении авх.
Увеличение q (к в) на сверхкритических режимах (например путем уве¬
личения частоты вращения ротора компрессора и соответственно скоро¬
сти потока с в перед ним) приводит не к увеличению коэффициента ф и
расхода воздуха, а к снижению а вх. Расход воздуха через двигатель на
этих режимах определяется, та¬
ким образом, не компрессором, а
входным устройством, а величина
а вх - не гидравлическими и газоди¬
намическими потерями, а из усло¬
вия согласования входного устрой¬
ства и компрессора. Это наиболее
характерная особенность работы
сверхзвукового ВУ на указанных
режимах. Физические причины та¬
кого изменения коэффициентов авх
и ф в зависимости от величины
с/(К в) подробно рассмотрены в
разд. 2.3.2 при анализе дроссельных
характеристик.Снижение числа М п, как пока¬
чано в разд. 2.3.2, приводит к увели¬
чению ствх и снижению ф. Это не
означает, однако, что в системеРис. 2.21. Влияние q (к в)
на положение рабочей точки
на характеристике ВУ:°-<7(Ьв) = ?(^в)р;
□-<7(М><7(Мр;А ~ Я (к в) < Я в) р75
двигателя коэффициент авх при этом увеличивается, так как величина
авх должна удовлетворять уравнению неразрывности (2.76), т.е. она
представляет собой зависимую переменную от входящих в это уравнение
величин. Влияющие на авх факторы можно представить в явном виде,
если уравнение (2.76) решить совместно с (2.126). Тогдаили с учетом (2.9а) получим соотношение (2.11) при условии, что = 1:^ вх ^т^з.с*Из него следует, что при снижении числа М п величина а вх изменя¬
ется не только вследствие увеличения коэффициента восстановления
давления в системе скачков от, но еще и вследствие изменения коэффи¬
циента восстановления давления во втором замыкающем прямом скачке
азс. Согласно (2.9а) величина азс на сверхкритических режимах ВУ од¬
нозначно определяется значением q(kB\ а на докритических режимах
а з с= 1. Значение относительной плотности тока q (X в) связано с числом
М п, и эта связь определяется законом регулирования двигателя.Как показано в гл. 14, получили распространение законы регулиро¬
вания, согласно которым в некотором диапазоне скоростей полета значе¬
ние д(къ) сохраняется постоянным.~вх0,80,60,40,2О1—Z- / \л ,мп=/.>-I/ U ъF ! I/X" ЯГ ‘о
1 <N
11 Q.(Ч S' <7(А.в)=М<7(Ч)р0,2 0,4 0,6 0,8 фРис. 2.22. Влияние регулирования
ВУ на его характеристику ст вх (<р)приМп<Мпп,„(	•)и на критерии эффективностиТогда при снижении числа Мп ве¬
личина авх повышается так же, как
и ат(см. А на рис. 2.22). Однако в
большинстве случаев при снижении
числа Мп относительная плотность
тока q (X в) значительно повышается
и поэтому оказывает на величину
авх преобладающее влияние. В ре¬
зультате при снижении М п коэффи¬
циент восстановления давления авх
нерегулируемого ВУ уменьшается
(см. □ на рис. 2.22).Регулирование ВУ по законам
(2.14а) и (2.15), когда коэффициент
а3 с сохраняется постоянным, а пло-76
щади сечений FK? и FH скс изменяются
пропорционально изменению величи¬
ны Я& вХ приводит к смещению
дроссельной характеристики вправо
(см. штриховую линию на рис. 2.22).
Соответственно увеличивается расход
воздуха через двигатель и значение
а вх, а рабочая точка (®) на характе¬
ристике сохраняется вблизи критиче¬
ского режима. Таким образом, коэф¬
фициент восстановления давления
а вх при снижении числа М п повыша¬
ется при увеличивающемся значении
q(kQ), как и на нерегулируемом ВУ
при q (к в) = const.0,90,80,70,60,50,40,6 0,7 0,8 0,9 фРис. 2.23. Линия совместной
работы ВУ и компрессора
на характеристике регулируе¬
мого ВУ (	)На рис. 2.23 для различных чисел Мп показаны дроссельные харак¬
теристики регулируемого ВУ и определены точки его совместной работы
с компрессором. Соединив эти точки, получим линию совместной работы
ВУ и компрессора. Линией совместной работы называют, таким обра¬
зом, геометрическое место точек на характеристике входного устройства,
удовлетворяющее условию его совместной работы с компрессором. Ее
положение определяется как характеристиками компрессора и ВУ, так и
их законами регулирования.Линией совместной работы однозначно определяется зависимость
авх=/(Мп), которая необходима для расчета характеристик данного
двигателя с рассматриваемым входным устройством и заменяет стан¬
дартную кривую, показанную на рис. 2.14. Этой линией определяются
также положения рабочих точек на других ветках дроссельных характе¬
ристик ВУ сх вх (ф), а следовательно, определяется зависимость коэффи¬
циента внешнего сопротивления сх вх от числа М п, необходимая для рас¬
чета эффективной тяги двигателя (см. гл. 6).2.6.	ОСОБЕННОСТИ СВЕРХЗВУКОВЫХ ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ
ВНУТРЕННЕГО СЖАТИЯВо входных устройствах внутреннего сжатия торможение сверхзвуко¬
вого потока реализуется не до, а после сечения ВХ, т.е. не в гидравлических,
и в геометрических стенках (см. рис. 2.2). Такое ВУ имеет определенные
преимущества в расчетных условиях работы и недостатки в условиях, от¬
личных от расчетных.77
Преимущества ВУ внутреннего сжатия. По сравнению с входным
устройством внешнего сжатия рассматриваемое здесь ВУ имеет более высо¬
кое значение максимального коэффициента восстановления давления
аВХшах в расчетных условиях работы и меньший габаритный диаметр, а
следовательно, меньшее внешнее сопротивление. Оба преимущества - след¬
ствие того, что в данном случае обеспечивается осевое или близкое к нему
направление движения потока на выходе из зоны сверхзвукового торможе¬
ния (после замыкающего прямого скачка).Во ВУ внешнего сжатия сверхзвуковой поток тормозится при обтека¬
нии одной поверхности, отклоняясь от осевого направления в каждом по¬
следующем скачке уплотнения, и суммарный угол поворота потока после
замыкающего прямого скачка, т.е. на входе в дозвуковой диффузор, дости¬
гает значительной величины (см. рис. 2.8). Как известно из газовой динами¬
ки, он увеличивается с увеличением числа Мп и при Мп=2,5 достигает«30°. Возвращение дозвукового потока к осевому направлению в геометриче¬
ских стенках канала сопровождается, естественно, затратами энергии и, сле¬
довательно, снижением коэффициента восстановления давления.Во ВУ внутреннего сжатия геометрические стенки канала являются
поверхностями торможения, при обтекании которых сверхзвуковой поток
отклоняется в разные стороны (см. рис. 2.2), а суммарный угол отклонения
потока является разностью этих углов. В результате обеспечивается не¬
большой суммарный угол отклонения потока от осевого направления, поте¬
ри полного давления на возвращение потока к осевому направлению мини¬
мальны, а максимальный коэффициент ст вх тах имеет более высокое значение.Кроме того, большой угол отклонения потока от осевого направления на
входе в геометрические стенки ВУ внешнего сжатия и соответствующий угол
установки обечайки обусловливают увеличение диаметральных габаритов по
сравнению с габаритами ВУ внутреннего сжатия при одинаковых расходах
воздуха через них и соответственно при одинаковых площадях сечения FBX.Итак, внутреннее сжатие сверхзвукового потока по сравнению с
внешним позволяет несколько увеличить авхтах в расчетных условиях ра¬
боты, уменьшить диаметральные габариты и внешнее сопротивление.Характеристики такого ВУ на сверхкритических режимах при
М п = М п. р аналогичны характеристикам ВУ внешнего сжатия: коэффициен¬
ты ф и с х вх сохраняются постоянными, а величина а вх изменяется обратно
пропорционально изменению q (X в).Недостатки ВУ внутреннего сжатия. Сжатие сверхзвукового потока в
геометрических стенках имеет, однако, больше недостатков, чем досто¬
инств. В условиях работы, когда располагаемый расход воздуха через сече¬
ние Н (F h = fbx) больше расхода, который могут пропустить сечения КР
или В, перед сечением ВХ возникает головная ударная волна, которая в сво¬
ей основной части представляет собой прямой скачок уплотнения
(рис. 2.24). Головная волна возникает и перед сечением ВХ входного78
Рис. 2.24. Схема работы ВУ внутреннего сжатия при М п< М п. р:1 - выбитая головная ударная волна;2 - гидравлические стенки дозвукового потокаустройства внешнего сжатия, но ее интенсивность невелика и мало отлича¬
ется от интенсивности замыкающего прямого скачка, так как перед ней рас¬
полагается система косых скачков. В рассматриваемом случае интенсив¬
ность головной ударной волны весьма высока, поскольку на нее набегает
поток со скоростью, равной скорости полета.Условия работы, когда С/расп> 6потр, имеют место, как показано в раз¬
делах 2.3.2 и 2.4.2, на докритических режимах при расчетной скорости по¬
лета или на любых режимах при М п < М п р.В этих условиях характеристики ВУ внутреннего сжатия качествен¬
но не отличаются от характеристик дозвукового воздухозаборника на
сверхзвуковых скоростях полета, поскольку в обоих случаях торможение
потока совершается в прямом скачке уплотнения.Подчеркнем, что даже при незначительном отклонении условий рабо¬
ты от расчетных (когда потребный расход воздуха становится меньше рас¬
полагаемого) величина а вх изменяется скачком, и весьма существенно,
так как потери в прямом скачке уплотнения намного больше потерь давле¬
ния в системе косых скачков. Скачком изменяются соответственно расход
воздуха через входное устройство и коэффи¬
циент ф, а следовательно, коэффициент
внешнего сопротивления с х вх.Таким образом, дроссельные (рис. 2.25),
а также скоростные характеристики нере¬
гулируемого ВУ внутреннего сжатия имеют
разрыв. Другими словами, определенный
диапазон расходов воздуха не может быть
реализован на двигателе с таким входным
устройством.Кроме того, необходим специальный
запуск рассматриваемых ВУ.Запуск ВУ. Как отмечалось, при сни¬
жении числа М п ниже расчетного значения
или уменьшении q(kB) ниже критическогоРис. 2.25. Дроссельные
характеристики
сверхзвукового ВУ
внутреннего сжатия79
значения перед входными устройствами возникает головная ударная волна.
А при возвращении величин М п и q в) к их расчетным значениям она воз¬
вращается на место замыкающего прямого скачка на ВУ внешнего сжатия, и
картина течения потока восстанавливается.Способность сверхзвукового ВУ возвращаться к расчетному течению
потока при увеличении критериев режима М п и q (к в) до их расчетных
значений называется автозапуском.Автозапуск представляется очевидным только на первый взгляд. ВУ
внутреннего сжатия этим свойством не обладают, что является следствием
разрыва их характеристик. Для возникновения головной ударной волны
достаточно даже незначительного снижения М п или q (X в), а для ее исчез¬
новения, т.е. восстановления расчетного течения, обратного изменения этих
критериев недостаточно. Чтобы показать это, проанализируем работу‘на
режимах запуска входных устройств внешнего и внутреннего сжатия. Урав¬
нение неразрывности (2.12) для такого анализа представим в следующем виде:Я (к п) = ст н-кр Fкр Я (к кр) •	(2.12в)Пусть в расчетных условиях работы, когда FH=FBX, кКр= 1 и
стн-кр=аш (учитываем только потери в скачках уплотнения, и потому ко¬
эффициент восстановления давления на участке Н-КР равен коэффициенту
восстановления давления в системе скачков), площадь критического сече¬
ния Fкр уменьшается, например, на 2 %. Из условия неразрывности (2.12в)
должна снизиться площадь сечения сверхзвукового потока FH, которая на
нерегулируемом ВУ при М п = const может снизиться только за счет появле¬
ния головной ударной волны. Сказанное одинаково относится к ВУ внешне¬
го и внутреннего сжатия. Различие только в ее интенсивности. В первом
случае стн-кр® стт> поскольку головная волна расположена за системой ко¬
сых скачков и ее интенсивность мало отличается от интенсивности замы¬
кающего прямого скачка. Во втором случае интенсивность головной волны
(прямого скачка уплотнения при Мп=2,5) намного больше интенсивности
системы косых скачков, которую она разрушает (а п с/ а т « 0,6). Поэтому
площадь сечения Fн в первом случае снижается на ~2% (ф = 0,98), а во вто¬
ром - примерно в 1,7 раза (ф » 0,6) .При возвращении величины FKpK исходному значению соответственно
на 2 % увеличивается площадь сечения FH и на ВУ внешнего сжатия вос¬
станавливается расчетная картина течения сверхзвукового потока (ф = 1 -
реализуется автозапуск), а на ВУ внутреннего сжатия картина течения по¬
тока с головной ударной волной на входе практически не изменяется
(ф « 0,61). И нужны специальные меры для реализации расчетной системы
скачков - запуска входного устройства.В рассматриваемом случае площадь критического сечения нужно уве¬
личить не на 2 %, а примерно в 1,7 раза. Тогда критическое сечение пропус-
тит весь располагаемый расход воздуха, проходящий через сечение
FH=FBX; ВУ "проглотит" головную ударную волну, и восстановится рас¬
четная картина течения сверхзвукового потока.Здесь проанализировано влияние только для простоты: те же про¬
цессы возникают и при указанном выше изменении критериев Мп и q(XB)9
т.е. при выходе на расчетный режим (запуске) ВУ внутреннего сжатия. За¬
пустить ВУ, таким образом, можно путем регулирования площади критиче¬
ского сечения сопла. Из (2.12в) следует, что величины FKp в условиях за¬
пуска (а н-кр= п.с) и ПРИ расчетном течении потока (стн-кр=а/и) связаны
соотношением= _ г кр. зап _FkP“ Fкр.р ~ <тг(2.16)поскольку в обоих случаях ^н = ^вх- Полученное соотношение вполне оче¬
видно: для обеспечения запуска необходимо увеличением площади FKp па¬
рировать снижение полного давления воздуха в критическом сечении, обу¬
словленное наличием головной ударной волны.Величина F кр зависит главным образом от расчетного числа М п (а
также от эффективности принятой системы торможения сверхзвукового
потока) и увеличивается с его повышением (рис. 2.26). При Мп р = 2,5 пло¬
щадь критического сечения нужно увеличить в 1,5 раза.Из (2.12в) следует также, что запустить ВУ можно путем увеличения
числа М п выше расчетного значения:(2.16а)Откуда следует, что, напри¬
мер, для запуска ВУ с расчетным
числом Мпр = 2,5 нужно обеспе¬
чить Мп зап » 3 (см. рис. 2.26). Та¬
кой запуск нельзя реализовать в
условиях реальной эксплуатации
двигателей: он применяется при
испытании ВУ на специальных
стендах в аэродинамических трубах.
Известны и другие способы запуска
НУ внутреннего сжатия [1].Перечисленные недостатки
(особенно низкая эффективность
при Мп<Мпр) затрудняют при¬
менение ВУ внутреннего сжатия.11оэтому на современных летатель¬
ных аппаратах они распростране¬
ния не получили.Рис. 2.26. К запуску ВУ
внутреннего сжатия: зависимостиF Кр и М п. зап от М п. р
В разд. 2.1.3 упоминались ВУ смешанного сжатия, торможение сверх¬
звукового потока в которых совершается частично до, а частично после
сечения ВХ. По эффективности, характеристикам и габаритным размерам
они занимают промежуточное положение между входными устройствами
внешнего и внутреннего сжатия.Резюме
(по теме "Входные устройства")1.	Входные устройства делятся на дозвуковые и сверхзвуковые.
Последние, в зависимости от расположения поверхности торможения
сверхзвукового потока относительно плоскости входа в обечайку разде¬
ляются на ВУ внешнего, внутреннего и смешанного сжатия.2.	В качестве параметров режима ВУ целесообразно принять чис¬
ло Мп и относительную плотность тока в выходном сечении <?(ХВ).
Эффективность работы ВУ оценивается с помощью двух основных
критериев: коэффициента восстановления давления а ъх = р *в/р *н и
коэффициента внешнего сопротивления схъх = Хьх/	К основ¬
ным параметрам, характеризующим работу ВУ, относится также ко¬
эффициент расхода cp = FH/FBX. Зависимости критериев эффективно¬
сти от параметров режима называют характеристиками входного
устройства.3.	Степень повышения давления воздуха от скоростного напора
при изоэнтропическом торможении к v=Р*н! Р н однозначно определя¬
ется числом М п и при его увеличении повышается тем значительнее,
чем выше число Мп. Соответственно повышается роль ВУ в системе
силовой установки (и его диаметральные габариты относительно
габаритов двигателя), и при М п > 3,5 необходимость в компрессоре от¬
падает.4.	С целью обеспечения минимальных потерь полного давления и
равномерного поля скоростей и давлений в выходном сечении дозвуковой
воздухозаборник проектируется таким образом, чтобы торможение
воздушного потока практически полностью совершалось перед ним в
гидравлических стенках.5.	При работе двигателя с дозвуковым воздухозаборником расход
воздуха определяется компрессором (с точностью до влияния величины
а вх) и обеспечивается путем изменения коэффициента расхода. Авто¬
матическое изменение коэффициента у от 0 до оо в зависимости от
режима работы двигателя и скорости полета самолета является ха¬
рактерной особенностью течения дозвукового потока на участке Н-ВХ,82
которое изменяется от диффузорного в расчетных условиях работы до
конфузорного при V п < с вх.6.	Внешнее сопротивление ВУ представляет собой проекцию на
ось двигателя сил избыточного {над атмосферным) давления на обечай¬
ку (Хоб) и на гидравлические стенки потока (Xдоп), а также силы тре¬
ния обтекающего двигатель потока о наружные стенки воздухозабор¬
ника.7.	При М п<0,8 коэффициент восстановления давления
ст вх = 0,94 ... 0,96 или а вх > 0,99 соответственно для дозвуковых воздухо¬
заборников с длинным или коротким входными каналами, а коэффициент
внешнего сопротивления сх вх= 0,05 ... 0,1. С увеличением Мп от 0,8 до1,5	коэффициент с х вх увеличивается в 4 и 8 раз соответственно для
воздухозаборников с тонкой и толстой входными кромками. Потери
полного давления весьма значительно возрастают при М п > 1,5. Поэто¬
му при М п > 1,5 применяются сверхзвуковые ВУ.8.	Торможение сверхзвукового потока реализуется, как правило, в
системе косых и замыкающем прямом скачке уплотнения, что позволя¬
ет значительно повысить коэффициент восстановления давления а т по
сравнению с его значением в прямом скачке. В расчетных условиях рабо¬
ты (Мп p=Mnmax) косые скачки уплотнения фокусируются на входной
кромке обечайки, что позволяет снизить до нуля силу дополнительного
внешнего сопротивления и до минимума — внешнее сопротивление ВУ в
целом.9.	Сверхзвуковое входное устройство внешнего сжатия имеет две
группы режимов: докритические (<скорость потока во всех сечениях
внутреннего канала дозвуковая) и сверхкритические (за "горлом" реали¬
зуется сверхзвуковой поток и второй замыкающий прямой скачок уп¬
лотнения).10.	Зависимости коэффициентов авх, сх вх и ф от относительной
плотности тока q (X в) при М п = const называют дроссельными харак¬
теристиками ВУ. Для различных чисел Ыпих представляют обычно как
зависимости а вх и с х вх от коэффициента ф.11.	На сверхкритических режимах с изменением q(XB) при
М п = const величины сх вх и ф сохраняются неизменными, так как малые
возмущения от противодавления системы, на которую работает ВУ, не
распространяются навстречу сверхзвуковому потоку, а коэффициент
а вх (как и а з с) из условия обеспечения неразрывности потока изменя¬
ется обратно пропорционально q (X в). На докритических режимах при83
снижении q (X в) коэффициент расхода ф уменьшается из условия нераз¬
рывности потока, с х вх соответственно увеличивается, так как увели¬
чивается разность площадей (FBX-Fн), а величина авх изменяется не¬
значительно.12.	При снижении числа Мп в сверхзвуковом диапазоне скоростей
полета коэффициент расхода ф уменьшается из условия неразрывности
потока (в отличие от дозвукового диапазона скоростей, где он увеличи¬
вается), что объясняется значительным снижением плотности воздуха
в критическом сечении. Критерии эффективности ВУ изменяются при
этом следующим образом: а вх повышается, так как снижается интен¬
сивность скачков уплотнения, с х вх увеличивается главным образом
вследствие снижения коэффициента расхода ф и соответствующего
увеличения разности площадей (FBX- FH).13.	Помпаж входного устройства представляет собой мощные низ¬
кочастотные (5...10 Гц) колебания давления воздуха во внутреннем ка¬
нале (амплитуда которых достигает 30 ... 50 % среднего значения) и
соответственно расхода воздуха, которые являются следствием коле¬
бания головной ударной волны практически по всей длине проточной
части ВУ. Он возникает на докритических режимах работы при пре¬
дельно низких q (к в) и высоких М п (т.е. в условиях, когда G pacn » G потр)
в результате пересечения головной ударной волны и системы косых
скачков.14.	Зуд представляет собой высокочастотные колебания давления
воздуха в канале ВУ (100 ... 250 Гц - частота; 5 ... 15 % среднего значе¬
ния - амплитуда), которые передаются на летательный аппарат в виде
мелкой дрожи. Он возникает на сверхкритических режимах работы при
предельно высоких значениях q(XB), т.е. на режимах, когда
G потр ^ G расп * 6 результате взаимодействия интенсивного замыкающе¬
го прямого скачка с развитым пограничным слоем. Неустойчивые ре¬
жимы - помпаж и зуд - в эксплуатации недопустимы.15.	Современные сверхзвуковые ВУ выполняются регулируемыми для
согласования сечений КР и Н с сечением В в различных условиях эксплуа¬
тации и обеспечения технических требований, предъявляемых к ним. При
неизменных внешних условиях на сверхкритических режимах работы
нерегулируемых ВУ с увеличением q (X в) потребный расход воздуха по¬
вышается, а располагаемый не изменяется - сечения КР и Н рассогласо¬
вываются с сечением В. Согласование сечений достигается изменением
величин FKp w FH. Скс пропорционально изменению q(XQ). С уменьшением84
числа М п сечение Н рассогласовывается с сечениями В и КР, так как из¬
менение величины Fн. скс' которая определяется системой косых скач¬
ков, не соответствует условию неразрывности потока - площадь FH скс
должна регулироваться еще и в зависимости отМП, т.е. регулирование
ВУ должно быть двухпараметрическим. С некоторыми допущениями
регулирование ВУ можно выполнить однопараметрическим: величины
F кр и FH скс целесообразно изменять при этом в функции приведенной
частоты вращения ротора компрессора.16.	Расход воздуха через двигатель со сверхзвуковым ВУ определя¬
ется из условия их совместной работы: на докритических режимах он
определяется преимущественно компрессором (с точностью до влияния
су вх); на сверхкритических - входным устройством, а величина коэффи¬
циента восстановления давления ст вх - не гидравлическими и газодинами¬
ческими потерями, а условиями согласования узлов.17.	Нерегулируемые ВУ внутреннего сжатия принципиально отли¬
чаются от ВУ внешнего сжатия наличием разрыва в их характеристи¬
ках и, как следствие, неспособностью к автозапуску - нормальной рабо¬
те при увеличении параметров режима Мп и q(XB) до их расчетных
значений. Они характеризуются более высоким коэффициентом восста¬
новления давления авхтах в расчетных условиях, низкой эффективно¬
стью при М n < М п р, меньшими диаметральными габаритами и боль¬
шей длиной.Контрольные вопросы1.	Назначение входных устройств. Основные параметры режима и крите¬
рии эффективности.2.	Что представляют собой число М п, приведенная скорость X в, относи¬
тельная плотность тока q (X в), коэффициент расхода ср и коэффициенты восста¬
новления полного давления авх и внешнего сопротивления сх вх? Охарактери¬
зуйте их.3.	Чем определяются полная температура воздушного потока на входе в
двигатель и степень повышения давления при изоэнтропическом торможении?
Выведите формулы для Т Иипу.4.	Какова роль входного устройства на силовых установках летательных
аппаратов с различными скоростями полета?5.	Докажите, как и почему изменяется соотношение диаметральных габа¬
ритов ВУ и двигателя при увеличении числа М п ?6.	Перечислите основные требования к входным устройствам и приведите
их классификацию.85
7.	Изобразите схему дозвукового воздухозаборника, изменение параметров
(Т*; Т\ р*\ р\ с) в его проточной части для режима работы, когда Vn> св, исоответствующую диаграмму is.8.	Изобразите схему дозвукового воздухозаборника, изменение параметров
в его проточной части для условий работы, когда	и соответствующую
диаграмму is.9.	Получите формулу для коэффициента расхода дозвукового воздухоза¬
борника и докажите, как и почему изменяется величина ср .10.	Опишите две основные особенности работы дозвукового воздухозабор¬
ника.11.	Что представляет собой внешнее сопротивление входного устройства, из
каких составляющих оно состоит и как вычисляется при расчете характеристик
двигателя?12.	Характеристики дозвукового ВУ. В каких пределах изменяется коэффи¬
циент а вх на различных воздухозаборниках и как он зависит от чисел М п и к в ?13.	Изобразите зависимость коэффициента сх вх от числа Мп для дозвуко¬
вых воздухозаборников с толстой и тонкой входными кромками.14.	Охарактеризуйте сверхзвуковой поток: две основные особенности его
торможения, причины их возникновения и выводы из них.15.	Изобразите схему сверхзвукового ВУ внешнего сжатия и изменение па¬
раметров рабочего тела в его проточной части для расчетных условий работы,
если FKp <Fe<Fb>16.	Опишите особенности рабочего процесса ВУ внешнего сжатия на участ¬
ке КР-В.17.	Какие режимы работы сверхзвукового ВУ внешнего сжатия Вы знаете?
Охарактеризуйте их.18.	Изобразите дроссельные характеристики и докажите, как изменяются
ст вх, с х вх и Ф на сверхкритических режимах работы ВУ внешнего сжатия при
М п = const.19.	Изобразите дроссельные характеристики и докажите, как изменяются
авх> с\. вх и Ф на докритических режимах работы ВУ внешнего сжатия при
М п = const.20.	Изобразите дроссельные характеристики ВУ внешнего сжатия при
Mn = var. Как и почему изменяются коэффициенты авх и сх вх при снижении
числа М п ?21.	Докажите, как и почему изменяется коэффициент расхода ВУ внешнего
сжатия ф при снижении числа М п.86
22.	На каких режимах, в каких условиях и почему возникают помпаж и зуд
ВУ внешнего сжатия?23.	Опишите процессы помпажа и зуда ВУ внешнего сжатия.24.	Какова главная особенность работы нерегулируемого сверхзвукового
ВУ при отклонении от расчетных условий, почему возникает необходимость его
регулирования?25.	В чем сущность рассогласования сечений КР и В и как они согласовыва¬
ются?26.	В чем сущность рассогласования сечения Н с сечениями КР и В при из¬
менении числа М п и как они согласовываются?27.	Почему двухпараметрическое регулирование ВУ можно заменить одно¬
параметрическим и какие наиболее простые законы его регулирования Вы знае¬
те? Как они реализуются?28.	Какие регулируемые элементы (кроме площадей сечений FKp и FH Скс)
имеют современные сверхзвуковые ВУ и для чего?29.	Обоснуйте принципиальное отличие совместной работы с компрессором
сверхзвукового ВУ от совместной работы с компрессором дозвукового воздухо¬
заборника.30.	Проанализируйте отличие совместной работы с компрессором нерегу¬
лируемого и регулируемого сверхзвуковых ВУ.31.	Что представляет собой линия совместной работы сверхзвукового ВУ и
компрессора? Покажите, как она определяется и от чего зависит.32.	Изложите особенности работы сверхзвукового ВУ внутреннего сжатия.
Его преимущества и недостатки.33.	Проанализируйте работу сверхзвукового ВУ внутреннего сжатия на ре¬
жиме запуска. Обоснуйте различные способы его запуска.34.	Сформулируйте основные выводы (резюме) по теме "Входные устрой¬
ства".Задачи1.	Определить скорость полета самолета в САУ на высоте Я = 11 км,
если статическое давление воздуха в сечении на входе в компрессор
р в = 35 кПа при X в = 0,7 и с вх = 0,98.2.	В САУ на высоте Я = 11 км при Уп = 1500 км/ч определить внеш¬
нее сопротивление входного устройства, площадь миделевого сечения кото¬
рого равна 1 м2 , а коэффициент сх вх = 0,2.3.	Определить расход воздуха через двигатель в САУ на высоте 11 км
при Vn = 3000 км/ч, если лобовая площадь сечения на входе в него
FBX = 1 м2, а коэффициент расхода (р = 0,9.87
4.	Определить полную температуру и полное давление в сечении на
входе в компрессор, если известны атмосферная температура 7’Н = 216К,
атмосферное давление рн = 22700 Па, число Мп = 3 и коэффициент восста¬
новления давления ст вх = 0,7.5.	Определить статическую температуру, статическое давление воз¬
духа и скорость потока в сечении на входе в компрессор в САУ у земли при
Vn = 300 км/ч, если расход воздуха через двигатель GB = 120 кг/с, эффек¬
тивная площадь входа в компрессор FB = 0,55 м2 , коэффициент восстанов¬
ления давления а вх = 0,98.6.	В САУ на высоте Н- 11 км при Мп = 2 и 3,5 определить отноше¬
ние площадей сечений FHf Fв , характеризующее соотношение диамет¬
ральных габаритов ВУ и компрессора, если приведенная скорость потока
перед компрессором соответственно равна 0,5 и 0,4 , а величина с вх = 0,86
и 0,54.7.	Вычислить коэффициент расхода дозвукового воздухозаборника,
если известны параметры режима М п = 0,8 и X в = 0,65 , относительная
площадь входа в компрессор FB = 0,85 м2 и величина ст вх = 0,99.8.	При работе сверхзвукового ВУ внешнего сжатия на сверхкритиче-
ском режиме коэффициент ст вх = 0,9 , а приведенная скорость X в = 0,5. Оп¬
ределите величину ст вх при X в = 0,55.9.	Как изменится коэффициент расхода нерегулируемого ВУ внешне¬
го сжатия при снижении числа Мп от расчетного значения Мпр=2,5 до1,5	, если режим работы сверхкритический, а коэффициент восстановления
давления ст m изменяется при этом от 0,75 до 0,95?10.	Определите положение рабочей точки на характеристике ВУ (см.
рис. 2.23), коэффициент восстановления давления ст вх и запас устойчивой
работы по помпажу АКу вх при Мп р= 2,5, если FBX = 1 м2 , FB = 0,77 м2 и
ХВ=0А5.11.	Рассчитайте и нанесите на характеристику регулируемого ВУ (см.
рис. 2.23) линию его совместной работы с компрессором, если при
М п р = 2,5 величина ст вх = 0,75 и X в = 0,4 , а при снижении числа М п до 2,0
и далее до 1,5 приведенная скорость увеличивается соответственно до 0,5 и
0,6.12.	На сколько процентов нужно увеличить площадь критического се¬
чения для запуска ВУ внутреннего сжатия, если в расчетных условиях рабо¬
ты при Мп р = 2,7 коэффициент восстановления давления в системе скачков
уплотнения ст т= 0,7?
ГЛАВА 3
ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВАНа современных ГТД применяются весьма разные и, как правило,
достаточно сложные выходные устройства. Их основные характеристики
излагаются в разд. 3.2 и 3.3. Тонкости влияния, например, вязкости газа
на его течение в критическом сечении, на потери от недорасширения и
т.п. выходят за рамки гл. 3 и в ней не затрагиваются. В разд. 3.1 даются
необходимые общие сведения, а в разд. 3.4 затронуты особенности рабо¬
ты выходных устройств на режимах реверсирования тяги.3.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
3.1.1.	Назначение выходных устройств.
Основные параметры режима и критерии
эффективности работыНазначение. Обязательным элементом выходных устройств являет¬
ся сопло на двигателях прямой реакции или диффузорное устройство -
на турбовальных двигателях (тяга которых не используется).Сопло выполняет две основные функции: служит для преобразова¬
ния тепловой и потенциальной энергии газа в кинетическую энергию вы¬
текающей струи, т.е. для увеличения динамического импульса газового
потока на выходе из двигателя и, соответственно, для увеличения тяги;
обеспечивает заданную пропускную способность (определенное проти¬
водавление) на выходе из двигателя, тем самым с помощью сопла согла¬
совываются режимы работы турбины и компрессора (гл. 10). Диффу¬
зорное выходное устройство служит для уменьшения давления за тур¬
биной, т.е. для повышения теплоперепада на турбине и, соответствен¬
но, увеличения мощности двигателя.Сопла двигателей сверхзвуковых летательных аппаратов выполня¬
ются регулируемыми, что позволяет оптимально согласовать работу ком¬
прессора и турбины в различных условиях эксплуатации и повысить эф¬
фективность применения силовой установки (см. гл. 13). Современные
выходные устройства могут обеспечивать отклонение выходной струи
(и соответственно управление вектором тяги) вплоть до изменения
направления ее движения на противоположное. Они могут включать уд¬
линительные трубы, системы подачи воздуха на охлаждение конструкции
и т.п.Параметры режима. В качестве основного параметра, характери¬
зующего режим течения газового потока в рассматриваемых ГТД, при-
нимают, как уже отмечалось в предыдущей главе, число М потока [1].
При оценке режима работы сопла следует иметь в виду два потока:
внешний (обтекание сопла) и внутренний (основной).Внешний поток характеризуется числом М полета (Мп), а основной
поток целесообразно характеризовать максимальной приведенной скоро¬
стью газа в канале сопла, т.е. скоростью в выходном сечении X с, которая
однозначно определяется отношением статического и полного давления
газа в этом сечении. Это отношение с точностью до потерь полного дав¬
ления определяется величиной*с=р\1рс-	(3-1)отношением полного давления газа в сечении Т на входе в сопло к стати¬
ческому давлению в сечении С на выходе из него (обозначение сечений
см. рис. 1.2).Величина тг с называется степенью понижения давления газа в ка¬
нале сопла или действительной степенью понижения давления.Действительная степень понижения давления не всегда равна рас¬
полагаемой степени понижения давления, которой называют отно¬
шение полного давления газа на входе в сопло к давлению окружающей
среды:я с.р-/7 т/р н-	(3-2)Величина яс р и ее соотношение с пс являются основными парамет¬
рами, характеризующими работу данного сопла. Если яср=яс, то
РогРн> те- реализуется режим полного расширения (расчетный).
В любом другом случае, когда тсс р Ф яс, давление на выходе из сопла не
равно атмосферному р р н, т.е. имеют место режимы недорасширения
или перерасширения (как правило, нерасчетные режимы работы).Критерии эффективности. Эффективность работы сопла оценива¬
ется в общем случае тремя основными коэффициентами: скорости срс,
тяги Р с и эффективной тяги РсКоэффициентом скорости называют отношение осевой состав¬
ляющей действительной скорости истечения к идеальной (изоэнтропи-
ческой) скорости при одинаковых в обоих случаях степенях понижения
давления и одинаковых полных температурах газового потока:Фс— Cq/cqs.	(3«3)Им учитываются внутренние потери, обусловленные вязкостью га¬
за (трение о стенки и вихреобразование) и отклонением потока от осевого90
направления, а также возможным возникновением местных скачков уп¬
лотнения в проточной части сверхзвуковых выходных устройств.Внутренние потери выходного устройства оцениваются в некоторых
случаях коэффициентом восстановления давленияас=£|.	(3.3а)Р Ткоторый представляет собой отношение полных давлений на выходе из
сопла и на входе в него. Величины а с и фс взаимозависимы. Далее будет
получена функциональная связь^между ними.Коэффициентом тяги Р с называют отношение тяги сопла Р с к
его идеальной тяге Р с s при одинаковом (действительном) в обоих случа¬
ях расходе газа через сопло:PC = PC/PCS.	(3.4)Идеальной тягой сопла Pcs условно называют динамический им¬
пульс в его выходном сечении, соответствующий изоэнтропическому
(фс= 1) полному (Рс^Ри) расширению потока при заданной располагае¬
мой степени понижения давления:s = G2 Cqs-	(3-5)Тягой сопла Р с условно называют сумму действительного динами¬
ческого импульса в выходном сечении сопла и статической составляю¬
щей тяги (см. гл. 6):Рс = ОгСс+Рс(рс-Рн)-	(3.5а)Если соотношение (3.4) умножить и разделить на величину динами¬
ческого выходного импульса PQ.nonH = G2 сс.полн> который реализуется в
условиях полного расширения при данной л с р, то получим^с-фсКн, Кн-Р'/Р*. ПОЛИ >	(3 *4а)где ^„-коэффициент недорасширения (или перерасширения) потока.На режимах полного расширения коэффициент тяги сопла равен ко¬
эффициенту скорости Рс= фс, так как прирс=Рн величина Кн= 1, а от¬
ношение действительной тяги сопла к идеальной равно отношению соот¬
ветствующих скоростей истечения, поскольку расход газа через сопло G г
предполагается одинаковым при его истечении с потерями и без них. На
всех режимах, когда рс*Рн> коэффициент Кн< \ и Рс< фс. На таких91
режимах, следовательно, возникают дополнительные потери от недорас-
ширения или перерасширения, которые также учитываются коэффициен¬
том Рс. (Физические причины этих потерь будут рассмотрены в разд. 3.2
и 3.3.1.)Коэффициентом эффективной тяги Р с эф называется отноше¬
ние эффективной тяги сота к его идеальной тяге:Л,эф =^с.эф/Pcs-	(3.6)Эффективная тяга Рс эф меньше тяги Рс на величину внешнего со¬
противления соплаХкор, которое называют кормовым сопротивлением:Р с.эф = Р с”^кор-	(3.7)Соответственно коэффициент эффективной тяги сопла РСЭф мень¬
ше коэффициента тяги Р с.Р.ЗФ- Р<- ^кор,	(3.6а)где	Хкор =ХК0? /Р с, -	(3.66)относительное кормовое сопротивление- отношение величины Хкор к
идеальной тяге сопла.Коэффициентом Р с эф учитываются, таким образом, все потери:
внутренние, от неполного расширения или перерасширения, а также
кормовое сопротивление сопла.3.1.2.	Тяговые и расходные характеристики соплаТяговые характеристики. С помощью рассмотренных коэффици¬
ентов описываются тяговые характеристики сопла, которые представ¬
ляют собой зависимости критериев его эффективности от параметров
режима. Обычно их получают экспериментально на специальных уста¬
новках, где замеряются тяга сопла, статическое давление на его поверх¬
ности и параметры потока во входном и выходном сечениях.Коэффициенты скорости срс и тяги Рс являются функцией одной
переменной - располагаемой степени понижения давления:Ф =./"(^ с.р) >	с.р) >поскольку от внешнего обтекания они не зависят. Здесь только следует
иметь в виду, что величина тгс р сама зависит от Мп: она изменяется пря¬
мо пропорционально степени повышения давления во входном устройстве92
которая весьма значительно увеличивается с повышением Мп
(см. гл. 2). Кроме того, пс р зависит, но в меньшей степени, от высоты
полета, типа ГТД и параметров его рабочего процесса (рис. 3.1). Напри¬
мер, при Мп = 0 она изменяется в диапазоне от ~1,1 до 5, а при увеличе¬
нии М п от 0 до 2,5 она повышается примерно от 5 до 25 (на максималь¬
ном режиме ТРДФ). Поэтому зависимость какого-либо критерия от вели¬
чины 7гс р в широком диапазоне ее изменения реализуется только при
различных числах М п.Коэффициент эффективной тяги сопла Рс эф является функцией
двух переменных:Р с.эф	с.р > М „)•На его величину значительное влияние оказывают как режим тече¬
ния основного потока, так и режим внешнего обтекания.Подчеркнем, что коэффициентами фс, Рс и Рс эф оцениваются
потери тяги сопла Рс, точнее, потери динамического выходного им¬
пульса, который больше тяги двигателя на величину входного импульса
(<см. гл. 6).I	%2ю“ ТГ - m
У. ТРДФ -20-1600-02.	ТРДДФ м- 25 -1800 - 0,53.	ТРДДФсм- 25 - 1600 - 24.	ТРДД -30- 1600 -65.	ТВВД -50-1800-30с.р2520151051Рис. 3.1. Зависимости п с р от М п и Я для проектируемых ГТД
различных типов:	Н=0;	Н= 11 км93
Снижение тяги двигателя 8Р под влиянием этих потерь соответственно
больше по сравнению со снижением выходного импульса ЪР с:ЬР = к6&Р с,(3.8)где к 6 - коэффициент влияния изменения (например, под воздействием по¬
терь) выходного импульса на изменение тяги. Он равен отношению величин
Р с/Р и может быть представлен в следующем виде (см. разд. 8.4):где Р уД - удельная тяга двигателя (гл. 6).Коэффициент к как следует из (3.8а), зависит от скорости полета и
удельной тяги, следовательно от типа двигателя и режима его работы. При
Fn = 0 он равен единице, а с повышением скорости увеличивается. Сниже¬
ние режима ведет к уменьшению Р уд и увеличению коэффициента к ^.Можно считать, что на крейсерском режиме ТРД(Д) в условиях дли¬
тельной работы (#=11 км, Мп=0,8) и на режиме полного форсажа
ТРД(Д)Ф при максимальной сверхзвуковой скорости полета (Мп=2,5)
снижение выходного импульса на 1% приводит к уменьшению тяги дви¬
гателя и соответственно к увеличению удельного расхода топлива на2... 3 %.Расходные характеристики сопла. Они обычно описываются с по¬
мощью коэффициента расхода цс, которым называют отношение дей¬
ствительного расхода газа через сопло к идеальному при одинаковых
полных значениях давления (и температуры) в сечении на входе в сопло
и одинаковом внешнем давлении:Во многих случаях, например при расчете характеристик двигателя,
расходные характеристики целесообразно оценивать величинойкоторую будем называть пропускной способностью сопла, где FC Kp -
геометрическая площадь его минимального (критического) сечения.Согласно (3.10) пропускной способностью определяется расход ра¬
бочего тела через сопло при заданных полных значениях температуры и
давления на входе в него.(3.9)^с.кр)^ с.кр	♦тгр т(3.10)
Для сравнительной оценки характеристик сопел различных типов
представим пропускную способность в относительном (безраз¬
мерном) виде:Относительная пропускная способность \icq(Xскр) определяется
по результатам экспериментальных исследований путем замера расхода
газа, его полной температуры и давления на входе в сопло, а также гео¬
метрической площади критического сечения.Подчеркнем, что величиной цс, а следовательно, произведением
Цс^(^с.кр) учитывается влияние потерь полного давления в сужающейся
части сопла на его пропускную способность. Это становится очевидным,
если расход рабочего тела через сопло выразить согласно (1.5) через па¬
раметры в критическом сечении и приравнять расходу, полученному по
формуле (3.10). В результате будем иметьгде Fc.Kp. Эф и ^с.кр- соответственно эффективная и геометрическая пло¬
щади минимального сечения сопла; а с щ>- коэффициент восстановления
давления в сужающейся части сопла.Увеличение потерь в канале сопла (снижение коэффициента стскр)
приводит, таким образом, и к соответствующему снижению его пропу¬
скной способности.Коэффициент расхода и пропускная способность данного сопла од¬
нозначно определяются располагаемой степенью понижения давления
я с р. Поэтому расходная характеристика сопла - это зависимость ко¬
эффициента расхода или пропускной способности от пс р.Необходимо отметить, что с индексом "с.кр" в формулах (3.10),
(3.10а) и далее обозначаются параметры в минимальном (критическом)
сечении сопла (как и параметры критического режима истечения). По¬
этому при изменении располагаемой степени понижения давления вели¬
чины X с кр и q (X с кр) могут изменяться от 0 до 1.3.1.3.	Диаграмма i-s процесса расширения газа в канале сопла
и формула скорости истеченияИзменение параметров газа в проточной части сопла было проана¬
лизировано в гл. 1 и показано на рис. 1.1, 1.3 и др. А на рис. 3.2 показана
диаграмма i-s процесса расширения, по которой легко проследить соот-(3.10а)(3.106)95
Преобразуя полученное соотно¬
шение и выражая отношение темпера¬
тур Гу / Tcs через отношение давлений
р *т / р с, будем иметьФормулу для определения скоро¬
сти истечения получим на основании
уравнения энергии (1.1е). Запишем его
для изоэнтропического процесса рас¬
ширения в следующем виде:ношение между изменяемыми пара¬
метрами и скоростью истечения газа
из сопла.CsРис. 3.2. Диаграмма i-s процессаТогда для действительной скоро-расширения газа в канале сопла сти истечения газа из сопла получимИз уравнения энергии (1.1 е) определяется также температура газа за
соплом:Подчеркнем, что в формуле (3.11) пс- действительная степень по¬
нижения давления (пс=р*т/рс ) и сс- соответствующая ей скорость в
выходном сечении сопла. Причем на нерасчетных режимах, как
уже отмечалось, давление в этом сечении не равно атмосферному
Рс^Рн- Во многих случаях определяют скорость потока за двигателем
при условии его полного расширения (рс=ри). Тогда в формулу скоро¬
сти вместо я с следует подставлять располагаемую степень понижения
давления п с р =р *т !р н.Таким образом, скорость истечения газа определяется полной тем¬
пературой потока перед соплом, степенью понижения давления и коэф¬
фициентом фс (строго говоря, она зависит, кроме того, от величин срг
и к г, характеризующих свойства газа).(3.11)Тс=т;~(с2с/2срг).(3.12)96
Скорость потока на выходе из сопла можно определить также по га¬
зодинамическим функциям (ГДФ). В этом случае по величине п с опреде¬
ляется отношение статического давления к полному в изоэнтропическом
процессе расширения- функция n(XCs)= 1 /яс, по которой с помощью
ГДФ находится приведенная скорость Xcs и соответственно = фс.
