Тема 9 Занятие 1 (Вопросы по Военке и материал по планеру и КД), страница 2

- обеспечение высокой (больше 1) тяговооруженности при взлете и разгоне на раз­
личных высотах, а также малой удельной массы и габаритов.

Такие требования к силовым установкам вытекают из того, что современные боевые самолеты (истребители, истребители-бомбардировщики, штурмовики) должны приме­няться и эффективно работать при различных условиях полета. Но каждому заданному летчиком режиму полета самолета отвечают свои наивыгоднейшие параметры рабо­чего процесса двигателя.

Например, при крейсерских режимах полета используются дроссельные (понижен­ные) режимы работы двигателя, на которых одноконтурные ТРД работают при невысоких значениях внутреннего К.П.Д., а, значит, при повышенных удельных расходах топлива вследствие снижения давления в ОКС. Но при крейсерских режимах полета, для которых и предназначаются дроссельные режимы работы двигателя, должна обеспечиваться наибольшая экономичность силовой установки.

Зато, с другой стороны, при сверхзвуковых скоростях полета одноконтурные форси­рованные ТРД показывают более высокие данные по тяге.

Как оказалось, наиболее полно таким противоречивым требованиям удовлетворяют силовые установки, использующие двухконтурные ТРД, которые в настоящее время яв­ляются наиболее распространенным типом двигателей.

Известно, что с увеличением температуры газов перед турбиной полезная работа цикла ТРД увеличивается, что видно на кодослайде 3. При этом вследствие роста скоро­сти истечения газа из реактивного сопла происходит ухудшение движительных свойств ТРД - потери с выходной скоростью (еще говорят «потери на проскальзывание») у двига­телей прямой реакции являются весьма значительными, особенно при малых скоростях полета. Основной путь снижения этих потерь состоит в уменьшении скорости истечения газовой струи из сопла. Переход от одноконтурных ТРД к двухконтурным (ТРДД) позволя­ет, при повышении температуры газов перед турбиной, увеличить тяговую работу и ре­шить проблему снижения потерь с выходной скоростью на околозвуковых скоростях по­лета. Таким образом, на крейсерских режимах полета происходит снижение удельного расхода топлива, что и является главным достоинством двухконтурных двигателей.

Принципиальная схема ТРДД представлена на кодослайде 4. Внутренний (первый, газогенераторный) контур представляет собой обычный ТРД (сечения вВД-вВД и тВД-тВД). Второй (внешний, воздушный) контур включает вентилятор (компрессор низкого давления), заключенный в кольцевой канал, и выходное устройство (в данном случае -камера смешения). На сжатие воздуха компрессором второго контура затрачивается энергия ТНД, в результате чего часть энергии внутреннего контура передается во внеш­ний контур. Таким образом, первый контур является генератором энергии для второго.

Распределение энергии между контурами зависит от соотношения расходов воздуха, протекающего через них, - степени двухконтурности:

где индексы I и II обозначают соответсвенно первый и второй контуры.

В частном случае можно считать, что ТРД имеет нулевую степень двухконтурности, а для ТВД степень двухконтурности равна бесконечности; ТРДД занимает по этому пара­метру промежуточное положение. ТРДД для самолетов-истребителей имеет малую сте­пень двухконтурности, порядка 0,5... 1,5. Для тяжелых самолетов m = 2...5.

Ознакомимся с протеканием рабочего процесса по газовоздушному тракту двигателя РД 33-2С. Воздух, пройдя входное устройство и получив предварительное сжатие в ком­прессоре низкого давления (КНД), разделяется в воздушном канале на два потока и на­правляется в наружный и внутренний контуры. Воздух, поступающий во внутренний кон­тур, дополнительно сжимается в компрессоре высокого давления (КВД), после чего на­правляется в основную камеру сгорания. Воздух, поступивший в наружный контур, на­правляется в форсажную камеру и реактивное сопло.

