Двигатель для боевого самолета

15.0 Введение

На рисунке 15.1 показано расположение сечений современного двигателя для самолёта-истребителя, анализируя который можно заметить существенные различия с двигателем для транспортного дозвукового самолёта, изображённого на рисунке  5.4. Прежде всего – наличие большого вентилятора, используемого на гражданском двигателе, который необходим для обеспечения высокой степени двухконтурности. Двигатели, используемые на военных летательных аппаратах, обычно имеют величину степени двухконтурности между нулём (для турбореактивного двигателя) и  единицей; чаще всего величина двухконтурности находится в диапазоне от 0.3 до 0.7, на расчётных (проектных) режимах работы, хотя её величина существенно изменяется при работе на нерасчётных  режимах.

Рисунок 15.1. Принятая система нумерации поперечных сечений современного боевого двигателя

В этой теме будет рассмотрен внешний вид и облик двигателя для самолёта-истребителя. Тема начнётся с некоторого обсуждения удельной тяги, так как этот путь начала знакомства с двигателем является наиболее удачным, по сравнению с рассмотрением степени двухконтурности; двигатели самолётов-истребителей имеют более высокую удельную тягу, чем двигатели гражданских самолётов. Далее описываются основные компоненты двигателя, указываются особенности этих компонентов, производится сравнение двигателей с гражданскими и даётся общее изложение специфических свойств: смешение потоков газогенератора и второго контура, сверхзвуковое входное устройство, форсажная камера (или дожигатель) и реактивное сопло переменной геометрии. Заканчивается тема кратким изложением термодинамических аспектов, раскрывающих зависимость изменения величины тяги и ограничения на работу двигателей военных самолета и общая оценка двигателей.

Рекомендуемые материалы

В предыдущих темах охлаждающим воздухом, взятым для турбины, а так же массовым расходом топлива в газе через турбину при расчёте циклов пренебрегали. Теперь же они включены в расчёт, что позволяет смоделировать более реалистичный процесс течения газа через турбину при k = 1.30 и C_P = 1 244 Дж / кг · К.

15.1 Удельная тяга

Энергия, выделенная при горении в условиях высокого давления, преобразуется в механическую энергию относительно эффективно, что проявляется в кинетической энергии реактивных потоков. Двигатель с низкой степенью двухконтурности  имеет более высокую реактивную скорость, чем гражданский двигатель с высокой степенью двухконтурности. Повышение скорости ведёт к увеличению величины тяги на единицу массы потока воздуха, то есть к повышению удельной тяги, но также и к понижению тяговой эффективности и большому количеству выделяемого шума. (Двигатель сверхзвукового транспортного самолёта должен иметь низкую степень двухконтурности, поэтому проблема шума для него особенно серьёзна).  Более рационально характеризовать военные двигатели самолёта по их удельной тяге, чем по степени двухконтурности.

Тяга нетто двигателя, определяется как:

где  - массовый расход  воздуха, входящего в двигатель,  - массовый поток топлива,  - реактивная скорость, и V - скорость полёта. Удельная тяга - это результирующая тяга нетто, приходящаяся на единицу массы воздуха:

с размерностью скорости в (м / сек). Когда массовым расходом потока топлива пренебрегают, формула удельной тяги уменьшается  до вида:

Размер двигателя, прежде всего, определяется массой потока воздуха, проходящего через него. Следовательно, комбинация величин требуемой тяги самолёта и удельной тяги, по существу, определяет  размер двигателя.

На рисунке 15.2 показаны области, в которых самолёт работает в различных диапазонах требуемой удельной тяги. Гражданские двухконтурные двигатели работают при величинах удельной тяги ниже 200 м / сек, военные самолёты имеют величину удельной тяги от 500 до 1 000 м / сек.  На рисунке 15.2, обозначение «SST » относится к сверхзвуковому транспорту, «DRY » к бесфорсажным двигателям, «STOVL » к двигателям, позволяющим совершать вертикальный взлёт и посадку.

Рисунок 15.2. Изменение величины удельной тяги от проектного числа Маха полёта..

Причина выбора высокой удельной тяга будет рассмотрена далее в этой теме, но некоторые общие причины можно рассмотреть уже сейчас. Существует потребность в интенсивном уменьшении веса, главным образом, для увеличения ускорения и манёвренности.  Размеры двигателя и его вес увеличиваются при необходимости пропускания через двигатель большого массового потока воздуха; в результате двигатель с высокой удельной тягой  даёт большое увеличение в скорости при малом массовом потоке воздуха  при той же величине тяги.

Величина тяги нетто меньше тяги брутто из-за входного импульса . поэтому относительное уменьшение тяги со скоростью  меньше при наличии высокой реактивной скорости, или при высокой величине удельной тяги.

 При сверхзвуковых скоростях важно придать летательному аппарату такую форму, которая способствовала бы как можно меньшему лобовому сопротивлению, что было бы практически невозможно при низкой удельной тяге (то есть при высокой степени двухконтурности, а значит, большой фронтальной или лобовой площади) двигателя.

Воздух внешнего контура используется для охлаждения внешней стороны двигателя, что даёт возможность использовать более лёгкое реактивное сопло (поэтому в рассматриваемом нами случае, допускается использование величины степени двухконтурности до 0.3). При увеличении степени двухконтурности повышается эффект увеличения тяги при дожигания топлива. Двигатель на бесфорсажном режиме с низким расходом топлива используется при полёте на крейсерском режиме,  а дожигание топлива (то есть форсаж) используется для достижения максимальной величины тяги. Выбор степени двухконтурности и удельной тяги на расчётном режиме  будут рассмотрены и обсуждены в следующей теме.