По приведенной скорости вычисляется ее физическое значение/ * ~с с = А, с а кр> где а кр= Л / кгЯТт ^ + критическая скорость звука.С помощью ГДФ легко определить также коэффициент восста¬
новления давления в канале сопла:Р*с n(Kcs)стс=—= 7-;—г •	(3.13)с Рт я(*с)Согласно (3.13) величина ас определяется степенью понижения
давления пс и коэффициентом скорости фс.3.1.4.	Основные требования к выходным устройствам
и их классификацияГлавное требование к соплам двигателей прямой реакции: обеспече¬
ние минимальных потерь эффективной тяги, т.е. максимального значе¬
ния коэффициента Р с Эф.К диффузорным выходным устройствам предъявляется требование
обеспечения минимальной степени понижения давления пс, поскольку
тяга ТВаД не используется.К выходным устройствам, как и к любым узлам авиационного дви¬
гателя, предъявляется требование обеспечения малой массы, технологич¬
ности производства, приемлемой стоимости, а также эксплуатационные
требования: надежная работа, простота конструкции и обслуживания.Как уже отмечалось, режим работы выходного устройства определя¬
ется главным образом располагаемой степенью понижения давления газа,
которая весьма существенно зависит от скорости полета. Поэтому в са¬
мом общем случае выходные устройства делятся на два класса: дозвуко¬
вые- они применяются на двигателях летательных аппаратов с дозвуко¬
выми и небольшими сверхзвуковыми скоростями полета (М п < 1,5);
сверхзвуковые - для больших сверхзвуковых скоростей полета (Мп> 1,5).
Они различаются прежде всего скоростью потока в выходном сечении.-I - 830597
В первом случае она не превышает скорость звука; во втором- она
сверхзвуковая (на рабочих режимах).Как дозвуковые, так и сверхзвуковые выходные устройства делятся,
в свою очередь, на различные типы, которые рассматриваются далее.Получили распространение дозвуковые выходные устройства двух
типов: сужающиеся сопла, которые устанавливаются на турбореактив¬
ных двигателях, эксплуатирующихся при Мп< 1,5; диффузорные выход¬
ные устройства, которые устанавливаются на турбовальных двигателях.Режимы работы. Как известно из газовой динамики, в канале су¬
жающегося сопла (см. рис. 1.5) срабатывается до полного расширения
докритическая или, в предельном случае, критическая степень пониже¬
ния давления. При кг= 1,33Соответственно в таком сопле реализуются следующие режимы ра¬
боты:1)	докритические при яср<якр. В этом случае рс = Ри и2)	недорасширения потока при 7icp>7cKp. В этом случае
X с= X кр= 1, ар с>р н. Это нерасчетные режимы работы;3)	критические при яс р = пкр (граничный между двумя преды¬
дущими). В этом случае р с =р н и X с= 1.Тяговые характеристики на режимах полного расширения. При
Хс< 1 осуществляется полное расширение потока (Кн= 1) и коэффициент
тяги Р с равен коэффициенту скорости ср с.Коэффициент скорости сопел современных ТРДД и ТРД изменяется
в пределах фс = 0,97 ... 0,995 (при уменьшении яср он незначительно
снижается), т.е. эффективность сужающихся сопел на режимах полного
расширения достаточно высокая.Потери тяги от недорасширения потока. На режимах недорасши¬
рения в выходном сечении сужающегося сопла устанавливается давление3.2.	ХАРАКТЕРИСТИКИ ДОЗВУКОВЫХ
ВЫХОДНЫХ УСТРОЙСТВ3.2.1.	Сужающееся сопло98
Рис. 3.3. Схема профилированного сужающегося сопла
и форма струи за ним на режиме недорасширения (яКр<7Гс.р<4)выше атмосферногорс=рнЛс.р/71Кр- За соплом поток попеременно рас¬
ширяется (с увеличением площади поперечного сечения и с перерасши-
рением), а затем сужается (с уменьшением площади сечения и с ростом
давления выше атмосферного) [1,35]. Многократное повторение процес¬
сов расширения и сжатия образует так называемую бочкообразную
структуру, в которой давление снижается до атмосферного (рис. 3.3).Выше уже отмечалось, что на нерасчетных режимах (рс*Рн\в том
числе и на режиме недорасширения сужающегося сопла, величина тяги
меньше ее значения, которое обеспечивается при полном расширении
потока (например, в канале сопла Лаваля). Потерю тяги иллюстрирует
рис. 3.4, на котором показано распределение избыточного (над атмо¬
сферным) статического давления в расширяющейся части сопла Лаваля.
Осевая составляющая результирующей силы этого давления АР с являет¬
ся составляющей тяги на двигателе с соплом Лаваля. На двигателе с су¬
жающимся соплом при том же значении пс р эта составляющая отсутст¬
вует, а статическая добавка к тяге ^с.крСРс.кр- Рн) в формуле (6.3) ком¬
пенсирует эту потерю не полностью.Чем больше пс р, тем больше разность площадей Fc~FCKp, а следо¬
вательно, и потеря тяги от недорас¬
ширения. Поэтому с увеличением
располагаемой степени понижения
давления пср коэффициент недо¬
расширения К н (3.4а) и соответст¬
венно коэффициент тяги сопла Рс
уменьшаются.Формулу для коэффициента не¬
дорасширения (3.4а) можно предста¬
вить в следующем виде (для этого
тягу Р с нужно выразить через пара¬
метры рабочего тела на выходе из
сопла):Рис. 3.4. Распределение избыточного
статического давления в
расширяющейся части сопла•Г99
Из нее следует, что величина К н практически однозначно (с точностью
до влияния коэффициента скорости <р с, который изменяется в узких преде¬
лах) определяется располагаемой степенью понижения давления газа п с р.Результаты расчета (рис. 3.5) показывают, что при яср= 15 ... 20 (чему
соответствует Мп = 2 ... 2,5) потери выходного импульса от недорас¬
ширения потока в канале сужающегося сопла достигают весьма значи¬
тельной величины (~ 10 %) и в 3 ... 5 раз превышают внутренние потери.Кормовое сопротивление. При обтекании сопла внешним потоком
на его наружной и торцовой поверхности устанавливается давление, от¬
личное от атмосферного и, кроме того, возникают силы трения.
Равнодействующая сил избыточного давления (и разрежения), а также
сил трения направлена по потоку и представляет собой кормовое {внеш¬
нее) сопротивление сопла Хкор, т.е. является отрицательной состав¬
ляющей эффективной тяги двигателя.На рис. 3.6 показано распределение статического давления на на¬
ружной поверхности изолированного конического сопла при обтекании
его сверхзвуковым потоком [24]. В начале конического участка при обте¬
кании тупого угла около точки А возникает течение Прандтля-Майера
(которое описывает расширение в пучке волн разрежения - волн Маха
[1]). Поток отклоняется к оси сопла, давление снижается и становится
меньше атмосферного. В конце конического участка наружный поток,
взаимодействуя с основным потоком, отклоняется в противоположнуюпотери.[JIJ] - внутренние- от недорасширения101520 П,струя^стагс.рРис. 3.5. Зависимость коэффициентов К н(	) и Рс(	)отяс.рдля сужающегося сопла при <р с = 0,98Рис. 3.6. Распределение стати¬
ческого давления на наружной
поверхности сужающегося
сопла при М п > 1
сторону (от оси сопла); в
возникающем косом скачке
уплотнения давление повы¬
шается и становится равным
атмосферному или несколько
превышает его. На большей
части поверхности кормы
образуется разрежение и, как
следствие, возникает кормо¬
вое сопротивление.Величина кормового
сопротивления, как и внеш¬
него сопротивления входного
устройства, определяется по
формуле:к-^кор — сх кор 2^ н М п ^mid>	(3.15)где сХК0р- коэффициент кормового сопротивления, который определяет¬
ся обычно по результатам продувки выходного устройства, когда вели¬
чина Хкор замеряется. Он зависит от геометрии конкретного выходного
устройства, от чисел М п и Re, а также от режима работы сопла (п с р).Коэффициент эффективной тяги. Зависимость Рс эф от числа Мп
(при одновременном изменении яс р=/(Мп) согласно рис. 3.1), получен¬
ная по результатам экспериментальных исследований изолированного
сужающегося сопла [35], представлена на рис. 3.7. Из него следует, что
при увеличении числа М п от 0 до 1 и далее до 2 коэффициент эффектив¬
ной тяги сужающегося сопла снижается от 0,97 ... 0,98 до 0,95 ... 0,93 и
далее до 0,88 ... 0,84. При больших скоростях полета указанным потерям
выходного импульса соответствуют примерно вдвое большие потери тя¬
ги (разд. 3.1.2). Поэтому при Мп = 2 снижение эффективной тяги двига¬
теля, обусловленное потерями на недорасширение потока и на преодоле¬
ние кормового сопротивления, достигает 30 %.Рассмотренные закономерности изменения потерь тяги одинаковы
как для конических, так и для профилированных (см. рис. 3.3.) сужаю¬
щихся сопел. Что касается расходных характеристик, то они для указан¬
ных сопел существенно неодинаковы.Расходные характеристики сужающегося сопла. Коэффициент
расхода профилированных сопел большой и средней размерности близокР1 с.эф
0,950,90,850,80 0,5 1 1,5 2 МпРис^3.7. Зависимость коэффициента
Рс зф изолированного сужающегося
сопла от числа М п (Fc .кр / F mid w 0*3)101
к единице (цс=0,97 ... 0,998) и поэтому относительная пропускная спо¬
собность Цс^(^с.кр) этих сопел в зависимости от располагаемой степе¬
ни понижения давления при 71 с р< я кр изменяется практически так же,
как и относительная плотность тока, а при 71 с р> п ,ф сохраняется по¬
стоянной.Расходные характеристики сужающегося сопла (рис. 3.8), выпол¬
ненного в виде конического насадка (см. рис. 1.5, я), имеют свои особен¬
ности. Главная особенность такого сопла заключается в том, что поля
статического давления и скорости потока в его выходном сечении суще¬
ственно неравномерны (что является следствием радиальной составляю¬
щей скорости): статическое давление у кромки близко к атмосферному
даже при сверхкритической степени понижения давления, а к оси сопла
оно нарастает, оставаясь всегда выше атмосферного, соответственно ско¬
рость потока у оси мини¬
мальная и остается всегда
дозвуковой, а у кромки мак¬
симальная. При	она
сверхзвуковая, поскольку око¬
ло кромки реализуется течение
Прандтля-Майера с поворотом
потока, как при обтекании
тупого угла. Средняя скорость
в выходном сечении всегда
меньше звуковой и уменьша¬
ется при увеличении угла на¬
клона образующей 0.Неравномерность полей
статического давления и
скорости приводит к трем
основным особенностям рас¬
ходных характеристик этого
сопла. Во-первых, макси¬
мальный коэффициент расхо¬
да и, соответственно, макси¬
мальная пропускная способ¬
ность этого сопла зависят от
угла 0 наклона образующей
(см. рис. 3.8), заметно снижа¬
ясь с его увеличением. Это
объясняется снижением сред¬Рис. 3.8. Зависимость коэффициента
расхода и относительной пропускной
способности сужающихся сопел от п с. р:	профилированного;	конического102
ней скорости у оси вследствие увеличения статического давления. Во-
вторых, максимальные коэффициент расхода и пропускная способность
данного сопла реализуются не при критической я кр, а при более высокой
располагаемой яср, которую называют степенью понижения давления
стабилизации потока ясстаб (ее называют также второй критической).
Величина ясстаб также зависит от угла наклона 0, увеличиваясь с его
увеличением. В-третьих, при снижении яср (на режимах яс р<ясстаб)
коэффициент расхода конического сопла уменьшается, а его пропускная
способность вследствие этого уменьшается заметно значительнее, чем
относительная плотность тока.Увеличение угла наклона образующей конуса 0 от 15 до 30° ведет к
увеличению яс стаб от 3,0 до 3,5 и к снижению коэффициента расхода (а
следовательно, и максимальной пропускной способности) от 0,96 до 0,93,
т.е. на 3 %. При снижении яс р до 1,1 коэффициент цс снижается еще
приблизительно на 15 % [35], а пропускная способность уменьшается при
этом примерно в два раза (см. рис. 3.8).Таким образом, снижение действительного расхода газа через су¬
жающееся коническое сопло по сравнению с его теоретическим значени¬
ем (<величина |i с) зависит от угла наклона образующей конуса и от ре¬
жима работы. На соплах современных турбореактивных двигателей
большой и средней размерности оно может быть около 5 % на критиче¬
ских и сверхкритических режимах истечения и достигает 20 % на суще¬
ственно докритических режимах (яс р« 1,2). Кроме того, величина цс
зависит от длины сопла и числа Re, но эта зависимость для сопел ГТД
менее существенна.*	* *Итак, сужающиеся сопла имеют хорошие тяговые характеристи¬
ки на дозвуковых скоростях полета, но большие потери тяги на сверх¬
звуковых скоростях при яср>5...7. Поэтому на двигателях больших
сверхзвуковых скоростей полета применяются более сложные выход¬
ные устройства.3.2.2. Диффузорное выходное устройствоНа рис. 3.9 приведена схема диффузорного выходного устройства и,
соответственно, /-^-диаграмма рабочего процесса. Изменение параметров
рабочего тела в проточной части такого устройства было рассмотрено в
гл. 1(см. рис. 1.7).103
а)Рис. 3.9. Схема диффузорного выходного устройства (а)
и i-5-диаграмма рабочего процесса (б)К нему, как отмечалось, предъявляется требование обеспечения ми¬
нимальной степени понижения давления яс=/?у//?с, которая для турбо-
вальных двигателей является потерей давления.В выходном сечении давление рс равно атмосферному и снижение
л с возможно только за счет уменьшения полного давления за турбиной
р *Т, т.е. путем снижения ХТирТ:Поэтому при проектировании ТВаД приведенная скорость за турби¬
ной принимается на нижнем уровне рекомендованных значений (обычно
А,т«0,3; дальнейшее ее уменьшение, сопровождающееся увеличением
длины лопаток последней ступени турбины, приводит к недопустимому
снижению их прочности), а статическое давление рт принимают меньше
атмосферного. Для этого выходное устройство выполняется диффузор-
ным.Степень диффузорности FC/FT имеет оптимальное значение. Чтобы
показать это, выразим л с через л (X с) и а с:Яс я(Хс)ас104
С увеличением Fc/FT и, соответственно, площади выходного сече¬
ния F с приведенная скорость в этом сечении Хс согласно уравнению
расхода (1.5) уменьшается, п(кс)~ увеличивается, но одновременно воз¬
растают потери полного давления в диффузоре (снижается сг с). Два фак¬
тора оказывают на пс противоположное влияние. При малых FC/FT пре¬
обладает влияние первого фактора, при больших FC/FT- второго. Име¬
ется поэтому оптимальное отношение (Fc/FT)opt, при котором обеспечи¬
вается минимальное значение яс.При выборе степени диффузорности для турбовальных двигателей,
служащих силовой установкой вертолета, необходимо учитывать, кроме
того, требование обеспечения малой массы выходного устройства, кото¬
рая при увеличении Fc/FT возрастает.Принято считать, что оптимальное значение степени диффузорности
для вертолетных ТВаД лежит в пределах Fc/F7= 1,5 ... 2,5. При этом
обеспечивается величина пс= 1,04 ... 1,07.При расчете характеристик ТВаД скорость в выходном сечении оп¬
ределяют по формуле (3.11), при этом коэффициент скорости фс прини¬
мают в пределах ф с = 0,7 ... 0,8.3.3.	ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ
И ХАРАКТЕРИСТИКИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СОПЕЛПолучили распространение сверхзвуковые сопла трех основных ти¬
пов: сопла Лаваля, эжекторные сопла и сопла с центральным телом.3.3.1.	Сопло ЛаваляОсновные особенности и режимы работы. Сопло Лаваля (сужаю-
ще-расширяющееся) имеет две характерные особенности. В отличие от
сужающегося сопла в нем можно обеспечить полное расширение до ат¬
мосферного давления любой заданной (расчетной) степени понижения
давления 71с.расч> ^кр и получить соответствующую сверхзвуковую ско¬
рость истечения потока. Это его основная особенность и главное пре¬
имущество.Заданной степенью понижения давления практически однозначно
определяется отношение площадей выходного и критического сечений,
поскольку величина пс определяет приведенную скорость \cs, а Хс, со¬
гласно условию неразрывностиР с.кр^с.крс. кр) Р сЯО^с)>105
с точностью до потерь полного давления определяет отношение
Fg/Fw Отсюда другая особенность или, точнее, другая сторона ука¬
занной особенности: выполненное сопло Лаваля с нерегулируемыми се¬
чениями (FC/FCKP= const) срабатывает только одну степень понижения
давления, на которую оно рассчитано. Это однорежимное сото: дей¬
ствительная степень понижения давления у него равна расчетной
яс= Яс.расч (строго говоря, при безотрывном течении потока и при работе
без скачков уплотнения внутри сопла). И это основной его недостаток.Этими двумя особенностями определяются две группы режимов не¬
полного расширения и расчетный режим, граничный между ними.На расчетном режиме располагаемая степень понижения давления
равна действительной (расчетной) я с р = я с = я с расч и реализуется полное
расширение потока (р с =р н).На режимах недорасширения (я с р > я срасч) давление на срезе сопла
больше атмосферного (рс>Рн) и расширение газа до атмосферного дав¬
ления осуществляется за соплом, как и на соответствующих режимах
сужающегося сопла (см. рис. 3.3).На режимах перерасширения (яср<ясрасч) при восстановлении
давления до атмосферного возможны в свою очередь три характерных
режима течения. Если яср ненамного меньше ясрасч, то Рс<Рн и давле¬
ние рс восстанавливается до рИ в системе скачков за соплом. Физиче¬
скую причину снижения тяги на этих режимах легко "увидеть" (рис. 3.10)
на эпюре распределения избыточного давления (pj-pн) и разрежения
газа (рИ-р,) в расширяющейся части сопла Лаваля: на участке АС дав¬
ление меньше атмосферного и,
(РИ~ Рс) следовательно, к этой части со¬
пла приложена сила АРс, на¬
правленная по потоку, т.е. сила
сопротивления.На режимах более значи¬
тельного перерасширения замы¬
кающий прямой скачок входит
внутрь сопла, скорость за скачком
дозвуковая и расширяющаяся
часть сопла работает как диффу¬
зор, в котором давление увеличи¬
вается до атмосферного в выход¬
ном сечении (Рс=Рн)• На этих
режимах и потери тяги более зна¬
чительные.Рис. 3.10. Распределение избыточного
давления и разрежения в
расширяющейся части сопла Лаваля
На глубоких нерасчетных режимах перерасширения (71 с р « п с.раСч.) в
результате взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем возни¬
кает отрыв потока. Отрыв может приводить к некоторому увеличению
тяги при (тгср<яотр), поскольку давление на стенках сопла за скачком
увеличивается до атмосферного [24]. При больших углах раскрытия сверх¬
звуковой части сопла отрыв потока может наступить в критическом сече¬
нии. В этом случае сопло работает как сужающееся, так как в расширяю¬
щейся части практически не возникает отрицательная составляющая тяги.Особенности работы сопла Лаваля на указанных выше режимах, кроме
величины п с р, зависят еще и от его геометрической формы, в том числе от
суммарного угла излома контура (а/2 + 0) и от радиуса скругления мини¬
мального сечения [5].Потери от недорасширения и перерасширения потока. Характе¬
ристики нерегулируемого сопла Лаваля приведены на рис. 3.11 [35], из
которого видно, что на расчетном режиме (яс р = 7гс расч) и вблизи его
коэффициент тяги равен коэффициенту скорости и обеспечивается весь¬
ма высокая эффективность процесса расширения />с = фс = 0,98 ... 0,995.
Тем самым сопло Лаваля позволяет значительно снизить потери тяги на
режимах больших сверхзвуковых скоростей полета по сравнению с су¬
жающимся соплом.А на нерасчетных режимах (лс р^пс расч) коэффициент тя¬
ги Р с < ф с, так как на этих режимах к внутренним потерям добавляются
потери тяги от недорасширения или перерасширения потока. Особенно
значительны потери тяги сопла от перерасширения потока: в рассматри¬
ваемом случае они достигают 10 % при 71 с р=^2 ... 3, т.е. в условиях, соот¬
ветствующих взлету самолета.Таким образом, тя¬
говые характеристики
нерегулируемого сопла
Лаваля в основном диапа¬
зоне режимов противо¬
положны характеристи¬
кам сужающегося сопла:
с увеличением п с р (Мп)
коэффициент тяги су¬
жающегося сопла сни¬
жается, а сопла Лаваля -
повышается; при высо¬
ких Мп эффективно ра¬
ботает сопло Лаваля, аРис. 3.11. Сравнение тяговых характеристиксопла Лаваля (	п с расч = 10; а = 20°)и сужающегося сопла (—)107
при малых М п - наоборот. На дозвуковых скоростях полета потери
выходного импульса в сопле Лаваля в 3 ... 4 раза больше по сравнению с
потерями в сужающемся сопле.Тяговые характеристики с учетом кормового сопротивления. Фор¬
мула кормового сопротивления (3.15), приведенная в разд. 3.2.1 для сужаю¬
щегося сопла, одинаково относится к соплам других типов, в том числе и к
соплу Лаваля. В ней величина коэффициента кормового сопротивления, как
уже отмечалось, зависит от параметров режима (яс р; М п) и формы сопла.
Следует иметь в виду, что понятие "форма сопла" включает в целом компо¬
новку кормовой части выходного устройства на летательном аппарате.Мотогондольная и фюзеляжная компоновки (рис. 3.12) различаются от¬
носительной площадью среза кормы = ^ср.кор/^mid- С переходом от
мотогондольной к фюзеляжной компоновке площадь миделя возрастает, ве¬
личина F к снижается, увеличиваются площадь кормы и кормовое сопротив¬
ление.Кроме того, обе компоновки характеризуются формой внешних обво¬
дов и относительными площадями: Fc = Fc/FGKp и ^с/^ср.кор- Первая из
них, как известно, практически однозначно определяет расчетную степень
понижения давления газа, вторая, вместе с величиной F к - относительную
площадь торца (^ср.кор-^с)/^mid> которая оказывает весьма существен¬
ное влияние на донное, а следовательно и на кормовое сопротивление.
Форма внешних обводов выходного устройства может быть самая разная в
зависимости от назначения летательного аппарата и потребной величины
площади среза Fс: от конической с изломом в точке А (см. рис. 3.6) до
расширяющейся.в)Рис. 3.12. Мотогондольная (а) и фюзеляжная
(б) компоновки сопел Лаваляа)сЗависимость коэффици-
ента_ эффективной тяги соп-
ла Р с эф от 71 с р при М п = const
для сопла Лаваля с фюзеляж¬
ной компоновкой ( FK = 0,59 )
выходного устройства пред¬
ставлена на рис. 3.13 [35].
Большие потери эффективной
тяги сопла на режимах работы,
близких к расчетным (около
10 %), объясняются главным
образом большой площадью
кормы (41 % от площади ми¬
деля).Дальнейшее еще боль¬
шее их увеличение, дости¬
гающее 30... 40 % при сниже-
4 6 8 10 12 14 16 71 с рРис. 3.13. Тяговые характеристики сопла Лаваля (я с.расч = 19; а = 20°) при
его фюзеляжной компоновке ( FK = 0,59) и при М п = 2,5Рис. 3.14. Тяговая характеристика сопла Лаваля (тг с.расч = 19; а = 30°) при
его мотогондольной компоновкении режима (л с р = 6 ... 4), объясняется тремя основными причинами: увели¬
чением потерь от перерасширения потока, ростом донного сопротивления и
снижением абсолютного значения тяги сопла Р cs (увеличением относитель¬
ного кормового сопротивления).Зависимость коэффициента Р с эф от числа М п при п с р =/(М п) (со¬
гласно рис. 3.1) для мотогондольной компоновки сопла Лаваля (FK=1)
приведена на рис. 3.14 [35]. В этом случае потери эффективной тяги сопла
на расчетном режиме (М п » 2,8) составляют около 2 %. Увеличение потерь
при снижении числа М п (и соответственно п с р) объясняется влиянием тех
же трех факторов. В результате при трансзвуковых скоростях полета потери
эффективной тяги сопла достигают 15 %, т.е. нерегулируемое сопло Лаваля
в этих условиях работы весьма неэффективно.109
Расходные характери¬
стики. Пропускная способ¬
ность сопла Лаваля на сверх-
критических режимах работы
сохраняется постоянной, как и
у профилированного сужаю¬
щегося сопла, а на докритиче-
ских режимах она больше,
чем у сужающегося сопла
(рис. 3.15). Это объясняется
тем, что давление в критиче¬
ском сечении меньше атмо¬
сферного, поскольку расши¬
ряющаяся часть работает на
этих режимах как диффузор,
т.е. понижает статическое дав¬
ление в критическом сечении.*Итак, нерегулируемое сопло Лаваля, будучи высокоэффективным на
расчетном режиме, в принципе не может обеспечить высокую эффек¬
тивность процесса расширения в широком диапазоне скоростей полета,
ибо является однорежимным. Для решения проблемы обеспечения эф¬
фективной работы в полном диапазоне скоростей разрабатываются регу¬
лируемые сопла Лаваля, а также сопла других типов: эжекторные и с
центральным телом.3.3.2.	Эжекторные соплаПервые эжекторные сопла были естественным развитием сужающе¬
гося сопла, которое, как указывалось, имеет большие потери от недорас-
ширения на сверхзвуковых скоростях полета. С целью уменьшения этих
потерь двигатель с сужающимся соплом устанавливался в хвостовой час¬
ти фюзеляжа с заглублением. В этом случае хвостовую часть фюзеляжа
можно рассматривать как цилиндрическую обечайку сопла, в грани¬
цах которой осуществляется расширение свободной сверхзвуковой
струи (рис. 3.16). Кроме того, такая компоновка сопла позволяет исполь¬
зовать его для охлаждения кормовой части двигателя и фюзеляжа путем
подсоса охлаждающего воздуха, поступающего из проточной части или из
внешней среды. В этом плане сопло работает как эжектор-отсюда и его
название. (Это название условно, поскольку эжекция не является опреде¬
ляющей в рабочем процессе такого сопла.)Рис. 3.15. Расходные характеристикисопла Лаваля (	) и профилированногосужающегося сопла (	)* *110
Простейшее эжек¬
торное сопло можно
рассматривать, следо¬
вательно, как сопло
Лаваля, у которого
расширение газа в
твердых стенках заме¬
нено на внешнее рас¬
ширение в границах свободной сверхзвуковой струи, т.е. как сопло с
внешним расширением. Такое сопло при высоких располагаемых степе¬
нях понижения давления работает как сопло Лаваля, а при низких яс р -
как сужающееся сопло.Потери выходного импульса такого сопла при низких пср сущест¬
венно меньше потерь импульса от перерасширения в канале сопла Лава¬
ля, а его коэффициент тяги на этих режимах близок к коэффициенту тяги
сужающегося сопла. Однако на всех остальных режимах рассматривае¬
мое сопло имеет повышенные потери полного давления, а следовательно,
и выходного импульса, вызванные возникновением косых скачков
уплотнения в области взаимодействия двух потоков и в месте присоеди¬
нения сверхзвуковой струи к цилиндрической обечайке, а также вызван¬
ные затратами части кинетической энергии основного потока на преодо¬
ление турбулентного трения, возникающего на границе смешения двух
потоков.Простейшее эжекторное сопло (с цилиндрической обечайкой) имеет
поэтому приемлемые характеристики при невысоких пс р и нашло при¬
менение при М п < 1,6.Чтобы снизить потери от косого скачка уплотнения, возникающего в
результате поворота потока в месте присоединения сверхзвуковой струи
к цилиндрической обечайке, и расширить диапазон применения таких
сопел, современные эжекторные сопла выполняют с профилированными
расширяющимися стенками, как и сверхзвуковое сопло Лаваля. В отли¬
чие от сопла Лаваля они имеют разрыв сверхзвукового контура в облас¬
ти критического сечения
или вблизи него. Поэтому
такие выходные устрой¬
ства называют также (и
это более точное назва¬
ние) соплами с разрывом
сверхзвукового контура
(рис. 3.17). Область разры¬J вторРис. 3.17. Схема сопла с разрывом
сверхзвукового контура111
ва и последующую часть сверхзвукового контура называют также каме¬
рой смешения. Причем вторичный поток не обязательно эжектируется,
он может, например, отбираться из наружного контура ТРДД и подавать¬
ся в камеру смешения принудительно.Рабочий процесс такого сопла не прост. Важно подчеркнуть, что,
как и сопло Лаваля, оно является сотом с внутренним расширением и
ему присущи недостатки, характерные для расширения потока в
жестких стенках (связанные с недорасширением и перерасширением
потока). Но такое сопло имеет и существенную особенность, благодаря
которой обеспечиваются приемлемые характеристики на двух режимах
(при высоких и низких яср), что уже отмечалось на примере работы
простейшего эжекторного сопла с цилиндрической обечайкой.Эжекторное сопло (с разрывом сверхзвукового контура) имеет две
группы основных режимов (автомодельные и отрывные) и один переход¬
ный - режим запуска.Автомодельными называют подобные режимы, на которых структура
потока внутри сопла сохраняется неизменной в некотором диапазоне изме¬
нения степени понижения давления. Они реализуются при высоких п с р,
низких F с и больших относительных длинах камеры смешения. Эжектор¬
ное сопло проектируют таким образом, что расчетный режим, все режимы
недорасширения и достаточно большой диапазон режимов перерасширения
относятся к группе автомодельных режимов. Во всех этих случаях основной
и вторичный потоки совместно заперты сверхзвуковой скоростью на выходе
и изменение атмосферного давления не оказывает влияния на течение газа в
канале сопла (малые возмущения не проникают внутрь его). Изменяется
только система скачков за соплом.Автомодельные режимы эжекторного сопла весьма существенно отли¬
чаются от автомодельных режимов соответствующего сопла Лаваля наличи¬
ем скачков уплотнения внутри сопла, которые являются следствием разрыва
сверхзвукового контура и взаимодействия двух струй между собой и со
стенками сопла. Поэтому при одинаковых п с р эжекторное сопло отличается
более высокими потерями полного давления, а следовательно и выходного
импульса.Отрывными называют режимы, на которых струя активного потока не
касается стенок сверхзвуковой части сопла (отрывается от них). Они реали¬
зуются при небольших сверхкритических степенях понижения давления
я с р< 5 в условиях крейсерского дозвукового полета (М п < 0,85), а также
на взлете самолета и при наборе высоты.Работа эжекторного сопла на этих режимах в основном аналогична ра¬
боте сужающегося сопла: с повышением яср увеличиваются потери от не¬
дорасширения потока - коэффициент тяги Р с снижается. Однако он остает¬
ся выше коэффициента тяги сопла Лаваля, для которого рассматриваемые
7t с.р - глубокие режимы перерасширения.112
Режимом запуска на¬
зывают (не вполне удач¬
но) работу сопла на гра¬
нице перехода отрывных
режимов в автомодель¬
ные. Он характеризуется
неустойчивостью, макси¬
мально возможным для
данного сопла перерасши-
рением потока и соответ¬
ственно максимальными
потерями.Тяговые характери¬
стики эжекторного сопла
в сравнении с характери¬
стиками сопел других
типов приведены на
рис. 3.18 [5]. Из него
видно, что при высоких
п с р (на автомодельных
режимах) потери тяги этого сопла (1 - Рс) приблизительно на 3 % боль¬
ше потерь в канале сопла Лаваля, но на 6 % меньше по сравнению с по¬
терями в сужающихся соплах. При невысоких тсс р (на отрывных режи¬
мах), наоборот, потери тяги этого сопла примерно на 6 % меньше, чем
сопла Лаваля, но незначительно превышают потери в сужающемся сопле.Таким образом, рассматриваемое сопло - двухрежимное. Оно име¬
ет удовлетворительные тяговые характеристики в широком диапазоне
дозвуковых и в некотором диапазоне сверхзвуковых скоростей полета.
Кроме того, оно простое, легкое, надежное, имеет простую систему
управления и позволяет снизить шум от выходной струи. Поэтому эжек¬
торное сопло получило достаточно широкое распространение при
Мп< 1,7 ... 2.Что касается расходных характеристик, то они несущественно отли¬
чаются от характеристик сужающегося сопла, так как наличие сверхзву¬
ковой части благодаря разрыву потока практически не влияет на пропу¬
скную способность сужающейся части сопла, которая определяется пло¬
щадью критического сечения и величиной я с р.Эжекторные сопла имеют перспективу дальнейшего развития. Раз¬
рабатываются и находят применение сопла, в которых кроме вторичного
воздуха (из проточной части двигателя) эжектируется третичный поток
из внешней среды. Оптимизируется местоположение разрыва сверхзву-0,98-0,96-0,94-0,92-0,90-/2 4 6 8 10 12 пРис. 3.18. Тяговые характеристики
эжекторного сопла (5), сужающегося
сопла (1) и сопла Лаваля (2)с.р113
нового контура, т.е. вместо сужающегося используется сопло Лаваля с
небольшой степенью расширения, что позволяет сместить режим запуска
(режим максимальных потерь импульса) в нерабочий (промежуточный)
диапазон сверхзвуковых скоростей полета.Наконец, большое снижение потерь эффективной тяги двигателя на
трансзвуковых и близких к ним скоростях полета обещает применение
эжекторного сопла с большим перепуском воздуха из входного устройст¬
ва в камеру смешения сопла. Такой перепуск позволит существенно сни¬
зить лобовое сопротивление входного устройства (А^,,) и кормовое со¬
противление сопла (Хкор), которые на этих скоростях достигают макси¬
мальных величин соответственно из-за низкого значения коэффициента
расхода (р (см. гл. 2) и малой площади выходного сечения регулируемого
сопла Fc (см. разд. 3.3.4). Перепуск 10 % и более расхода воздуха в сопло
(от расхода рабочего тела через двигатель) сопровождается соответст¬
вующим увеличением коэффициента ср и площади Fc, снижением внеш¬
него сопротивления Хдоп и Хкор, а следовательно, увеличением эффек¬
тивной тяги. Специалисты считают, что такой перепуск будет реализован
на двигателях с изменяемым рабочим процессом [25].3.3.3.	Сопла с центральным теломРеактивное сопло с центральным телом состоит из наружной обе¬
чайки и профилированного центрального тела. Различают сопла с внеш¬
ним и смешанным расширением.Сопло с центральным телом и внешним расширением. Схема та¬
кого сопла представлена на рис. 3.19. За критическим сечением АБ тако¬
го сопла при пс р> я кр реализуется течение Прандтля-Майера, в процес¬
се которого поток расширяется и поворачивается вокруг точки А (обте¬
кание тупого угла).114
Сопло профилируется таким образом, что на расчетном режиме ско¬
рость потока на выходе из него сс имеет осевое направление, а площадь
сечения потока Fc определяется, следовательно, выходным диаметром
обечайки. Отношение площадей Fc/Fc кр, а также угол поворота потока у
однозначно определяются степенью понижения давления на расчетном
режиме.Основная особенность работы такого сопла - расширение сверх¬
звукового потока осуществляется в пространстве АБВ, не отделенном
от окружающей среды твердыми стенками, и поэтому оно называется
соплом с внешним расширением. Отсюда вытекает и его основное
преимущество: полное расширение реализуется не только на расчетном
режиме, но и при п с р < п с расч, т.е. в этом случае не возникает режимов
перерасширения (в отличие от сопла Лаваля), поскольку с уменьшением
пс р соответственно уменьшается площадь потока в сечении С на выходе
из сопла. Коэффициент тяги Р с сохраняется практически постоянным в
полном диапазоне рабочих режимов и при низких пс р мало отличается
от своего значения для сужающегося сопла (рис. 3.20).Недостатком такого сопла является большое кормовое сопротив¬
ление, вызванное понижением статического давления на конической
(кормовой) части обечайки ниже атмосферного, как и у сужающегося
сопла. Уменьшить угол наклона обечайки или выполнить ее даже цилин¬
дрической можно, если выполнить сопло по схеме со смешанным расши¬
рением.Сопло смешанного расширения. Схема его приведена на рис. 3.21.
В этом случае, чтобы сохранить осевое направление движения потока на
выходе из двигателя, течение Прандтля-Майера частично реализуется
внутри канала, образованного обечайкой и центральным телом: в
пространстве АБВ поток расширяется, поворачиваясь вокруг точки А отРис. 3.20. Сравнение тяго¬
вых характеристик сопел
внешнего (	) и смешан¬
ного (	) расширения схарактеристиками соплаЛаваля (	)2 4 6 8 10 12 я ср^ •>У////
Рис. 3.21. Схема сопла с центральным телом и смешанным расширениемгоризонтального направления к оси двигателя, а затем в пространстве
ВГД вне канала разворачивается вокруг точки В в противоположном на¬
правлении, возвращаясь к направлению, параллельному оси двигателя.