Сжатый воздух из компрессора высокого давления поступает в кольцевой диффузор, в котором происходит торможение потока. Поток разделяется топливным коллектором и наружным обтекателем жаровой трубы на две части. Одна часть воздуха проходит через специальные завихрители в полость жаровой трубы, где топливо, распыленное форсун­ками, сгорает в завихрённом потоке. Другая часть воздуха, поступая через специальные отверстия в жаровой трубе, участвует в процессе догорания топлива, охлаждает стенки жаровой трубы, а также, перемешиваясь с горячим газом, обеспечивает заданное темпе­ратурное поле перед турбиной.

В турбине часть энергии сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую ра­боту для привода вентилятора, компрессора и всех агрегатов на КСА. Конструктивные элементы турбины охлаждаются воздухом, отбираемым из-за 5-й и 13-й ступенями КВД.

Горячие газы из-за турбины низкого давления смешиваются в камере смешения (с помощью смесителя) с воздухом, поступающим из наружного (второго) контура, и попа­дают в форсажную камеру сгорания. Для плавного изменения тяги на режимах форсажа в ней размещены три топливных коллектора, включаемые и выключаемые последователь­но в зависимости от режима работы двигателя.

Из форсажной камеры газ поступает в регулируемое сверхзвуковое реактивное сопло где происходит преобразование потенциальной энергии газового потока в кинетиче­скую энергию газовой струи. В суживающемся канале сопла происходит разгон газового потока до звуковой скорости, а в расширяющейся части -до сверхзвуковой.

4. Основные эксплуатационные параметры силовой установки.

К числу основных параметров, характеризующих технические данные и степень со­вершенства ГТД,. относятся:

• тяга, Р;

• удельная тяга, Руд;

• удельный расход топлива, Суд;

• удельная масса,γдв;

• габаритные размеры и ресурс.

Тяга Р турбореактивного двигателя возникает в результате взаимодействия его эле­ментов с потоком газа, проходящим через двигатель. Часть развиваемой двигателем тяги затрачивается на преодоление трения и внешнего сопротивления, создаваемых элемен­тами самой силовой установки (входным устройством, мотогондолой и т.д.) Поэтому, что­бы правильно оценить характеристики изолированного двигателя и учесть влияние внеш­него сопротивления, создаваемого элементами силовой установки, вводится два понятия силы тяги: внутренняя тяга и эффективная тяга силовой установки.

Под внутренней тягой силовой установки Р принято понимать тягу, определяемую

внутренним процессом двигателя, т.е. без учета внешнего сопротивления силовой уста­новки.

Под эффективной тягой силовой установки Рэф понимают ту часть тяги, которая

расходуется непосредственно на движение самолета в полете, т.е. используется для преодоления лобового сопротивления и инерции самого самолета.

Эффективная тяга силовой установки по своему физическому смыслу представляет собой равнодействующую всех сил давления и трения, действующих на ее рабочие по­верхности со стороны газовоздушного потока, протекающего через двигатель и воздуш­ного потока, обтекающего силовую установку снаружи.

Рэф=Р-Рнар,

где Рнар - равнодействующая сил давления и трения, действующих на наружную

поверхность силовой установки.

Эффективная тяга силовой установки может быть определена по упрощенной фор­муле, которую вывел академик Б. Стечкин

P = Gb(Cc-V)

Тяга измеояется в Ньтонах (И) или кГс.

Удельной тягой Руд называется отношение тяги к секундному расходу воздуха

через двигатель:

Удельная тяга в однотипных двигателях характеризует их лобовые размеры и газо­динамическое совершенство, т.е. показывает, какую тягу создает 1 кг воздуха.

Удельная тяга - один из наиболее важных параметров ГТД. Чем выше Руд, тем

меньше при заданной тяге потребный расход воздуха через двигатель, а следовательно, его диаметр и масса.

Удельным расходом топлива Суд называется отношение часового массового рас­хода топлива G т.ч. к развиваемой двигателем тяге:

Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя, т.к. показывает, сколько топлива затрачивает двигатель данного типа на заданной скорости полета в еди­ницу времени для создания силы тяги, равной 1 Н.