Поток расширяется, следовательно, как внутри, так и вне канала. От¬
сюда и название этого сопла.Рассматриваемое сопло является промежуточным по отношению к
соплам с внутренним (Лаваля) и внешним (с центральным телом) расши¬
рением. Соответственно его тяговые характеристики занимают промежу¬
точное положение (см. рис. 3.20) по сравнению с характеристиками ука¬
занных сопел. Снижение коэффициента тяги при пс р<пс расч объясняет¬
ся частичным перерасширением потока на участке АБВ.Итак, сопло смешанного расширения по сравнению с соплом внеш¬
него расширения имеет более высокие потери выходного импульса, но
существенно более низкое внешнее сопротивление. Последнее оказывает
в данном случае преобладающее влияние на интегральные тяговые ха¬
рактеристики: коэффициент эффективной тяги этого сопла имеет бо¬
лее высокое значение [35].По сравнению с нерегулируемым соплом Лаваля сопла с централь¬
ным телом обеспечивают более высокую тягу на малых и промежуточ¬
ных скоростях полета. Это их главное преимущество.Кроме того, как показывают опыты, хвостовая часть центрального
тела может быть укорочена на 30 ... 50 % без заметного снижения тяги
благодаря увеличению донного давления на торце. Поэтому сопла с цен¬
тральным телом значительно короче сопел Лаваля. Их расходные харак¬
теристики практически не отличаются от характеристик сужающегося
сопла. Однако трудность охлаждения центрального тела является суще¬
ственным недостатком, сдерживающим применение этих сопел.116
3.3.4.	Регулирование сопел. Плоские соплаРегулирование сопел. Выше рассмотрены характеристики нерегу¬
лируемых сопел Лаваля. Однако на двигателях, предназначенных для
летательных аппаратов с широким диапазоном сверхзвуковых скоро¬
стей полета, применяются регулируемые сопла. Путем регулирования
изменяются, как правило, величины площадей двух характерных сечений:
критического (минимального) и выходного. Кроме того, во многих случа¬
ях регулируется наружная (кормовая) поверхность сопла.Площадь критического сечения сопла необходимо изменять, как по¬
казано в гл. 13, для согласования работы компрессора и турбины. Осо¬
бенно значительно (примерно в 1,5 раза) требуется изменять величину
этого сечения на двигателях с форсажными камерами при переходе с
бесфорсажного режима на форсажный и обратно (см. гл. 14).Отношение Fс/ ^с.кр необходимо увеличивать по скорости полета,
поскольку при этом возрастает располагаемая степень понижения давле¬
ния газа пс р (см. рис. 3.1) и из условия полного расширения потока соот¬
ветственно увеличивается отношение площадей F0/FCKp. Например, с
повышением числа М п от 0 до 2,5 при работе ТРДДФ на максимальном
режиме величина пс р возрастает приблизительно от 3 до 20, чему соот¬
ветствует увеличение отношения площадей от 1,1 до - 3.Наконец, внешнюю поверхность сопла необходимо изменять при
изменении Fc, чтобы избежать большого кормового сопротивления.Высказанные соображения о необходимости регулирования различ¬
ных сечений относятся и к эжекторному соплу, поскольку оно также яв¬
ляется соплом с внутренним расширением. Кроме того, для обеспечения
эффективной работы этого сопла расход вторичного воздуха необходимо
изменять от 1 ... 2 % на режиме максимальной скорости полета до 10 %
на трансзвуковых скоростях. Нельзя обойтись без регулирования крити¬
ческого сечения сопла (как минимум) и в соплах с центральным телом
(на двигателях с форсажными камерами).Тяговые характеристики регулируемого сопла Лаваля можно про¬
следить по рис. 3.22, на котором представлены зависимости Pc=f(nс р)
для трех нерегулируемых сопел (Fс/Fс.кр=3; 2 и 1,3) и сужающегося
сопла. Если обеспечить плавное изменение отношения площадей
Fс/^с.кр в зависимости от пс р (Мп), т.е. обеспечить полное расширение
потока при различных пс р, то тяговые характеристики такого сопла бу¬
дут представлять собой зависимость, показанную на рис. 3.22 штриховой
линией - огибающей характеристик сопел с различными исходными зна¬117
0,86Рис. 3.22. Тяговые характеристики сопел Лаваля:	нерегулируемых;		 регулируемогочениями FC/FCK?. Из
рисунка следует, что
регулирование сопла,
предназначенного для
работы в широком
диапазоне скоростей
полета и имеющего в
расчетных условиях
(F с / F с.кр )шах = 3, по¬
зволяет значительно
увеличить коэффици¬
ент тяги Р с такого
сопла при низких пс р,
т.е. в условиях взлета и
трансзвуковых скоро¬
стей полета, поскольку
в этих условиях практически исключаются потери от перерасширения
потока.Однако снижение до нуля потерь от перерасширения на этих ско¬
ростях полета сопровождается увеличением кормового сопротивления,
так как величина FJFc кр снижается всегда за счет уменьшения FC(FC KP,
как отмечалось, выбирается из других соображений). При этом снижается
отношение площади выходного сечения сопла к миделевому сечению
мотогондолы Fc/Fmid, т.е. увеличивается площадь кормы (если наруж¬
ная поверхность выходного устройства регулируемая) или торцевая по¬
верхность между мотогондолой и соплом. В результате при снижении
Мп от Мп р = =2,5 до 1 коэффициент эффективной тяги регулируемого
сопла Лаваля (рис. 3.23) уменьшается от 0,97 до 0,87. (На рис. 3.23 пока¬
заны также потери тяги от недорасширения, которые возникают при
М п > 2,5 , так как в этих условиях ограничивается максимальная площадь
выходного сечения сопла FC = Fcmax)-Двигатели с таким законом регулирования отношения площадей F с и
большими потерями эффективной тяги на умеренных, в том числе на
трансзвуковых, скоростях полета неприемлемы для многоцелевых лета¬
тельных аппаратов, у которых большая часть задач решается на этих ско¬
ростях. При проектировании двигателя для такого ЛА закон регулирования
площади выходного сечения Fc (а следовательно, и закон регулирования
отношения площадей F с), а также величину максимальной площади FCmax
нужно выбирать из условия обеспечения приемлемой эффективности вы¬
ходного устройства в полном диапазоне летных условий [24]. В этом случае118
целесообразно уменьшить
максимальную площадь вы¬
ходного сечения сопла и,
соответственно, площадь ми¬
деля мотогондолы (обычно
^mid = ^cmax)- ДРУГИМИ СЛО-
вами, уменьшить расчетное
число М п, при котором обес¬
печивается полное расширение
потока, по сравнению с
его максимальным значением
Мп.р<Мптах. Тогда при
М п > М п.р» в том числе при
М п тах, сопло работает на ре¬
жимах недорасширения потока
(коэффициенты Рс и Р с.эф
снижаются). Зато уменьшается
площадь кормы и снижается
кормовое сопротивление на
всех скоростях полета меньше
расчетной.Регулируемые сопла,
обеспечивающие высокую
эффективность работы вы¬
ходного устройства в широ¬
ком диапазоне режимов, яв¬
ляются (особенно в осесим¬
метричном исполнении) весь¬
ма сложными узлами двигателя со всеми вытекающими последствиями
как в технологии производства, так и в эксплуатации. Вопросы регулиро¬
вания конструктивно проще решаются в плоских соплах, разработке ко¬
торых уделяется большое внимание.Плоские сопла имеют прямоугольную форму сечения на выходе,
которая характеризуется отношением высоты А к ширине b сопла. Между
двигателем (форсажной камерой) и выходным устройством есть пере¬
ходный участок от круглого сечения к прямоугольному. С уменьшением
h!b длина этого участка увеличивается, соответственно увеличиваются
масса сопла и потери полного давления в нем.Разработаны и находят применение плоские сопла как внутреннего
(плоские сопла Лаваля), так и внешнего (с центральным телом) расшире¬
ния (рис. 3.24). Особенности рабочего процесса различных типов сопел,
рассмотренные выше, одинаково относятся и к осесимметричным, и к1щ\V\V\r пс^virrn -внтери:утренние\\vy - от недорас-
\у ширения
- кормовые0,5 10 1,5 2,0 2,5 Мп
а)0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 М1 пРис. 3.23. Зависимости коэффициентовРс (	)и Рс.эф(	)отМпдлярегулируемого сопла Лаваля (а) и
потребное изменение отношения
площадей Fc (б)119
с кр	плоским соплам, а характери¬стики последних отличаются
только дополнительными поте¬
рями в переходном участке. Пло¬
ские сопла уступают осесим¬
метричным по удельной массе,
Рис. 3.24. Схема плоского регулируемого зато конструктивно они проще исопла внешнего расширения	iiOTTa,lMinaк F	надежнее.Заметим в заключение, что плоские выходные устройства хорошо
интегрируются с крылом, что дает возможность использовать их как
дополнительную механизацию крыла, позволяющую значительно повысить
его подъемную силу (эффект суперциркуляции). Кроме того, они позволяют
снизить инфракрасное излучение двигателя в задней полусфере, что явля¬
ется важным преимуществом СУ для военных самолетов. Все это свиде¬
тельствует о перспективах широкого применения плоских выходных уст¬
ройств.3.4.	ОСОБЕННОСТИ ВЫХОДНЫХ УСТРОЙСТВ
С РЕВЕРСОМ ТЯГИРеверс тяги (изменение направления вектора тяги на противопо¬
ложное) необходим для уменьшения длины пробега самолета при посадке
на аэродроме (или при прерванном взлете) и повышения маневренности
летательных аппаратов (военных и спортивных) в воздухе.На турбовинтовыхдвигателях отрицательную
тягу получают путем изме¬
нения угла установки лопа¬
стей винта. На турбореак¬
тивных - путем изменения
направления движения вы¬
ходной струи газа на про¬
тивоположное. Фактически
угол поворота потока р
(рис. 3.25) принимают
меньше 180° (примерно на
45°), чтобы избежать попа¬
дания горячей струи на
вход в двигатель. В форму¬
ле реверсивной тяги, в от¬
личие от формулы прямой
тяги (б.Зв), полученной вРис. 3.25. Схема решетчатого реверсивного
устройства при работе на режимах
прямой тяги (а) и реверса (б)120
гл. 6, кроме угла поворота потока следует учитывать, что входной им¬
пульс потока (в сечении Н) увеличивает отрицательную тягу реверса, а
неизбежные утечки газа, вытекающего из сопла со скоростью сс в сторо¬
ну, противоположную движению летательного аппарата, уменьшают ее.
В соответствии с этим^ рев = рев С с рев COS (180- P)-(G,,- С/грев) Сс + GB V п, (3.16)где сСрев, Gt,peB- скорость истечения потока на выходе из реверсивного
устройства и расход газа через него; Gг- расход газа через сечение на
входе в выходное устройство; Р - угол поворота потока.Величину^c.peB = G,,peBccpei)cos(180-p)-(G,-G<>peB)cc	(3.17)условно называют тягой сопла на режимах реверса. Тогда тяга двигателя
на этих режимах/>рев = -Рс.рев + V„.	(3.16а)Эффективность работы реверсивного устройства оценивается ко¬
эффициентом реверса тяги сопла Р рев, которым называют отноше¬
ние величины отрицательной тяги сопла на режимах реверса к величине
его положительной тяги при работе турбокомпрессора двигателя на
том же режиме:^рев ~ Р с. рев IР с»	(3.18)Коэффициент реверсирования- величина отрицательная, поскольку
прямая и реверсивная тяги направлены в противоположные стороны.
Здесь, однако, знак опускается и будет рассматриваться абсолютное зна¬
чение этого коэффициента.К реверсивным устройствам предъявляются требование обеспечения
высокого значения коэффициента реверсирования (Ррев = 0,4 ... 0,55 для
ТРД(Ф) и ТРДД(Ф)см при Мп = 0) и обычные для авиационных конст¬
рукций требования обеспечения малой массы реверсивного устройства,
его прочности и надежности. При этом следует иметь в виду, что режимы
реверса являются весьма напряженными режимами работы двигателя:
при переходе на них нагрузки на детали двигателя и летательного аппа¬
рата, связанные с тягой, изменяются не только по величине, но и по на¬
правлению. Поэтому тяга на этих режимах должна изменяться плавно,
хотя и достаточно быстро (5 ... 10 с). Кроме того, на режимах прямой тяги
утечки газа из проточной части и снижение тяги не должны превышать121
1 %. Наконец, пропускная способ¬
ность реверсивного устройства
должна быть близка к пропускной
способности сопла, тогда включение
реверса не будет оказывать влияние
на работу турбокомпрессора.Из формул (3.17) и (3.18) сле¬
дует, что высокий коэффициент ре¬
версирования при данной скорости
полета обеспечивается путем уве¬
личения угла поворота потока,
уменьшения потерь полного давле¬
ния в системе реверса (обеспечение
высокого значения ссрев) и умень¬
шения утечек газа из реверсивного
устройства на режимах отрица¬
тельной тяги (G2-G2peB).Получили распространение реверсивные устройства двух типов: с
поворотом потока до выходного сечения сопла и с поворотом потока за
выходным сечением. Первые называют также реверсивными устройст¬
вами давления, так как разгон потока в них осуществляется за счет по¬
нижения давления. Вторые называют реверсивными устройствами ско¬
рости, так как они разворачивают уже разогнавшийся поток.Первые выполняются обычно решетчатыми (см. рис. 3.25), вто-
рые-ковшовыми (рис. 3.26).В решетчатых реверсивных устройствах направление движения по¬
тока изменяется под воздействием лопаточных решеток, к которым поток
подводится с помощью направляющих, перекрывающих прямое движе¬
ние потока на режимах реверса. На режимах прямой тяги эти направ¬
ляющие закрывают решетки, образуя проточную часть выходного уст¬
ройства.В реверсивных устройствах второго типа ковшеобразные створки
(которые на режимах прямой тяги располагаются на наружной поверхно¬
сти сопла) выдвигаются на режимах обратной тяги за выходное сечение
сопла и перекрывают поток, изменяя направление его движения.На рис. 3.27 изображена схема плоского сопла с внешним расшире¬
нием, в котором на режиме реверса путем поворота основных створок
перекрывается движение потока в прямом направлении и обеспечивается
его поворот. Такую конструкцию реверсивного устройства называют
створчатой.б)Рис. 3.26. Схема ковшового
реверсивного устройства при
работе на режимах прямой
тяги (а) и реверса (б)122
Современные реверсивные
устройства ТРД(Ф) и ТРДД(Ф)см
обеспечивают коэффициент ревер¬
сирования Ррев = 0,4 ... 0,55, т.е.
обратная тяга двигателя составляет
примерно 50 % от прямой тяги при
Уп = 0. При скорости полета от¬
личной от нуля отношение тяг Рис. 3.27. Схема створчатого
двигателя на режимах обрат-	реверсивного устройстваной и прямой тяги оценивается
величинойk рев = Р рев IР >	(3-19)которую называют коэффициентом реверса тяги двигателя.В разд. 3.1.2 подчеркнуто, что тяга двигателя (на режимах прямой
тяги) меньше тяги сопла на величину входного импульса, а на режимах
реверса тяга двигателя согласно (ЗЛба) больше тяги сопла на такую же
величину. Поэтому коэффициенты />рев и £рев связаны соотношениемРуеьРс+СвУпVb ' Pc-Ge V„ 'из которого следует, что с увеличением скорости полета коэффициент
А рев возрастает. Таким образом, в условиях полета проблема обеспече¬
ния высокого коэффициента реверсирования решается проще.Резюме
(по теме "Выходные устройства")/. Идеальной тягой coma Р cs условно называют динамический им¬
пульс в его выходном сечении GecCs, соответствующий полному расши¬
рению газа (рс=Р н) без потерь (фс= 1). Тягой сота Р с условно называ¬
ют сумму действительного динамического импульса в его выходном се¬
чении Gacc и статической составляющей тяги Fс (рс~Рн)- Эффек¬
тивная тяга Р с эф меньше тяги Р с на величину внешнего (кормового)
сопротивления сотаХкор.2.	Тяговыми характеристиками выходных устройств называют
зависимости коэффициентов: скорости (ср с = с с/ с Cs), тяги сота
(РС = Р JРcs) и эффективной тяги сота (Рс.эф = Рс.эф/Рcs) от пара¬
метров режима: располагаемой степени понижения давления газа в ка¬
нале сота (71с.р=/7т//7н) и числа Мп. Они учитывают потери динами¬123
ческого выходного импульса, обусловленные вязкостью газа (фс) и, до-
полнительно к этому, недорасширением (перерасширением) потока (Рс)
и внешним сопротивлением (Р с эф).3.	Расходными характеристиками сопла называют зависимости
коэффициента расхода |1с = С7г!Gг5 или пропускной способности сопла
^с.кр Ц с Я с.кр) от параметров режима. Величиной Fc кр \icq(\ с ф) при
известных значениях полной температуры и полного давления на входе
определяется расход газа через сопло.4.	Скорость истечения газа из сопла определяется главным обра-♦зом действительной степенью понижения давления (пс=рТ /рс) и пол¬
ной температурой потока, кроме того, она зависит от коэффициента
Ф с, а также от свойств газа (ср г; к г).5.	Сужающееся сопло весьма эффективно (ф с = 0,97 ... 0,995) и ши¬
роко применяется на ТРД(Д) летательных аппаратов с дозвуковыми и
небольшими сверхзвуковыми скоростями полета (М п < 1,5 , п с р < 3 ... 5).
С увеличением Мп> 1,5 резко возрастают потери выходного импульса
из-за недорасширения потока и внешнего (кормового) сопротивления.
При я с. р « 15 (М п « 2) суммарные потери выходного импульса достига¬
ют 15 %, чему соответствует снижение тяги двигателя примерно на
30 %.6.	Коэффициент расхода конического сужающегося сопла зависит
от геометрических и режимных факторов: с увеличением угла наклона
образующей конуса от 15 до 30° он снижается примерно на 2,5 %, а при
уменьшении пс рот 2 до 1,1 - приблизительно на 15 %, что объясняется
изменением поля скоростей и давлений в его выходном сечении. Пропуск¬
ная способность сопла снижается, кроме того, вследствие уменьшения
относительной плотности тока при п с р < п кр.7.	Диффузорные выходные устройства, устанавливаемые на ТВаД,
позволяют снизить полное давление за турбиной до уровня, близкого к
атмосферному давлению (яс= 1,04 ... 1,07), и тем самым обеспечить
практически полное преобразование полезной тепловой энергии в меха¬
ническую работу на валу турбины.8.	Нерегулируемое сопло Лаваля однорежимное: оно обеспечивает
полное расширение газа (рс=Р н) и высокую эффективность
(Рс = 0,98 ... 0,995) на расчетном режиме (тс с р = п с рйСЧ), а на нерасчет¬
ных режимах возникают дополнительные потери выходного импульса,
связанные с недорасширением (пср>пс.расч) ши перерасширением124
(п с. р < п с. расч) потока. Последние в 3 ... 5 раз превышают потери на рас¬
четном режиме. Тяговые характеристики сопла Лаваля противополож¬
ны характеристикам сужающегося сопла: с увеличением пср(МП) ко¬
эффициент тяги сопла Лаваля повышается (в основном диапазоне ре¬
жимов), а сужающегося сопла - снижается.9.	Эжекторное сопло двухрежимное- обеспечивает приемлемую
эффективность процесса расширения на двух основных режимах: при
высоких пс р (на автомодельных режимах, соответствующих сверхзву¬
ковым скоростям полета) оно работает как сопло Лаваля, при низких
7Г с. р (на отрывных режимах, соответствующих крейсерскому полету с
дозвуковыми скоростями) - как сужающееся сопло. Эжекторное сопло
получило широкое распространение при Мп<2 и имеет перспективу
дальнейшего развития.10.	Сопло внешнего расширения (с центральным телом и конической
обечайкой) обеспечивает полное расширение^ потока и соответственно
минимальные потери внутренней тяги (1 - Р с) на всех рабочих режимах
за счет изменения контура свободной сверхзвуковой струи и площади
выходного сечения, но имеет значительные потери эффективной тяги
0~ Р с. эф) вследствие большой площади кормы и соответствующего
кормового сопротивления.11.	Сопло смешанного расширения (с центральным телом и цилинд¬
рической обечайкой) по величине коэффициента тяги Р с занимает про¬
межуточное положение между соплом Лаваля и соплом с внешним рас¬
ширением, а по интегральному показателю - коэффициенту эффектив¬
ной тяги Р с. Эф - имеет преимущество над другими типами сопел благо¬
даря низкому кормовому сопротивлению и небольшим потерям, связан¬
ным с перерасширением потока. Трудность охлаждения центрального
тела сдерживает широкое применение таких сопел.12.	Современные выходные устройства силовых установок сверх¬
звуковых самолетов выполняются всегда регулируемыми: с увеличением
числа Мп от 0 до 2,5 отношение площадей FC/FCKP должно увеличи¬
ваться из условия полного расширения потока примерно в 2,5 раза, пло¬
щадь критического сечения сопла должна изменяться более чем в1,5	раза из условия оптимального согласования работы компрессора,
турбины, форсажной камеры и сопла на форсажных и бесфорсажных
режимах.13.	В настоящее время все более широкое распространение получа¬
ют плоские сопла, которые конструктивно проще и надежнее осесим¬
метричных сопел, хорошо интегрируются с крылом, что позволяет на125
определенных режимах существенно повысить подъемную силу крыла.
Их тяговые характеристики отличаются от характеристик осесим¬
метричных сопел только вследствие дополнительных потерь полного
давления в переходном участке от двигателя к соплу.14.	К современным выходным устройствам предъявляется требо¬
вание обеспечения реверса тяги. Для эффективного торможения само¬
лета коэффициент реверсивной тяги сопла Р рев ТРД(Ф) и ТРДД(Ф)см
(отношение обратной тяги сопла к прямой тяге) должен достигать0,4 ... 0,55. Он обеспечивается путем увеличения угла поворота потока,
уменьшения утечек газа из реверсивного устройства и снижения потерь
давления в нем.Контрольные вопросы1.	Каково назначение выходных устройств? Перечислите основные па¬
раметры режима их работы и критерии эффективности. Что представляют
собой тяговые и расходные характеристики сопла?2.	Что представляют собой коэффициенты скорости ср с, тяги Р с и эф¬
фективной тяги Р с эф, а также коэффициент восстановления давления со¬
пла? Что общего между ними и чем они отличаются друг от друга?3.	Что представляют собой относительная пропускная способность со¬
пла и коэффициент расхода через сопло? Что общего между ними и чем они
отличаются друг от друга?4.	Изобразите диаграмму i-s процесса расширения газа в канале сопла
и выведите формулу для скорости истечения. Какими параметрами опреде¬
ляется скорость истечения газа из сопла?5.	Изложите требования, предъявляемые к выходным устройствам, и
сделайте их краткую классификацию.6.	Охарактеризуйте особенности работы сужающегося сопла на раз¬
личных режимах. Как и почему коэффициент тяги сопла зависит от распо¬
лагаемой степени понижения давления?7.	Что представляет собой кормовое сопротивление, от каких факто¬
ров, как и почему оно зависит (проанализируйте его формулу)? Как коэф¬
фициент эффективной тяги сужающегося сопла зависит от М п и почему?8.	Изобразите расходные характеристики сужающихся сопел (профи¬
лированного и конического). От каких факторов, как и почему они зависят?9.	Какое основное требование предъявляется к диффузорным выход¬
ным устройствам и каковы пути его выполнения?10.	Каковы особенности и режимы работы сопла Лаваля? Как и почему
коэффициент тяги нерегулируемого сопла Лаваля зависит от к с р?11.	Изобразите тяговые Р с эф =/(я с р) при М п= const и Р с эф =/(М п)
при яс р=/(Мп) и расходные характеристики нерегулируемого сопла Ла¬126
валя и обоснуйте их. Преимущества и недостатки такого сопла по сравне¬
нию с сужающимся соплом.12.	Опишите процесс работы простейшего эжекторного сопла (с ци¬
линдрической обечайкой). Его недостатки и область применения.13.	Какие режимы работы эжекторного сопла (сопла с разрывом сверх¬
звукового контура) Вы знаете? Охарактеризуйте их. Как и почему коэффи¬
циент тяги сопла на этих режимах зависит от п с р?14.	Сравните тяговые характеристики эжекторного сопла с характери¬
стиками сопла Лаваля и сужающегося сопла. Обоснуйте его преимущества,
недостатки и перспективы применения.15.	Опишите процесс расширения газа в соплах с центральным телом:
внешнего и смешанного расширения. Преимущества и недостатки этих со¬
пел.16.	Сравните тяговые характеристики Р с = f(n с р) сопел с централь¬
ным телом (внешнего и смешанного расширения) с характеристиками сопла
Лаваля (и обоснуйте их различие).17.	Сравните тяговые характеристики Р с =/(я с р) регулируемого и
нерегулируемых сопел Лаваля.18.	Изобразите и обоснуйте закон регулирования Fc=/(Mn), обеспе¬
чивающий р с=р н при М П < М п р, и соответствующие характеристики со¬
пла Лаваля Р с эф и РС=/(МП).19.	Каковы преимущества, недостатки и перспективы применения пло¬
ских сопел. Как характеристики таких сопел отличаются от характеристик
осесимметричного сопла Лаваля? Изобразите схему плоского сопла.20.	Проанализируйте формулу реверсивной тяги двигателя и пути уве¬
личения коэффициента реверса Р рев.21.	Перечислите требования к реверсивным выходным устройствам и
дайте их классификацию. Приведите схемы. Что представляют собой и как
отличаются коэффициенты реверса тяги сопла и двигателя?22.	Сформулируйте основные выводы (резюме) по теме "Выходные
устройства1'.Задачи1.	По известным значениям скорости потока в выходном сечении сопла
сс = 300 м/с (при полном расширении), температуры Гс = 700 К, атмосфер¬
ного давления рн = 101,3 кПа и коэффициента скорости ср с = 0,98 опреде¬
лить величины полной температуры Гу и давления р j в сечении за турби¬
ной ТРД (см. рис. 1.2).2.	Определить расход газа через сужающееся сопло в условиях его ра¬
боты при рн = 101,3 кПа, если известны эффективная площадь выходного
сечения Fc = 0,7 м2, скорость в этом сечении при полном расширении
с с = 500 м/с и полная температура газа за турбиной Т *т = 800 К.127
3.	В САУ на земле полная температура и давление газа на входе в су¬
жающееся сопло, а также коэффициент скорости равны соответственно:
т\ = 800 К, р *т = 170 кПа, ср с = 0,98. Вычислить расход газа через сопло,
если эффективная площадь сечения на выходе из него = 0,519 м2.4.	В САУ на высоте Н- 11 км расход газа, его статическая температура
и приведенная скорость потока в выходном сечении сужающегося сопла
равны соответственно: £г = 40кг/с, ГС = 600 К, Хс = 0,9. Рассчитать вели¬
чину эффективной площади выходного сечения.5.	Определить площадь критического сечения сопла /^.«р (геометри¬
ческую), если в условиях работы при р н = 101,3 кПа заданы: G г = 120 кг/с,
р *т = 269000 Па, Т*т = 800 К, коэффициент расхода ц. с = 0,95.6.	Вычислить тягу сопла ТРДДсм (см. рис. 1.5,д), если на высоте
Н= 11 км расход газа через него, температура, давление на входе и коэффи¬
циент тяги равны соответственно: G г= 193 кг/с, Т qM = 390 К,
Р см = 61,8 кПа, Рс = 0,985.7.	Рассчитать тягу сопла ТРДДсм (см. рис. 1.5,а) (динамический вы¬
ходной импульс двигателя), если при рн = 101325 Па известныРсМ=167кПа, Т см = 440 К, геометрическая площадь Угс кр=1,6м2, коэф¬
фициент расхода \х с = 0,95 и коэффициент тяги Р с = 0,99.8.	В САУ на высоте Н- 11 км при скорости полета V п = 3000 км/ч ко¬
эффициент кормового сопротивления с * кор = 0,025. Вычислить кормовое
сопротивление сопла, если площадь его миделевого сечения F = 1,5 м2.9.	Найти эффективную тягу сопла ТРДДсм, если при р н = 22,7 кПа его
относительная пропускная способность равна 0,95, геометрическая площадь
критического сечения /гскр = 1,6м2, параметры газа на входер сМ = 58,ЗкПа, Т £м = 370 К и коэффициент эффективной тя¬
ги ^с.эф = 0,955.10.	Рассчитать эффективную тягу сопла ТРД и коэффициент эффек¬
тивной тяги ^с.эф> если на высоте 11 км известны его пропускная способ-ность 0,95 м , параметры газа на входе р т = 575 кПа, 7\= 1100 К, коэффи¬
циент тяги Р с = 0,97 и кормовое сопротивление X кор = 5 кН.11.	Заданы эффективная площадь минимального сечения сужающегося
сопла F с кр = 1,53 м2 и площадь миделевого сечения его мотогондолыА	ФF mid = 2,5 м , а также давление, температура на входе р см = 167,3 кПа,
^см = 410К, коэффициент скорости (р с = 0,99 и коэффициент кормового
сопротивления сл кор = 0,02 в САУ у земли (#=0) при скорости полета
V п = 500 км/ч. Определить эффективную тягу сопла ТРДДсм.
ГЛАВА 4КАМЕРЫ СГОРАНИЯВ разд. 4.1 изложены необходимые общие сведения о камерах сго¬
рания, там же получено уравнение теплового баланса, которое связывает
температуру рабочего тела на входе и на выходе из камеры сгорания с ее
основными параметрами режима и критериями эффективности. Затрону¬
ты проблемы горения топлива в потоке (разд. 4.2). Далее рассмотрены
рабочий процесс основных камер сгорания (разд. 4.3) и особенности фор¬
сажных камер (разд. 4.4). А в разд. 4.5 проанализированы их характери¬
стики. Кинетика горения, проблемы снижения эмиссии вредных компо¬
нентов, некоторые перспективные схемы камер сгорания и пути их даль¬
нейшего совершенствования освещены в [42].4.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
4.1.1.	Назначение камер сгорания.
Необходимые сведения о топливахКамера сгорания служит для повышения температуры рабочего те¬
ла, проходящего через двигатель. Подвод тепла реализуется в ней путем
непрерывного сжигания топлива в воздушном потоке.К топливам авиационных двигателей предъявляется целый ряд тре¬
бований. Важнейшие из них: малая токсичность, большие сырьевые ре¬
сурсы и небольшая стоимость, высокие массовая удельная теплота сгора¬
ния Ни и плотность рт, а также эксплуатационные требования такие, как
стабильность физико-химических свойств при хранении и прокачивании
по трубопроводам, оптимальная испаряемость и другие.Массовой низшей удельной теплотой сгорания Ни называют ко¬
личество тепла, которое выделяется в калориметре при полном сгора¬
нии 1 кг топлива и последующем охлаждении продуктов сгорания до на¬
чальной температуры топлива и воздуха Т0 = 293 К без учета тепла
конденсации содержащихся в них паров воды1. Теплота сгорания - важ¬
нейшая характеристика топлива, поскольку при одинаковом подводе теп¬
ла его расход обратно пропорционален величине Ни.К важнейшим характеристикам топлив относится также стехио-
метрический коэффициент L0, которым называют количество воз¬1 Определение приведено для углеводородного топлива.5 - 8305
духа, теоретически необходимое для полного сгорания 1 кг топлива.
В разд. 4.1.3 показано, что величинами Ни и L0 в значительной степени
определяется максимально возможная с термодинамической точки зре¬
ния температура газа на выходе из камеры сгорания Т*тлх.Перечисленным требованиям в наибольшей степени удовлетворяет
углеводородное топливо нефтяного происхождения. Нефтяные топлива
для авиационных двигателей делятся на четыре группы (табл. 4.1).Они состоят из углерода и водорода и включают примерно 1 % при¬
месей, в том числе вредных, например серу. Отличаются эти топлива, как
видно из таблицы, по плотности, которая с переходом от бензина к керо-
синогазойлю увеличивается примерно на 20 %. Массовая удельная теп¬
лота сгорания уменьшается при этом несущественно (в пределах 3%)\
Бензин применяется для поршневых, в том числе авиационных, дви¬
гателей. Для газотурбинных двигателей используется преимущественно
керосин и в меньшей степени топливо типа широкой фракции. Керосино-
газойль нашел применение, в частности, для ПВРД, которые служат си¬
ловыми установками крылатых ракет.Термогазодинамические расчеты газотурбинных двигателей
(гл. 8 и 12) для корректного сравнения их результатов рекомендуется вы¬
полнять по характеристикам условного "стандартного" углево¬
дородного топлива, содержащего ~ 85 % углерода и - 15 % водоро¬
да, имеющего удельную теплоту сгорания 42900 кДж/кг и стехиометри-
ческий коэффициент L 0 = 14,8.Таблица 4.1Тип углеводородного топливани,кДж/кгР т >кг/м3Бензин43620...43830700 .... 730Широкая фракция43000...43540750 .... 770Керосин42900...43330780 .... 830Керосиногазойль42570...43120840 .... 8601 Особенности природного газа, который широко применяется в качестве топ¬
лива ТВаД на газоперекачивающих станциях, а также других перспективных топ¬
лив изложены в [35, 42].130
4.1.2.	Основные параметры режима
и показатели качества работы камеры сгоранияПараметры режима. Сжигание топлива - весьма сложный физико¬
химический процесс высвобождения химической энергии топлива и пре¬
образования ее в тепловую энергию продуктов сгорания (окисление топ¬
лива кислородом воздуха). Он зависит от большого числа факторов, к
которым относится прежде всего состав смеси: соотношение между рас¬
ходом топлива (горючего) и воздуха (окислителя).Состав смеси принято характеризовать коэффициентом избытка
воздуха а, которым называют отношение расхода воздуха, действительно
проходящего через камеру сгорания Gee, к расходу, теоретически необ¬
ходимому для полного сгорания подаваемого топлива. Поскольку для
полного сгорания 1 кг топлива требуется L 0 = 14,8 кг воздуха, тоа = г/ (GTL0) = 1 / (14,8 qT).	(4.1)где	qT=GT/Ger-	(4.2)относительный расход топлива - отношение расхода топлива к расхо¬
ду воздуха, проходящего через камеру сгорания.При а = 1, как следует из самого определения, в камеру сгорания
поступает воздуха ровно столько, сколько необходимо для полного сго¬
рания топлива. Такое соотношение топлива с воздухом называется
стехиометрическим. Если а < 1, то воздуха поступает меньше, чем это
необходимо для сгорания топлива. Часть топлива остается несгоревшей.
Такая смесь называется богатой (топливом). Если а> 1, то, наоборот,
воздуха больше, чем необходимо (часть кислорода воздуха остается не¬
востребованной для сгорания топлива). Такая смесь называется бедной.
(Как будет показано далее, камеры сгорания воздушно-реактивных дви¬
гателей работают на бедных смесях.)Очевидно, что теоретически максимальная температура рабочего
тела на выходе из камеры сгорания получается при а = 1 (чему соответ¬
ствует, согласно (4.1), qTmax = 0,0676). В любом другом случае несгорев¬
шие окислитель (а > 1) или горючее (а < 1) охлаждают продукты сгора¬
ния, так как они имеют существенно более низкую температуру по срав¬
нению с температурой непосредственных продуктов сгорания.Подчеркнем, что при увеличении режима работы двигателя, а следо¬
вательно, и расхода топлива, коэффициент избытка воздуха а, как следу¬
ет из (4.1), уменьшается, и наоборот, - при снижении режима он увели¬
чивается.5*131
Величина относительного расхода топлива qT широко используется
в термогазодинамических расчетах при проектировании двигателя и рас¬
чете его характеристик. При известной удельной тяге значением qT прак¬
тически однозначно определяется удельный расход топлива ТРД - одна
из важнейших величин, характеризующих эффективность работы двига¬
теля (см. гл.7). При известном расходе воздуха через камеру сгорания
значением qT определяется расход топлива через двигатель:GT=qTGer.	(4.2а)Кроме коэффициента избытка воздуха а, процесс горения топливо¬
воздушной смеси зависит от параметров рабочего тела на входе в камеру
сгорания: давления р *к, температуры Г*к и скорости потока ск. (Понятно,
что эффективность сжигания топлива и даже возможность его воспламе¬
нения зависят также от организации рабочего процесса, которая рассмот¬
рена в разд. 4.3.)Перечисленные величины а, /?*, Т\ и ск являются основными пара¬
метрами режима работы камеры сгорания. В следующем разделе пока¬
зано, что значениями a(qT) и Т*к практически однозначно определяется
температура газа перед турбиной которая характеризует режим
работы как камеры сгорания, так и двигателя в целом.Показатели качества работы камеры сгорания. Качество работы
камеры сгорания оценивается по показателям эффективности, надежно¬
сти и экологического совершенства.Эффективность работы камеры сгорания оценивается двумя ос¬
новными коэффициентами: полноты сгорания топлива г\ г и восстановле¬
ния полного давления а к с.Коэффициентом полноты сгорания (<выделения тепла) т] г назы¬
вают отношение количества тепла, подведенного к воздушному потоку в
камере сгорания GBrQ\, к располагаемой (химической) энергии внесен¬
ного в двигатель топлива GTHU:= G*<Q\ = Q\	/43)GjH и qT#u Q0	^где Qi~ тепло, подведенное к 1 кг воздуха; согласно (1.1 г) величина Q\
выражается через полную температуру рабочего тела на выходе из каме¬
ры сгорания и на входе в нее; Q 0 - располагаемая энергия внесенного в
двигатель топлива в расчете на 1 кг воздуха, проходящего через камеру
сгорания;132
Q о=ЯтНи.(4.4)Коэффициентом восстановления полного давления а к с называют
отношение полных давлений на выходе из камеры сгорания и на входе в
нее:oK.c=Pr/pl	(4-5)Полное давление по длине камеры сгорания снижается, как уже отмеча¬
лось в гл. 1, вследствие гидравлического сопротивления и подвода тепла.Надежность работы камеры сгорания оценивается диапазоном ее
устойчивой (по срыву пламени) работы и устойчивого запуска, а также
величиной неравномерности температурного поля на выходе из камеры
сгорания. (Здесь рассматриваются показатели надежности, имеющие не¬
посредственное отношение к рабочему процессу камеры сгорания. Оцен¬
ка ее надежности в целом выходит за рамки теории двигателей.)Диапазоном устойчивой работы называют зависимости макси¬
мального значения атах, характеризующего так называемый бедный
срыв пламени, и минимального значения ocmjn, характеризующего бога¬
тый срыв, от параметров режима и разность между ними^ шах ~ ОС min •	(4*6)В указанном диапазоне обеспечивается устойчивая (без срыва пламени)
работа камеры сгорания.Коэффициент избытка воздуха ос изменяется при изменении как ре¬
жима работы двигателя, так и внешних условий, особенно при значи¬
тельном увеличении скорости полета (гл. 7 и 12), а также на неустано-
вившихся режимах [42]. Понятно, что в различных условиях эксплуата¬
ции камера сгорания должна работать без срыва пламени в полном диа¬
пазоне изменения а. Поэтому при разработке камеры сгорания обеспече¬
нию потребного диапазона устойчивой работы (otmax-amin), т.е. ее срыв-
ным характеристикам, уделяется особое внимание.Такое же внимание уделяется обеспечению устойчивого запуска
камеры сгорания в заданном диапазоне высот и скоростей полета.Неравномерность температурного поля на выходе из камеры
сгорания определяют как разность между замеренными значениями тем¬
пературы газа Т*п во множестве точек выходного сечения Г и их сред¬
немассовым значением Т*Г. Относительная неравномерность представля¬
ет собой отношение этих разностей к величине подогрева газа в камере
сгорания133
Экологические характеристики камеры сгорания оцениваются по
величинам концентрации вредных веществ в продуктах сгорания. Про¬
блемы обеспечения экологичности двигателя излагаются в [42].4.1.3.	Определение относительного расхода топлива и оценка
максимально возможной температуры газа перед турбинойВывод и анализ формулы относительного расхода топлива. Вы¬
числение величины относительного расхода топлива qT с возможно
большей точностью, как следует из вышесказанного, является насущной
необходимостью термогазодинамических расчетов. Формула для qT оп¬
ределяется на основании уравнения теплового баланса. Сформулируем
его для сечений на входе в камеру сгорания К и на выходе из нее Г: суммат* *теплосодержания исходных компонентов (<воздуха Gвс рк Т к и"холодного" топлива GTCp* ТТ) и химической энергии, выделившейся при
сгорании топлива (GTHpr\Г ), равна теплосодержанию конечных про-
т* *дуктов сгорания (G г с г Т г). Представим его в следующем виде:Здесь Яр- теплота реакции - тепло, освободившееся при сгорании 1 кг
топлива в камере и подведенное к воздуху. Выразим величину Яр через
удельную теплоту сгорания Ни, которой, как отмечалось в разд. 4.1.1,
называют тепло, выделившееся в калориметре при полном сгорании 1 кг
топлива с исходной стандартной температурой Г0 = 293 К и последую¬
щим охлаждением продуктов сгорания до этой (исходной) температуры.
Запишем уравнение теплового баланса для случая сжигания топлива в
калориметре:Из последнего уравнения определим величину GTHрт|г и подста¬
вим ее в предыдущее уравнение. Левую и правую части полученного со¬
отношения поделим на Ge, и после несложных преобразований будем
иметь формулу для относительного расхода топлива:
с т г Т\-с т к Г*к - с ° Г0 + с _° Т0<?т =	рг Г. р т Рг °	' (4-8)г г	л^Г'Тт*_1_л 0 гр 1л	т	_ 0 гр^мЛг-Срг ^Г+Срг О С рТ Гт — С/7Т ГоФормула (4.8) получена К.В. Холщевниковым и Я.Т. Ильичевым как
результат одного из наиболее точных решений уравнения теплового ба¬
ланса. Если принять Гт= Г0, то получим уравнение В.В. Уварова, котороеот (4.8) отличается только тем, что Ср* Гт = с Г0. Его также можно счи¬
тать достаточно строгим: оно дает отклонение рассчитанных значений qT от
значений, полученных по исходному уравнению (4.8), до 0,3 %. Существует
несколько более простых формул, которые можно получить из (4.8) при
целом ряде допущений. Анализ этих формул сделан в работе [38].Известная простая формуласр(Т*-Т*к)Ят~ н ii	’	(4-8а)Ии Л гкоторая получается из элементарного уравнения теплового баланса (1.1 г),
т.е. при условии, что масса рабочего тела и его теплоемкость в процессе
подвода тепла не изменяются, дает большую ошибку. Поэтому ею нельзя
пользоваться при выполнении проектных расчетов и при расчетах харак¬
теристик двигателя.Формула (4.8а) широко применяется при аналитических исследова¬
ниях для получения качественных закономерностей. Автор рекомендует
студентам пользоваться ею при решении задач, помещенных в учебнике.
При этом задается условная удельная теплоемкость рабочего тела в каме¬
ре сгорания срк с. (Величина сркс предварительно подбирается из усло¬
вия снижения погрешности самой формулы.) Практически по той же
формуле рекомендуется рассчитывать (при решении задач) относитель¬
ный расход топлива через форсажную камеру:С'Жь-Т'х)<7т. ф = ух tj „	’	(4-86)Т	м Л г фгде срф - условная удельная теплоемкость рабочего тела в форсажной
камере; Т*х- температура газа в сечении X на входе в форсажную камеру,
равная Гу, Г*см или Г^ц соответственно для ТРДФ, ТРДФсм или ТРДФН;
v х - коэффициент изменения массы рабочего тела vx=G<?x/GB.Поскольку расчет qT по строгим формулам затруднен, а по упро¬
щенным дает большую ошибку, то широкое распространение в учебных135
целях получили номограммы для определения <7ТНОм (см- приложение 5),
которые предварительно рассчитываются по одной из точных формул
для постоянного значения коэффициента полноты сгорания Г|Г(). Длязаданного значения г| г величина qT H0м, полученная по номограмме, пере¬
считывается по формулеЯ Т — Я Т.НОМ Л Г о ^ г •В настоящее время расчет q т с высокой точностью выполняется на ЭВМ
и не вызывает затруднений, поскольку созданы соответствующие подпро¬
граммы.Подчеркнем, что относительный расход топлива, как следует из
(4.8а), зависит от величин Т*г, Т*к, Ни и г| г. Он изменяется прямо про¬
порционально разности температур (Г*- Г*), то есть теплоподводу, и
обратно пропорционально произведению удельной теплоты сгорания и
коэффициента полноты сгорания.Оценка максимально возможной температуры газа перед тур¬
биной. Температуру газа на выходе из камеры сгорания выразим на осно¬
вании (4.8а) через температуру на входе Т*к и величину дт(а):Т*т~ Т\+qTHит\т1 срКС.	(4.9)С учетом (4.1) будем иметь^и^\ гг; = г к+а L0c(4.9a)р К. СРис. 4.1. Зависимость температуры
Т г (Г п.с) от коэффициента
избытка воздуха а (а З.г) при
Г* = 900 К (	) и 700 К (	)Из (4.9а) следует, что вели¬
чина Т*Г в общем случае зависит
от температуры Г*к, коэффициен¬
та избытка воздуха а и отноше¬
ния HuILq. С увеличением
а температура Т*г снижается.
Зависимость Т*г от коэффициента
избытка воздуха приведена на
рис. 4.1. Она рассчитывается,
строго говоря, по методике равно¬
весного состава продуктов сгора¬
ния, включающего порядка
11 - 28 основных веществ, с уче-136
том изменения их теплоемкости, а при высоких значениях Т*г еще и с
учетом их диссоциации.Как отмечалось в разд. 4.1.2, максимальная температура продуктов
сгорания должна обеспечиваться при а= 1, в действительности максимум
незначительно смещается в область а < 1, так как при а = 0,96 ... 0,98 за¬
траты тепла на диссоциацию несколько уменьшаются.Величину Г* тах можно оценить на основании (4.9а). Принимая
а=1, получимT'rmax=K+Hu4r/L0cpK.c=T'K+(*im), К.	(4.96)Итак, с термодинамической точки зрения максимально возможная
температура газа перед турбиной достигает ~ 2700 К(при Тк»900 К).4.1.4. Основные требования к камерам сгоранияОбеспечение высокой эффективности процесса сгорания топлива
(т.е. высоких значений коэффициентов полноты сгорания г|г и восста¬
новления полного давления акс) и экологической безопасности - важ¬
нейшее требование, предъявляемое к камерам сгорания.Устойчивость процесса сгорания во всех полетных условиях и на
всех режимах, включая переходные, имеет особо важное значение, так
как срыв пламени в полете ведет к выключению двигателя. Должен обес¬
печиваться, кроме того, надежный запуск камеры сгорания в земных и
высотных условиях.Надежность работы конструкции камеры имеет не менее важное
значение. Обеспечение надежности - не простая задача, так как, с одной
стороны, в зоне горения реализуются весьма высокие значения темпера¬
туры газа, а с другой, - прочность современных конструкционных мате¬
риалов без разработки специальных мер защиты не обеспечивается при
таких температурах.К этой же группе требований относится необходимость обеспечения
приемлемой неравномерности температурного поля в выходном сечении
камеры сгорания. Большая неравномерность температурного поля ухуд¬
шает эффективность работы турбины, ведет к снижению прочности кон¬
струкции и уменьшению ресурса двигателя.Обычное для узлов авиационных двигателей требование обес¬
печения малых габаритов и массы применительно к камере сго¬
рания означает, кроме того, необходимость ее высокой теплона-
пряженности,т.е. выделение возможно большего количества тепла за137
1	ч в расчете на единицу объема жаровой трубы Уж (в которой сжигается
топливо) и давления газар *к на входе в нее, Дж/м3 • Па • ч3600 GjHur] гв,.Р=—(4Л°)Теплонапряженность камер сгорания ВРД изменяется в пределах
QvP= (1,2 ... 6,5) 10 6 Дж/(м3 • Па • ч), что на два порядка выше теплона-
пряженности обычных технических топок [33].К камерам сгорания, как и к другим узлам двигателя, предъявляются
требования обеспечения простоты конструкции и технологичности про¬
изводства, а также простоты обслуживания в эксплуатации. Конструкция
камеры должна быть модульной, легко диагностируемой и недорогой.4.2.	НЕКОТОРЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ ГОРЕНИЯ
ТОПЛИВА В ПОТОКЕКлассификация топливовоздушной смеси. Горючей топливовоз¬
душной смесью, которая необходима для сжигания углеводородного то¬
плива, называют смесь паров и капель топлива с воздухом, способную к
воспламенению и распространению по ней пламени. Свойства смеси за¬
висят в первую очередь от ее состава в зоне горения (величины а3 г) и
от степени ее неравномерности по составу, которая оцени¬
вается по отличию местных коэффициентов избытка воздуха в зоне горе¬
ния ссзг/ от среднего значения осзг (однородная, неоднород¬
ная), а также от наличия в ней топливных капель (гомогенная, ге¬
терогенная).Гомогенная однородная смесь - это такая смесь, в которой все топ¬
ливо полностью испарено и равномерно перемешано с воздухом, так что
местные а зт, на каждом из участков зоны горения равны общему для нее^ З.г .Горючая смесь, образующаяся в камерах сгорания, является, как
правило, существенно неоднородной по местным а 3 г, из-за неравномер¬
ного распределения топлива и негомогенной из-за наличия недоиспарив-
шихся капель (т.е. гетерогенной). Такая смесь называется двухфазной
неоднородной.Рассмотрим особенности горения различных по качеству топливо¬
воздушных смесей.Горение в ламинарном потоке гомогенной однородной смеси.Если заранее подготовленную, например в прозрачной трубке, непод-138
вижную горючую смесь поджечь, то фронт
пламени будет перемещаться по смеси в
виде узкой светящейся поверхности тол¬
щиной 5 пл ~ 1мм. Скорость распростране¬
ния фронта пламени относительно нетур-
булизованной свежей смеси, взятая по
нормали к его поверхности, называется
нормальной скоростью горения и н .Нормальная скорость и н зависит в
основном от рода топлива, состава сме¬
си а3 г и ее начальной температуры Т0
(рис. 4.2). Величина и н по ос 3 г изменяетсяРис. 4.2. Зависимости и н
от состава
керосиновоздушной смеси и
ее температурыкачественно так же, как и температура
продуктов сгорания Г* с (см. рис. 4.2 и 4.1),
поскольку скорости химических реакций и
интенсивность передачи тепла от продук¬
тов сгорания к свежей смеси с ростом температуры пламени существенно
возрастают.Как видно из рис. 4.2 [32], для углеводородного топлива нормальная
скорость горения изменяется в пределах и н « 0,5...2 м/с. Из этого следу¬
ет, что в узкой полосе фронта пламени смесь сгорает приблизительно за
тысячную долю секунды и температура ее повышается, например, от 500
до 2500 К, т.е. в 5 раз.Важно подчеркнуть, что, во-первых, нормальная скорость горения
намного меньше скорости движения рабочего тела на выходе из ком¬
прессора. Во-вторых, имеются так называемые концентрационные пре¬
делы горенияа эг« 0,6 ... 1,7,	(4.11)при выходе за которые горение прекращается, так как выделяющегося
при горении тепла оказывается недостаточно для воспламенения свежей
смеси.В-третьих, если горючая смесь движется со скоростью с, превышаю¬
щей нормальную скорость горения и н, то фронт пламени будет сносить
по течению и для его "удержания" необходим стационарный источник
поджигания. За таким источником устанавливается фронт пламени в
виде расходящегося конуса (рис. 4.3). Соотношение между этими скоро¬
стями определяется формулой:и н = ccosp,(4.12)139
которую называют законом Михель-
сона: проекция скорости набегающего
потока на нормаль к поверхности
фронта пламени с п равна нормальной
скорости горения и н .Следовательно, скорость распро¬
странения фронта пламени можно оп¬
ределить по известным значениям
скорости потока горючей смеси с и
угла Р между фронтом пламени и
нормалью к скорости набегающего
потока.Горение в турбулентном потоке. В турбулентном потоке гомоген¬
ной и тем более двухфазной смеси картина распространения пламени
существенно усложняется. На локальных микроучастках выгорание смеси
происходит с нормальной скоростью, а в макромасштабе пламя переносится
турбулентными пульсациями, которые характеризуются масштабом турбу¬
лентности €Т (размером турбулентных вихрей) и скоростью турбулентных
пульсаций (точнее, ее среднеквадратическим значением и') или их интен¬
сивностью. Интенсивностью турбулентности ет называют отношение
величины и' к средней скорости потока в данном сечении е т = и '/с.Под действием турбулентных пульсаций передний фронт пламени 1
сильно искривляется и теряет сплошность (рис. 4.4). За счет этого увели¬
чивается поверхность горения и интенсифицируются процессы тепломас¬
сообмена от пламени к свежей смеси. Поэтому скорость распространения
сглаженного фронта пламени 2 в турбулентном потоке и т, хотя и зависит
от мн, но в значительной мере определяется величинами €Т им'. Если
^ т < 5 „л, то имеет место мелкомасштабная турбулентность. При этом
локальные искривления нормального фронта пламени оказываются соиз¬
меримыми или меньше величины
5 „л. Если I т > 8 ^, то фронт пла¬
мени сильно искривлен и зазуб¬
рен, турбулентность считается
крупномасштабной. Интенсив¬
ность турбулентности считается
малой, если и'« и н, тогда вели¬
чина и т ~ и н. Если, наоборот,
и'» и н, то имеет место высоко¬
интенсивная турбулентность и
ит~ и н + и'.^//.Продукты-,Рис. 4.3,Расположение фронтапламени (	) в ламинарномпотоке при точечном источнике
поджигания (*) и с > и н
В камерах сгорания ГТД горение протекает в сильно турбулизован-
ном (€ т >5пли и'» и и) и неоднородном по а з г / потоке. Фронт пламе¬
ни и зона горения при этом имеют весьма сложную структуру. Лиди¬
рующие участки переднего фронта пламени отрываются и далеко забра¬
сываются пульсациями в свежую смесь 3, поджигая окружающие ее уча¬
стки. В результате скорость сгорания смеси в целом существенно увели¬
чивается. Увеличивается, следовательно, и скорость распространения
фронта пламени в турбулентном потоке и т. Величина и Т = 15 ... 30 м/с
[32], т.е. на порядок больше нормальной скорости горения и н.Протекающие в турбулентном потоке процессы горения очень
сложны, поэтому для их описания прибегают к упрощениям - моделям.
Известны модели "поверхностного", "объемного" и "микрообъемного"
горения.Согласно наиболее распространенной из них - модели "поверхност¬
ного" горения - предполагается, что смесь полностью выгорает по тон¬
ким поверхностям микроучастков (см. рис.4.4) и пламя можно предста¬
вить как некоторую среднестатистическую их совокупность. Конфигура¬
ция и взаимное расположение микрофронтов непрерывно меняются,
средняя же суммарная их поверхность F ш на стационарном режиме ос¬
тается постоянной, она примерно на порядок больше средней поверхно¬
сти сглаженного 2 турбулентного фронта Ft$(cm. рис. 4.4). Это приво¬
дит к тому, что и т примерно в такое же количество раз больше и н.Формы и режимы горения. В общем случае сжигания двухфазной
неоднородной топливовоздушной смеси в камерах сгорания могут на¬
блюдаться следующие формы горения топлива: горение топливных паров
вокруг отдельных капель; горение паров вокруг совокупности близко рас¬
положенных капель различного диаметра в общей пламенной оболочке;
горение паров топлива в межкапельном пространстве.Пламена можно рассматривать как сумму и определенное сочетание
вышеперечисленных форм горения. При этом в определенных условиях
возможно преобладание какой-то одной или двух из них. Соответственно
этому устанавливается и определенный режим горения. Различают два
крайних режима горения: гетерогенный - с преобладанием капельных
форм горения и гомогенный - с преобладанием горения смеси в газофаз¬
ном ее состоянии.Различают также диффузионный и кинетический режимы горения.
Режим горения считают диффузионным, если скорость выгорания смеси
определяется скоростью притока топливных паров к пламени. Он может
наблюдаться предостаточно грубом распыле топлива и умеренной ин¬
тенсивности турбулентности. Если скорости испарения топлива и смеше¬141
ния достаточно велики, а скорость химической реакции по сравнению с
ними мала, то выгорание смеси будет определяться скоростью химиче¬
ской реакции - такой режим горения называется кинетическим.Подчеркнем в заключение, что гетерогенный (двухфазный) режим
горения по сравнению с гомогенным имеет одно важное преимущество:
он характеризуется более широкими концентрационными пределами го¬
ренияос З.г* 0,4...2,2 [16, 21].	(4.11а)Граница бедного срыва отодвигается еще дальше до уровня
a3.rmax=2,5 ... 2,7 [37] при сгорании неоднородной двухфазной смеси в
условиях, характерных для камеры сгорания. Другими словами, двухфаз¬
ная неоднородня смесь устойчиво сгорает в более широком диапазоне
своего состава, что объясняется возможностью горения топлива вблизи
капель в то время, когда в межкапельном пространстве смесь уже стано¬
вится негорючей.4.3.	РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС ОСНОВНЫХ КАМЕР СГОРАНИЯ4.3.1.	Схемы основных камер сгорания и их обоснованиеОбоснование принципиальной схемы организации рабочего
процесса. Проблему сжигания топлива и повышения температуры рабо¬
чего тела на входе в турбину можно условно разделить на решение шести
основных задач.Во-первых, скорость воздушного потока в сечении К на входе в ка¬
меру сгорания равна 150 ... 200 м/с, что почти на два порядка больше
скорости распространения пламени в нетурбулизированном потоке. По¬
этому если не принять специальных мер, пламя будет унесено потоком.
Возникает, следовательно, задача сближения этих скоростей. Она реша¬
ется, с одной стороны, путем установки диффузора 1 за компрес¬
сором в передней части камеры сгорания (рис. 4.5), что позволяет суще¬
ственно уменьшить среднюю скорость потока в зоне горения камеры. С
другой стороны, она решается путем турбулизации потока, что позволя¬
ет, как уже отмечалось, примерно на порядок увеличить скорость распро¬
странения пламени.Во-вторых, необходимо согласовать величины заданного для каме¬
ры сгорания значения ос и потребного в зоне горения а 3 г коэффициентов
избытка воздуха.142
Рис. 4.5. Принципиальная схема течения воздуха в основных камерах
сгорания с воздушным лопаточным завихрителемСогласно (4.9а) величина а определяется значениями температур Т\
и Г*, которые, как показано в гл. 12, задаются режимом работы двигателя
в данных условиях эксплуатации. Следовательно, коэффициент а задает¬
ся режимом работы двигателя. С учетом неустановившихся режимов он
изменяется в весьма широких пределах:2 < а < 10.	(4.13)Однако топливовоздушная смесь, как отмечалось (4.11а), горит только
при определенном, существенно более узком соотношении топлива и
окислителя в зоне горения.Задача решается путем разделения поступающего из компрессора
воздуха на два существенно разных потока: один из них участвует в про¬
цессе горения ("воздух окисления"), тем самым обеспечиваются концен¬
трационные пределы горения; другой - обтекает зону горения и смеши¬
вается с продуктами сгорания ("воздух смешения"), охлаждая их до нуж¬
ной температуры, тем самым обеспечивается условие (4.13). Таким обра¬
зом, задача решается путем внесения в конструкцию камеры сгорания
жаровой трубы б, разделенной (см. рис. 4.5) на зоны горе¬
ния и смешения (газосборник).В-третьих, сближение скоростей движения потока воздуха и
распространения пламени недостаточно для устойчивой (без срыва пла¬
мени) работы камеры сгорания. Процесс сгорания необходимо
стабилизировать - пламя должно "стоять" на одном месте и поджи¬143
гать натекающие новые порции топливовоздушной смеси (без посторон¬
него постоянно работающего источника воспламенения). Эта задача ре¬
шается путем организации зоны обратных токов 5 с помощью
фронтового устройства 4, которым называют головную часть жаровой
трубы вместе с воздушным завихрителем 3 вокруг топливной форсунки 2.В-четвертых, для обеспечения высокой полноты сгорания топлива
и экологических требований необходимо подготовить горючую
смесь нужного состава и газодинамической структуры.
Для этого топливо необходимо распылить и испарить. Далее в каждой
точке зоны горения должен обеспечиваться местный коэффициент из¬
бытка воздуха, удовлетворяющий условию (4.11а). Наконец, чтобы под¬
жечь топливо, его необходимо подогреть до температуры воспламенения.Возникает, таким образом, задача подготовки горючей смеси: по¬
дача, распыливание и испарение топлива, перемешивание его с воздухом,
воспламенение и поддержание постоянного очага пламени.Эта ключевая задача включает в себя и три предыдущие, а разделение
их, как отмечалось, является весьма условным. Она решается с помощью
форсунок, системы подачи топлива и фронтового устройства, которое
занимает центральное место в организации рабочего процесса камеры сго¬
рания.В-пятых, температура газа в очагах пламени и в прилегающих к ним
зонах весьма существенно различается. Возникает поэтому задача не
только снижения температуры продуктов сгорания до заданного уровня
(что уже отмечалось при формулировании второй задачи), но еще и сниже¬
ния неравномерности температурного поля в выходном сечении камеры.
Эти две задачи решаются одновременно с помощью специально спроекти¬
рованного для этой цели газ о сбор ни ка (см. рис. 4.5).В-шестых, возникает задача охлаждения стенок жаровой трубы, по¬
скольку путем лучистого и конвективного теплообмена им передается
тепло от продуктов сгорания, температура которых при осзг~ 1 превыша¬
ет 2500 К. Стенки при такой температуре прогорают, и конструкция мо¬
жет стать неработоспособной. Задача защиты стенок решается путем их
охлаждения специально создаваемой воздушной пеленой.Есть и еще одна задача-это задача оптимизации и интенсифика¬
ции всех процессов, происходящих в камере сгорания. Интенсивность
внутрикамерных процессов оценивается временем пребывания
газа в камере сгорания тпр, которое обратно пропорционально
средней скорости потока в миделевом сечении жаровой трубы и опреде¬
ляется по отношению объема жаровой трубы к объемному расходу про¬
текающего через нее воздуха. Для современных камер сгорания время144
пребывания обычно менее одной сотой доли секунды. Подчеркнем, что
каждая частица топливовоздушной смеси должна за это время пройти все
сложные процессы, происходящие в камере сгорания.Типичные схемы камер сгорания. Камеры сгорания по общей
компоновке делятся на три типа (рис. 4.6):индивидуальные, или трубчатые, камеры сгорания (рис. 4.6, а)
представляют собой отдельный узел; на двигатель ставят несколько ин¬
дивидуальных камер, каждая из которых имеет свой корпус и жаровую
трубу, жаровые трубы соединены патрубками, перебрасывающими пламя;блочная, или трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из не¬
скольких жаровых труб, размещенных в общем кольцевом корпусе; жа¬
ровые трубы в выходной части объединены газосборником в виде корот¬
кого кольцевого канала (рис. 4.6, б)\кольцевая камера сгорания состоит из кольцевого корпуса, внутри
которого находится кольцевая жаровая труба, имеющая в головной части
кольцевой ряд форсунок (рис. 4.6, в). Большинство существующих ГТД
имеют, как правило, кольцевые прямоточные камеры сгорания, которые
обладают рядом преимуществ перед трубчатыми и трубчато-кольцевыми
камерами. С такими камерами обеспечивается более равномерное поле
температур на входе в турбину и более надежный запуск двигателя.
Кольцевая жаровая труба оказывает меньшее гидравлическое сопротив¬
ление течению воздуха, и для ее охлаждения требуется меньше воздуха.В настоящее время все
более широкое распростра¬
нение находят многофорсу¬
ночные, а также двухзонные
кольцевые камеры сгорания,
особенности которых изло¬
жены в [42].Камеры сгорания дви¬
гателей малой авиации, бес¬
пилотных летательных ап¬
паратов, вертолетов, а также
наземных транспортных
средств, т.е. малоразмерных
двигателей, как правило,
также кольцевые, но их час¬
то выполняют по петлевой,
противоточной схеме (см.
рис. 1.10, а). Известна также
схема кольцевых камер сА-АРис. 4.6. Компоновочные схемы
камер сгорания:а - трубчатая; б - трубчато-кольцевая;
в - кольцевая145
распылением топлива через вал турбокомпрессора, применяемая на не¬
которых двигателях вертолетов и крылатых ракет.ГТД наземных транспортных средств иногда выполняют с вынесен¬
ными за пределы двигателя одной или несколькими жаровыми трубами.
Такие камеры сгорания получили название выносных (см. рис. 1.10, б). Они
относятся к камерам сгорания трубчатого или трубчато-кольцевого типа.После знакомства с типовыми схемами и в особенности с принципи¬
альной схемой работы камеры сгорания решение двух первых задач ор¬
ганизации ее рабочего процесса становится очевидным и не требует по¬
яснений. Сложнее с третьей и четвертой задачами, разделить которые
затруднительно, ибо они взаимосвязаны и взаимообусловлены. Их реше¬
ние изложено в разд. 4.3.2 и 4.3.3.4.3.2.	Подготовка горючей смесиПодготовка горючей смеси начинается с распыливания топлива
форсунками, которые устанавливаются во фронтовом устройстве жаро¬
вой трубы. Форсунки бывают механические, пневмомеханические, пнев¬
матические и испарительного типа.Форсунки. Существующие механические форсунки базируются на
двух основных типах: струйных и центробежных. В струйной форсунке
струя вытекает из цилиндрического сопла и обладает большой дально¬
бойностью. Эти форсунки выполняются чаще всего совместно с экрана-
ми-отбойниками, при ударе о которые струя дробится на капли. Струй¬
ные форсунки дают достаточно грубый распыл, но просты по конструк¬
ции. Они применяются в форсажных камерах ВРД, где благодаря высо¬
кой температуре газа на входе проблем с испарением капель не возникает.Центробежная форсунка (рис. 4.7, а) представляет собой камеру
закручивания /, в которую жидкое топливо подается под большим давле¬
нием через несколько тангенциальных каналов 2. Поскольку камера с
одной стороны имеет глухую стенку, а с другой - узкое цилиндрическое
сопло 5, то из сопла топливо вытекает в виде кольцевой сильно закру¬
ченной струи. За счет возникающих при этом центробежных сил кольце¬
вая струя при выходе из сопла резко расширяется, образуя полый конус,
утончается и разрывается на части, которые дробятся на мелкие капли.При распыливании топлива форсунками образуется целый спектр
капель, диаметр которых изменяется в диапазоне от 5 до 200 мкм. Каче¬
ство распыливания топлива принято оценивать по уровню "среднего”
диаметра. Лучшие форсунки обеспечивают средний диаметр капель
порядка 15 ... 25 мкм на основных эксплуатационных режимах и
50 ... 100 мкм на режимах пониженной тяги.146
Топливо 4 Воздух 5б)Рис. 4.7. Форсунки камер сгорания ГТД:а - центробежная; б - двухъярусная пневмомеханическаяФакел распыливания топлива характеризуется также корневым уг¬
лом конусности (угол у, см. рис. 4.7, а, который в зависимости от интен¬
сивности закрутки топлива в форсунке может составлять 40 ... 120°), а
также распределением топлива по его поперечному сечению.Подчеркнем, что качество распыливания топлива (снижение разме¬
ров капель и повышение равномерности распределения топлива по зоне
горения) оказывает существенное влияние на обеспечение высокой пол¬
ноты сгорания топлива и снижения выброса вредных веществ. Качество
распыливания является следствием взаимодействия и взаимопроникнове¬
ния двух потоков - топлива и воздуха, причем в механических форсунках
оно в значительной степени определяется скоростью движения топлива
относительно газовой среды.Для интенсификации и повышения качества смесеобразования важ¬
но увеличивать не абсолютную, а относительную скорость движения
этих потоков. Поэтому получили распространение форсунки, в которых
топливный факел или кольцевая топливная пленка обдуваются высоко¬
скоростным потоком воздуха. Такое распыливание называется пневмати¬
ческим.В пневматических форсунках в отличие от механических топливо
подается под небольшим давлением и через узкую кольцевую щель вы¬
тесняется на пленкообразующую поверхность большого диаметра. Далее
пленка обдувается по касательной с двух сторон высокоскоростными
потоками воздуха, прошедшими через два лопаточных завихрителя с
противоположной закруткой потоков. Благодаря такому обдуву пленка
разрушается на множество мелких капель с необходимым пространст¬
венным их распределением.147
Пневмомеханические форсунки, наиболее широко распространенные
в камерах сгорания ГТД, объединяют достоинства механических и пнев¬
матических форсунок. В них (рис. 4.7, б) распыленное с помощью цен¬
тробежного распылителя 4 топливо образует на цилиндрической поверх¬
ности 5 пленку, которая обдувается двумя потоками воздуха, закрученно¬
го лопаточными завихрителями б и 7. Такое комбинированное распыли-
вание топлива способствует скорейшему испарению капель, лучшему
перемешиванию паров и капель топлива с воздухом и нужному распре¬
делению их в пространстве.Распыливаемое топливо перемешивается с воздухом, подогревается
и испаряется - подготавливается горючая смесь нужного состава и газо¬
динамической структуры. Центральным звеном структуры потока за фор¬
сункой является зона обратного тока.Образование зоны обратного тока. Механизм образования зоны
обратного тока рассмотрим на примере обтекания воздушным потоком
V-образного стабилизатора (рис. 4.8).Поток 7, натекающий на стабилизатор 2, отклоняется от осевого на¬
правления и, стекая с его кромки, воздействует как эжектор на массу воз¬
духа за ним, т.е. отсасывает ее. За стабилизатором образуется область
пониженного давления, в которую подсасывается воздух из основного
потока. Возникает, таким образом, зона обратного тока 3. Границы ее на
рис. 4.8 очерчены штриховой линией 4. Длина этой зоны в 2 ... 4 раза
больше ширины V-образного стабилизатора.Зона обратного тока вместе с прилегающей к ней частью внешнего,
обтекающего ее потока, имеющего такой же расход воздуха, образует
пространство, которое условно называют зоной циркуляции 5. Между
этими зонами располагается "слой смешения", который характеризуется
небольшими скоростями потока, но высоким уровнем турбулентных пуль¬
саций в поперечном направлении, и является поэтому идеальным местомдля стабилизации пламени.С помощью V-образных стаби¬
лизаторов организуются зоны обрат¬
ных токов в форсажных камерах.
В основных камерах их функцию вы¬
полняет фронтовое устройство. По
конструктивному выполнению фрон¬
товые устройства весьма разнообраз¬
ны. Наибольшее распространение
получили завихрительные фронтовые
устройства. Во многих случаях зона
обратного тока формируется лопа¬Рис. 4.8. Структура потока за
V-образным стабилизатором
пламени:	зона обратного тока;— - циркуляционная зона148
точными завихрителями 6 и 7, установленными в одном узле с форсун¬
ками 4 (см. рис. 4.7, б). Закрученная струя воздуха, которая вытекает из
лопаточного завихрителя, создает в своей приосевой области разрежение.
В эту область устремляются газы из самой струи и из первого ряда отвер¬
стий в жаровой трубе (см. рис. 4.5). Таким образом, как и за V-образным
стабилизатором, возникает зона обратного тока и соответствующая зона
циркуляции.Образование горючей смеси протекает по мере удаления топлив¬
ных капель от форсунки. При этом между отдельными струйками тока,
струями и зонами протекает интенсивный турбулентный тепломассооб¬
мен посредством пульсационного движения воздушных вихрей. Их мас¬
штаб изменяется в широком диапазоне - от долей миллиметра до разме¬
ров, соизмеримых с диаметрами крупных отверстий в жаровой трубе и с
ее высотой. Особенно интенсивным тепломассообмен оказывается в
"слое смешения", в котором интенсивность турбулентности может дости¬
гать значений е{ _ 30 ... 40 %.В результате происходит прогрев капель, их частичное или полное
испарение. Мелкие капли вместе с образовавшимися топливными парами
перемешиваются с воздухом и продуктами сгорания. Крупные капли го¬
раздо дольше сохраняют индивидуальность движения, пока также не ис¬
парятся и не будут увлечены окружающим потоком. При неудовлетвори¬
тельном распыле топлива отдельные крупные капли могут попадать на
стенки жаровой трубы или даже достигать выходного сечения камеры
сгорания.Таким образом формируется поток горючей смеси, типичная струк¬
тура которого для основных камер сгорания с центробежным распылом
топлива и наличием воздушных лопаточных завихрителей показана на
рис. 4.9. В сечении, где зона циркуляции имеет максимальный диаметр,
показаны радиальные эпюры осевой скорости с ш концентрации топлива
сТ и температуры газа Т*г. Величины сф ст и Т*г изменяются по радиу¬
су (высоте) жаровой трубы весьма существенно: концентрация топлива и
температура газа более чем в три раза; скорость потока в зоне циркуля¬
ции изменяется не только по величине, но и по знаку. Температура газа
изменяется от величины Т*к у стенок жаровой трубы до температуры
продуктов сгорания в зоне обратных токов. Из нее раскаленные продукты
сгорания поступают навстречу потоку воздуха и топлива, подогревают
его и интенсифицируют процесс испарения. Зона обратного тока, таким
образом, вместе с форсунками играет ключевую роль в процессе подго¬
товки горючей смеси.149
Рис. 4.9. Структура потока топливовоздушной смеси и
стабилизация пламени:1	- топливный факел; 2 - точка стабилизации фронта пламени; 3 - поверхность
максимальной концентрации топлива; 4 - фронт пламени; 5 - пламяКак макроструктура потока, показанная на рис. 4.9, так и его микро¬
структура (масштаб турбулентных вихрей I т, длина пути, проходимого
ими до своего разрушения - смешения с окружающим газом, а также ин¬
тенсивность турбулентности е г) изменяются от сечения к сечению каме¬
ры сгорания (см., например, эпюру осевой скорости с'а в сечении за зоной
циркуляции). Они определяются конструкцией фронтового устройства и
распределением воздуха по длине жаровой трубы.На рис. 4.9 показаны, кроме того, топливный факел 7, линия макси¬
мальной концентрации топлива 3 и еще несколько характерных точек, по¬
верхностей и объемов, которые образуются в результате горения топлива.4.3.3.	Организация горения топливаПоток воздуха, поступающий в камеру сгорания, делится, как отме¬
чалось, на воздух окисления и смешения. Воздух окисления в свою оче¬
редь разделяется на первичный, который поступает в жаровую трубу
главным образом через фронтовое устройство, и вторичный, поступаю¬
щий в зону горения через два-три ряда крупных отверстий в первой по¬
ловине жаровой трубы. (На рис 4.5 показаны два ряда указанных отвер¬
стий; там же показано, что часть воздуха из первого ряда этих отверстий
поступает в первичную зону горения.) Зона горения делится, соответст¬
венно, на первичную и вторичную.Первичная зона горения: запуск камеры сгорания и стабилиза¬
ция фронта пламени. Для поджигания горючей смеси в момент запуска
используются двухэлектродные электросвечи (как правило, в малораз¬150
мерных ГТД) или специальные пламенные воспламенители. Воспламе¬
нитель (рис. 4.10) представляет собой миниатюрную камеру сгорания, в
корпусе которой 1 размещены пусковая форсунка 2 и электросвеча 3.
Воздух, текущий по кольцевому каналу между наружным корпусом 4 и
жаровой трубой 5, через ряд отверстий поступает в камеру воспламени¬
теля. В момент пуска в эту камеру через форсунку впрыскивается топли¬
во, создается обогащенная горючая смесь и одновременно подается вы¬
сокое напряжение к электродам свечи. Смесь воспламеняется, и факел
пламени устремляется в жаровую трубу, где поджигает образовавшуюся
топливовоздушную смесь. После запуска камеры воспламенитель отклю¬
чается. Для надежности и улучшения высотного запуска на камере сгора¬
ния устанавливают по 2 - 4 воспламенителя.В процессе запуска камеры сгорания пламя от воспламенителя пере¬
брасывается в зону циркуляции и в "слой смешения", располагающийся
между прямым и обратным токами зоны циркуляции. Фронт пламени
вытягивается по нему к форсунке и останавливается в некоторой точке
стабилизации пламени 2, см. рис. 4.9, в которой скорость распростране¬
ния пламени в турбулентном потоке равна скорости набегающего потока.
Фронт пламени располагается в слое смешения, охватывая зону обратных
токов, которая заполняется продуктами сгорания и догорающей в ней
горючей смесью. Чтобы исключить перегрев форсунки и ее закоксовыва-
ние, а также интенсивное сажеобразование, в зоне обратного тока не
должно быть излишнего топлива, не участвующего в горении. Поэтому
конус максимальной концентрации топлива 3 (см. рис. 4.9) располагается
вне зоны циркуляции.Горячие газы, вытекающие из зоны обратного тока, непрерывно
поджигают горючую смесь. Благодаря этому, а также условиям, имею¬
щимся в слое смешения, образуется очаг пламени в зоне циркуляции
и обеспечивается стабилизация его фронта в широком диапазоне ско¬
ростей потока. Очаг пламени образуется
за каждой форсункой, которые по этой
причине называются также горелками.Быстрое воспламенение и сгорание
с бурным выделением тепла происходит
прежде всего на поверхностях и в мик¬
рообъемах с наиболее подготовленной
для горения смесью (а, « 1). На сосед¬
них микроучастках протекают процессы
доподготовки смеси, низкотемператур¬
ные химические реакции и доокисление Рис. 4.10. Воспламенитель для
топлива. Благодаря вихревым пульсаци- запуска камеры сгорания151
ям потока и неоднородности смеси отдельные участки пламени колеб¬
лются в плоскостях, перпендикулярных основному потоку газа, "выстре¬
ливают” вперед и разгораются с различной интенсивностью или быстро
втягиваются вовнутрь и временно угасают, если на них набежали чрез¬
мерно "богатые" или "бедные" порции смеси. Первоначально не воспла¬
менившиеся микрообъемы, непрерывно испытывая действие процессов
турбулентного и диффузионного смешения, постепенно приобретают
горючие свойства и воспламеняются, но уже на большем расстоянии от
форсунки. Формируется, следовательно, протяженное, пространственно
развитое и неоднородное по внутренней структуре пламя.Из изложенного выше следует, что первичная зона горения служит
для подготовки горючей смеси, ее воспламенения, стабилизации горения
и частичного выгорания топлива.Вторичная зона горения: оптимизация и интенсификация про¬
цесса горения. Картина горения и масса топлива, сгорающего в первич¬
ной и вторичной зонах горения зависят от распределения расхода воздуха
по длине жаровой трубы. На рис. 4.11 приведен один из возможных вари¬
антов такого распределения, когда через фронтовое устройство, первич¬
ную и вторичную зоны горения проходит соответственно 15, 35 и 55 % от
суммарного расхода воздуха G в г (охлаждающий воздух условно отнесенк зоне смешения). Посколь¬
ку вся масса топлива по¬
ступает в первичную зону
горения и по длине жаро¬
вой трубы сохраняется по¬
стоянной, то пропорцио¬
нально относительному
расходу G в j ~ G в j / ^ в г >
согласно (4.1), изменяется
коэффициент избытка воз-духа а3 Г) =а ■ Gвз гГ
Полнота сгорания (величи¬
на г|г/) в данном сечении
жаровой трубы, а следова¬
тельно, относительная ве-
лтит сгоревшего топлива
G т ~ г| г, могут быть толь¬
ко меньше значения азг/,
так как топливо распреде¬
лено неравномерно по се¬зоны горения
I первичная \вторичная\Рис. 4.11. Изменение расхода воздуха w ei ,
коэффициентов а 3 Г|. и Т| Г|. и температуры
Г*р|. по длине жаровой трубы152
чению (см. рис. 4.9) и не весь воздух участвует в горении. Величинами
а з.г/ и Л г/ определяется также средняя температура продуктов сгорания
Т* .ср/В рассматриваемом случае в первичной зоне сгорает меньше 35 %
от общего количества топлива. Основная его часть сгорает во вторич¬
ной зоне вокруг струй вторичного воздуха и в зонах обратного тока,
образующихся за этими струями. Втекающие струи насыщают продукты
неполного сгорания кислородом воздуха - играют роль кислородного
дутья. Для обеспечения высокой эффективности сгорания топлива (по¬
вышение коэффициента полноты сгорания топлива до величин, близких к
единице, г)г=0,99 ... 0,995) необходимо обеспечить хорошее смешение
воздуха с продуктами неполного сгорания.Вторичный воздух, поступающий в жаровую трубу через крупные
отверстия, образует систему свободных струй в сносящем потоке газа.
Основной характеристикой такой струи является глубина проник¬
новения В (рис. 4.12), которой называют расстояние от стенки до оси
струи, взятое по перпендикуляру к стенке. Полнота смешения воздуха с
продуктами сгорания определяется относительной глубиной проникно¬
вения В = В / h жи относительным шагом отверстий t=t I Иж. Крупные
отверстия в наружной и внутренней обечайках жаровой трубы кольцевой
камеры сгорания выполняют обычно в одной плоскости, сдвинутыми на
полшага по окружности. (Здесь h ж высота жаровой трубы, a t - шаг меж¬
ду отверстиями, взятый по средней окружности камеры.) Если В суще¬
ственно меньше 0,5, a t, наоборот, намного больше 0,5, то струи не ус¬
певают смешаться с основным потоком газа во вторичной зоне горения и
кислород воздуха не успевает дойти до части продуктов неполного сго¬
рания. В результате полнота сгорания не достигает высокого значения
либо надо существенно увеличивать длину вторичной зоны горения.Процесс смешения, следовательно, необходимо интенсифицировать
путем выбора и обеспечения величин В и t, близких к их оптимальным
значениям.		Глубина проникновения струй Взависит прежде всего от относительно¬
го импульса потока воздуха, втекающе¬
го через крупные отверстия
/о = G о с оп / G ср с ср (с повышени¬
ем J0 она увеличивается). Однако
3 "■	относительный импульс определяетсяРис. 4.12. Распространение струи в параметрами камеры сгорания и двига-
сносящем потоке	теля в целом и при оптимизации сме-153
шения существенно изменяться не может. Действительно, относительный
расход воздуха окисления (в долях от суммарного расхода), большая часть
которого поступает во вторичную зону горения, определяется коэффициен¬
тами избытка воздуха G вз г = а 3 г / а , а скорость потока через отверстия
с оп зависит от перепада давлений воздуха между кольцевым каналом и
жаровой трубой, который определяется относительной площадью всех от¬
верстий F 0 = F 0 / F к. С уменьшением F 0 перепад давлений увеличива¬
ется, скорость втекания струй повышается, относительный импульс J0
возрастает и глубина проникновения В увеличивается, но при этом увели¬
чивается гидравлическое сопротивление камеры сгорания, а следовательно,
потери полного давления в ней. Поэтому отношение F 0 изменяется в уз¬
ком диапазоне, а при оптимизации величин В и t его целесообразно при¬
нимать постоянным.Оптимизация смешения фактически выполняется за счет измене¬
ния относительного шага t при условии сохранения постоянной суммар¬
ной площади всех отверстий F 0, т.е. за счет изменения числа отверстий,
а следовательно, и их диаметра d 0. С увеличением шага между отвер¬
стиями уменьшается их число и увеличивается диаметр d0, повышается
пробивная способность струй и глубина их проникновения В. В первом
приближении можно сказать, что если струи проникают со стороны на¬
ружной и внутренней обечаек примерно до половины высоты жаровой
трубы В ~ 0,5, а относительный шаг отверстий t (по средней окружно¬
сти) также равен ~ 0,5, то струи "равномерно" растекаются по всей пло¬
щади сечения жаровой трубы и обеспечивается достаточно полное сме¬
шение воздуха с продуктами сгорания.Более точные оптимальные величины диаметра отверстий d0, их
число и расположение можно получить в результате гидравлического
расчета камеры сгорания, а окончательно их определяют по результатам
ее доводочных испытаний на автономных стендах и в составе двигателя.
Обычно для зоны горения принимают 0,3 < /<0,5. Если относительная
глубина проникновения В получается при этом меньше 0,4, то уменьша¬
ют суммарную площадь всех отверстий F 0 Снижение F 0 интенсифици¬
рует процесс смешения и позволяет при высокой полноте сгорания сни¬
зить длину жаровой трубы I.Длина жаровой трубы и камеры сгорания в целом уменьшается
главным образом за счет увеличения массы топлива, сгорающего в пер¬
вичной зоне горения, что в свою очередь стало возможным благодаря
повышению качества смеси в первичной зоне горения, интенсификации и
оптимизации всех процессов протекающих в камере сгорания, а также
путем применения многофорсуночных камер. На некоторых двигателях
четвертого поколения доля расхода топлива, сгорающего в этой зоне,154
достигла 70 %. При этом уменьшается длина зоны горения и разделение
ее на первичную и вторичную становится все более условным. Относи¬
тельная длина жаровой трубы на таких двигателях снизилась до уровня
/”=//йж = 2...2,5 [22,28].Состав продуктов сгорания. Поток горячего газа, вытекающий из
КС, представляет собой смесь продуктов сгорания и воздуха. Основную
долю в ней составляют: атмосферный азот N2 и кислород 02, продукты
полного окисления топлива С02 и Н20, промежуточные продукты типа
СН4, С2Н4, продукты неполного окисления СО, СН20 и диссоциации.
В малом количестве присутствуют окислы азота NOx и серы, цианистые
соединения, амины, альдегиды, а также сажа в виде частиц углерода, об¬
разующих дым, и большая гамма (в микроконцентрациях) полицикличе-
ских ароматических углеводородов, многие из которых токсичны, а неко¬
торые, в частности бенз(а)пирен (С20Н12) - канцерогенны.Вредные вещества в продуктах сгорания авиадвигателей называют
эмиссией. Эмиссия ряда компонентов контролируется и ограничивается
специальными нормами. Закономерности образования вредных веществ в
основных камерах сгорания ТРДД изложены в [34,42].4.3.4.	Формирование поля температуры газа на выходе из
камеры сгорания и охлаждение стенок жаровой трубыФормирование поля температуры газа в сечении Г. Как отмеча¬
лось, снижение неравномерности температурного поля в выходном сече¬
нии камеры сгорания — одна из главных задач организации рабочего
процесса. Большая неравномерность температурного поля может привес¬
ти к прогарам лопаток сопловых аппаратов турбины, потере прочности и
поломкам рабочих лопаток, к короблению корпусных деталей, растрес¬
киванию и прогару стенок жаровой трубы и прочим повреждениям (сни¬
жается также, как отмечалось, КПД турбины). Поэтому для обеспечения
надежной и эффективной работы камеры сгорания и двигателя в целом
неравномерность температурного поля ограничивается: максимальная
температура Т гтах не должна превышать среднемассовую более чем
на 10 ... 15 %. Задается также изменение температуры по высоте вы¬
ходного сечения {радиальная эпюра, см. разд. 4.5), а ее максимум должен
находиться несколько выше среднего радиуса лопатки турбины {при¬
мерно на 2/3 от высоты лопатки h л). Эта задача решается путем опти¬
мизации размещения и размеров отверстий в газосборнике жаровой тру¬
бы как для прохода воздуха смешения, так и воздуха, охлаждающего
стенки жаровой трубы.155
Изменение температуры Т*т по высоте жаровой трубы определяется
в значительной степени относительной глубиной проникновения струй
В = В/ кж (см. рис. 4.12), а ее изменение по окружности (окружная не¬
равномерность) зависит от относительного шага отверстий / = ///?ж.