Чем меньше удельный расход топлива, тем больше при заданной скорости дальность и продолжительность полета самолета.

Удельной массой двигателя γдв принято называть отношение массы двигателя

Мдв к тяге.

Чем меньше удельная масса двигателя, тем меньше при заданной тяге масса и вес силовой установки, которые в значительной степени влияют на такие важные данные са­молета, как дальность полета, грузоподъемность, скорость.

Габаритные размеры двигателя.

Длина двигателя Lдв =

Максимальный диаметр Dдв =

Ресурс двигателя.

Указывается в формуляре двигателя. Может быть определен по серии двигателя. Номер серии определяется по заводскому номеру двигателя. Например, Г81433011.

Г - условное обозначение завода-изготовителя;

8 - год выпуска (1998);

1 - квартал;

4 - серия;

33-тип изделия;

011 - номер двигателя в серии.

4. Режимы работы двигателя и их общая характеристика

Для каждого двигателя устанавливается номенклатура основных режимов его работы. Она включает в себя наименование режимов, значения контролируемых параметров, до-

пустимое время работы двигателя на этих режимах, гарантируемые на каждом режиме
значения тяги и удельного расхода топлива.

Рассмотрим номенклатуру рабочих режимов ТРДДФ см РД 33-2С.

Режим малого газа (МП. Это установившийся режим работы двигателя, характери­зующийся наименьшими значениями тяги и частоты вращения роторов, при которых обеспечивается его устойчивая работа, потребная приемистость и достаточная мощность для привода агрегатов, установленных на двигателе.

Крейсерские режимы. На двигателе РД 33-2С крейсерскими именуются режимы, зани­мающие промежуточное положение по тяге между режимами «Малый газ» и «Максимал». Поэтому значения частот вращения ротора низкого и высокого давления на этих режимах ниже, чем на максимальном.

Время работы на крейсерских режимах в пределах установленного ресурса не ограни­чивается. Они являются основными режимами работы двигателя при полетах большой продолжительности и дальности, поэтому на них должна обеспечиваться наилучшая эко­номичность.

Максимальный режим (М). Этот режим характеризуется наибольшими для нефорсиро­ванных режимов значениями частот вращения роторов, а также температуры газов Тг,

поэтому ему соответствует наибольшее (при данных условиях полета) значение тяги. Де­тали двигателя на максимальном режиме подвержены большим тепловым и силовым на­грузкам, поэтому суммарное время работы на таком режиме ограничивается. Использует­ся этот режим на взлете, при наборе высоты и при полете на большой скорости.

Минимальный форсированный режим (МФ). Это форсированный режим работы двига­теля, характеризуемый минимальным расходом топлива в форсажной камере сгорания. С целью обеспечения надежного устойчивого горения топлива в форсажной камере и по­вышения К.П.Д., работа двигателя на этом режиме обеспечивается при максимальном режиме работы турбокомпрессора, т.е. при максимальной частоте вращения роторов и максимальной температуре газа перед турбиной. Для того, чтобы использовался весь диапазон потребных тяг двигателя для реализации оптимальных режимов полета само­лета, тяга на этом режиме должна незначительно отличаться от тяги на режиме «М». На двигателе РД 33 тяга на этом режиме всего на 10... 12% превышает тягу на режиме «М».

Полный форсированный режим (ПФ). Это форсированный режим работы двигателя, характеризующийся максимальным расходом топлива в форсажой камере сгорания при максимальном режиме работы турбокомпрессора с целью получения максимальной тяги.

Режим повышенной температуры (РПТ). С целью улучшения разгонных и маневрен­ных характеристик истребителя в области больших чисел М полета, где вследствие роста лобового сопротивления самолета существенно снижается величина эффективной тяги его силовой установки, предусмотрена возможность дополнительного форсирования дви­гателя на режиме полного форсажа путем перехода на режим повышенной температуры.