Если величина В «0,5, то ось струи не достигает средней окружности
камеры сгорания и ядро продуктов сгорания затрагивается слабо. Если
относительный шаг t» 0,5, то поток продуктов сгорания может прохо¬
дить между струями практически не затронутым. В обоих случаях в тур¬
бину может поступать поток газа, температура которого близка к темпе¬
ратуре продуктов сгорания, либо требуется газосборник существенно
большей длины. Процесс смешения, следовательно, необходимо интен¬
сифицировать. Как и во вторичной зоне горения, это обеспечивается пу¬
тем выбора величин But, близких к их оптимальным значениям. Та¬
кая оптимизация позволяет снизить неравномерность температурного
поля и уменьшить длину газосборника.Подход к вопросу выбора относительного шага отверстий / и их
диаметра d 0 и обеспечения потребной глубины проникновения В, изло¬
женный в предыдущем разделе, одинаково относится как ко вторичной
зоне горения^ так и к зоне смешения. Обычно для зоны смешения прини¬
мают 0,4 < t < 0,6.Требуемое снижение температуры газа у корня рабочих лопаток
(обода дисков турбины) обеспечивается дополнительным последним ря¬
дом более мелких отверстий на внутренней стенке жаровой трубы.Поле температуры формируют по результатам доводочных испыта¬
ний камеры сгорания на автономных стендах и в составе двигателя.
С увеличением Т* величины а и а3 г сближаются, относительная доля
воздуха "смешения" уменьшается GCM = l-a3r/a- G охл и форми¬
рование температурного поля переносится в значительной степени в зону
горения.Охлаждение стенок жаровой трубы. Стенки жаровой трубы нагре¬
ваются главным образом вследствие лучистого подвода тепла, излучае¬
мого пламенем. С наружной стороны стенка жаровой трубы охлаждается
обтекающим ее "холодным" воздухом, который протекает по кольцевому
каналу между жаровой трубой и корпусом камеры сгорания.Ресурс и надежность камеры определяются уровнем и неравномер¬
ностью нагрева стенок жаровой трубы. Для удержания их температуры
Тст в заданных пределах охлаждающий воздух вводят внутрь жаровой
трубы так, чтобы он создавал защитный слой (рис. 4.13), что позволяет
практически полностью изолировать стенки жаровой трубы от контакта с
горячими газами. Процесс горения, таким образом, как бы "висит" в про¬
странстве, не касаясь стенок жаровой трубы.156
а)	в)Рис. 4.13. Способы охлаждения стенок жаровой трубыРасход охлаждающего воздуха постоянно увеличивался и на совре¬
менных двигателях достиг 25 ... 30 % и более (от суммарного расхода
воздуха через камеру сгорания), что связано со значительным ростом Т\,
а также с сокращением внутреннего объема рабочего пространства [22] и,
следовательно, с приближением стенок жаровой трубы к пламени.Дальнейшее повышение температуры газа перед турбиной и сниже¬
ние коэффициента избытка воздуха до величин, приближающихся к еди¬
нице, приводит к необходимости разработки новых способов защиты
жаровой трубы: ее внутренние поверхности покрывают, как правило, жа¬
ростойкими эмалями с низкой теплопроводностью, применяют конструк¬
ции с двойными стенками (рис. 4.13, б), а в последнее время - металлоке¬
рамику.4.4.	ОСОБЕННОСТИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
ФОРСАЖНЫХ КАМЕР СГОРАНИЯРассмотрим особенности рабочего процесса форсажных камер дви¬
гателей ТРДФ и ТРДДФсм, которые к настоящему времени получили
широкое распространение (гл.1). Сначала форсажные камеры ТРДФ
сравним с основными камерами, а затем рассмотрим некоторые особен¬
ности форсажных камер ТРДДФсм.Сравнение форсажных камер ТРДФ с основными камерами
сгорания. Типичная схема форсажной камеры ТРДФ показана на
рис. 4.14. Она существенно отличается от основной камеры сгорания:
форсажная камера не имеет жаровой трубы, разделенной на зоны горе¬
ния и смешения, ее габариты заметно больше, фронтовое устройство
заменено на V-образные стабилизаторы, по-другому подводится, рас¬
пределяется и распыливается топливо.Эти отличия являются следствием двух принципиальных особенно¬
стей форсажной камеры. Во-первых, она работает в условиях состава
смеси близкого к стехиометрическому, так как с целью получения мак¬
симальной тяги температура газа на выходе из форсажной камеры при¬
нимается близкой к ее максимально возможному значению (см. гл. 9).157
Рис. 4.14. Типичная схема организации горения топлива в форсажной камере:1 - диффузор; 2 - форкамера; 3 - топливные форсунки;4 - пламеперебрасывающий уголок; 5 - V-образный стабилизатор пламени;6 - корпус камеры; 7 - антивибрационный экран;8 - створки регулируемого соплаПоэтому в ней выгорает практически весь кислород, и нет необходимо¬
сти делить воздух на "воздух окисления и смешения". Не нужна, следова¬
тельно, и жаровая труба, разделенная на зоны горения и смешения. В та¬
ких условиях для обеспечения высокой полноты сгорания смесь должна
быть близка к однородной, а для достижения этого приходится увеличи¬
вать длину форсажной камеры. Во-вторых, форсажная камера, сгорания
располагается за турбиной и в нее поступает рабочее тело с существенно
отличающимися параметрами режима: температура и скорость потока
больше, чем на входе в основную камеру сгорания (Г* > ^ к > с т > с к), а
давление в несколько раз (примерно вп*Т раз) меньше (р \ « р J / п т).Существенно более низкое давление и еще более низкая плотность
рабочего тела на входе в форсажную камеру по сравнению с их значе¬
ниями в основной камере приводят к необходимости увеличения площа¬
ди ее поперечного сечения. Возрастают соответственно диаметральные
габариты форсажной камеры. Чтобы диаметральные габариты не выхо¬
дили за допустимые пределы, приходится принимать достаточно высо¬
кую скорость потока. А увеличение скорости потока ведет к увеличению
потерь полного давления. Особенно значительно увеличились бы потери
полного давления при применении фронтового устройства, аналогичного
фронтовому устройству основной камеры сгорания. С другой стороны,158
благодаря более высокой температуре газа на входе в форсажную камеру
облегчаются задачи испарения топлива и подготовки горючей смеси. От¬
падает необходимость разделения зоны горения на первичную и вторич¬
ную. Задача стабилизации пламени решается с помощью V-образного
стабилизатора и форкамеры, которая запускается от обычных воспламе¬
нителей и пламя от которой передается в зоны циркуляции (рис. 4.14).Наконец, смесь, близкую к однородной, нельзя получить только за
счет увеличения длины форсажной камеры. Возникает еще задача рав¬
номерного распределения топлива по большой площади поперечного се¬
чения камеры. Она решается с помощью нескольких рядов топливных
распылителей. В качестве распылителей зачастую применяются струй¬
ные форсунки.Особенности форсажных камер ТРДДФсм. Все особенности фор¬
сажных камер ТРДДФсм являются следствием того, что в них, кроме
газа из турбины, поступает воздух наружного контура.Температура воздуха примерно в полтора раза меньше температуры
газа за турбиной. Благодаря этому форсажная камера лучше охлаждается.
В результате наружные стенки ТРДДФсм относительно "холодные" по
сравнению со стенками ТРДФ, что является одним из важных преиму¬
ществ двухконтурного двигателя. Соответственно средняя температура
смеси потоков наружного и внутреннего контуров Гсм на входе в фор¬
сажную камеру ТРДДФсм меньше по сравнению с величиной Г* на
ТРДФ. А при одинаковой температуре газа на выходе из форсажной ка¬
меры степень подогрева рабочего тела Тф/ Т*см на ТРДДФсм больше.
Поэтому ТРДДФсм имеют несколько форсированных режимов (гл. 12),
отличающихся различной степенью подогрева Тф / Т*см. Другими слова¬
ми, форсажная камера ТРДДФсм многорежимная. Это также важное
преимущество ТРДДФсм как силовой установки многоцелевого лета¬
тельного аппарата. Тяга таких двигателей должна изменяться в широких
пределах.При одинаковой тяге на режиме полного форсажа расход топлива
через форсажную камеру ТРДДФсм больше, чем через форсажную каме¬
ру ТРДФ. И изменяется он в более широком диапазоне. Это ведет к ус¬
ложнению системы подачи и распределения топлива: форсажные каме¬
ры ТРДДФсм выполняют с большим числом топливных коллекторов
(7 ... 9) для га ступенчатого включения в работу.Потоки наружного и внутреннего контуров ТРДДФсм объединяются
обычно за турбиной с помощью смесителя, а далее поступают не в каме¬
ру смешения, как на ТРДД (гл.9), а в диффузор форсажной камеры сгора¬159
ния (см. рис. 1.12, гл.1). В форсажную камеру, следовательно, поступает
"полосатый" поток, в котором слои горячего газа перемежаются со слоя¬
ми относительно холодного воздуха. Чем больше степень двухконтурно-
сти, тем больше в форсажную камеру поступает "чистого" воздуха, выше
коэффициент избытка воздуха смеси а см в сечении X, т.е. больше кисло¬
рода в потоке рабочего тела на входе в форсажную камеру. Перечислен¬
ные особенности ТРДДФсм оказывают противоречивое влияние на рабо¬
чий процесс в форсажной камере. Путем усложнения камеры удается
организовать устойчивое, с высокой полнотой сгорание топлива.Форсажная камера ТРДДФсм через наружный контур связана с вен¬
тилятором. А изменение режима ее работы, в особенности включение и
выключение камеры, сопровождается изменением противодавления за
вентилятором и может оказать влияние на устойчивость его работы. За¬
дача обеспечения устойчивой работы вентилятора решается обычно пу¬
тем регулирования минимального сечения сопла.Запуск форсажной камеры и обеспечение устойчивого горения.
Запуск форсажных камер может осуществляться тремя способами: от
электросвечи зажигания, с помощью пламенного воспламенителя и путем
создания так называемой огневой дорожки.Первые два способа мало отличаются от способов запуска основных
камер сгорания. Огневая же дорожка представляет собой струю мелко¬
распыленного воспламенившегося топлива, которая может подаваться от
специальных форсунок из основной камеры сгорания или сразу за турбиной.В форсажных камерах может возникать вибрационное горе¬
ние - это горение с частотой пульсаций давления от 5 ... 50 Гц (низкие
частоты) до 400 ... 600 Гц (высокие частоты), с амплитудой колебаний
давления 10 ... 20 % и выше. Оно проявляется чаще всего на больших ре¬
жимах при малых давлениях газа в форсажной камере. Причинами возбуж¬
дения вибрационного горения могут быть периодические срывы пламени на
отдельных участках V-образных стабилизаторов, пульсации давления в топ¬
ливной системе, срывы вихрей в диффузоре форсажной камеры и т.п., нега¬
тивное влияние которых усиливается, если частота колебаний тепловыделе¬
ния близка или совпадает с собственными частотами колебаний газа в фор¬
сажной камере.Вибрационное горение недопустимо из-за опасности разрушения
форсажной камеры и двигателя. Его устраняют конструктивными меро¬
приятиями - путем эшелонирования и растягивания зоны горения за счет
продольного смещения стабилизаторов пламени, а также постановкой
перфорированных антивибрационных экранов.160
4.5. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КАМЕР СГОРАНИЯСогласно показателям качества работы камеры сгорания и основным
требованиям, предъявляемым к ней, различают характеристики ее эф¬
фективности, надежности и экологичности. Первыми называют зави¬
симости критериев эффективности (г| г, о кс) от параметров, определяю¬
щих режим работы. К характеристикам надежности камеры сгорания от¬
носятся ее срывные и пусковые характеристики, а также окружная и ра¬
диальная неравномерность температурного поля в выходном сечении.
Экологические характеристики камеры сгорания излагаются в [42].Указанные характеристики тесно связаны. Например, снижение эф¬
фективности работы камеры сгорания (уменьшение г| г) сопровождается
увеличением вредных выбросов и заканчивается срывом пламени. Сни¬
жение полноты сгорания свидетельствует об отклонении режима работы
от оптимального и накладывает свой отпечаток практически на все дру¬
гие характеристики камеры. С нее и начнем анализ характеристик камеры
сгорания. Подчеркнем, что приведенные здесь характеристики получают
в настоящее время для каждой конкретной конструкции, как правило,
экспериментально [2, 11, 27]. Современные математические модели пока
не обеспечивают требуемой точности их расчета.4.5.1.	Зависимость коэффициента полноты сгорания топлива
от параметров режимаВлияние состава тотивовоздушной смеси а на величину коэффициен¬
та г| г показано на рис. 4.15, из которого следует, что при Т*к= 900 К и
р * = 200 кПа практически максимальное значение г\ г обеспечивается в
широком диапазоне величин а, прилегающих к расчетному значению
ар = 3,5. В расчетных условиях (в качестве которых при проектированиикамеры сгорания принимают обычно
параметры крейсерского режима
длительной работы) в зоне горения
обеспечивается высокое качество
подготовки топливовоздушной смеси
и ее оптимальный состав азг^1?5. Благодаря этому процесс сгора¬
ния смеси практически полностью
завершается в этой зоне и обеспечи¬
вается высокий коэффициент полно¬
ты сгорания г| г = 0,98 ... 0,995.Пг
0,950,852 ар = 3,5 6 8 CLРис. 4.15. Зависимости т\ г от
состава смеси при Т*к = 900 (—)
и 700 К (---) up * = 200 кПа6 - 8305161
При значительном отклонении а от а р коэффициент г| г уменьшает¬
ся, особенно при а < 2 . При снижении коэффициента а (увеличении отно¬
сительного расхода топлива q т) смесь в зоне горения становится переобога-
щенной топливом - богатой (а зт< 1). Поэтому из-за недостатка кислоро¬
да она не может полностью сгореть в этой зоне и выносится в зону сме¬
шения. Там она охлаждается из-за интенсивного подвода воздуха "смеше¬
ния”, и горение становится невозможным вследствие резкого снижения тем¬
пературы. Происходит, как говорят специалисты, ’’замораживание" химиче¬
ских реакций и продуктов неполного сгорания. В результате величина ц г
снижается. Еще большее снижение а уменьшает температуру продуктов
сгорания в зоне обратных токов до такой степени, что часть топлива не
успевает испариться, условия воспламенения ухудшаются, фронт пламени
смещается по потоку к "корме" зоны обратных токов, и при некотором ми¬
нимальном коэффициенте a min происходит срыв пламени.При значительном увеличении коэффициента избытка воздуха
a>ctp (уменьшении qT) топливовоздушная смесь в зоне горения обед¬
няется (а З.Г» 1 ,5). Температура продуктов сгорания в этом случае, как и
в предыдущем, уменьшается согласно рис. 4.1. Вследствие этого снижа¬
ется скорость как химических реакций, так и процесса в целом. Смесь,
как и в предыдущем случае, не успевает прореагировать в зоне горения и
выносится в зону смешения, где еще более охлаждается, и горение пре¬
кращается. В результате полнота сгорания ухудшается - коэффициент rj г
снижается. Количество теплоты, которое подводится к смеси от зоны
обратных токов при достижении некоторого максимального значения
а щах, оказывается недостаточно для ее воспламенения. Происходит бед¬
ный срыв пламени.Зависимости коэффициента полноты сгорания от давления р *к, тем¬
пературы Т*к и скорости воздушного потока на входе в камеру сгорания
приведены на рис. 4.16. Из них следует, что полнота сгорания топлива
сохраняется постоянной только при р*к > 150 ... 200 кПа и Г* > 900 К.
При снижении этих величин ниже указанных значений полнота сгорания
ухудшается, что объясняется следующим.Давление р * непосредственно влияет на качество распыливания топ¬
лива, поскольку распыл зависит от сопротивления среды, в которую оно
впрыскивается. Распыливание ухудшается при снижении р *к еще и вслед¬
ствие соответствующего уменьшения расхода топлива (гл. 12) и, следова¬
тельно, давления его подачи, пропорционально которому изменяется ско¬
рость истечения из одноканальной форсунки (с постоянной площадью вы¬
ходного сечения). Задача увеличения скорости истечения и улучшения каче¬
ства распыла топлива частично решается путем применения двухканальной162
Лг0,9200 400 п* кПа	500 600 Т*, К	125 150 175ск,м/са)	0)	в)Рис. 4.16. Зависимости величины т\ г от давленияр * (а),
температуры Т*к (б) и скорости с к (в) воздушного потока
на входе в камеру сгоранияфорсунки: при малых GT один из каналов автоматически отключается,
площадь выходного сечения уменьшается, а скорость, соответственно,
увеличивается. Тем не менее качество распыла топлива при малых GT
всегда ухудшается.При снижении р*к ниже определенного значения средний диаметр
капель топлива возрастает до такой величины, что часть топлива не успе¬
вает испариться и сгореть. В результате температура газа в зоне горения
уменьшается.Кроме того, при снижении давления р *к уменьшаются скорости хи¬
мических реакций, которые снижаются также вследствие уменьшения
температуры в зоне горения. Наконец, вследствие снижения плотности
газа уменьшается число Рейнольдса, что ведет к снижению интенсивно¬
сти турбулентности, ухудшению процессов массотеплообмена в зоне го¬
рения.От величины давления р *, следовательно, зависит целый ряд факто¬
ров, влияющих на рабочий процесс в камере сгорания. И при /7к< (100 ...
150) кПа все они оказывают на этот процесс негативное влияние: коэф¬
фициент г| г уменьшается тем значительнее, чем ниже величина р*к
(см. рис. 4.16, а).С уменьшением р * снижается и количество тепла, которое передает¬
ся из зоны обратных токов свежей топливовоздушной смеси. В конечном
счете его оказывается недостаточно для ее воспламенения - происходит
срыв пламени.Температура Т\ оказывает непосредственное и наиболее сущест¬
венное влияние на скорости химических реакций сгорания топлива. При
снижении величины Т*к ухудшается, кроме того, процесс испарения топ¬
лива, а следовательно и качество топливовоздушной смеси. Поэтому чем
ниже температура 7^, тем все большая часть топлива не успевает сго¬(>*163
реть - полнота сгорания уменьшается, и все меньше тенла передается из
зоны обратных токов для воспламенения свежей смеси. Все это приводит
к тому, что при некоторой температуре T*Kmin происходит срыв пламени.С увеличением скорости потока воздуха на входе в камеру сгорания
ск повышается турбулентность потока, что оказывает положительное
влияние на распыливание топлива, его испарение и воспламенение, а
следовательно на интенсивность процесса сгорания и его полноту. Одно¬
временно уменьшается время пребывания топливовоздушной смеси в
зоне высоких температур, что оказывает негативное влияние на полноту
сгорания. Противоположное влияние двух факторов приводит к наличию
максимума коэффициента полноты сгорания по скорости потока: при
низких ск преобладающее влияние оказывает первый фактор, а при высо¬
ких- второй (рис. 4.16, в). Достижение скорости сктах, при которой вре¬
мя пребывания меньше времени сгорания, ведет к срыву пламени.В настоящее время разрабатываются обобщенные характеристики
камеры сгорания, в том числе обобщенные зависимости для коэффициен¬
та г| г [28, 35]. Их рассмотрение, однако, выходит за рамки ’’Основ
теории”.4.5.2.	Потери полного давления
в основной и форсажной камерах сгорания ГТДПотери полного давления в основной камере сгорания, как уже от¬
мечалось в разд. 4.1.2, оцениваются (4.5) с помощью коэффициента вос¬
становления полного давления о кс = р*/р*к = 1 - А р *кс/ р*к. Давление
снижается (р*к-р*) = А р*кс вследствие гидравлического сопротивления
камеры сгорания и тепловых потерь полного давления, обусловленных
подводом тепла.Гидравлические и тепловые потери целесообразно для простоты
рассматривать отдельно. Такой подход оправдывается тем, что большая
доля первых приходится на диффузор и фронтовое устройство, т.е. на
элементы, расположенные до зоны тепловыделения. Камера сгорания,
таким образом, условно представляется в виде двух последовательных
участков: "гидравлического" (от сечения К на выходе из компрессора до
сечения X на выходе из диффузора) и "теплового" (от сечения X до сече¬
ния Г на входе в турбину). Коэффициенты восстановления полного дав¬
ления на этих участках обозначим соответственно:су гидР=^х/р к = 1 -Л/Ч„др/р к;^ теп ~~ Р Г/Р х — 1 — теп ^Р х-164
Тогда® к.с ® гидр ® теп*(4.14)Гидравлические потери являются следствием вязкости газа и
гидравлического сопротивления камеры сгорания. Величина последне¬
го определяется сложностью движения воздуха и газа в проточной
части камеры, которое начинается с диффузорного канала и далее со¬
провождается внезапными расширениями потока, прохождением через
различные отверстия и завихрители, поворотами и разделениями по¬
тока, обтеканием элементов конструкции, таких, как топливные фор¬
сунки, пламеперебрасывающие патрубки, узлы крепления и т.д.Для выполненной камеры сгорания величина Д/чИдр определяется
путем холодной продувки камеры в процессе ее специальных испытаний
вне двигателя. По результатам испытания находится коэффициент гид¬
равлического сопротивления(4.15)который представляет собой величину потерь в долях от скоростного
напора на входе (в сечении К). Коэффициент £ характеризует особенности
конструкции камеры сгорания.Для вновь проектируемой камеры сгорания величина Др рИдр может
быть определена с достаточной точностью путем гидравлического расчета
всех элементов конструкции. По результатам такого расчета также опреде¬
ляется коэффициент приведенный к скоростному напору в сечении К. Од¬
нако во многих случаях величина £, принимается по прототипу как характе¬
ризующая конструкцию; тогда Ар гидр вычисляется по формуле (4.15).Если скоростной напор в сечении К выразить через приведенную
скорость потока X к и полное давление р * ,то получиметгидр=1-АРпГГр	(4Л6)г К	IV • iИз последнего соотношения следует, что величина стгидр при задан¬
ном постоянном значении коэффициента £ однозначно определяется
приведенной скоростью в сечении за компрессором X к (рис. 4.17). При
увеличении Хк от 0,25 до 0,35 потери полного давления повышаются вдвое
{от 3 до 6% при £ = 0,9). Примерно в таком диапазоне изменяются гид¬
равлические потери в основных камерах сгорания ГТД.Формула (4.16) справедлива и для форсажных камер. Различие толь¬
ко в том, что в качестве сечения на входе в диффузор форсажной камеры165
следует брать сечение Т (за турбиной)
в системе ТРДФ и сечение СМ (на вы¬
ходе из камеры смешения) в системе
ТРДДФсм. Величины X т и X см обычно
больше Хк. Коэффициент к замет¬
но меньше величины £. Однако приве¬
денная скорость оказывает преобла¬
дающее влияние и поэтому гидравли¬
ческие потери в форсажной камере на2	... 3% больше, чем в основной.Тепловые потери. При подводе
тепла к движущемуся потоку полное
давление газа уменьшается - имеют
место специфические потери, которые
называют тепловыми. Они являются
следствием автотурбулизации потока во фронте пламени (и далее по
течению) и увеличения вязкого трения газа, что приводит к повышению
затрат на преодоление сопротивления. Последнее связано также с
уменьшением плотности газа и соответствующим увеличением его ско¬
рости.Задача определения тепловых потерь решена в газовой динамике
для случая течения потока в цилиндрической трубе [1]. Форсажные ка¬
меры обычно выполняются цилиндрическими в отличие от основных
камер сгорания. Поэтому характеризующую тепловые потери величину
сутеп=/7ф//?х целесообразно определить именно для форсажной каме¬
ры как отношение давлений на выходе из цилиндрической части камеры
и на входе в нее (обозначение сечений см., например, на рисунках 1.11 и1.12, гл.1). При этом изменением свойств газа и его массы, а также гид¬
равлическими потерями между сечениями X и Ф пренебрегаем. При при¬
нятых допущениях величину атеп можно определить из условия сохра¬
нения массы и полного импульса потока в сечениях X и Ф. (Напомним,
что полным импульсом потока в данном сечении называют сумму дина¬
мического и статического импульсов Ф, = G , с, + р, F,.)Уравнение равенства полных импульсов Фф=Фх представим в
следующем виде:Рф^фД^ф) =Рх^х/(^х)>
k-1 —где/( X,) = ( X \+ 1) (1 - ^ X ])k 1 - газодинамическая функция.Рис. 4.17. Зависимости величины
а гидр от приведенной скорости
Л. к и коэффициента £
ОткудаtSL. =Жх1
' ‘ Д*Ф)’(4.17)Из (4.17) ) следует, что при заданной приведенной скорости в сечении X
величина отеп однозначно определяется значением приведенной скоро¬
сти на выходе из форсажной камеры и при ее увеличении снижается.
А значение Хф при тех же условиях определяется степенью подогрева
газа Тф/Тх. Это становится очевидным, если полный импульс выразить
через массу рабочего тела и удельный импульс [1] и уравнение равенства
полных импульсов представить в таком виде:Фтогда?кр.ф2(^ф) G х а кр.х Z ( ^ X ) >z(Xx)г(Хф)=л/Т'Ф1Т'Х(4.18)Здесь z (X,) = X, + 1 / X , - газодинамическая функция, которая называется
удельным импульсом.Величина а теп =/(ХхиТ*ф/ Тх) представлена на рис. 4.18. Из него
видно, что тепловые потери полного давления, как и гидравлические,
увеличиваются (<величина атеп снижается) с повышением Хх, и тем
значительнее, чем больше степень подогрева газа в форсажной камере.
Степень подогрева на режиме полного форсажа Тф/Тх = 2...2,5 (в от¬
дельных случаях может достигать и 3), а
приведенная скорость изменяется обычно
в пределах Хх = 0,18 ... 0,25. Поэтому на
современных форсажных камерах потери
полного давления, обусловленные подво¬
дом тепла, лежат в пределах 3 ... 6 %(а теп = 0,97 ... 0,94).Сделанные выводы о потерях полно¬
го давления в процессе подвода тепла
относятся и к основным камерам сгора¬
ния. Различие в том, что приведенная
скорость в начале жаровой трубы этих
камер заметно меньше, чем в форсажных
камерах. И поэтому потери давления в
них на 1 ... 2% меньше (атеп =0,99 ...0,97).Рис. 4.18. Зависимости
коэффициента а теп отвеличин Гф/ГхИ^х167
Суммарные потери полного давления в основных и форсажных
камерах сгорания ГТД. На основании вышеизложенного можно заклю¬
чить, что коэффициент восстановления полного давления основных ка-
мер сгорания большинства современных ГТД должен находиться в пре¬
делах о к с = 0,94 ... 0,96.В гл. 10 показано, что с увеличением режима работы двигателя и соот¬
ветственно степени подогрева газа Т*/Т*к приведенная скорость за ком¬
прессором снижается и два фактора (Т*/Т*ки\к) оказывают на коэффи¬
циент ок с противоположное влияние. Поэтому величина ок с в типич¬
ных условиях работы газотурбинного двигателя большой и средней раз¬
мерности изменяется несущественно и при расчете высотно-скоростных ха¬
рактеристик принимается обычно постоянной (в математических моделях
первого уровня).Двигатели с форсажными камерами, как показано в гл. 14, регулиру¬
ются в большинстве случаев таким образом (путем изменения площади
критического сечения сопла), что с изменением степени подогрева Тф/ Т*х
приведенная скорость на входе в камеру сгорания сохраняется неизменной.
Поэтому при расчете характеристик таких двигателей обычно принимают
а гидр = const, а величину а теп рассчитывают по формулам 4.17 и 4.18,
как указано выше.4.5.3.	Срывные характеристикиВ разд. 4.5.1 показано, что существенное отклонение коэффициента
избытка воздуха от расчетного значения ведет к значительному сниже¬
нию полноты сгорания и заканчивается срывом пламени как при высоких
а (а шах ~ бедный срыв ), так и при низких а (а min - богатый срыв). Зна¬
чительное снижение давления р J (увеличение высоты полета), темпера¬
туры Т к или увеличение (уменьшение) скорости ск на входе в камеру
сгорания, сопровождающиеся соответствующим снижением коэффици¬
ента г| г, также заканчиваются срывом пламени. Из проведенного анализа
следует вполне очевидный вывод: интенсивное, с высокой полнотой,
сгорание топлива является одновременно и устойчивым, а плохое, непол¬
ное сгорание (г| г < 0,7 ... 0,75) ведет к срыву пламени. Проведенный ана¬
лиз влияния параметров режима на полноту сгорания топлива является в
определенной степени и анализом срывных характеристик ка¬
меры сгорания.Влияние параметров режима на диапазон устойчивой работы мо¬
дельной камеры сгорания, работающей ца предварительно подготовлен¬
ной (гомогенной) однородной смеси, показано на рис. 4.19 [2].168
Рис. 4.19. Срывиые характери¬
стики модели камеры сгорания,
работающей на гомогенной смеси:1-р'к=\00 кПа, Г; = 473 К;2	- р к= 100 кПа, ГФК = 305 К;3	- р к= 33,7 кПа, Т\ = 305 К;	богатый срыв;	бедный срывРис. 4.20. Влияние насрывные
характеристики камер сгорания
ГТД (a max) свойств смеси:1 - гомогенная однородная;2 - двухфазная; 3 - гомогенная
неоднороднаяСрывные характеристики параметрами режима определяется неод¬
нозначно. Не в меньшей степени они зависят от свойств топливовоздуш¬
ной смеси, в том числе от степени ее неоднородности по местным а, и
от наличия в ней капель и их размеров. Как следует из рис. 4.20, переход
от однородной гомогенной смеси 1 к умеренно неоднородной 3, а также к
гетерогенной смеси 2 приводит к весьма значительному расширению
диапазона устойчивой работы. Это объясняется наличием в неоднород¬
ной смеси большого числа местных околостехиометрических очагов
пламени, а также, как уже отмечалось, горением топливных паров вблизи
капель в двухфазной смеси. Температура продуктов сгорания в таких
очагах пламени выше, что интенсифицирует все процессы в камере сго¬
рания и приводит к увеличению скорости турбулентного распростране¬
ния пламени. (Сужение диапазона устойчивого горения двухфазной сме¬
си при низких с к связано с ухудшением качества распыливания.)Подчеркнем, что срыв пламени происходит на таком режиме ра¬
боты камеры сгорания (при таком сочетании параметров режимаа,	р к, Т J, с к), когда свежая топливовоздушная смесь, образующаяся в
слое смешения над зоной обратных токов, не успевает прогреться до
температуры самовоспламенения, т.е. количество тепла, которое посту¬
пает из зоны обратных токов Q 2 0 Т, оказывается меньше тепла Q потр,
потребного для нагрева и воспламенения топливовоздушной смеси. На¬
пример, при снижении а,р*к или Т \ величины Q з от и Q потр изменяются в169
противоположные стороны: Q зот уменьшается вследствие снижения
температуры газа в зоне обратных токов, a Q потр увеличивается из-за
снижения качества смеси. Разность (£?3.о.т-£?потр) уменьшается, топли¬
вовоздушная смесь прогревается дольше, фронт пламени смещается по
потоку к ’’кормовой” части зоны обратных токов. Равенство
Q з.о.т = Q потр характеризует работу камеры сгорания на границе срыва,
а при Q з 0 т < Q П01р происходит срыв пламени.Итак, чем больше разность (Q3 0 T-QП0Т), тем устойчивее процесс
горения: быстрее прогревается топливовоздушная смесь, фронт пламени
распологается ближе к форсункам. Диапазон устойчивой работы камеры
сгорания можно расширить путем увеличения при прочих равных усло¬
виях количества тепла Q 3 0 т, поступающего из зоны обратных токов к
свежим порциям топливовоздушной смеси. Величина Q3 0 т зависит от
размеров зоны циркуляции и от интенсивности процессов перемешива¬
ния, которые определяются конструкцией фронтового устройства, в
частности размерами лопаточных завихрителей и распределением рас¬
хода воздуха по длине камеры сгорания, а также от оптимального рас¬
пределения расхода топлива над зоной обратных токов. Поэтому специ¬
фика камеры сгорания отражается в ее срывной характеристике.Заметим в заключение, что по мере развития двигателей диапазон ус¬
тойчивой работы камеры сгорания уменьшается вследствие снижения гра¬
ницы бедного срыва пламени. Коэффициент a max снизился от 50 ... 100 на
двигателях второго-третьего поколений до уровня - 10 ... 20 на современ¬
ных высокотемпературных двигателях [21, 42]. Снижение атах является
следствием двух основных тенденций: увеличения температуры Т\ (сни¬
жение а) и увеличения доли топлива, сжигаемого в первичной зоне горе¬
ния. Поскольку смесь в первичной зоне богатая то увеличение доли сжи¬
гаемого топлива возможно только за счет увеличения расхода воздуха
через эту зону, т.е. забеднения смеси (увеличение а 3 г п). Величинами а
и а з.г.п* как отмечалось в разд. 4.3.3, практически однозначно определя¬
ется относительный расход воздуха в первичной зоне горе¬
ния G въ г п =а з г п / а, который, следовательно, увеличивается от по¬
коления к поколению. С другой стороны, для выполненной камеры сго¬
рания относительный расход G вз г п сохраняется примерно постоянным
на всех режимах работы, в том числе на границе бедного срыва. Тогда
можно записать
Величина аз.г.п шахзависит в общем случае от свойств смеси. Однакопри прочих равных условиях ее допустимо считать примерно постоянной и,
следовательно, коэффициент атах изменяется обратно пропорциональноЕго снижение, таким образом, обусловленоосновными тенденциями авиационного двигателестроения.Пусковые характеристики камеры сгорания изложены в [42].4.5.4.	Неравномерность температурного поляПоле температур газа в выходном сечении камеры сгорания опреде¬
ляется по результатам ее специальных испытаний с помощью устанавли¬
ваемой на выходе поворотной гребенки, по высоте которой расположены
5 ... 7 термопар. В процессе испытаний гребенка поворачивается в ок¬
ружном направлении с шагом 3 ... 4°, обеспечивая замер температуры в
четырехстах ... восьмистах точках сечения Г.Замеренные каждой тер- *1 Г/140012001000800Рис. 4.21. Окружная неравномерность
температурного поля на среднем радиусе
выходного сечения камеры сгораниямопарой величины Т Г, стро¬
ятся в виде развертки по
оси абсцисс (рис. 4.21) и
определяются максималь¬
ная Т max i > минимальная
T'min i И средняя Т’ср, тем-
пературы_на этом радиусе
(высоте А,). Вычисляется
их отличие от среднемассо¬
вой температуры в долях от подогрева газа (Гр-Г^в камере сгорания
® шах / > ® mini > ® ср/ (4.7). Величины 0 , строят по высоте h выходного
сечения камеры (лопатки турбины) и получают, таким образом, характе¬
ристику радиальной неравномерности температурного поля (рис. 4.22).Из рис. 4.21 видно, что максимальная температура газа Г*тах на
среднем радиусе на -200 ... 250 К выше ее среднего значения на данном
радиусе. С учетом такого превышения
рассчитываются на прочность сопловые
лопатки турбины, так как на каждую та¬
кую лопатку воздействует не среднемас¬
совая, а действительная температура газа в
данной точке пространства. Рабочая лопатка -о, 4 -0,2 о 0,2 ©
турбины воспринимает на данном радиусе Рис. 4.22. Изменение величин
среднюю температуру и рассчитывается с 0. по высоте выходного
учетом ее радиального изменения.	сечения камеры171
Из представленных рисунков видно: температурное поле весьма
неравномерное, что является прежде всего следствием дискретного
подвода в камеру сгорания как топлива, так и воздуха. Поэтому нерав¬
номерность поля зависит, во-первых, от типа камеры сгорания (трубчатая,
трубчато-кольцевая, кольцевая) и числа форсунок. Кольцевые многофорсу¬
ночные камеры сгорания имеют существенно более равномерное поле, в чем
их главное преимущество [И].Во-вторых, неравномерность поля является следствием незавершен¬
ности процессов смешения продуктов сгорания с воздухом и зависит по¬
этому от степени раскрытия камеры сгорания F0/FK, которой называют
отношение суммарной площади отверстий в жаровой трубе к площади
сечения на входе в камеру. Уменьшение величины F0/Fк ведет к уве¬
личению скорости струй воздуха, втекающего в жаровую трубу через
крупные отверстия в ее стенках, увеличению их проникающей способно¬
сти, повышению интенсивности смешения продуктов сгорания с воздухом,
а следовательно к снижению неравномерности температурного поля(рис. 4.23). При этом, однако, уве¬
личиваются гидравлические поте¬
ри, т. е. более равномерное поле
температур достигается при
прочих равных условиях ценой
снижения коэффициента восста¬
новления давления а к с.Кроме того, неравномерность
температурного поля часто имеет
локальное происхождение, свя¬
занное с отрывами воздушного
потока в диффузоре камеры сго¬
рания и при обтекании лобовой
части жаровой трубы, с неточно¬
стями в установке форсунок и их
неидентичностью, неудачным
сочетанием числа форсунок с
числом крупных отверстий в жа¬
ровой трубе. Выявлению и анали¬
зу причин происхождения нерав¬
номерности может помочь поле
температур, построенное в виде
Рис. 4.24. Поле температур на выходе некоторой топографической кар-
из камеры сгорания Грср:	ты с нанесенными изолиниями1 - 1495; 2- 1390К; 3- 1295; 4- 1200 К температур Г*;— const (рис. 4.24).1,5 2,0 FJFKРис. 4.23. Зависимость
максимальной неравномерности
температурного поля от
степени раскрытия F 0 / F к172
Оно дает наглядное представление о местах расположения и размерах
"горячих пятен", позволяет лучше понять причины их возникновения и
наметить пути к устранению.Таким образом, картина неравномерности температурного поля не¬
обходима как для оценки прочности и повышения надежности турбины и
самой камеры сгорания, так и для анализа и улучшения внутрикамерных
процессов с целью повышения эффективности камеры и улучшения ее
экологических характеристик.Резюме
(по теме "Камеры сгорания")1.	В качестве топлива воздушно-реактивных двигателей преимуще¬
ственное распространение получил керосин - углеводородное топливо
нефтяного происхождения (С ~ 85 %; 15 %). Он характеризуется
высокими значениями низшей удельной теплоты сгорания
Ни~42900 кДж/кг и плотности рт ~800 кг/м3 и в наибольшей степени
удовлетворяет другим технико-экономическим и экологическим требо¬
ваниям.2.	Коэффициент избытка воздуха ос (которым называют отноше¬
ние расхода воздуха, действительно проходящего через камеру сгорания,
к расходу, теоретически необходимому для полного сгорания подаваемо¬
го топлива) и параметры рабочего тела на входе в камеру сгорания
(температура Г*, давление р\и скорость потока с к) являются основ¬
ными параметрами, определяющими режим работы. Величинами а и Т\
практически однозначно определяется температура газа перед турби¬
ной Т г, которая характеризует режим работы как камеры сгорания,
так и двигателя в целом.3.	Качество работы камеры сгорания оценивается по показа¬
телям эффективности (коэффициентам полноты сгорания топлива
Лг = Q \ !ЯтНи и восстановления полного давления сткс = р\/р к), диапа¬
зону устойчивой работы (разности между максимальным а тах и мини¬
мальным a min значениями коэффициентов избытка воздуха при различ¬
ных параметрах режима), неравномерности температурного поля в вы¬
ходном сечении и экологичности (содержании вредных веществ в про¬
дуктах сгорания).4.	Относительный расход топлива qT (отношение расхода топлива
к расходу воздуха, проходящего через камеру сгорания), который одно¬
значно определяется коэффициентом избытка воздуха (qT = \ / aL0) и
широко используется в термогазодинамических расчетах, пропорциона¬
лен разности температур Г *-7^, т.е. теплоподводу, и обратно про¬173
порционален произведению удельной теплоты сгорания и коэффициента
полноты сгорания топлива Ниг\ г. Величина qT, а следовательно и а, в
различных условиях эксплуатации задаются режимом работы двигателя
и внешними условиями.5.	Величина максимальной (с термодинамической точки зрения)
температуры газа перед турбиной (а = 1) определяется главным обра¬
зом полной температурой воздушного потока перед камерой сгорания и
отношением теплоты сгорания топлива к произведению стехиометри-
ческого коэффициента и удельной теплоемкости рабочего тела
Hu/(L0cp кс)- Для современных углеводородных топлив величина Г*тах
достигает примерно 2700 К (при Т*к~ 900 К).6.	Топливовоздушная смесь в зоне горения камеры весьма неодинако¬
ва - изменяется от гомогенной однородной (с местным коэффициентом
избытка воздуха азг/~ 1) до двухфазной (с наличием испаряющихся ка¬
пель топлива) неоднородной (а 3 r ~ var). Она воспламеняется и сгорает
только в определенных достаточно узких концентрационных пределах:
гомогенная однородная при а зг0,6 ... 1,7; двухфазная неоднородная -
npua3ri~~0,4 ... 2,7.7.	Нормальная скорость горения (которой называют скорость рас¬
пространения фронта пламени в ламинарном потоке гомогенной топли¬
вовоздушной смеси) равна и 0,5 ... 2 м/с, что примерно на два порядка
меньше скорости движения воздушного потока на входе в камеру сго¬
рания (за компрессором). Скорость распространения пламени в турбу¬
лентном потоке определяется главным образом параметрами турбу¬
лентных пульсаций и примерно на порядок больше нормальной скорости
горения.8.	Принципиальная схема организации рабочего процесса камеры
сгорания определяется необходимостью решения шести основных задач:
сближения скоростей распространения пламени и движения потока;
согласования коэффициентов избытка воздуха (заданного значения а и
потребного в зоне горения ос3 г); подготовки горючей смеси нужного
состава и газодинамической структуры; воспламенения топлива и ста¬
билизации пламени; формирования температурного поля на выходе из
камеры сгорания; охлаждения стенок жаровой трубы. Они решаются с
помощью соответственно: диффузора на входе, предназначенного для
снижения скорости потока; жаровой трубы, разделенной на зоны горе¬
ния и смешения; фронтового устройства, системы подачи топлива,
форсунок и зоны обратных токов, с помощью которых топливо распы-
ливается, испаряется и перемешивается с воздухом, воспламеняется и174
поддерживается постоянный очаг пламени; газосборника на выходе из
жаровой трубы, в котором снижается температура продуктов сгора¬
ния до заданного уровня и обеспечивается приемлемая неравномерность
температурного поля на выходе; заградительной пелены из охлаждаю¬
щего воздуха, обтекающего стенки жаровой трубы.9.	Подача топлива в камеру сгорания, его распыливание и начальное
смесеобразование выполняются с помощью форсунок. Наибольшее рас¬
пространение получили пневмомеханические форсунки с центробежны¬
ми распылителями и пневматические с предварительным образованием
топливной пленки, обеспечивающие средний диаметр топливных капель
при распыле 25 ... 100 мкн.10.	При обтекании потоком V-образного стабилизатора за ним
возникают разрежение и, соответственно, зона обратного тока, суще¬
ственно изменяется макроструктура потока и повышается его турбу-
лизация. Наличие зоны обратных токов является главным условием ста¬
билизации пламени. В основных камерах сгорания зона обратного тока,
необходимая для стабилизации пламени, образуется чаще всего закру¬
ченными струями воздуха, вытекающими из лопаточных завихрителей,
расположенных соосно с топливными форсунками.11.	Зона горения делится на первичную, которая служит для запус¬
ка камеры сгорания, подготовки горючей смеси, газодинамической ста¬
билизации фронта пламени и формирования его пространственной
структуры (в ней сгорает ~40 ... 70% топлива), и вторичную, которая
служит для доокисления и эффективного сжигания топлива путем на¬
сыщения его кислородом вторичного воздуха.12.	С целью повышения эффективности работы камеры сгорания и
снижения ее габаритных размеров оптимизируется газодинамическая
структура потока горючей смеси и потока рабочего тела в целом. Ра¬
бочий процесс оптимизируется и интенсифицируется путем совершен¬
ствования конструкции фронтового устройства и форсунок с лопаточ¬
ными завихрителями, а также путем оптимизации подвода воздуха в
зону горения и смешения (выбор диаметров крупных отверстий, их числа
и расположения). Интенсивность протекания процессов в камере сгора¬
ния характеризуется временем пребывания рабочего тела в ней, которое
обычно менее одной сотой доли секунды.13.	Конструктивные, весьма заметные отличия форсажных камер
сгорания от основных (отсутствие жаровой трубы, большие габариты,
V-образные стабилизаторы в качестве фронтового устройства и др.)
являются следствием их различия по величинам параметров режима:
коэффициент избытка воздуха в форсажной камере существенно мень¬
ше и близок к единице (смесь околостехиометрическая), скорость потока175
на входе и его температура больше, а давление газа и его плотность в
несколько раз меньше по сравнению с их значениями на входе в основную
камеру сгорания. Форсажные камеры сгорания ТРДДФсм, в отличие от
камер ТРДФ, имеют более широкий диапазон режимов работы и в целом
более сложные, что является следствием их многорежимности и по¬
ступления в них не только горячего газа из турбины, но и "холодного"
воздуха из наружного контура.14.	Характеристиками эффективности работы камеры сгорания
называют зависимости коэффициентов г\ Г и о к с от параметров ре¬
жима. Величина rj г на расчетном режиме достигает 0,99 ... 0,995 и из¬
меняется несущественно при изменении а в диапазоне, соответствую¬
щем работе двигателя на основных режимах в заданных условиях поле¬
та. При значительном отклонении коэффициента а от расчетного зна¬
чения, а также при уменьшении давления р*ки температуры Т\ рабоче¬
го тела ниже соответственно значений ~ 150 кПа и 700 ... 800 К или
увеличении (уменьшении) скорости потока ск относительно оптималь¬
ного значения полнота сгорания снижается вплоть до наступления сры¬
ва пламени.15.	С помощью коэффициента восстановления полного давления
учитываются потери полного давления, обусловленные гидравлическим
сопротивлением и подводом тепла о к с (а ф к) = а гидр а теп. Он зависит
от приведенной скорости на входе в камеру, коэффициента гидрав¬
лического сопротивления £, и степени подогрева рабочего тела и
с их увеличением снижается. Для современных камер сгорания
а кс~ 0,94 ... 0,96, а фк~ 0,9 ... 0,94.16.	Зависимости максимального атах (бедный срыв пламени) и ми¬
нимального amin (богатый срыв) коэффициентов избытка воздуха от
параметров режима и от свойств смеси называют срывными характе¬
ристиками камеры сгорания. Величина атах , в значительной степени
определяющая диапазон устойчивой работы камеры сгорания, снизилась
от 50 ... 100 на двигателях 2-3 поколений до 10 ... 20 на современных
двигателях, что объясняется увеличением температуры газа перед тур¬
биной (снижением а), повышением однородности смеси в первичной зоне
горения и ее забеднением (увеличением азгп). Значительное снижение
давления р\, температуры Т\ или увеличение (уменьшение) скорости
потока с к на входе, сопровождающееся соответствующим снижением
полноты сгорания, ведет к уменьшению диапазона устойчивой работы
(снижению а тах и увеличению a mjn) и заканчивается срывом пламени.176
17.	Температурное поле в выходном сечении камеры сгорания весьма
неравномерно, что является следствием дискретного ввода топлива и
воздуха внутрь жаровой трубы и влиянием целого ряда других факторов.
Неравномерность поля температур оказывает существенное влияние на
прочность и надежность конструкции и поэтому ограничивается как по
величине (7\тах не должна превышать Тг более чем на 10 ... 15 %), так
и по форме изменения температуры Т* по высоте лопатки турбины hn.Контрольные вопросы1.	Охарактеризуйте топлива авиационных ГТД и предъявляемые к ним тре¬
бования. Приведите величины И и, L о, рт •2.	Назовите параметры режима работы камеры сгорания. Что представляет
собой коэффициент избытка воздуха и как он связан с относительным расходом
топлива?3.	Перечислите и охарактеризуйте показатели качества работы камеры сго¬
рания и требования, предъявляемые к ней.4.	Какими параметрами определяется относительный расход топлива (выве¬
дите формулу для определения q т)?5.	От чего зависит и чему равна максимально возможная температура газа
перед турбиной (выведите формулу для ее определения)?6.	По каким признакам различают топливовоздушные смеси? Охарактери¬
зуйте их. Перечислите формы и режимы горения.7.	Что представляет собой и чему равна нормальная скорость распростране¬
ния пламени ин ? От каких факторов она зависит? Сформулируйте закон Ми-
хельсона.8.	Охарактеризуйте горение в турбулентном потоке. Чему равна скорость
распространения фронта пламени и н в турбулентном потоке и от каких факторов
она зависит? Как ее можно определить?9.	Перечислите задачи, которые возникают при решении проблемы сжига¬
ния топлива и подвода тепла к рабочему телу в камере сгорания. Чему равны
скорости распространения фронта пламени и движения потока воздуха на входе в
камеру с к и как они согласовываются?10.	Почему возникает задача согласования заданного для камеры сгорания и
потребного в зоне горения коэффициентов избытка воздуха и как она решается?11.	В связи с чем возникает и как решается задача стабилизации пламени?12.	Почему возникает и как решается задача подготовки горючей смеси
нужного состава и газодинамической структуры?13.	Почему возникают и как решаются задачи снижения неравномерности темпе¬
ратурного поля в выходном сечении камеры сгорания и охлаждения стенок жаровой
трубы?14.	Изобразите принципиальную схему камеры сгорания. Кратко обоснуйте ее.15.	Какие схемы камер сгорания Вы знаете? Изобразите их.16.	Изобразите схему и опишите принцип действия центробежной форсунки.17.	Какие типы форсунок Вы знаете? Чем они отличаются друг от друга?
Опишите принцип их действия.177
18.	Что представляют собой зона обратных токов и зона циркуляции? Как
их получают и для чего? Изобразите их.19.	Что представляет собой и от чего зависит газодинамическая структура
потока горючей смеси в первичной зоне горения? Изобразите ее.20.	Изобразите схему и опишите процесс запуска камеры сгорания.21.	Почему возникает необходимость формирования в жаровой трубе двух
зон горения? Какие задачи решаются путем формирования первичной зоны горе¬
ния?22.	Какие задачи решаются путем формирования вторичной зоны горения?23.	В каком месте жаровой трубы расположен фронт пламени? Изобразите
его на схеме. Как обеспечивается стабилизация пламени в условиях высокой
средней скорости потока, проходящего через камеру сгорания?24.	Какие задачи решаются путем смешения продуктов сгорания с "возду¬
хом смешения"?25.	Для чего и как интенсифицируется рабочий процесс в камере сгорания?
Чем оценивается интенсивность внутрикамерных процессов и как? Чему равно
время пребывания т пр?26.	Перечислите и обоснуйте особенности форсажных камер сгорания по
сравнению с основными камерами.27.	Опишите особенности форсажных камер ТРДДФсм по сравнению с ка¬
мерами ТРДФ и объясните их.28.	Какие характеристики камер сгорания вы знаете? Проанализируйте
влияние состава смеси на величину коэффициента г| г.29.	Изобразите и проанализируйте зависимости коэффициента г| г от давления
* *р к, температуры Т к и скорости потока с к на входе в камеру сгорания.30.	От каких параметров и как зависят коэффициенты восстановления дав¬
ления с к с и ст ф к ? Чему равны эти величины?31 Что представляет собой коэффициент агидр? От каких факторов и как
он зависит (выведите формулу для него)?32.	Что представляет собой коэффициент сгтеп? Выведите формулы для
расчета а теп и изобразите результаты такого расчета.33.	Изобразите срывные характеристики камеры и проанализируйте их.34.	Изобразите, проанализируйте и обоснуйте температурное поле газа на
выходе из камеры сгорания. Каким требованиям оно должно удовлетворять?35.	Сформулируйте основные выводы (резюме) по теме "Камеры сгорания".Задачи1.	Определить расход топлива (керосина) через камеру сгорания, если из¬
вестны расход воздуха через нее G в к с = 50 кг/с и коэффициент избытка воздуха
а = 2,5.2.	Определить часовой расход топлива (керосина) через двигатель, если известны
расход воздуха через камеру сгорания G в к с = 100 кг/с, тепло, подведенное к 1 кг
воздуха Q j = 700 кДж/кг, и полнота сгорания топлива х\г = 0,99.178
3.	Определить относительный расход топлива (керосина) в САУ на земле при
М п = 0, если известны работа компрессора L к = 450 кДж/кг, температура газа перед
турбиной Т*=\ 500 К и полнота сгорания rj г = 0,99. Условную теплоемкость рабочего
тела в камере сгорания принять с ркс = 1210 Дж/(кг-К).4.	Определить полную температуру газа перед турбиной, если полная тем¬
пература воздуха за компрессором, полнота сгорания топлива, расход топлива
(керосина) и воздуха через камеру сгорания равны соответственно: Гк=750К,
г| г= 0,99, G т= 8100 кг/ч, G в = 125 кг/с. Условную теплоемкость рабочего тела в
камере сгорания принять с р к & = 1210Дж/(кг-К).5.	Определить полную температуру газа перед турбиной, если известны темпера¬
тура наружного воздуха Тн = 2\6 К, скорость полета Vп =3000 км/ч, работа ком¬
прессора L к = 500 кДж/кг, полнота сгорания топлива (керосина) rj г = 0,99 и коэффи¬
циент избытка воздуха а = 2,2. Принять с ркс = 1210 Дж/(кг*К).6.	Определить скорость распространения фронта пламени, если он наклонен
к оси под углом 30° а углеводородная смесь с давлением р = 104 кПа и темпера¬
турой Т = 500 К сгорает в цилиндрической трубе диаметром 300 мм. Расход сме¬
си 100 кг/с, газовая постоянная R г = 287,5 ДЖ/(кг-К).7.	На сколько процентов снижается давление в цилиндрической форсажной
камере вследствие подвода тепла, если приведенная скорость на входе в камеру
равна X х= 0,25, а степень подогрева Т ф / Тх = 2? Гидравлическими потерями
пренебречь.8.	Определить коэффициент восстановления давления в форсажной камере
ТРДФ, если приведенная скорость за турбиной X т = 0,4, коэффициент гидравли¬
ческого сопротивления в диффузоре £ д = 0,3, степень раскрытия диффузора
Fx/ Fт = 1,7, а степень подогрева газа в цилиндрической части форсажной каме¬
ры Т ф/ Т\ = 2. Гидравлическими потерями в цилиндрической части форсажной
камеры пренебречь.9.	Форсажная камера в виде цилиндрической трубы подвешена под летательный
аппарат и перемещается со скоростью 2500 км/ч в САУ на высоте Я = 11 км. Опреде¬
лить полное давление газа на выходе из трубы, если степень подогрева в ней
Т ф / Т н = 5. Гидравлическими потерями пренебречь.10* Определить коэффициент восстановления давления в цилиндрической
трубе (коэффициент гидравлического сопротивления £ = 0,1) диаметром 1 м и
расход воздуха через нее, если трубу перемещают со скоростью 900 км/ч на вы¬
соте 11 км в САУ.*11	. Определить расход воздуха через форсажную камеру, которая выпол¬
нена в виде цилиндрической трубы диаметром 1 м, подвешена под летательный
аппарат и перемещается со скоростью 950 км/ч в САУ на высоте 11 км. Степень
подогрева газа в трубе 7,ф/7,т = 2. Г идравлическими потерями пренебречь.* Задачи повышенной сложности.
ЧАСТЬ IIОСНОВНЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ
РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ТРД, ТРДД, ТВДВторая часть учебника посвящена анализу рабочего процесса трех
основных типов ГТД: ТРД, ТВ(В)Д (ТВаД) и ТРДД без смешения пото¬
ков, которые работают по циклу с подводом тепла при р = const и рабо¬
чий процесс которых наиболее просто описывается "методом работы
цикла" [31].Газотурбинные двигатели как силовые установки летательных аппа¬
ратов служат для преобразования тепловой энергии топлива в полезную
работу передвижения. Этот процесс рассматривается в два этапа. Вначале
анализируется преобразование тепловой энергии в механическую, т.е.
двигатель рассматривается как тепловая машина (гл. 5), затем - преобра¬
зование механической энергии в полезную работу передвижения лета¬
тельного аппарата, т.е. двигатель рассматривается как движитель (гл. 6).
В гл. 7 введены общие критерии эффективности двигателя, анализирует¬
ся зависимость удельной тяги и этих критериев от параметров рабочего
процесса, внешних условий и других факторов.В этой части курса, как и в гл. 1, рабочий процесс анализируется при
следующих допущениях: пренебрегаем изменением массы рабочего тела
в проточной части двигателя и механическими потерями в трансмиссии;
свойства рабочего тела предполагаются неизменными.ГЛАВА 5ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
КАК ТЕПЛОВАЯ МАШИНАВ данной главе рассмотрен цикл с подводом тепла при р = const,
по которому работают ТРД, ТВ(В)Д (ТВаД) и внутренний контур
ТРДД и которые для краткости именуются далее "основным контуром
ГТД". Введены критерии эффективности ГТД как тепловой машины и
проанализирована их зависимость от параметров цикла.
5.1.	ДИАГРАММА i-S РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
ОСНОВНОГО КОНТУРА ГТДРабочий процесс ГТД наглядно иллюстрирует i-s диаграмма. Если
на ней провести линии р = const, Т= const (/ = const) по значениям давле¬
ния и температуры рабочего тела в характерных сечениях основного кон¬
тура двигателя (см. рис. 1.1), то на пересечении получим точки, характе¬
ризующие состояние рабочего тела в этих сечениях. Соединив эти точки
линиями, получим изображение цикла ГТД (контур Н-В-К-Г-Т-С-Н,
рис. 5.1), который состоит из следующих процессов: Н-В - динамическое
сжатие воздуха в воздухозаборнике за счет скоростного напора набегающего
потока (этот процесс совершается частично перед воздухозаборником); В-К -
механическое сжатие рабочего тела в компрессоре; К-Г - подвод тепла к рабо¬
чему телу в камере сгорания; Г-Т - расширение газа в турбине; Т-С - расшире¬
ние газа в канале сопла; С-Н - изобарический отвод тепла от струи горячих
газов, вытекающих из двигателя, во внешнюю среду.Если кроме точек, характеризующих статические параметры рабочего
тела в различных сечениях проточной части, на рис. 5.1 нанести точки, характе¬
ризующие полные параметры, то по i-s диаграмме можно определить (в расчете
на 1 кг рабочего тела):кинетическую энергию скорости полета	п _ . * .2 — 1 н— *н >iнsРис. 5.1. Диаграмма i~s рабочего процесса основного контура ГТД:о - статические параметры; • - полные параметры181
удельную работу сжатия воздуха в компрессорет _ .*	.* .к 1 К 1 н >тепло, подведенное к рабочему телу в камере сгорания,Q\ 1 г ~ 1 к5
удельную работу расширения газа в турбинеТ _ .*	.*т ^ Г * т>кинетическую энергию газового потока, вытекающего из основного
контура двигателя,2с с! _2 “* т ” *с Jтепло, отведенное от рабочего тела в атмосферу,(?2 = *с-*'н-	(5.1)Сложив величины V2n/2 и Ью получим условную величину, которую
называют суммарной работой сжатия [31]:V 2П^ СЖ~ 2	~ * Н *	(5-2)2Сложив величины ЬТи с с\/ 2, получим условную величину - сум¬
марную работу расширения:21р=£т+™/*г-/с.	(5.3)Суммарным работам L сж и L р соответствуют объединенные процес¬
сы: Н-К - сжатия воздуха в воздухозаборнике и компрессоре; Г-С - рас¬
ширения газа в турбине и в канале сопла.Из рис. 5.1 следует, что£сж+б1 = £р+б2-	(5.4)Равенство (5.4) представляет собой, по существу, уравнение сохранения
энергии.По рассматриваемому циклу работают, как отмечалось, турбореак¬
тивный, двухконтурный и турбовинтовой (турбовальный) двигатели.
Процесс подвода тепла в камере сгорания этих двигателей одинаков.182
Одинаков также и процесс отвода тепла в атмосферу. Не различаются эти
двигатели и по характеру протекания процесса сжатия, хотя в воздухоза¬
борнике он может протекать по-разному в зависимости от условий поле¬
та. На рис. 5.1 приведена i-s-диаграмма процесса сжатия для случая, ко¬
гда скорость полета превышает скорость потока перед компрессором
(Vn >св), что соответствует большим дозвуковым или сверхзвуковым
скоростям полета, характерным для ТРДЦ и ТРД (см. рис. 1.1). Если
Vn < с в, например при работе двигателя на стенде, то в воздухозаборнике
(между сечениями Н и В) вместо сжатия воздуха происходит его расши¬
рение, и поток разгоняется (рис. 5.2, а).Процессы расширения газа в каждом из рассматриваемых двигате¬
лей имеют свои особенности. Они отличаются различным соотношением
между работами расширения в турбине и в канале сопла, чему на
/-^-диаграмме соответствует различное расположение точки Т. Работа
турбины ТРД примерно равна работе компрессора, а степень понижения
давления л *т меньше степени повышения давления я* (см. разд. 1.1).
Поэтому давление за турбиной выше атмосферного; соответственно рас¬
положена и точка Т (см. рис. 5.1).а)	б)Рис. 5.2. Упрощенная i-s-диаграмма рабочего процесса:а - для воздухозаборника и компрессора ГТД при V п = 0;
б - для турбины и выходного устройства ТВаД при р т <р н183
На турбовинтовом двигателе работа турбины больше работы ком¬
прессора (см. разд. 1.2), давление за турбиной близко к атмосферному.
Для этого типа двигателя точка Т на /-5-диаграмме лежит близко к точке
С. На турбовальном двигателе тяга сопла не используется, и выходное
устройство выполняется обычно диффузорным, в нем происходит не
расширение, а сжатие, рт<р н, и точка Т на is-диаграмме лежит ниже
точки С (рис. 5.2, б).Работа турбины двухконтурного турбореактивного двигателя при
прочих равных условиях больше L т ТРД (часть работы турбины переда¬
ется вентилятору наружного контура), но меньше L т ТВД. Поэтому точка
Т, отражающая параметры газа за турбиной ТРДД, занимает промежу¬
точное положение, она тем ближе к точке Т, характеризующей ТВД, чем
выше степень двухконтурности.5.2. РАБОТА ЦИКЛА ГТДФизический смысл работы цикла. В термодинамике работой
цикла (строго говоря, удельной работой цикла) называют полезно ис¬
пользуемое тепло, т.е. разность между теплом, подведенным к 1 кг рабо¬
чего тела и отведенным от него. На основании (5.4) можно записатьL е = Q \ ~ Q 2 = L L сж •	(5.5)Выражая Z, р и Z, сж через кинетическую энергию потока и работу уз¬
лов согласно (5.3) и (5.2), получаемгде L тц = L т - L к- избыточная работа турбины.В ТРДД избыточная работа турбины передается в наружный (второй
- И) контур, а в ТВД - на винт. В ТРД механическая работа от двигателя не
отводится (L т|| = 0), и полезное тепло, численно равное работе цикла, идет
целиком на приращение кинетической энергии рабочего тела, а в ТВаД, на¬
оборот, L е = L тц , так как тягой двигателя можно пренебречь (с0\« V п).В общем случае работа цикла ГТД складывается из приращения ки¬
нетической энергии рабочего тела, проходящего через основной контур
двигателя, и механической работы L Т\\.Таким образом, работой цикла называют и полезно используемое теп¬
ло (5.5), и механическую энергию (5.6). На основании (5.5) определяется
величина работы цикла, а на основании (5.6), как показано в гл. 6, опреде¬
ляется в конечном счете скорость истечения газа из двигателя, а следова¬
тельно и его тяга.184
Необходимо подчеркнуть, что для ТРДД все величины, входящие в
уравнение (5.6), отнесены к 1 кг рабочего тела, проходящего через ос¬
новной (внутренний) контур двигателя.Вывод формулы работы цикла, выраженной через параметры
цикла. Выразим работу цикла через параметры рабочего процесса, для
чего действительные работы расширения L р и сжатия L сж в формуле
(5.5) выразим через их идеальные значения (см. рис. 5.1), чтобы затем от
отношения температур по уравнению изоэнтропы перейти к отношению
давлений.Отношение работ сжатия в идеальном и действительном про¬
цессах называют суммарным КПД процесса сжатия [31]:
Л сж = L сжL сж. Он показывает, какую долю от величины L составляет
идеальная работа, затраченная на сжатие воздуха без потерь при одина¬
ковой степени повышения давления в обоих случаях, и оценивает потери
в процессе сжатия воздуха в воздухозаборнике и компрессоре. Величина
г| сж зависит от степени совершенства воздухозаборника и компрессо¬
ра, скорости полета, от суммарной степени повышения давления и
может изменяться в широких пределах. Для дозвуковых и небольших
сверхзвуковых скоростей полета г| сж = 0,75 ... 0,85.Отношение действительной работы расширения к ее значению в
идеальном процессе называют суммарным КПД расшире¬
ния: г| р=Z, р/Z, рл.. С его помощью учитываются потери в камере сгора¬
ния, турбине и в канале сопла. Величина КПД г| р зависит от суммарной
степени понижения давления, степени совершенства камеры сгорания,
турбины и сопла, а также от соотношения величин, характеризующих
работу этих узлов, и изменяется обычно в пределах rj р = 0,85 ... 0,95.Выражая действительную работу, затраченную на сжатие и расши¬
рение, через идеальную, а идеальную - через температуру начала и конца
процесса и подставляя эти выражения в уравнение (5.5), имеемЕсли вынести Т* и Тн за скобки, то с учетом уравнения изоэнтропы
получим [31]Le срг (Тт ~ ТCs ) Т] р — cp(TKS— Тн)Ч сжк -1
к(5.7)185
Здесь п^=р к //? н - суммарная степень повышения (понижения) давле¬
ния в цикле, равная произведению степеней повышения давления во
входном устройстве и компрессоре:Я2=7^СГ„хЯ*к2-	(5-8)В уравнении (5.7) показатель изоэнтропы кг и удельная теплоем¬
кость газа срг зависят от состава рабочего тела и его температуры. Одна¬
ко диапазон их изменения несоизмерим с диапазоном изменения пара¬
метров цикла. Поэтому при качественном анализе уравнения (5.7) изме¬
нение этих величин не учитывается, и при дальнейших аналитических
преобразованиях будем полагать, что кг= к и срг = ср.Из полученного уравнения видно, что работа цикла зависит от
величин Т*, 71 которые называются параметрами рабочего процесса
(их называют также параметрами цикла), КПД процессов сжатия Г| сж
и расширения Г| р , а также от температуры наружного воздуха Т н.
Она не зависит от давления наружного воздуха. С изменением скорости
полета изменяется степень повышения давления п v и, следовательно,
71 £. Поэтому работа цикла зависит от скорости полета.При одинаковых параметрах цикла, постоянной температуре на¬
ружного воздуха и одинаковых КПД (для трех основных типов ГТД) ра¬
бота цикла этих двигателей одинаковая:^еТРД = ^еТРДД=^'£?ТВД •5.3.	ЗАВИСИМОСТЬ РАБОТЫ ЦИКЛА ОТ ЕГО ПАРАМЕТРОВПроанализируем зависимость работы цикла сначала от температуры
газа перед турбиной, а затем от суммарной степени повышения давления
при условии, что Тн , Г) сж и Л р постоянны.5.3.1.	Зависимость работы цикла от температуры газа
перед турбинойПусть температура газа перед турбиной изменяется при п £ = const.
Из уравнения (5.7) следует, что с увеличением температуры Т* работа рас¬
ширения газа увеличивается пропорционально этой температуре, а работа
сжатия от нее не зависит. Поэтому работа цикла изменяется по ТГ линей¬
но (рис. 5.3).186
При снижении Тг работа цикла
уменьшается и при некоторой ми¬
нимальной температуре
обращается в нуль. Используя
уравнение (5.7), из условия Le = О
получаем выражение для rjmin:T’rmin ТНЛк -1к 	=	^ Л сжЛ р Л сжЛ I1(5.9)Для идеального цикла (при от¬
сутствии гидравлических потерь в
процессах сжатия и расширения
Л еж= Л р= 1) 7’rmin= К*- Следова-
тельно, работа цикла равна нулю,
когда температура газа перед турби¬
ной равна температуре воздушногоРис. 5.3. Зависимость работы
цикла L е от Тт при л х = 25,
Тн = 216 К,Л сж = 0,85, л р= 0,93потока за компрессором и тепло к рабочему телу не подводится (Q \ min= 0).Сравним величины 7^^ и Т*К для действительного цикла. Используя урав¬
нение (5.2), выразим температуру Т\через параметры рабочего процесса:откудаТ*=Т Кл/л сж- Т нО^Л сж 0*Сопоставление полученного выражения с (5.9) показывает, что для действи¬
тельного цикла минимальная температура газа перед турбиной выше температу¬
ры воздуха за компрессором, следовательно, тепло к рабочему телу подводится,
т.е. Q 1 min > 0. Так как работа цикла при этом равна нулю, все подведенное тепло
идет на преодоление гидравлических потерь и отводится от двигателя с выхлоп¬
ными газами.Из (5.9) следует, что T*rmin зависит от суммарной степени повышения
давления л £, величины Ти и от потерь в цикле (рис. 5 4).187
12 4 10 20 40 100 200 400 nzРис. 5.4. Зависимости Т*т min от п £ при различных значениях Тн:	Л сж = 0,75, Л Р = 0,83;	л сж = 0,85, г| р = 0,935.3.2.	Зависимость работы цикла от суммарной степени
повышения давленияРассмотрим зависимость работы цикла от суммарной степени повы¬
шения давления при условии, что другие параметры, от которых зависит
величина L е, неизменны. Для этого представим уравнение (5.7) в видеИз (5.7а) следует, что работа цикла равна нулю в двух случаях: при
п s = 1 и приВ первом случае давление в камере сгорания равно атмосферному,
отсутствует перепад давления при расширении газа и рабочее тело не¬
работоспособно, хотя тепло к газу подводится.Во втором случае работоспособность газа высокая (большой пере¬
пад давления в процессе расширения), но подведенного тепла хватает
только на преодоление потерь. Это объясняется тем, что суммарная сте-^ Л сжЛ р_(5.7а)(5.9а)188
пень повышения давления
достигает предельного зна¬
чения ТГЕпр, При КОТОРОМ
заданная температура ста¬
новится минимальной
Т* = Т * min, цикл вырожда¬
ется. Это очевидно, если из
уравнения (5.9а) выразить
Т * через я £ „р. Так как ра¬
бота цикла обращается в
нуль при двух значениях
я £ (рис. 5.5), а величина Le
всегда положительна, то
она должна иметь макси¬
мум. Для определения мак¬
симума фуНКЦИИ Le=f(71 £)
и соответствующего опти¬
мального значения 7T£opt
представим уравнение (5.7)
в следующем виде:Lc=cpT'T(\-\к- 1где е = 7Г£ * .Рис. 5.5. Зависимости работы
цикла и определяющих ее параметров
ОТ 71 £ ПРИ = 216 КЛр~ срТн(е-1)1Если найти производную
dL_
деL _ IJLСрТ гЛгСрТ ни приравнять ее нулю, то получим^opt yj (Т г / Ти) Г| СЖГ| р ,откудаЯ I opt "1 -уРI пр ■(5.10)Оптимальная степень повышения давления, как и величина п £ пр,
является функцией степени повышения температуры рабочего тела
Тт/Тн и потерь в цикле. Чем больше подведено тепла и меньше потери,
тем больше величина п £ opt.
Оптимальная степень повы¬
шения давления 7i£opt не зависит
от скорости полета. Величине
тс £ opt > согласно (5.8), соответству¬
ет оптимальная степень повы¬
шения давления компрессора
^кор1=^1ор1^^вх? которая зави¬
сит от скорости полета: с увели¬
чением Уп степень повышения
давления в воздухозаборнике nv
ствх повышается, a n *к opt снижает¬
ся. Она снижается практически до
единицы при скоростях полета,
соответствующих	числамМп = 2,5 ... 3 (рис. 5.6).Итак, с увеличением ра¬
бота цикла сначала возрастает,
достигая максимума, а затем
снижается. Возникновение мак-
симума работы цикла объясня¬
ется противоположным влиянием двух факторов: ростом работо¬
способности рабочего тела (ростом избыточного давления в камере
сгорания, что приводит к уменьшению потерь тепла Q2) и одновре¬
менным снижением количества подведенного тепла Q\ вследствие
повышения температуры воздуха за компрессором (см. рис. 5.5). Вна¬
чале, при малых значениях % 2, преобладает влияние первого фактора,
а затем - второго.Заметим, что снижение работы цикла до нуля при Т*Г= T\min (см.
рис. 5.3) и при 7t s = 7t s пр (см. рис. 5.5) имеет одинаковый физический
смысл. В обоих случаях цикл вырождается вследствие уменьшения коли¬
чества тепла, подведенного к рабочему телу. В первом случае теплоотвод
уменьшается из-за снижения температуры газа перед турбиной, а во вто¬
ром - из-за увеличения температуры воздуха на выходе из компрессора.Влияние суммарной степени повышения давления на работу иде¬
ального цикла наглядно показано на Г-5-диаграмме, где площадь, огра¬
ниченная контуром цикла, эквивалентна его работе (рис. 5.7).0 12 3 МпРис. 5.6. Зависимость оптимальной
степени повышения давления
в компрессоре от числа М ппри Т*г/ ТИ = var
Рис. 5.7. Влияние суммарной степени повышения давления
на работу идеального циклаПроведенный анализ
показывает, что для зна¬
чительного увеличения
работы цикла необходимо
изменять не только тем¬
пературу газа перед тур¬
биной, но и суммарную
степень повышения дав¬
ления. Например, с уве¬
личением температуры
Т*Т от 1000 до 2000 К оп¬
тимальная степень повы¬
шения давления п 2 opt
увеличивается от 10 до
40, а работа цикла - от
210 до 830 кДж/кг, т.е. в
4 раза (рис. 5.8).5.4.	ЭФФЕКТИВНЫЙ КПДЭффективным КПД газотурбинного двигателя называют отношение
работы цикла Le к располагаемой энергии внесенного в двигатель топливаво-.Рис. 5.8. Зависимость работы цикла L е от п ^
при Т\ = var, Тн = 216 К191
Л« = £е/£о-Он показывает, какая часть располагаемой энергии топлива преоб¬
разуется в полезную работу и, следовательно, характеризует двигатель
как тепловую машину.Располагаемая энергия внесенного в двигатель топлива Q 0, прихо¬
дящегося на 1 кг воздуха, связана с теплом Q ь подведенным к 1 кг воз¬
духа, через коэффициент полноты сгорания топлива. Согласно (4.3)
бо=01/Лг>ип°этомуX]e = r]rQL\'	(5Л1)Умножим числитель и знаменатель полученной формулы на Les(ра¬
бота идеального цикла) и, пренебрегая различием Q \ и Qls (тепло, под¬
веденное в действительном и идеальном циклах), представим (5.11) в
приближенном виде:Ле» Л гЛ/Лг1>	(5-12)где ц t = Lesl Q\s - термический КПД идеального цикла; т\г\ = Le/Les-
коэффициент гидравлических потерь в основном контуре двигателя.Термический КПД показывает, какую часть от подведенного тепла
составляет работа идеального цикла. Он учитывает потери тепла Q2s>
обусловленные несовершенством идеального цикла Брайтона (р = const).Если в формулу г| ,= 1 -Q2s! Q\s подставить Qi^ и Q2s, выражен¬
ные через параметры цикла,Qu = cp{т%- Тип ) ; Q2s = ср[т\/к z~- Гн) ,
то получимл,= 1-—гг-	(5-13)_ кИз (5.13) видно, что термический КПД однозначно определяется
суммарной степенью повышения давления в цикле.Коэффициент гидравлических потерь r| г \ показывает, какую часть
от идеальной работы цикла составляет его эффективная (действительная)
работа. Он учитывает работу, затраченную на преодоление гидравличе¬
ских и газодинамических потерь в процессах сжатия, подвода тепла и
расширения, L н = £ГСж+^Р (Рис- 5-9):192
Г|г,= 1 • (5.14)^ esЭффективный КПД,
как следует из определе¬
ния, является термическим
КПД действительного
цикла. Однако в отличие
от термического КПД он
учитывает не только теп¬
ловые потери идеального
цикла Q2s (рис. 5.9), но и
потери от неполного сго¬
рания топлива, гидравли¬
ческие и газодинамиче¬
ские потери в процессах сжатия, подвода тепла и расширения. Как следу¬
ет из (5.11), эффективный КПД зависит от тех же параметров, от которых
зависит работа цикла, и, кроме того, от коэффициента полноты сгорания
топлива.При одинаковых параметрах рабочего процесса и одинаковом уров¬
не потерь три основных типа ГТД не отличаются друг от друга по ве¬
личине работы цикла и подведенного тепла. Следовательно, они не от¬
личаются и по эффективному КПД:Л е ТРД = Л е ТРДД = Л е Т В Д •5.5.	ЗАВИСИМОСТЬ ЭФФЕКТИВНОГО КПД
ОТ ПАРАМЕТРОВ ЦИКЛАПроанализируем зависимость г| е, как и L е, сначала от Г*, затем от п £
при постоянных значениях Тн, г| сж, Л р и > кроме того, при r| г= const.Зависимость эффективного КПД от температуры газа перед
турбиной. Рассмотрим ее при п 2= const.Если Т*=Тrmin, то работа цикла равна нулю, a Q\ больше нуля.
Следовательно, согласно уравнению (5.11), эффективный КПД также
равен нулю. В этом случае все подведенное тепло идет на преодоление
потерь.С ростом Т*увеличивается работа цикла, что приводит к повышению
коэффициента гидравлических потерь г|н (см. формулу (5.14), в которой
величину Lr | с некоторыми допущениями можно принять постоянной) и,
следовательно, эффективного КПД.7 - 8305193
Рис. 5.10. Зависимости
коэффициента гидравлических
потерь и эффективного КПД от Тг
(71 2 = 25, Гн=216 К)1 2 4 10 20 40100 200 400Рис. 5.11. Зависимости
термического КПД, коэффициента
гидравлических потерь
и эффективного КПД от п £(Г* = 1600 К, Тн = 216 К)Если Т* стремится к бесконеч¬
ности, то х] г | стремится к пределу,
равному, строго говоря, КПД про¬
цесса расширения, а г\ е к произведе¬
нию трех величин: термического
КПД, КПД процесса расширения и
коэффициента полноты сгорания
топлива (рис. 5.10).Зависимость эффективного
КПД от суммарной степени повы¬
шения давления. Проанализируем
эту зависимость при условии, что все
остальные величины, от которых зави¬
сит Г| е, постоянны.При тс s= 1 и пz=nZnp эффек¬
тивный КПД равен нулю, так как
работа цикла равна нулю, а подведен¬
ное тепло Q i>0. Следовательно, в
диапазоне значений тс£ от 1 до я1пр
КПД должен иметь максимум.В указанном диапазоне эффек¬
тивный КПД изменяется в соответ¬
ствии с изменением произведения
Л/Лн- С увеличением суммарной
степени повышения давления терми¬
ческий КПД монотонно увеличивается
(рис. 5.11). Коэффициент гидравличе¬
ских потерь изменяется так же, как и
работа идеального цикла, что следует
из анализа формулы (5.14) при
Lr | = const, и имеет максимум при со¬
ответствующей оптимальной степени
повышения давления я 2 opt.С повышением пъ от 1 до 7iSopt
эффективный КПД увеличивается, так
как увеличиваются термический КПД и
коэффициент гидравлических потерь.
В диапазоне значений я£, близких к
я£opt, эффективный КПД продолжает194
расти вследствие повышения термического КПД, при этом величина rjr) со¬
храняется примерно постоянной. Максимума он достигает при условиидг|, длн
дп-i dnzТаким образом, степень повышения давления л v, при которой эф-
фективный КПД становится максимальным, больше величины п Zopt. При
дальнейшем повышении п £ в диапазоне от п £ до я i пр КПД г| е снижает¬
ся из-за уменьшения коэффициента гидравлических потерь.Наличие максимума эффективного КПД объясняется противопо¬
ложным влиянием двух факторов: ростом работоспособности рабочего
тела с увеличением п 2 (ростом термического КПД) и уменьшением ко¬
эффициента гидравлических потерь вследствие снижения количества
подведенного тепла при высоких значениях суммарной степени повыше¬
ния давления. В конечном счете возникновение максимума эффективного
КПД объясняется влиянием факторов, которые обусловливают макси¬
мум работы цикла.Величина тс^, как и 7tSopt, зависит от степени повышения темпера¬
туры Г* / Тн и от потерь в цикле. С увеличением температуры газа перед
турбиной от 1000 до 2000
К величина л % увеличива¬
ется от 20 до 150 при при¬
нятом уровне потерь
(рис. 5.12), что в 2 - 4 раза
превышает оптимальную
степень повышения дав¬
ления и £ opt. В результате
максимальный эффектив¬
ный КПД увеличивается
от-0,33 до-0,53.Зависимости эффек¬
тивного КПД и работы
цикла от суммарной сте¬
пени повышения давления
и температуры газа перед
турбиной ограничены пре¬
дельной степенью повы¬
шения давления и, кроме
того, максимальной тем¬Ле
0,6
0,4
0,21 2 4 10 20 40 100 200 400Рис. 5.12. Зависимости эффективного КПД
от п 2 при различных ТГ (Т И = 216 К,Л сж= 0,86 , л р = 0,94 и ц г = 0,99)7*195
пературой Т* max, соответствующей стехиометрическому сгоранию топлива
(штриховые линии на рис. 5.8 и 5.12). Штриховые линии соответствуют
максимально возможному теплоподводу и, следовательно, предельным
возможностям воздушно-реактивного двигателя, работающего по циклу
с подводом тепла при р = const и с использованием керосина в качестве
топлива.Резюме
(по теме "Газотурбинный двигатель как тепловая машина")1.	Газотурбинный двигатель как тепловая машина характеризуется
работой цикла и эффективным КПД, которые зависят от следующих па-
раметров: Т*, п £ , ТИ, Г| сж, т] р, г| г.2.	Повышение температуры Т * приводит к монотонному увеличению
работы цикла, что объясняется увеличением количества подведенного к
рабочему телу тепла. Одновременно увеличивается эффективный КПД
вследствие уменьшения доли гидравлических потерь от тепла, внесенного в
двигатель с топливом.3.	Работа цикла и эффективный КПД имеют максимум по суммарной
степени повышения давления, что объясняется противоположным влияни¬
ем двух факторов: ростом термического КПД с увеличением и одновре¬
менным уменьшением количества подведенного тепла.4.	Оптимальная степень повышения давления п Sopt , соответствую¬
щая максимуму работы цикла, и степень повышения давления соот¬
ветствующая максимуму эффективного КПД, зависят от степени повы¬
шения температуры в цикле Т*/Тн(т.е. главным образом от температу¬
ры газа перед турбиной) и величины гидравлических потерь. При увеличении
Т\/ Тн и снижении потерь п£opt и л ^ увеличиваются; п\ в 2 - 4раза пре¬
вышает п £ opt. Оптимальная степень повышения давления компрессора
я * opt и соответственно тг *' зависят, кроме того, от скорости полета,
уменьшаясь с ее увеличением.5.	Для значительного увеличения работы цикла и эффективного КПД
необходимо одновременно увеличивать температуру газа перед турбиной и
суммарную степень повышения давления. Температурам Т*= 1500... 1700К
и степеням повышения давления в компрессоре л*к= 30 ... 50 при современ¬
ном уровне потерь в условиях высотного полета при дозвуковой скорости196
соответствуют работа цикла Le~ 500... 600 кДж/кг и эффективный КПД
г| е около 0,5.6. Три основных типа ГТД (ТРД, ТРДД и ТВ(В)Д (ТВаД)) при одинако¬
вых параметрах рабочего процесса как тепловые машины не отличаются
друг от друга.Контрольные вопросы1.	Чем отличаются друг от друга /-^-диаграммы рабочих процессов ТРД, ТРДД2и ТВД, а также величины Q\ и Q2, Lр и L сж, Z, к и £т, с С1 / 2, статические и пол¬
ные параметры в сечениях Н, В, К, Г, Т, С, если параметры рабочего процесса этих дви¬
гателей одинаковы?2.	Объясните физический смысл работы цикла ГТД. Чем отличается работа
циклов ТРДД и ТВД от работы цикла ТРД?3.	От каких параметров зависит работа цикла ГТД (вывод формулы)? Различа¬
ются ли ТРД, ТРД Д и ТВД по величине работы цикла?4.	Как и почему работа цикла ГТД зависит от температуры газа перед турбиной?
Объясните физический смысл минимальной температуры rjmjn, от каких факторов
она зависит и каким образом?5.	Как и почему работа цикла ГТД зависит от суммарной степени повышения
давления рабочего тела?6.	Оптимальная степень повышения давления	от каких факторов она за¬
висит и как?7.	Эффективный КПД ГТД. Чем он отличается от термического КПД, от каких
параметров зависит и как?8.	Как и почему эффективный КПД ГТД зависит от температуры газа перед
турбиной?9.	Как и почему эффективный КПД ГТД зависит от суммарной степени повы¬
шения давления рабочего тела?10.	Сформулируйте основные выводы (резюме) по теме "Газотурбинный двига¬
тель как тепловая машина".Задачи1.	Определить суммарную работу сжатия, если в стандартных атмосферных ус¬
ловиях на высоте Н= 11 км суммарная степень повышения давления я £=70, КПД
процесса сжатия г| сж = 0,85.2.	Определить суммарную работу расширения, если температура газа перед
турбиной Т* = 1550 К, суммарная степень понижения давления я £= 70, КПД процес¬
са расширения rj р = 0,97.197
3.	Определить полную температуру Т*к за компрессором для идеального и ре¬
ального двигателей, если в стандартных атмосферных условиях на земле суммарная
степень повышения давления п £= 35, КПД сжатия цсж = 0,83.4.	Определить температуру газа Тс на выходе из двигателя для идеального и ре¬
ального ГТД, если полная температура газа на входе в турбину Т* = 1700 К, суммар¬
ная степень понижения давления п £= 34, КПД расширения г| р= 0,92.5.	Определить идеальную и реальную работу цикла для ТРД ТРДД и ТВД если
в стандартных атмосферных условиях на земле полная температура газа перед турби¬
ной т\- 1700 К, суммарная степень повышения давления 71^=40, КПД процессов
сжатия и расширения г| сж = 0,85, г| р= 0,93.6.	Определить суммарную степень повышения давления тс £ ГТД, если в стан¬
дартных атмосферных условиях на высоте 11 км работа цикла Le- 540 кДж/кг, рабо¬
та расширения Lp= 1020 кДж/кг, КПД процесса сжатия г\сж= 0,84.7.	Определить полную температуру газа перед турбиной ГТД, если работа цикла
Le = 430 кДж/кг, работа сжатия /,сж=610 кДж/кг, суммарная степень понижения
давления п % = 32, КПД процесса расширения г| р= 0,94.8.	Определить работу цикла L е ГТД если в стандартных атмосферных условиях
на высоте 11 км полная температура газа перед турбиной Т* = 1600 К, работа сжатия
L сж = 480 кДж/кг, тепло, отведенное в атмосферу, Q 2 = 605 кДж/кг.9.	Определить эффективный КПД ТРД, ТРДД и ТВД, если в стандартных атмо¬
сферных условиях на высоте Н= 11 км температура газа перед турбиной Г* = 1550 К,
суммарная степень повышения давления п £ = 70, КПД процессов сжатия и расшире¬
ния Л Сж = 0,85, Г1р = 0,93, коэффициент полноты сгорания топлива г|г=0,99. Услов¬
ную теплоемкость рабочего тела в камере сгорания принять равной
с р кс= 12Ю Дж/(кг-К).10.	Определить эффективный КПД ТРД ТРДД и ТВД если в САУ на высоте11	км тепло, подведенное к рабочему телу в камере сгорания, Q j = 920 кДж/кг, тем¬
пература газа на выходе из двигателя ГС = 610К, коэффициент полноты сгорания
топлива rj г= 0,99.
ГЛАВА 6СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
С ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ КАК ДВИЖИТЕЛЬАвиационная силовая установка является движителем, в котором
создается сила, необходимая для передвижения летательного аппарата.
Движитель служит, таким образом, для преобразования полученной в
цикле работы в полезную работу передвижения.Различают винтовые и струйные движители. К первым относится
винт (винтовентилятор) ТВД и ТВаД, ко вторым - ТРД и ТРДЦ.ТВаД является примером раздельного выполнения тепловой маши¬
ны и движителя (под ТВаД будем понимать двигательную установку,
состоящую из турбовального двигателя и винта). Для случая ТРД тепло¬
вая машина является одновременно движителем. Внутренний (основной)
контур ТРДД также выполняет роль тепловой машины и движителя, но,
кроме того, движителем служит специально для этой цели созданный
наружный контур. Последнее относится и к ТВД, но только с тем разли¬
чием, что роль наружного контура выполняет винт (винтовентилятор).Несмотря на перечисленные различия, процессы, протекающие в
движителях авиационных силовых установок, подчиняются общим зако¬
номерностям, которые и будут рассмотрены в этой главе. В ней получены
формулы тяги и удельной тяги, введены критерии эффективности движи¬
теля и проанализированы зависимости удельной тяги и этих критериев от
параметров движителя.6.1.	ТЯГА ДВИЖИТЕЛЯТеорема импульсов и ее применение для определения тяги. Тягойназывается реактивная сила, которая развивается движителем в ре-
зультате его взаимодействия с рабочим телом. Тяга возникает вследст¬
вие того, что движитель отбрасывает рабочее тело в сторону, проти¬
воположную полету, действуя на него с определенной силой. С такой же
силой, но противоположно направленной, рабочее тело воздействует на
движитель, образуя реактивную силу (тягу).Тяга рассчитывается с помощью теоремы импульсов, согласно ко¬
торой изменение полного импульса потока рабочего тела, проходящего
через замкнутый контур, равно равнодействующей всех внешних сил,
приложенных к объему рабочего тела, заключенного в этом контуре.На рис. 6.1 показан замкнутый контур, который образован двумя сече¬
ниями, расположенными перпендикулярно потоку (сечением Н невозму¬
щенного потока перед движителем и сечением С на выходе из движителя),
н	вх	с	сРис. 6.1. Скорость потока и давление в характерных сечениях контураи цилиндрической поверхностью, расположенной на достаточно боль¬
шом расстоянии от движителя. Сечение Н и цилиндрическая поверхность
выбираются на таком расстоянии от движителя, на каком параметры по¬
тока можно считать невозмущенными: давление равно атмосферному, а
скорость потока равна скорости полета (движитель предполагается не¬
подвижным, а воздух - движущимся со скоростью полета).Для выбранного контура теорема импульсов может быть записана
следующим образом:р эф=Фс-Фн.	(6.1)Здесь Ф - полный импульс потока в данном сечении, равный сумме ди¬
намического и статического импульсов:G	FФ = fcdG + fpdF.	(6.2)О	оВ уравнении (6.1) Р Эф- эффективная тяга (реактивная сила, которая
направлена против направления движения потока). Она представляет
собой равнодействующую всех сил, приложенных к внутренним и внеш¬
ним поверхностям движителя.Чтобы рассмотреть силы, возникающие на внутренней и наружной
сторонах кругового контура абвгд, запишем уравнение (6.1) для потока,
проходящего через движитель, и потока, обтекающего его:200
^ эф (Фс Фн)вн"^(Фс Ф н ) нар •Обозначив изменение полного импульса для внутреннего и наруж¬
ного потоков через Р'иХ', запишемР^ = Р' + Х\	(6.1а)Согласно теореме импульсов Р'=( ФС“Фн)вн“ результирующая всех
сил, действующих на контур абвгд со стороны внутреннего потока;
Х'= (Фс-Фн)нар- результирующая всех сил, действующих на тот же
контур со стороны наружного потока. Подчеркнем, что в общем случае
полный импульс - величина векторная, а результирующая сила должна
определяться как разность векторов. В рассматриваемом случае поток не
изменяет своего направления, а величины Р' и X' представляют собой
проекции указанных сил на ось двигателя.Теорема импульсов имеет универсальный характер и по ней, аналогично
тому, как определяется сила Р\ можно рассчитать результирующий вектор
сил, приложенных к внутренним поверхностям любого узла или элемента дви¬
гателя. Например, разностью полных импульсов в сечениях на выходе из со¬
пла (Фс) и на входе в него (Фт), см. рис. 1.2, определяется проекция на ось
сопла сил, приложенных к его внутренним поверхностям (включая силу атмо¬
сферного давления).Вывод формул внутренней, эффективной и удельной тяги. Силы
действия потока на контур складываются из сил нормального давления
рабочего тела на этот контур и тангенциальных сил трения. Проекции
этих сил на ось движителя определяются по уравнению импульсов, так как
изменение полного импульса рассматривается только в направлении оси
движителя (радиальные составляющие этих сил уравновешиваются, так как
контур абвгд - круговая поверхность и поток осесимметричный).Пользуясь формулой (6.2), выразим силы Рг и X' через параметры
потока:° гЕ	FCР = 'fccdG2l + jtpcdF—Gj.Vn — FHpH\о	о^ нар	F конX ~ fcc нар dG нар + j*Pc нар dF нар — G нар V п — (F кон — F н) р н .О	F qЗаменяя истинные значения скорости и давления в сечении С их ос-
редненными значениями (см. рис. 6.1) и предполагая, что среднее давле¬
ние в сечении С для наружного потока равно атмосферному, получаем201
P* Gг^сс + FcPc~G^ Vп-^нРн;	(6.16)X9 = ^ нар ( сснар — ^п) + FhPh-^сРн-	(6.1в)Сила />' - положительна, а X' - отрицательна, т.е. направлена по движе¬
нию потока. Причем величина pH(FH-F с) представляет собой проек¬
цию на ось двигателя силы атмосферного давления, действующего на
контур абвгд со стороны наружного потока.Подставляя уравнения (6.16) и (6.1 в) в формулу (6.1а), получаемР эф ~ G £ ( С qV с — V п ) + F с (р с— р н ) + G „ар ( С с нар "" ) »где v G гъ! G коэффициент изменения массы рабочего тела междусечениями Н и С.В полученном уравнении обозначим:P = G^(ccvc-Vn)^Fc(pc-pH),	(6.3)X=GHap(cCHap-Vn).	(6. За)ТогдаРэф = Р+Х.	(6.36)Силы и X меньше рассмотренных ранее значений Р' и X9 на вели-
4HHypH(FH-Fc).Реактивную силу Р называют внутренней тягой или просто тя¬
гой движителя. Внутренняя тяга является результирующей сил нор¬
мального избыточного (по сравнению с атмосферным) давления и танген¬
циальных сил трения, действующих на контур абвгд со стороны рабоче¬
го тела, проходящего через движитель. Точнее, сил, действующих на все
внутренние поверхности движителя и, кроме того, на жидкий контур
абв. Согласно (6.3), внутренняя тяга зависит от параметров потока в се¬
чениях С и Н. Если давление в сечении С равно атмосферномурс= рн,тоP = GL(ccvc-Fn).	(б.Зв)В гл. 3 отмечалось, что величину G2lcc+Fc(pc- рн) в формуле
(6.3) условно называют тягой сопла Рс. Следовательно, тягу двигателя
можно представить как разность между тягой сопла и входным динами¬
ческим импульсом потока в сечении Н:P = Pc-GzVn.	(б.Зг)Отношение тяги к расходу воздуха через движитель называют
удельной тягой движителя (или удельной тягой двигателя). Прирс= рн202
Руд PIGs ccvc Vn(6.4)Коэффициент vc, входящий в формулы (6.3) и (6.4), изменяется
обычно в пределах 1,01 ... 1,04. Поэтому при качественном анализе
влияния различных факторов на параметры ГТД в целях упрощения
формул он принимается равным единице (гл. 6, 7, 9 и др.), а при термога¬
зодинамическом расчете двигателя его необходимо учитывать (гл. 8).Удельная тяга движителя определяется приращением скорости
рабочего тела в движителе относительно скорости полета. Абсолют¬
ная тяга, согласно (6.3в), пропорциональна, кроме того, расходу рабоче¬
го тела через движитель.В формуле для эффективной тяги Рэф (6.36) силаЛ' (как и X') отри¬
цательна (в уравнении (6.3а) скорость потока cCHap<Fn) и выражает
внешнее сопротивление движителя. Эффективная тяга, таким образом,
равна разности между внутренней тягой и силой внешнего сопротивле¬
ния движителя. Она затрачивается на совершение полезной работы по
преодолению внешнего сопротивления летательного аппарата и его
инерции. Внутренняя тяга затрачивается, кроме того, для преодоления
внешнего сопротивления, создаваемого в полете самим движителем.Внешнее сопротивление движителя. Различные способы опреде¬
ления внутренней и эффективной тяги. Внешнее сопротивление скла¬
дывается из сил давления (отличного от атмосферного) на контур абвгд
с внешней стороны и сил трения, которые возникают вследствие обтека¬
ния мотогондолы двигателя внешним потоком. Силы давления являются
следствием искривления линий тока внешнего потока, обтекающего кон¬
тур абвгд, в том числе следствием волнового сопротивления и взаимо¬
действия двух потоков (внешнего потока и струи рабочего тела, прохо¬
дящего через движитель).Сила внешнего сопротивления зависит от компоновки двигателя на
летательном аппарате и от условий его работы. В большинстве случаев
эта величина учитывается при расчете общего сопротивления самолета, а
в характеристиках двигателя не учитывается. Однако для правильного
выбора диаметра и параметров двигателя, расположенного в отдельной
мотогондоле, внешнее сопротивление нужно относить не к самолету, а к
двигателю (см. разд. 7.3 и гл. 16[42]). При этом следует иметь в виду, что
величину X нельзя вычислить по формуле (6.3а), поскольку она выражена
через расход воздуха GHap, обтекающего движитель, и скорость потока
с с „ар? которые заведомо неизвестны. Поэтому в рассматриваемом случае
внешнее сопротивление движителя обычно делят на две составляющие:
сопротивление, возникающее от сечения Н до миделевого сечения мото-203
гондолы, относят к входному устройству (Хвх), а от миделевого сечения
до сечения С - к соплу (Акор):*=Авх+*кор.	(б.Зд)Величины Хъх и Хкор вычисляют по формулам (2.2) и (3.15), как
указано в гл. 2 и 3. Если в любую из указанных формул подставить
сх=сх.вх + сх.кор5 то можно сразу определить внешнее сопротивление
движителя в целом. Обычно так и поступают на этапе предварительных
расчетов, когда величины сх вх и сх кор неизвестны, а коэффициентом
внешнего сопротивления движителя сх задаются ориентировочно.Из вышеизложенного, а также из материалов гл. 2 и 3 следует, что
существуют различные способы определения тяги. Во многих случаях, в
том числе на этапе проектирования, когда тяговые характеристики сопла
неизвестны, величина внутренней тяги Р вычисляется по формуле (6.3).
При этом коэффициентом ср с при расчете скорости истечения газа из со¬
пла задаются как указано в гл. 3 и 8.Если тяговые характеристики сопла Pc=f(nс.р) известны, то вели¬
чина Р вычисляется по формуле (б.Зв), только при расчете скорости ис¬
течения сс (3.11) вместо коэффициента фс подставляют коэффициент
тяги Рс, т.е. тяга двигателя определяется в этом случае через тягу сопла
(б.Зг).Аналогично и эффективную тягу двигателя можно рассчитать на ос¬
нове коэффициента эффективной тяги сопла Рс эф, т.е. по формулеРэф=Р,эф-01 Vn-XBX .	(б.Зе)Однако в большинстве случаев ее вычисляют как разность внутренней тяги
и внешнего сопротивления (6.36), а величину X- как указано выше (б.Зд).Образование и место приложения тяги. Следует помнить, что тяга
является результирующей всех сил, приложенных ко всем поверхностям
движителя. Известное утверждение: "Тяга образуется в сопле и приложе¬
на к соплу" - ошибочное в принципе. Тяга образуется во всех элементах,
где есть изменение полного импульса, и приложена соответственно ко
всем элементам движителя.На примере дозвукового идеального ПВРД легко увидеть (рис. 6.2),
что к соплу приложена составляющая тяги, направленная в сторону, про¬
тивоположную полету Р = РВХ-РС. Составляющие тяги - проекции на ось
двигателя сил избыточного (над атмосферным) давления на входное уст¬
ройство Рвх и сопло Рс можно примерно оценить, имея в виду, что рс= рИ204
и Рг= Рв- Тогда, принимая
среднее избыточное дав¬
ление на единицу поверхно-ВГ Ссти входного устройства иВГ сВеличина РЪХ>РС , так как
Fc> Fh, что следует из усло¬
вия неразрывности потока для
сечений Н и С:Рис. 6.2. Места приложения тяги
дозвукового идеального ПВРДmep^FHq{Xn) msplFcq(Xc)Так как для идеального ПВРД/? *с=р *и и X с= X п, тоFc/FH = ^T'r/T’H.Тяга передается от движителя к летательному аппарату через подвески
двигателя, а также через все узлы, которые крепятся непосредственно к ДА.В пятой главе отмечалось, что полезно используемое тепло цикла
ГТД затрачивается'в общем случае на приращение кинетической энергии
рабочего тела, проходящего через основной контур двигателя, и на соз¬
дание избыточной работы на валу турбины (5.6). Проследим за дальней¬
шим преобразованием избыточной работы турбины ГТД, являющегося
двигательной установкой летательного аппарата (рис. 6.3).В двухконтурном ТРД избыточная работа турбины передается ком¬
прессору наружного контура. Пренебрегая механическими потерями в
трансмиссии на эту передачу, запишем уравнение баланса мощностей
турбины NT\\ и компрессора NK\\ наружного контура:Представим величину мощности в виде произведения удельной ра¬
боты на секундный расход рабочего тела; тогда, пренебрегая изменением
массы рабочего тела в проточной части двигателя, получим6.2.	ТРД И ТВД КАК ЧАСТНЫЕ СЛУЧАИ ТРДДW-rll -NkII-LT\\G\-LK\\ G и,205
ТРДЦсиа)tГс. таДLclX.е^вкТРДGZ»G]«)Рис. 6.3. Схемы движителей:а - ТРДЦ; б - ТРД; в - ТВДили^т11 ~^к11 т,(6.5)где т = G\\/G\- степень двухконтурности.Работу LKи, подведенную к 1 кг воздуха, проходящего через наруж¬
ный контур, выразим через кинетическую энергию на основании уравне¬
ния энергии, записанного для сечений Н и СП :тл 2откуда2 г/ 2г = г	ССИ УпL к II Lrll + 2где L г и = / сц - / н - потери тепла с рабочим телом, выходящим из наруж¬
ного контура (рис. 6.4).Эти потери возникают вследствие того, что часть механической
энергии затрачивается на преодоление гидравлических сопротивлений в
наружном контуре, преобразуясь в тепловую энергию, что приводит к
увеличению температуры рабочего тела.206
Подставляя полученное выра¬
жение для L кц в (6.5), а (6.5) - в
(5.6), получимки* II* си**■	I/zс ell ^ п	(г г\+	2	m + Lr\\m. (6.6)Уравнение (6.6) выведено для
двухконтурного двигателя, но ононсправедливо и для ТВД. В этом слу- Рис 6 4 Диаграмма f.s рабочего '
чае под т понимается отношение процесса в наружном контуре ТРДДрасхода воздуха через винт (G п) красходу воздуха через двигатель, а под L гц- потери в винте. Полученное
уравнение справедливо и для ТРД, так как для случая т = 0 его можно
представить в виде равенства (5.6) при L т п = 0.Из уравнения (6.6) следует, что работа цикла любого из трех основ¬
ных типов ГТД складывается из приращения кинетической энергии ра¬
бочего тела, проходящего через основной и наружный контуры двигате¬
ля (для ТРДД) или через основной контур и винт (для ТВД), и работы,
затраченной на преодоление гидравлических потерь. Подчеркнем, что
величина L е определяется в расчете на 1кг рабочего тела, проходящего
через внутренний (основной контур).Как показано в разд. 6.1, приращение скорости рабочего тела приво¬
дит к возникновению тяги. Следовательно, тяга создается и основным
контуром двигателя, и наружным контуром ТРДД, и винтом ТВД. Все
это - движители. Необходимо, однако, иметь в виду, что в ТРД и ТРДД
скорость рабочего тела увеличивается в процессе расширения газа. Такие
движители называются струйными; они отличаются от винтовых, в
которых механическая энергия вращения преобразуется в приращение
кинетической энергии путем отбрасывания винтом массы проходящего
через него воздуха.ТРД и ТВД являются, таким образом, частными случаями ТРДД.
Степень двухконтурности рассматриваемых двигателей лежит в следую¬
щих пределах:т = 0 - для ТРД;т = 0,2 ... 10 - для современных ТРДД;т — 15 ... 20 — для разрабатываемых ТРДДсв;т = 25 ... 100 — для ТВ(В)Д с самолетным винтом (винтовентиля-
тором);т = 500 ... 1000 - для ТВаД с вертолетным (несущим) винтом.207
Итак, три типа ГТД отличаются друг от друга прежде всего по
степени двухконтурности, и, как будет показано далее, их основ¬
ные особенности являются следствием этого различия.6.3.	КПД АВИАЦИОННОГО ДВИЖИТЕЛЯКак отмечалось ранее, движитель преобразует механическую энер¬
гию, численно равную работе цикла, в полезную работу передвижения
летательного аппарата. Для него величина LeG\ выражает располагае¬
мую, а Р Vп - полезную работу, произведенную в единицу времени. От¬
ношение этих работ назовем КПД движителя:PVn(6-7)Он показывает, какую долю от работы цикла составляет полезная
работа передвижения летательного аппарата, и характеризует совер¬
шенство силовой установки как движителя.КПД движителя учитывает гидравлические потери и потери кинети¬
ческой энергии. Чтобы показать это, преобразуем формулу (6.7). Упро¬
стим вначале уравнение (6.6), приняв ссц=сс|=сс, и представим его в
следующем виде:с2 - V 21еЛш“-£у-Л(«+1),	(6.6а)где т| г || — коэффициент гидравлических потерь наружного контура ТРД Д
(винта ТВД); с его помощью оцениваются гидравлические потери в долях
работы цикла,L г\\тЛ П1* 1-—7й—•	(6.8)ь еПодставив значение работы цикла из (6.6а) в (6.7), получимЛдж~”Лг1|Лп-	(6*9)Чррез л п обозначен полетный КПД движителя - отношение полезной
работы передвижения летательного аппарата к приращению кинетиче¬
ской энергии рабочего тела, проходящего через движитель:PVn
Таким образом, КПД движителя равен произведению коэффициен¬
та гидравлических потерь ч\ г\\ и полетного КПД. (Коэффициентом по¬
лезного действия г| дж не учитываются гидравлические потери в основном
контуре двигателя, так как они отнесены к циклу и учитываются с помощью
эффективного КПД.) Проанализируем зависимость коэффициентов г| г ц
и г\ п от различных факторов для ТРДД как общего случая ТРД и ТВД.6.3.1.	Коэффициент гидравлических потерьКак следует из уравнения (6.6а), коэффициент гидравлических по¬
терь Г| г к показывает, какую часть от работы цикла составляет при¬
ращение кинетической энергии рабочего тела в движителе. Из (6.8) сле¬
дует, что для ТРД г| г |, = 1, для ТРДД и ТВД rj Н) < 1 .Преобразуем (6.8), выразив потери в наружном контуре через рабо¬
ты сжатия и расширения воздуха (см. рис. 6.4):^гИ = ^сж1|-^р11=^сж1|( 1 “Ли) •Здесь г\ п - КПД наружного контура [9]:Л || =£р|| /^сжИ •	(6.11)Подставляя величину £сжц, равную сумме работы компрессора и
кинетической энергии скорости полета, в формулу для L гц, а полученное
выражение - в (6.8), будем иметьП,11= 1 -~7 (1 - Ли) - ~Т—(1 -Ли)ю.^ е	^ сВ данной формуле произведение LK\\m, если не учитывать механиче¬
ские потери, равно значению избыточной работы турбины £тц (6.5). Обо¬
значим отношение работы турбины /,тц к работе цикла Le, представляю¬
щее собой долю работы цикла, передаваемую в наружный контур, через х:x = Lrn/Le.	(6.12)ТогдаV212Л hi= 1 -*( 1 - Л и) - ”7—(1 - Л и )ю.	(6.13)^ е209
В [18] показано, что КПД наружного контура зависит от числа Мп, степени
повышения давления п *кц , аэродинамического совершенства элементов наруж¬
ного контура (которое характеризуется величинами КПД компрессора П*к11»
коэффициентами потерь (рсц, аКан>авх) и обычно лежит в пределах
г| || = 0,85...0,95. При Мп>0 он определяется в основном совершенством эле¬
ментов наружного контура и при анализе уравнения (6.13) может быть принят
постоянным. Если при Мп = 0 величина п кц приближается к единице, то КПД
наружного контура стремится к нулю.Как следует из выражения (6.13), коэффициент гидравлических по¬
терь r| г н зависит от степени двухконтурности и доли работы цикла х,
передаваемой в наружный контур, от скорости полета и работы цикла,
а также от аэродинамического совершенства наружного контура (г| ц).
С увеличением т, х, V п и при снижении Le и т| ц коэффициент г| гц
уменьшается.Обычно гидравлические потери в наружном контуре составляют не¬
большую величину от работы цикла (г| гц * 0,9). Однако в ряде случаев,
например при значительном увеличении степени двухконтурности, ско¬
рости полета или уменьшении работы Le, коэффициент гидравлических
потерь г| гц снижается вплоть до нуля.6.3.2.	Полетный КПДПолетный КПД показывает (6.10), какую часть от приращения ки¬
нетической энергии рабочего тела, проходящего через движитель, со¬
ставляет полезная работа, затраченная на передвижение летательного
аппарата.Подставим в (6.10) тягу Р, выраженную, согласно (б.Зв), через при¬
ращение скоростей. В результате для cCii = cci получимЛп= 1+сс/ va	(614)Выражая сс через удельную тягу по формуле (6.4) и подставляя это
значение в (6.14), имеем^n = 2 + PyaIVn	(614а)Из формул (6.14) и (6.14а) следует, что полетный КПД зависит от
скорости рабочего тела за движителем и скорости полета. При задан¬
ном значении V п величина г| п однозначно определяется удельной тягой
движителя.210
Если Vn= 0, то и т| п= 0, так как работа передвижения не совершает¬
ся. Если Р уд= 0, то г) п= 1. С увеличением удельной тяги движителя при
постоянной скорости Vn полетный КПД уменьшается. И наоборот, с уве¬
личением скорости полета при Руд= const или с с= const полетный КПД
увеличивается.Полетным КПД учитываются специфические потери, харак¬
терные для движителя, взаимодействующего с воздушной средой. Опре¬
делим их, согласно (6.10), как разность между приращением кинетиче-2 2ской энергии Gx (с С-У п) /2 рабочего тела, проходящего через движи¬
тель, и полезной работой Р Vn передвижения летательного аппарата, т.е.Подставляя в полученное уравнение значение Р из (б.Зв), имеем
Е с= (сс ~ ^п)2/ 2. Выразим эти потери для 1 кг воздуха, проходяще¬
го через движитель:, _ (Сс-Уп)2Lс 2В этой формуле разность (сс- Уп) есть скорость движения струи
рабочего тела относительно неподвижной внешней среды (рис. 6.5). По¬
этому потери L с, которые учитываются полетным КПД, представля¬
ют собой кинетическую энергию струи рабочего тела, движущегося
относительно неподвижной внешней среды.Итак, авиационный движитель, взаимодействуя с рабочим телом,
отбрасывает его в сторону, противоположную движению. При этом воз¬
никают специфические
потери - потери кинетиче¬
ской энергии, затраченной
на приведение в движение
рабочего тела относительно
неподвижной внешней сре¬
ды. Такие потери отсутст¬
вуют в обычных движите¬
лях наземного транспорта,
поскольку при движении он
взаимодействует с землей,
масса которой несоизме¬
рима с массой транспорта.Рис. 6.5. К объяснению физического
смысла потерь L с в авиационном
движителе211
После определения потерь кинетической энергии Lc формулу для
ц п (6.10) можно представить в обычном для КПД виде:LcГ|п=1- —2	2	‘	(6.146)(c2c~V Ъ/2Формулы (6.14) применимы для оценки потерь кинетической энергии
ТРДД только при равных или близких значениях скоростей истечения
рабочего тела из контуров. При существенном различии этих значений
полетный КПД следует определять по тем же формулам, но отдельно для
наружного и внутреннего контуров.Результаты проведенного анализа справедливы как для струйного, так и для вин¬
тового движителя.Однако эффективность винтового движителя, как правило, оценивается по вели¬
чине КПД винта, который показывает, какая доля мощности, подведенной к валу винта,
преобразуется в тяговую:Л *-NPINe >где NP=PBVn-тяговая мощность винта; Ne=LT\| r\mG2- мощность на валу винта;
здесь г|т- механический КПД , учитывающий потери мощности в редукторе и транс¬
миссии.Величиной г| в учитываются потери на трение винта о воздух, закрутку потока за
винтом и специфические для авиационного движителя потери кинетической энергии
Lc. Коэффициентом полезного действия винта не учитываются потери мощности в
редукторе и трансмиссии от турбины до вала винта, и только этим он отличается от
КПД винтового движителя П дж= Л в Л m •6.4.	СРАВНЕНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ ГТД КАК ДВИЖИТЕЛЕЙВ разд. 6.2 было показано, что рассматриваемые ГТД (ТРД, ТРДД и
ТВД) различаются по степени двухконтурности, а поэтому сравнение их
сводится к анализу влияния степени двухконтурности на КПД движителя
и удельную тягу. В разд. 6.4.1 удельная тяга выражена через степень
двухконтурности и работу цикла и, кроме того, введено новое понятие
удельной тяги Рудс\>а в Р^Д- 6.4.2 проведен указанный анализ.6.4.1.	Удельная тяга ГТДКак отмечалось в предыдущем разделе, совершенство движителя
характеризуется величиной его КПД г\т. При постоянных значениях
работы цикла и скорости полета КПД движителя однозначно определяет¬
ся отношением тяги к расходу воздуха через основной контур двигателя212
(6.7). Это отношение представляет собой удельную тягу двигателя в
расчете на 1 кг рабочего тела, проходящего через внутренний контур,
т. е. на 1 кг рабочего тела, к которому подводится тепло: Р уд G \ = Р / G \.В разд. 6.1 было введено понятие удельной тяги движителя Руд (6.4).
Из сравнения РyaG \ и Ру}Х следует, что эти удельные тяги связаны соот¬
ношениемPyAG\ = P/Gl = PyR(m+ 1),	(6.15)где (т + 1) = G L / G | - отношение суммарного расхода воздуха через
движитель к расходу воздуха через основной контур двигателя.Необходимо подчеркнуть, что для двухконтурного ТРД характерны
две величины расхода воздуха:Gz = Gi + G||- расход воздуха, проходящего через движитель и,
следовательно, участвующего в создании тяги;G | - расход воздуха, проходящего через тепловую машину и участ¬
вующего в преобразовании тепловой энергии топлива в механическую
работу Lе.В соответствии с этим целесообразно рассматривать и две характер¬
ные удельные тяги. Удельная тяга Руя при заданной тяге однозначно
определяет суммарный расход воздуха (6.4) и, следовательно, габариты
движителя. Значение удельной тяги Р yjlG\ при заданной скорости поле¬
та определяется, согласно (6.7), величинами Le м Л дж:LeР уд G I “ Л дж у ’	(6.16)г пследовательно, она характеризует как термодинамическое совершенст¬
во двигателя, так и совершенство движителя. В следующей главе будет
показано, что при неизменных внешних условиях и параметрах цикла
величиной Рудс\ однозначно определяется удельный расход топлива.
При заданном расходе воздуха через основной контур ею однозначно
определяется тяга двигателя.Следует помнить, что соотношение между Руд и PyRc\ определяется
степенью двухконтурности (6.15). Поэтому если т = const, то при анализе
влияния различных факторов на удельную тягу достаточно рассматри¬
вать одну из этих величин, поскольку другая изменяется аналогично. Ес¬
ли же т ф const, то нужно анализировать обе удельные тяги, поскольку
соотношение между ними изменяется.Удельная тяга двигателя зависит от ряда факторов. В общем случае
эта зависимость достаточно сложна и будет рассмотрена далее. Проана¬213
лизируем частный случай, когда ссц= сс\. Из уравнения (6.6а) для этого
случая получимПодставив значение сс в (6.4), определим Р уд, а следовательно, иИз выражения (6.18) получим формулу для удельной тяги ТРД
(т = 0,г|Г||=1):Удельная тяга ТРД при заданной скорости полета однозначно оп¬
ределяется работой цикла. Удельная тяга ТРДД и ТВД при заданной
скорости Vn и принятом условии сси == сС| зависит, кроме того, от степе¬
ни двухконтурности и коэффициента гидравлических потерь r| г ц.6.4.2.	Зависимость удельной тяги от степени двухконтурностиСравнение ТРД, ТРДД и ТВД как движителей выполним при одина¬
ковых параметрах рабочего процесса и неизменных внешних условиях.
В предыдущей главе было показано, что три рассматриваемых типа дви¬
гателя не различаются как тепловые машины, и при принятом условии
работа цикла у них одинаковая. Одинаковые также температура Т*к и
относительный расход топлива qT. Проанализируем влияние степени
двухконтурности на удельную тягу (Руд и Рудс\) ТРДД как общий слу¬
чай рассматриваемых ГТД.Из (6.17) вытекает, что с увеличением степени двухконтурности
скорость с0и, следовательно, удельная тяга движителя Р уд уменьша¬
ются, что объясняется увеличением доли рабочего тела G н, к которо¬
му не подводится тепло, т. е. распределением энергии по большей массе
рабочего тела. Это приводит к уменьшению потерь кинетической энер¬
гии с выходной скоростью и к увеличению полетного КПД (6.14).Увеличение полетного КПД является фактором, повышающим КПД
движителя. Однако величина г| дж, как уже отмечалось, зависит и от ко¬
эффициента гидравлических потерь в наружном контуре ТРДД (винте(6.17)(6.18)(6.18а)тв/о.214
Рассмотрим идеальный движитель, когда r| г ц = 1, г|Дж=т1п- При
этом удельная тяга Р уд G ( в расчете на 1 кг рабочего тела, к которому
подводится тепло, будет изменяться пропорционально изменению полет¬
ного КПД (6.16), и увеличение степени двухконтурности приведет к не¬
прерывному росту КПД движителя и удельной тяги Р уд GУдельная тяга будет стремиться к максимальному значению
уд g i) max ~ L е! Vn в предельном случае, когда степень двухконтурности
стремится к бесконечности, а КПД движителя - к единице. В частном
случае (Vn = 0) бесконечно большой степени двухконтурности соответст¬
вует бесконечно большая удельная тяга Руд G |.Для реального движителя с увеличением степени двухконтурности
коэффициент гидравлических потерь т|гц уменьшается (6.8), в этом слу¬
чае гидравлические потери растут, а потери кинетической энергии
уменьшаются. Причем вначале преобладающее влияние на г| дж оказывает
полетный КПД, а затем - коэффициент гидравлических потерь. Проти¬
воположное влияние двух факторов приводит к тому, что КПД движи¬
теля и удельная тяга Р yjlG j по степени двухконтурности имеют макси¬
мум (рис. 6.6).Рассмотрим, от каких факторов зависят оптимальная степень двух¬
контурности и максимальное значение удельной тяги Py}lG |.1 2 4 10 20 40 100 200 400 (т+1)ТРД ТРДЦ	ТВДРис. 6.6. Зависимость удельной тяги и определяющих ее параметров от
степени двухконтурности (L е = 560 кДж/кг, Vп = 200 м/с, г| ц = 0,96)215
Чтобы определить оптимальную степень двухконтурности, выразим
удельную тягу Р уд0 | через степень двухконтурности и полученную функцию
исследуем на максимум. Подставив уравнение (6.8) для коэффициента гидравли¬
ческих потерь в (6.18), представим удельную тягу Р yAG \ в следующем виде:Р yjyG\ Упvl/2+ 1-'г IIVl/2т + 1(т + 1) - ( т + 1) (Продифференцируем полученную функцию по степени двухконтурности:дРyjxG I+ и'г IIv\ndm
т+ 1+ 1-Lr\ IV2JV(* + 1)V2J2’ +ii-Vl/2m + 1- 1(m+ 1)Приравнивая производную нулю, после преобразования получаемl-(Lr„+Vn^j2L^)/Lt
Lr\\+ V„yjLrn/2=f(Le,Lrn,Vn). (6.19)Оптимальная степень двухконтурности зависит, таким образом,
от работы цикла, потерь в наружном контуре и от скорости полета.
Чем больше работа цикла и меньше потери в наружном контуре, тем
большая степень двухконтурности необходима для получения макси¬
мальной тяги. С уменьшением скорости полета оптимальная степень
двухконтурности увеличивается.Формулу максимальной тяги можно получить, если выражение для mopt
подставить в исходное уравнение для Рудо |- Максимальная тяга зависит от тех
же факторов, которыми определяется оптимальная степень двухконтурности. При
этом характер зависимости не изменяется (формула максимальной тяги здесь не
приводится ввиду ее сложности).Рассмотрим формулу максимальной тяги для частного случая, когда Vn= 0. Для
этого случая из соотношения (6.19) определим оптимальную степень двухконтурности:L„-Lг II2 Lr\\а из формулы (6.18) - удельную тягу:^удС1=л/2/'«Лгм('«+ 1).216
Подставляя в уравнение удельной тяги т opt и r| г ц (6.8), получаем(Р yjiG\) гL е L г,Г IIПри нулевой скорости полета оптимальная степень двухконтурности и макси¬
мальная удельная тяга Рудс I зависят только от соотношения между работой цикла
и потерями в наружном контуре. Так, если Le = 440 кДж/кг и L гц = 2 кДж/кг, то
оптимальная степень двухконтурности равна -120, а максимальная удельная тяга
Р удС I составляет ~ 6,5 кН с/кг. При уменьшении потерь до 0,4 кДж/кг опти¬
мальная степень двухконтурности увеличивается до ~ 600, а удельная тяга
Р удG | - до ~ 18 кН- с/кг (рис. 6.7).Анализ влияния степени двухконтурности на удельные параметры
ГТД - это сравнение различных типов двигателей: с переходом от ТРД к
ТРДД и далее к ТВД удельная тяга Р удС | повышается (см. рис. 6.6), что
является следствием увеличения степени двухконтурности, т.е. распреде¬
ления энергии по большеймассе и снижения потерь	^Hlкинетической энергии.Сравним различные
типы ГТД при дополни¬
тельном условии - одина¬
ковом расходе воздуха
через основной контур, а
следовательно и при оди¬
наковом расходе топлива
(4.2а). В этом случае уве¬
личение удельной тяги
PyjxG\ ПРИ переходе от
ТРД к ТРДД и ТВД озна¬
чает такое же увеличение
абсолютной тяги и сни¬
жение удельного расхода
топлива (1.2).Сравнение различ¬
ных типов ГТД при усло¬
вии одинаковой тяги по¬
казывает, что переход от
ТРД к ТРДД и далее к
ТВД сопровождается сни¬
жением расхода воздуха1 J 10< 20 40^100 200400^1000 (т+1)ТРД ТРДЦ ТВД ТВаДсамолеты, вертолеты.Рис. 6.7. Зависимость удельной тяги
и коэффициента л г II от степени
двухконтурности (Lе= 440 кДж/ кг,Fn = 0) при различных потерях217
через основной контур двигателя вследствие увеличения удельной тяги
PyzG\ и одновременным повышением суммарного расхода воздуха через
движитель, что объясняется уменьшением удельной тяги движителя Руд.
Снижение G\ и повышение Gz означает, что габариты основного контура
уменьшаются, а габариты движителя увеличиваются. Уменьшаются,
кроме того, как абсолютный, так и удельный расходы топлива.Сравнение ГТД как движителей здесь выполнено для дозвуковых ско¬
ростей полета (см. рис. 6.6). Влияние скорости полета рассмотрено в гл. 7.6.5.	НАИВЫГОДНЕЙШЕЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ЭНЕРГИИМЕЖДУ КОНТУРАМИ ТРДДВ предыдущем разделе зависимость удельной тяги ТРДД от степени
двухконтурности рассматривалась для частного случая распределения
энергии между контурами (ссц = сс|). Выразим удельную тягу ТРДД че¬
рез работу цикла для общего случая, когда ссц*сс|, и проанализируем
зависимость величины Р уд0\ от коэффициента х, характеризующего рас¬
пределение энергии между контурами, как это сделано в [9].6.5.1.	Вывод формулы удельной тяги для общего случая
распределения энергии между контурами (ссц * cd)Тягу ТРДД выразим через удельную тягу внутреннего и наружного
контуров:Р = Руд\С\ + Руд\\С\иоткудаР ynG\ = Р уд1 + ^ уд\\т>	(6.20)а Руд! и Яудп - через скорости истечения рабочего тела из контуров дви¬
гателя:Р улО I — сcl— Уи т ( сclI— Уп) •	(6.20а)Скорость истечения из внутреннего контура определим из уравне¬
ния (5.6), для чего избыточную работу турбины 1тц выразим через Le и
коэффициент х согласно формуле (6.12):сы=ф(\-х)Ье+У2п.Скорость истечения из наружного контура определим из формулы(6.11). Подставив в эту формулу Z, сжц, запишем ее в следующем виде:218
откуда<xii ~л/(2^к11 + К2П) л п •Выражая работу компрессора /,кц через работу турбины LT\\ (6.5), а
работу турбины - через Lcwx (6.12), получаемИз уравнения (6.21) следует, что удельная тяга ТРДД зависит от ра¬
боты цикла, скорости полета (как и обычного ТРД) и, кроме того, от сте¬
пени двухконтурности, распределения энергии между контурами, а также
от потерь в наружном контуре.В гл. 5 отмечалось, что работа цикла зависит от температуры газа
перед турбиной, суммарной степени повышения давления, температуры
наружного воздуха и КПД процессов сжатия и расширения. Следова¬
тельно, удельная тяга Р ya(J\ ТРДД зависит от параметров цикла Т*Г и
п£, параметров движителя, которыми будем называть т их, от внеш¬
них условий Vnu Т Ии от потерь в узлах Л сж > Л р w Л и-Перечисленными факторами определяются также удельная тяга
движителя Р уд (6.15), полетный КПД (6.14а), коэффициент гидравличе¬
ских потерь r| г п (6.13) и, следовательно, КПД движителя.6.5.2.	Зависимость удельной тяги от распределения энергииЗависимость удельной тяги от коэффициента л:, характеризующего
распределение энергии между контурами, проанализируем при условии,
когда т = const и все остальные параметры, от которых зависит Руд, не¬
изменны. (Так как при т = const величины РудС\ и Рул однозначно опре¬
деляют друг друга, то результаты анализа одинаково относятся к Рулс\>
Р Уд и к абсолютной тяге.)Подставляя выражения для сс\ и ссц в (6.20а), получаемРуа(П=л]2Ц-х)Ьа+У2П-УП+т л/(2^+К2п)ЛЛ^(2^е+К2п)лм-Кп](6.21)между контурами ТРДД219
Пусть х = 0. В этом случае в наружный контур энергия не передает¬
ся, а скорость потока на выходе из наружного контура из-за влияния по¬
терь меньше скорости полета и, следовательно, в наружном контуре воз¬
никает отрицательная тяга. Поэтому при х = 0 удельная тяга ТРДД мень¬
ше удельной тяги ТРД.С увеличением х повышаются работа турбины LT\\, передаваемая в
наружный контур, работа компрессора наружного контура £кц, степень
повышения давления п *кц, скорость истечения из наружного контура и
одновременно снижается скорость истечения рабочего тела из внутрен¬
него контура. Тяга наружного контура растет, а внутреннего - снижается.
Одновременно полетный КПД наружного контура уменьшается, внут¬
реннего - увеличивается (рис. 6.8).При х = 1 тяга внутреннего контура равна нулю, так как вся энергия
передается в наружный контур. При этом тяга наружного контура ТРДД
близка к тяге ТРД, если в частном случае принять т = 1 (6.21). Она отли¬
чается от тяги ТРД в этом случае только вследствие влияния потерь в
наружном контуре (г| м < 1).Итак, в двух крайних случаях распределения энергии - при х = 0 и
х = 1 — тяга ТРДД при т = 1 примерно равна (а в случае идеального на¬
ружного контура, rj н = 1, строго равна) тяге ТРД. Из этого следует, что
при 0 < а* < 1 тяга должна иметь максимум, так как в двухконтурном дви¬
гателе она больше, чем в одно¬
контурном (см. разд. 6.4). По¬
следний вывод справедлив и для
случаев, когда т Ф 1.Из формулы (6.16) видно,
что при принятых условиях (Le и
Vn постоянны) удельная тяга
Рудс\ может изменяться только за
счет изменения КПД движителя
г\ дж. Максимум КПД движителя,
а следовательно, максимум тяги,
при изменении х возникает вслед¬
ствие противоположного изме¬
нения полетных КПД внутреннего
(Л ni) и наружного (л пи) контуров.
С увеличением коэффициента х от0	до оптимального значения КПД ’
движителя повышается благодаря
преобладающему влиянию на не¬Рис. 6.8. Зависимости удельной тяги
ТРДД и определяющих ее величин отдс
(L е = 560 кДж/кг, V п = 200 м/с, т = 1)220
го увеличения полетного КПД ц п |, т.е. вследствие доминирующего
влияния снижения потерь кинетической энергии с выходной скоростью
с с |. Дальнейшее увеличение х от оптимального значения до единицы
приводит к снижению г|дж> что объясняется преобладающим влиянием
на него уменьшения полетного КПД г| п п, т.е. доминирующим влиянием
повышения потерь кинетической энергии с выходной скоростью ссц (см.
рис. 6.8). При оптимальном х суммарные потери энергии минимальны.Найдем оптимальное значение jc, при котором тяга ТРДД с заданной
степенью двухконтурности принимает максимальное значение. Для этого
выражение (6.21) представим в следующем виде:Приравнивая производную к нулю и решая полученное выражение относительно
х opt, имеемОптимальному распределению энергии xopt соответствуют максимальная
удельная тяга и оптимальные скорости истечения с С| opt и с сц opt, формулы кото¬
рых получим, подставив (6.22) соответственно в (6.21) и в уравнения для с с\ и
с сц. ТогдагдеB = Lel(y\l 2).Полученное выражение продифференцируем по х:ЗР уд о |	—Вг| п ВI тЛи- I 0 _ Л и)^ еХт (1 / от) + л п(6.22)р удо-1 max = [yJ(B + m+ \)(т л 11 + 1) - (т + 1)] ; (6.23)221
Из полученных формул следует, что оптимальное распределение
энергии и максимальная удельная тяга зависят от степени двухконтурно-
сти, потерь в наружном контуре и соотношения между скоростью полета
и работой цикла. Оптимальное отношение скоростей истечения из реак¬
тивных сопел наружного и внутреннего контуров ТРДД численно равно
КПД наружного контура:fir) =т1"-	<6-24)\CCl/optЕсли движитель идеальный (г| н = 1), то, как следует из (6.22),т G и
*°р* т + 1 Gn+G|В этом случае оптимальное отношение работы турбины /,тц, пере¬
даваемой в наружный контур, к работе цикла равно отношению расхода
воздуха через наружный контур к суммарному расходу воздуха, т.е. оп¬
тимальным является равномерное распределение энергии по массе рабо¬
чего тела. Равномерному распределению энергии соответствуют одина¬
ковые скорости истечения ссц = сс|, одинаковые полетные КПД наруж¬
ного и внутреннего контуров и минимум потерь кинетической энергии с
выходной скоростью.С увеличением потерь в наружном контуре коэффициент хор{
уменьшается, снижается и оптимальное отношение скоростей ссц / сс\.С повышением степени двухконтурности увеличивается соответст¬
венно и доля энергии (xopt), которая передается в наружный контур из
условия оптимального распределения.Наконец, при увеличении работы цикла или уменьшении скорости
полета для обеспечения максимальной тяги ТРДД с заданной степенью
двухконтурности необходимо все большую долю работы цикла переда¬
вать в наружный контур (6.22).Таким образом, оптимальное распределение энергии между наруж¬
ным и внутренним контурами близко к равномерному распределению
энергии по массе рабочего тела в этих контурах. Оно отличается от рав¬
номерного только вследствие влияния дополнительных потерь, связан¬
ных с передачей энергии из внутреннего контура в наружный.В предыдущем разделе было показано, что при постоянном подводе
энергии тягу двигателя можно повысить за счет увеличения степени
двухконтурности. Однако такое повышение тяги сопровождается увели-222
чением габаритов двигателя, что не всегда приемлемо по условиям при¬
менения летательного аппарата. Рассмотренный здесь максимум функции
Р =/(*) при т = const достигается без изменения диаметральных габари¬
тов. Поэтому в процессе проектирования двигателя при выбранном зна¬
чении т нужно стремиться к такому х, при котором обеспечивается
практический максимум тяги. Необходимое значение коэффициента х
обеспечивается путем выбора соответствующего значения степени
повышения давления вентилятора п *кц. При этом изменяется число сту¬
пеней вентилятора или их напорность. Соответственно изменяется число
ступеней турбины вентилятора или их нагруженность.Определим величину х\ характеризующую частный случаи распределения
энергии, когда ссц =сс\. Для этого в формулу (6.12) подставим LT\\ из (5.6) и Le из
(6.6а). Тогда. /Я+1-ТЫ1X =		•т + 1Величина х' незначительно отличается от *opt, и это отличие практи¬
чески не влияет на удельную тягу двигателя. Расчеты показывают, что в
широком диапазоне изменения степени двухконтурности удельная тяга
PyjxG\ ТРДД, рассчитанная по формуле (6.18), незначительно отличается
от максимальной удельной тяги, определенной по формуле (6.23). По¬
этому в дальнейшем зависимость удельной тяги Р удС7| ГТД от различных
факторов анализируется по формуле (6.18), что примерно соответствует
случаю оптимального распределения энергии.Резюме(по теме "Силовая установка с газотурбинным двигателем как движитель")1. Эффективной тягой движителя (двигателя) называют равно¬
действующую всех сил, приложенных к его внутренним и наружным по¬
верхностям. Тягой (или внутренней тягой) называют равнодействую¬
щую сил избыточного (над атмосферным) давления и сил трения, при¬
ложенных к внутренним поверхностям двигателя и к жидкому контуру
на входе, разделяющему потоки рабочего тела, проходящего через дви¬
гатель и обтекающего его. Эффективная тяга меньше внутренней на
величину внешнего сопротивления.Приращение скорости рабочего тела в движителе (сс- Vn) чис¬
ленно равно его удельной тяге Р уд, т.е. отношению тяги к расходу рабо¬
чего тела через движитель, а произведение Р уд (т + 1) равно удельной
тяге в расчете на 1 кг рабочего тела, проходящего через внутренний223
контур Руа0Ь т.е. отношению Р/ G\. Удельная тяга ТРДД зависит от
параметров цикла (Г* и nz), параметров движителя (т, х), внешних ус¬
ловий (V ииТн) и потерь в узлах (г| сж , Л Р w Л н)-3.	Турбореактивный и турбовинтовой двигатели можно рассмат¬
ривать как частные случаи ТРДД с различной степенью двухконтурно¬
сти - от т = О (ТРД) до т ~ 1000 (ТВД с вертолетным винтом). Во всех
трех силовых установках механическая энергия, численно равная работе
цикла, затрачивается на приращение кинетической энергии рабочего
тела, проходящего через движитель, и на преодоление гидравлических
потерь в движителе.4.	Коэффициент гидравлических потерь л hi показывает, какую до¬
лю от работы цикла составляет приращение кинетической энергии ра¬
бочего тела, проходящего через движитель. Он зависит от аэродинами¬
ческого совершенства (л и) наружного контура ТРДД (винта ТВД) и
параметров движителя (т, х), а также от скорости полета и работы
цикла.5.	Авиационному движителю присущи специфические потери - по¬
тери кинетической энергии с выходной скоростью. Они оцениваются
полетным КПД, который показывает, какую часть от приращения ки¬
нетической энергии рабочего тела составляет полезная работа, затра¬
ченная на передвижение летательного аппарата. Полетный КПД при
Vn = const однозначно определяется удельной тягой движителя Р уд.
С увеличением Р уд он снижается.6.	Эффективность движителя оценивается с помощью коэффици¬
ента полезного действия л дж, который представляет собой отношение
полезной работы РУп передвижения летательного аппарата к работе
цикла всего рабочего тела LeG \ и учитывает как гидравлические потери
в наружном контуре ТРДД (винте ТВД), так и потери кинетической
энергии с выходной скоростью л дж= Л г IIЛ п* Произведение КПД движи¬
теля и работы цикла л ДЖЬ с равно произведению удельной тяги и скоро¬
сти полета Р уд(; \V П, т.е. полезной работе передвижения летательного
аппарата в расчете на 1 кг рабочего тела, к которому подводится тепло.1.	При заданной степени двухконтурности максимальная тяга
ТРДД достигается при оптимальном распределении энергии между
контурами (xopt), соответствующем максимальному значению КПД
движителя. Наличие максимума КПД движителя и тяги по х объясня¬
ется противоположным изменением потерь кинетической энергии рабо-2чего тела на выходе из внутреннего (сс(-Кп)/2 и наружного224
( сс\\~ ^п)2/2 контуров. Оптимальное распределение энергии, при кото¬
ром суммарные потери оказываются минимальными, близко к равномер¬
ному (<а для идеального движителя, т.е. при rj ц= 1, соответствует
равномерному) распределению энергии по массе рабочего тела обоих
контуров.8.	С увеличением степени двухконтурности (при x = *opt) удельная
тяга Р уд непрерывно снижается, а удельная тяга PyaG\ имеет макси¬
мум. Наличие максимума Р у1Хо \ по степени двухконтурности объясняет¬
ся противоположным влиянием двух факторов: уменьшением потерь
кинетической энергии с выходной скоростью при увеличении т и ростом
гидравлических потерь. Степень двухконтурности современных ТРДД,
предназначенных для самолетов с дозвуковыми скоростями полета,
достигает 6 ... 10. Ожидается ее дальнейшее увеличение до уровня
15 ... 20 на двигателях со сверхбольшой степенью двухконтурности и до
30 ... 60 на винтовентиляторных двигателях [34].9.	Оптимальные параметры движителя (т opt их0 pt), а также мак¬
симальное увеличение удельной тяги ТРДД Р удС| (по сравнению с ТРД)
зависят только от соотношения между работой цикла, потерями в на¬
ружном контуре Lr\\ и скоростью полета. Увеличение работы цикла,
которое обеспечивается главным образом за счет увеличения Т сни¬
жение потерь Lr\\ и уменьшение скорости полета приводят к увеличе¬
нию оптимальных параметров (т opt, *opt) и тяги оптимального ТРДД
(по сравнению с тягой ТРД).10.	Три основных типа ГТД существенно отличаются друг от друга
как силовые установки летательных аппаратов. Переход от ТРД к
ТРДД и далее к ТВД при небольших дозвуковых скоростях полета и оди¬
наковой затрате энергии позволяет увеличить тягу в несколько раз, что
объясняется распределением энергии по большей массе рабочего тела,
снижением потерь кинетической энергии с выходной скоростью, т.е.
ростом КПД движителя. Рассматриваемые типы ГТД отличаются друг
от друга как движители.Контрольные вопросы1.	Сформулируйте теорему импульсов и выведите формулы для опре¬
деления тяги двигателя и сил, действующих на контур абвгд со стороны
внутреннего и наружного потоков.2.	Что представляют собой эффективная, внутренняя и удельная тяги?
Вывод формул.8 - 8305225
3.	Что представляет собой внешнее сопротивление и как оно вычисля¬
ется? Изложите способы вычисления внутренней и эффективной тяги.4.	Как образуется тяга (струйным и винтовым движителями), куда она
приложена и как передается летательному аппарату?5.	Докажите, что силовые установки с ТРД и ТВД можно рассматри¬
вать как частные случаи ТРДД.6.	Коэффициент гидравлических потерь rj г ц. От каких факторов и как
он зависит?7.	Полетный КПД. Какие потери им учитываются, от каких факторов и
как он зависит?8.	Дайте определение КПД движителя. Какова основная особенность
движителя, взаимодействующего с воздушной средой (по сравнению с движи¬
телем наземного транспорта)?9.	Проанализируйте влияние степени двухконтурности на удельную
тягу движителя Р уд, КПД движителя и удельную тягу Р удс |.10.	От каких факторов и как зависит оптимальная степень двухкон¬
турности?Какое влияние эти факторы оказывают на функцию Р удс | = /(т) ?11.	Как и почему при одинаковой затрате энергии тяга ТРДД и ТВД отли¬
чается от тяги ТРД в условиях дозвуковой скорости полета?12.	Сравните ТРД и ТРДД при одинаковых параметрах цикла и при сле¬
дующих дополнительных условиях: 1) G j = const; 2) G % = const; 3) P = const.13.	От каких факторов в общем случае зависит удельная тяга ТРДД?
Выведите формулу для Р удс |.14.	Проанализируйте влияние распределения энергии между контурами
(коэффициент х) на удельную тягу ТРДД.15.	От каких факторов и как зависит * opt? Какое влияние эти факторы
оказывают на функцию Р удд \ = f(x)l16.	Сформулируйте основные выводы (резюме) по теме "Силовая уста¬
новка с газотурбинным двигателем как движитель".Задачи1.	Определить результирующую силу полного, а также избыточного
(над атмосферным) давления на внутреннюю поверхность сопла (проекцию
на его ось) по известным параметрам в сечении СМ (рис. 1.5, а):
р см= 164 кПа, Гсм=440К, А,см=0,434, если атмосферное давление
р н= 101,3 кПа, эффективная площадь выходного сечения F с= 1,53 м2 и ко¬
эффициент скорости ф с= 0,99.2.	По заданным значениям параметров газа на входе в сужающееся со-'
пло Р см= 58,3 кПа, Гсм=370К, по эффективной площади его выходного226
сечения Fc кр= 1,53 м2 и коэффициенту скорости ф с= 0,99 определить тягу
ТРДДсм для случая его работы в САУ на высоте Н- И км при М п=0,8. При¬
нять v с= 1.3.	Рассчитать тягу ТРДДсм, если в САУ на высоте Н= 11 км при
М п= = 0,8 заданы параметры газа на входе в сопло р £M= 58,3 кПа,
Гсм=370 К, эффективная площадь его минимального сечения Fc Кр= 1,53 м2
и коэффициент тяги Рс= 0,955. Принять v с= 1 и коэффициент восстановле¬
ния давления в сужающейся части сопла ст с кр= 0,987.4.	Определить эффективную тягу ТРДДсм при условии полного рас¬
ширения газа, если на высоте Н= 11 км при Мп=0,8 параметры на входе всопло р см= 58,3 кПа, ГсМ=370 К, расход G= 187 кг/с, коэффициент скоро¬
сти фс=0,99, площадь миделевого сечения Рт^=2,5м2 и коэффициенты
внешнего сопротивления входного устройства и сопла схвх = 0,03,
с х кор = 0,02. Принять v с= 1.5.	Заданы параметры газа на входе в сопло ТРДДсм /?см=58,3 кПа,
Тсм=370 К, эффективная площадь его минимального сечения ^с.кр= 1>53 м2,
коэффициент эффективной тяги Рсэ$=0,91 и внешнее сопротивление входно¬
го устройства Xвх =800 Н при Н= 11 км, Мп=0,8. Найти эффективную тягу
двигателя. Принять v с= 1, ст с.кр= 0,987.6.	Определить тягу, развиваемую ТРД в стандартных атмосферных усло¬
виях у земли при скорости Vn= 900 км/ч, если при критическом истечении газа
из суживающегося сопла площадью ^с.кр= 0,7 м2 скорость истечения и стати¬
ческое давление равны соответственно 550 м/с и 150 кПа. Принять
v с= Ц с =Ф с= 1 •7.	Определить расход воздуха через винт ТВД при скорости полета
Vп= =600 км/ч, если расход воздуха через двигатель С7 |= 10 кг/с, работа
цикла L е = 500 кДж/кг, коэффициент гидравлических потерь винта Л /• 11= 0,9,
скорость потока за двигателем сс|= 210 м/с и скорость потока за винтом
с сц= 200 м/с.8.	Определить тягу ГТД, если при скорости полета Vn= 800 км/ч рас¬
ход воздуха через основной контур двигателя, работа цикла и КПД движи¬
теля равны соответственно 30 кг/с, 600 кДж/кг и 0,5.9.	Определить удельную тягу Р уд и КПД движителя г| дж ТРДД, если при
скорости полета V п= 950 км/ч скорость рабочего тела на выходе из движителя
с сИ= с cl= 550 м/с, коэффициент гидравлических потерь наружного контура
Л hi =0,9.К*227
10.	Как и во сколько раз изменятся удельная тяга движителя -Руд и удель¬
ная тяга Руд о |, если с увеличением степени двухконтурности ТРДЦ от 0 до
6 КПД движителя увеличивается от 0,3 до 0,5 при постоянных значениях ско¬
рости полета и работы цикла?11.	Определить расход воздуха через основной контур ТРДЦ при скорости полета
Уп= 950 км/ч, если тяга двигателя Р = 30 кН, степень двухконтурности т = 5, скорости
истечения из наружного и внутреннего контуров при полном расширении равны соот¬
ветственно 600 и 670 м/с. Принять v с = 1.12.	Сравнить удельную тягу движителя Руд ТРЦ, ТРЦД (т = 2) и ТВД
(т = 100), удельную тягу Р уд q |, полетный КПД и КПД движителя г| дж, если
при Fn=700 км/ч работа цикла Le = 600 кДж/кг, коэффициенты гидравличе¬
ских потерь наружного контура ТРДЦ и винта ТВД равны соответственно 0,9 и
0,8. Принять с сц= с с|.13.	Сравнить ТРД, ТРДЦ (т =4, r\ г ц= 0,9) и ТВД (т =50, л Н1= 0,85) по
тяге и КПД движителя в стандартных атмосферных условиях на высоте
Я= 11 км при Vn= 850 км/ч, если расход воздуха через основной контур двига¬
теля G в |=20 кг/с, температура газа перед турбиной Т*= 1550 К, суммарная
степень повышения давления тс £= 70, КПД процессов сжатия и расширения
Л сж= 0,85, л р= 0,93. Принять с сц= с С|.14.	Сравнить тягу трех двигателей, различающихся только степенью
двухконтурности (т = 0, 4, 8), и их КПД движителя Л дж в стандартных атмо¬
сферных условиях на высоте Н= 11 км при Уп= 850 км/ч, если суммарный
расход воздуха через двигатель G в £= 100 кг/с, температура газа перед турби¬
ной Т*г= 1550 К, суммарная степень повышения давления =70, КПД про¬
цессов сжатия и расширения л сж= 0,85, л р= 0,93, коэффициент гидравличе¬
ских потерь наружного контура л г II= 0,9. Принять с сц= с С|.151. Определить внешнее сопротивление ПВРД, в качестве которого
под самолетом подвешена цилиндрическая труба диаметром 1 м, в условиях
работы при дозвуковой (Я=11км, Мп=0,8) и сверхзвуковой (Я=11км,
Мп=2,5) скоростях полета, если степень повышения температуры в трубеФ *Т г / Ти = 3. Гидравлическими потерями пренебречь.1	Задача повышенной сложности.
ГЛАВА 7ОСНОВНЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ ИЗМЕНЕНИЯ
УДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ГТДВ главе приведены общие критерии эффективности авиационного
ГТД, характеризующие силовую установку в целом - как тепловую ма¬
шину и как движитель. Рассмотрены зависимости удельной тяги и крите¬
риев эффективности от параметров цикла (7^, 7is) и движителя (/и, х\ от
внешних условий (Vп, Тн ) и от потерь в узлах (л сж > Л р > Л II )• Полученные
в рамках принятых допущений результаты расчета носят качественный характер
и не могут служить основанием для выбора параметров проектируемого двигате¬
ля. Вопрос о современных методах расчета удельных параметров и основных
данных ГТД затронут в гл. 8, а методология выбора параметров цикла и движите¬
ля-в гл. 16 [42].7.1.	ОБЩИЙ КПД И УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВАОбщим КПД называется отношение полезной работы Р Vп пере¬
движения летательного аппарата к располагаемой энергии GTHU вне¬
сенного в двигатель топлива:PVп PVп
^“GA'Gieo'	(7Л)Так как отношение тяги двигателя к расходу воздуха через основной
контур равно удельной тяге РуАс\ в расчете на 1 кг рабочего тела, к кото¬
рому подводится тепло, то выражение общего КПД можно записать в
следующем виде:^удО I Vп	(п л \1.--^' (г,а)Умножая числитель и знаменатель полученного выражения на рабо¬
ту цикла, имеемЛ о — Л е Л дж •	(7*2)Общий КПД показывает, какая часть располагаемой энергии вне¬
сенного в двигатель топлива преобразуется в полезную работу пере¬
движения летательного аппарата. Он характеризует двигатель в це¬
лом: и как тепловую машину, и как движитель.Однако общим КПД нельзя оценивать эффективность двигателя при
УП = 0, так как в этих условиях л о = 0. А поскольку большая часть испы¬
таний авиационных двигателей ведется в стендовых условиях при нуле-
вой скорости полета, на практике в качестве критерия топливной эко¬
номичности турбореактивного двигателя используется удельный расход
топлива Суд(1.2).Выражая расход топлива и тягу в формуле (1.2) соответственно че¬
рез относительный расход топлива дТ и удельную тягу Рудс \ > получаем3600 <7Т v [.сУД= р ’	(7.з)Г удС Iгде v'r = Ger IGB| - коэффициент изменения массы воздуха в проточ¬
ной части двигателя от сечения В до Г (в гл. 7, как и в гл. 5 и 6, изменени¬
ем массы рабочего тела пренебрегаем, коэффициент v'r принимаем рав¬
ным единице).Связь между Суд и г|0 очевидна, поскольку из (7.1) получаем се¬
кундный удельный расход топлива GT/P = Vn/(r\QHu) и тогда3600 Упсу=1ПГ-	(74)Mo п иКак следует из (7.4), удельный расход топлива при Vn = const и Ни = const
изменяется обратно пропорционально общему КПД. С повышением эф¬
фективности двигателя общий КПД растет, а удельный расход топлива
снижается.Общий КПД зависит от параметров цикла (Т\ и 7iz) и движителя (т
и jc), от внешних условий (Fn и Гн) и потерь в узлах (г| сж, Л р» Л н)> от
коэффициента полноты сгорания топлива л г- От этих же факторов, а
также от удельной теплоты сгорания топлива Ни зависит, следовательно,
и удельный расход топлива.Общий КПД лучших современных ТРДД с высокими параметрами
цикла и движителя в крейсерских условиях длительной работы
(Я=11км, Мп = 0,8 ... 0,85) равен -0,35. Примерно 65 % тепловой
энергии, внесенной в двигатель с топливом, рассеивается в атмосфере:
~ 50 % - в виде горячих выхлопных газов, вытекающих из основного
контура; менее 10 % - в виде подогретого воздуха, вытекающего из на¬
ружного контура, и еще примерно столько же - в виде кинетической
энергии струи рабочего тела, покинувшего движитель (наружный и внут¬
ренний контуры). Такому КПД соответствует удельный расход топлива,
равный ~ 55 кг / (кН ч).Подчеркнем, что удельный расход топлива в крейсерских условиях
полета является, как показано в [42], одним из основных 'показателей
совершенства двигателей пассажирских и транспортных самолетов.230
Вместе с уровнем аэродинамики планера он определяет топливную эф¬
фективность самолета.При постоянном общем КПД удельный расход топлива изменяется
с изменением скорости полета (7.4) и в этом случае Суд не может быть
критерием эффективности. Это обусловлено тем, что величина Суд оп¬
ределяется как отношение расхода топлива к тяге, а не к работе передви¬
жения летательного аппарата.Введем понятие удельного расхода топлива С N как отношение величины
G х к тяговой мощности С н = 3600 G т / N р . Выражая мощность через тягу
N р = PV п , имеем С N = С уД/УП, С учетом (7.4) получим_ 3600
N Ниг\о'Удельный расход топлива С N при Н и = const однозначно определяется об¬
щим КПД. Однако величина С N при V п = 0 обращается в бесконечность, поэто¬
му удельный расход С ^, как и общий КПД, не может служить критерием для
оценки эффективности двигателей по результатам их стендовых испытаний.Экономичность ТРД и ТРДД оценивается, как уже отмечалось, по
удельному расходу топлива Суд. Это неприемлемо для ТВД (ТВаД), так
как тяга винта этого двигателя в условиях стендовых испытаний не заме¬
ряется. (Критерием Суд ТВД оценивается только в тех случаях, когда его
необходимо сравнить по экономичности с ТРД или ТРДД.) Обычно для
такой оценки применяется величина Се (1.2а). Учитывая, что
Ne = PVn / ц в, а отношение г| 0 / Л в равно эффективному КПД (без учета
механических потерь), получаем3600ce = 7j— *	(7.5)пи Л еЭффективный удельный расход топлива Се ТВД (ТВаД) при
Ни = const однозначно определяется эффективным КПД (строго говоря,
при cc\=Vn). Величина Се характеризует двигатель только как тепловую
машину.7.2.	ЗАВИСИМОСТЬ УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ
И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ОТ ПАРАМЕТРОВ ЦИКЛАВлияние параметров цикла (температуры газа перед турбиной и
суммарной степени повышения давления) на удельные параметры двига¬
теля рассмотрим при условии, что величины Vn, Тн, rj сж, г| р, ц п, г| г и m
сохраняются неизменными, а распределение энергии между контурами
задается равенством скоростей ссц = сс|.231
7.2.1.	Зависимость удельных параметров двигателя
от температуры газа перед турбинойВлияние температуры Тг на удельные параметры двигателя рас¬
смотрим при условии сохранения постоянной суммарной степени повы¬
шения давления.Влияние температуры газа перед турбиной на удельную тягу.При принятых условиях его целесообразно анализировать по формуле(6.18). С повышением Т*г возрастает работа цикла (см. разд. 5.3), что и
оказывает определяющее влияние на удельную тягу: она повышается на
всех трех типах ГТД вследствие увеличения количества тепла, подве¬
денного к рабочему телу (рис. 7.1, а). Сделанный вывод относится и к
удельной тяге движителя Руд и к удельной тяге Руд0\ в расчете на 1 кг
рабочего тела, к которому подводится тепло.уд24001600800О'-■уд ,
1001,Н-с/кг/////Рул<;\'5800 1200 1600 ТГ\Ка)806040201					кг/кН ч2альн.ГТДТг/ ч,)еальн.1	гдКГ! g!/		0,80,4VЧ^	\	\'С-л*.	-*■н/г/0,40,2800 1200 1600 77,1с800 1200 1600 Т*9 К
<0Рис. 7.1. Зависимости удельной
тяги (а), КПД (б) и удельного
расхода топлива (в) от Т г(rH = 216 К, Vn = 200 м/с, 71 z = 35,
Л сж = 0,85, rj р =0,93):	ТРД;	ТРДД, /и = 2;	ТВД, w = 80232
При изменении температуры Т* не сохраняется постоянным и коэф¬
фициент г) гц. Однако при const и постоянном аэродинамическом совер¬
шенстве движителя он изменяется качественно так же, как и работа цикла(6.8). Причем в рабочем диапазоне температур Тг коэффициент Г|гц изме¬
няется незначительно.Рост Р уд при условии обеспечения заданной абсолютной тяги ведет
к снижению габаритов и массы двигателя. Поэтому увеличение темпе¬
ратуры газа перед турбиной - основная тенденция авиационного двига-
телестроения. С начала 40-х годов до конца XX века максимальная тем¬
пература Т\увеличилась примерно в 2раза: от 1000 до 2000 КПри уменьшении температуры газа перед турбиной до минимально¬
го значения r*min удельная тяга ГТД падает до нуля, так как количество
подведенного к рабочему телу тепла, уменьшаясь, становится равным
величине потерь тепла с выхлопными газами.Для ТРД работа цикла при этом равна нулю, а значение Т *Г mjn определя¬
ется по формуле (5.9). В ТРДД и ТВД к тепловым и гидравлическим потерям
в основном контуре двигателя добавляются гидравлические потери в движи¬
теле. Поэтому в этих двигателях количество тепла Q \ = Срг (ТГт[п- Тк),
подведенного к рабочему телу и затраченного на преодоление потерь, соот¬
ветственно больше. Следовательно,Т г minT В Д > ^ г ттТРДД > ^ г ттТРД >а работа цикла больше нуля и затрачивается на преодоление гидравличе¬
ских потерь в наружном контуре (винте) Lr\\m = Le. Коэффициент гидрав¬
лических потерь ЛгП в точке с минимальной температурой газа перед тур¬
биной равен нулю (6.8).Влияние температуры газа перед турбиной на удельный расход
топлива. Удельный расход топлива изменяется обратно пропорциональ¬
но общему КПД, который равен произведению эффективного КПД на
коэффициент гидравлических потерь г| гц и на полетный КПД.Подчеркнем, что влияние коэффициента т|гц качественно не отлича¬
ется от влияния эффективного КПД (и физические причины их изменения
одинаковы). Поэтому далее анализ функции трех переменных Ло=/(г1е>
ЛньЛп) заменен анализом функции двух переменных Л о=/(Л Л п)>
что делает такой анализ более простым, но не менее строгим
(рис. 7.1,6,в).При минимальной температуре	общий КПД двигателяравен нулю, а удельный расход топлива стремится к бесконечности, так
как в этом случае удельная тяга двигателя равна нулю. Как отмечалось, с233
повышением температуры газа перед турбиной увеличивается эффектив¬
ный КПД (см. разд. 5.5), а также коэффициент гидравлических потерь
г| г и, что объясняется увеличением работы цикла и уменьшением доли
тепла, идущего на преодоление гидравлических потерь в обоих контурах
двигателя. Одновременно увеличиваются скорость рабочего тела за дви¬
жителем сс, а следовательно, и потери кинетической энергии с выходной
скоростью, т.е. уменьшается полетный КПД.Таким образом, с увеличением Т* на общий КПД и удельный расход
топлива два фактора оказывают противоположное влияние. Вначале
{при небольших температурах) преобладает уменьшение доли тепла,
идущего на преодоление гидравлических потерь, затем (при высоких
температурах) - увеличение потерь кинетической энергии. Это приво¬
дит к тому, что общий КПД вначале увеличивается, затем уменьшает¬
ся, а при некоторой температуре, которую называют экономической
Т г эк > имеет место максимум.Чтобы определить, от каких параметров зависит экономическая
температура, выразим общий КПД через параметры рабочего процесса и
полученную функцию исследуем на максимум.Для этого в формулу (7.1а) подставим величину удельной тяги из(6.18), а располагаемую энергию внесенного в двигатель топлива выразим
через температуру газа перед турбиной (см. разд. 4.1.2 и 4.1.3). ТогдаКп(/и+ 1)лЛ. /2 Z,e л ги , „г
'Р ^С учетом зависимости (5.5) работу цикла выразим через работу расширения
и сжатия. Причем работу расширения представим в следующем виде:Lp~ Т*1р, где 1р = срг l-l/я *гЛр.Пренебрегая изменением теплоемкости рабочего тела, имеем^c2(TUp-Lcx) + V2n-VnЛо_с1	г*1	г— 1 кгдеVn{m+ 1)Лг.	2 Л hiС|	ср ’ °2 m+l'Продифференцируем л о по Т *, полагая, что с \ и с2 не зависят от тем¬
пературы газа перед турбиной:234
dn_oдТ *'= С](Тг-К)cjL2 ~\/ с2(Т\ I „-I Сж) + У2„ЫсАт*'1г-I «J+Kn-Kj(г;-г*к)2Приравнивая производную к нулю, после некоторых преобразований получаем
2 L<Т =■1 Г. ЭКlp	‘р V	с2Выражение для Г *г эк можно привести к следующему виду:
к-1Т’гэк=7’н+11-1 +2Mn*JkR х(7.6)*-i71/ (W+1),(я2* -1)глгн/Из (7.6) следует, что экономическая температура газа перед турби¬
ной зависит от потерь в узлах двигателя (г| сж, r| р, r\ г ц), скорости полета,
суммарной степени повышения давления температуры наружного
воздуха и от степени двухконтурности.Для идеального ГТД (г| сж= 1, rj р= 1, rj нг 1) из выражения (7.6) по¬
лучим 7^эк= Т*К s. Максимум общего КПД и минимум удельного расхода
топлива достигаются при минимальной температуре газа перед турбиной,
а увеличение Т* приводит к непрерывному росту удельного расхода Суд,
что объясняется действием одного фактора - увеличением потерь кине¬
тической энергии (см. рис. 7.1, в).Увеличение потерь в узлах двигателя приводит к смещению мини¬
мума удельного расхода топлива в сторону больших значений темпера¬
туры газа перед турбиной. С увеличением скорости полета потери кине¬
тической энергии с выхлопными газами уменьшаются, что приводит к
увеличению экономической температуры газа перед турбиной. С увели¬
чением суммарной степени повышения давления рабочего тела темпера¬235
Рис. 7.2. Зависимости экономической
температуры Ггэк
от я £ при т = var (Гн = 216 К):	^п = 0;	-Vn = 750 км/чтура Т гэк увеличива¬
ется (рис. 7.2). Кроме
того, из выражения(7.6)	следует, что эко¬
номическая темпера¬
тура Г*Гэк изменяется
пропорционально тем¬
пературе наружного
воздуха.С увеличением
степени двухконтур¬
ности экономическая
температура повыша¬
ется, и на различных
типах ГТД наблюдает¬
ся различный характер
зависимостей удельно¬
го расхода топлива от
температуры Т*. На
ТРД температура газаперед турбиной обычно превышает величину Т\ эк. В этом случае с уве¬
личением Т* удельный расход топлива возрастает. На ТВД, наоборот,
Г* эк выше максимально достигнутых в настоящее время температур,
поэтому с увеличением Г* эк удельный расход топлива Суд монотонно
снижается (см. рис. 7.1, в).Отмеченные особенности функции Cya=f(T*) объясняются различ¬
ным изменением КПД движителя (7.2), поскольку газотурбинные двига¬
тели как тепловые машины не отличаются друг от друга. На ТРД с уве¬
личением Т* КПД движителя, равный полетному КПД, значительно сни¬
жается (см. рис. 7.1, б) вследствие увеличения потерь кинетической энер¬
гии. На ТВД, где внесенная в двигатель энергия распределяется по боль¬
шей массе рабочего тела, потери кинетической энергии невелики, поэто¬
му снижение полетного КПД с ростом Т*т компенсируется увеличением
коэффициента гидравлических потерь, и КПД движителя ТВД (КПД вин¬
та) в рабочем диапазоне сохраняется примерно постоянным. Величина
КПД движителя ТРДД занимает промежуточное положение между зна¬
чениями г|дж ТРД и ТВД. Такое же положение занимает и температура
Т г эк трдд “ с увеличением степени двухконтурности она увеличивается, и236
удельный расход топлива ТРДД приближается к удельному расходу Суд
ТВД как по величине, так и по характеру изменения.Следствием различного изменения КПД движителя в зависимости от
Т* является также и различная интенсивность изменения удельной тяги
Рудс\ по Тг (см. рис. 7.1, а), что видно из формулы (6.16). Поскольку в
рабочем диапазоне температур г| дж твд * const, удельная тяга ТВД изме¬
няется линейно по работе цикла, а следовательно, и по температуре газа
перед турбиной. Функциональная зависимость удельной тяги ТРД от Т*
более пологая вследствие снижения КПД движителя. В частном случае,
при Уп = О удельная тяга ТРД изменяется пропорционально корню квад¬
ратному из работы цикла (6.18а).Итак, экономическая температура газа перед турбиной, а следова¬
тельно, и характер изменения Суд по Т* зависят от КПД, n 2, Vп, Ти и т.
Здесь подробно проанализировано влияние только степени двухконтур¬
ности (типов двигателей) на функцию Суд=/(Т\). Следует, однако,
иметь в виду, что аналогичное влияние оказывает каждый из перечислен¬
ных параметров, если изменять его в широких пределах. Например, при
значительном снижении КПД (л сж, Л р > Л hi)> увеличении или скоро¬
сти полета Кп температура Т* эк, как уже отмечалось, повышается, что
ведет к расширению диапазона температур, в котором с увеличением Т*
удельный расход снижается (левая ветвь функции Суд удлиняется, правая
укорачивается). Поэтому функциональные зависимости, показанные на
рис. 7.1, в, справедливы, строго говоря, только для тех условий, которые
указаны в подрисуночной подписи. Сделанный вывод важен для оценки
влияния скорости полета, поскольку ГТД применяются в широком диапа¬
зоне скоростей. Так, на больших сверхзвуковых скоростях температура
Т*зк существенно повышается (левая ветвь функции Суд=/(Т*) стано¬
вится доминирующей); на скоростях Vn, близких к предельным
(разд. 7.4.1), с увеличением температуры Т* удельный расход топлива
всегда снижается на газотурбинном двигателе любого типа и схемы при
любых параметрах рабочего процесса.По рис. 7.1 можно сравнить удельные параметры трех основных ти¬
пов ГТД при одинаковой температуре газа перед турбиной: удельная
тяга Рудс\ ТВД и ТРДД превышает удельную тягу ТРД, а Суд ТВД и
ТРДД меньше Суд ТРД, что обусловлено увеличением степени двухкон¬
турности.237
7.2.2. Зависимость удельных параметров двигателя
от суммарной степени повышения давленияВлияние суммарной степени повышения давления на удельные па¬
раметры двигателя рассмотрим при условии сохранения постоянной
температуры газа перед турбиной.Зависимости удельной тяги и общего КПД от суммарной степени
повышения давления имеют максимум, а удельного расхода топлива -
минимум (рис. 7.3). Максимум удельной тяги всех трех типов ГТД совпа¬
дает с максимумом работы цикла, т.е. достигается при оптимальной
степени повышения давления nLopt и объясняется противоположным
влиянием наЬе двух факторов: увеличением термического КПД с ростом
л z и одновременным уменьшением количества подведенного тепла.Cv., .кг/кН чУ'1 г—гшг-1	я)w1701309050104Х"7IIIРеалън.ГТДИдеааыГн.t\\iVA1Ггдk v\,fN 14/\Ji\ Ч>;\N-Л/\sy		\v i'"/-кCtVrL. гt- 1Рис. 7.3. Зависимости удельной
тяги (а), КПД (б) и удельного
расхода топлива (в) от п %(обозначения по рис. 1.1;
Т*= 1600 К)/ 2 410 20 40 100 200Пт238
Максимум общего КПД и минимум удельного расхода топлива дос¬
тигаются при суммарной степени повышения давления, которую назы¬
вают экономической я s эк. Наличие максимума КПД г| 0 (.минимума
Суд) объясняется противоположным влиянием этих же двух факторов,
однако на величину r| 0(Сул), строго говоря, влияет не уменьшение коли¬
чества подведенного тепла, а возникающее в результате этого увеличе¬
ние доли тепла, идущего на преодоление гидравлических потерь, т.е.
уменьшение коэффициентов гидравлических потерь r| г \ и r| г ц (см.
разд. 5.5 и 6.3).Разные типы ГТД имеют различные значения я£эк. Для ТВД
я £ эк= я £ (максимум общего и эффективного КПД достигается при оди¬
наковом 71 £), так как КПД движителя г| Джтвд сохраняется практически
постоянным в диапазоне величин я 2, близких к я %. Для ТРД величина
Леэк>7Се> поскольку в диапазоне степеней повышения давления от я^
до я z эк общий КПД возрастает вследствие увеличения полетного КПД и
преобладающего влияния его на г| 0 (см. рис. 7.3,6). По интенсивности
изменения функции r| п =/(я j) ТРДД занимает промежуточное положе¬
ние между ТРД и ТВД. Такое же положение занимает и экономическая
степень повышения давления ТРДД, т.е.^ I эк ТРД > Я I эк ТРДД > ^ ЕэкТВД = ^Экономическая степень повышения давления и экономическая тем¬
пература зависят от одинаковых параметров, но влияние этих параметров
на Т\зк и я 2эк противоположно. Увеличение степени двухконтурно¬
сти, скорости полета или потерь в узлах сопровождается снижением ко¬
эффициента гидравлических потерь (6.13), влияние второго фактора уси¬
ливается, что и приводит к снижению я £ эк. Кроме того, я Ьк зависит от
температуры газа перед турбиной, увеличиваясь с ростом Т*. Для иде¬
ального ГТД экономическа