15.2 Особенности двигателей с высокой удельной тягой

Схема двигателя, представленная на рисунке 15.1, отражает многие из важных особенностей военного двигателя. Можно заметить, что компрессор НД (жаргонно называемый вентилятором) приводится во вращение единственной ступенью турбины НД, так же и  компрессор ВД приводится во вращение единственный ступенью турбины ВД.

Одна из наиболее отличительных особенностей большинства военных двигателей - это смешение потоков газогенератора и внешнего контура до  реактивного сопла. В этой теме газовые свойства смешанного потока рассчитываются приблизительным методом, основанным на относительной массе основного газа (C_P = 1 244 Дж / кг · К для газа, прошедшего камеру сгорания) и воздуха внешнего контура (для которого C_P = 1 005 Дж / кг · К). Удельная теплоёмкость смешанного газа на выходе C_pm определяется как:

.

Величина k_m может быть получена через уравнение  где R = 287 Дж / кг · К. При включенной форсажной камере принимаются величины k = 1.30 и C_P = 1 244  Дж / кг · К, для выхлопного газа.

15.2.1 Смешение потоков газогенератора и внешнего контура

Все военные самолеты, за редким исключением, имеет двигатели, в которых потоки газогенератора и внешнего контура смешиваются прежде, чем попадут в реактивное сопло. Для этого предусмотрена относительно длинная форсажная камера, сопоставимая с длиной  остальной части двигателя, позволяющая смешивать потоки перед входом в реактивное сопло.

            Условие смешения  наиболее точно моделируется, если принять равные статические давления для обоих потоков. Однако, для  анализа цикла используется давление торможения, так как достаточно сложно использовать статическую величину.  Фактически число Маха в газогенераторе и в канале внешнего контура обычно относительно низко, так что приравнивание статического давления и давления торможения для этой цели не приводит к появлению ошибки.

            Так как принято,  что газогенератор и внешний контур имеют равное давление торможения во время смешения, повышение давления в вентиляторе должно быть достаточным, чтобы поток на его выходе имел равное давление торможения с давлением на выходе из турбины НД. Это создаёт дополнительное ограничение на согласование вентилятора и основного потока.

Эти потоки смешивают для увеличения тяги. Простое объяснение увеличения тяги от процесса смешения может быть получено при рассмотрении двух потоков с равными давлениями торможения при наличии одинаковой величины массы. Для данного давления торможения, реактивная скорость пропорциональна , а тяга брутто пропорциональна реактивной скорости. Представьте, что, имея одинаковое давление, оба потока истекают не смешиваясь отдельно, но есть постоянная передача теплоты от горячего основного потока к относительно прохладному потоку внешнего контура, до того момента, пока оба потока не примут одинаковую температуру. Если бы степень двухконтурности равнялась единице, температурное изменение каждого потока было бы одинаковым (для простоты принимается, что величина C_P одинакова для обоих потоков). Относительное увеличение температуры торможения, однако, для более прохладного потока внешнего контура было бы неизбежно больше, чем относительное снижение  температуры более тёплого основного потока. Это даёт большее увеличение в V_j для внешнего контура, чем соответствующее понижение V_j для газогенератора, что приводит к увеличению тяги. На практике ситуация более сложна, чем рассматриваемая здесь. Смешение потоков неизбежно ведёт к потере давления торможения. Нагревание движущегося газа также понижает давление торможения, но для низкого числа Маха, эта потеря мала.

15.2.2 Компрессор  НД или вентилятор

У двигателя, изображённого на рисунке 15.1, вентилятор имеет три ступени, поэтому отношение давлений в реактивном сопле намного выше, чем  у двигателя, установленного на гражданском самолёте. Отношение давлений больше 4 при испытаниях, проводимых при стендовых условиях на высоте уровня моря, может быть расценено как реальная величина. Поток, выходящий из вентилятора, делится на потоки газогенератора и  внешнего контура. Смесь потоков внешнего контура с основным потоком за турбиной НД, идущая в  реактивное сопло, имеет величину давления за вентилятором.

Все ступени двигателя военного самолёта тяжело нагружены в аэродинамическом смысле. Высокая величина нагрузки ведёт к существенному уменьшению эффективности, однако часто наблюдается существенное повышение эффективности, когда двигатель работает при более низкой величине тяги и число Маха на лопатках уменьшено.

Давление и температура за вентилятором, в общем случае, не будут равными для потоков, входящих во внешний контур и газогенератор, но в качестве упрощения, которое удовлетворяет нашей цели, будет принято Т₀₂₃ = Т₀₁₃ и Р₀₂₃ = P₀₁₃, номера сечений даны для расчётной схемы, изображённой на рисунке 15.1.

15.2.3 Основной компрессор

Двигатель, изображённый на рисунке 15.1, имеет пять ступеней компрессора высокого давления, позволяющих создавать степень повышения давления около 7, что позволяет создать полное отношение давлений в двигателе на  стенде около 30. Оптимальная величина будет выбрана, ориентируясь на величину эффективности, которая будет более низкой, чем в проекте гражданского двигателя из-за более высокой величины .

15.2.4 Камера сгорания

Камера сгорания подобна той, что установлена на гражданском двигателе, хотя температура на выходе выше, чем температура  для гражданского двигателя. В некоторых операционных пунктах  массовый поток топлива относительно массового потока воздуха выше, чем для гражданского двигателя, потому что величина отношения давления более низка, значит и температура за компрессором также заметно ниже. Как было упомянуто в теме 11, следует принять потерю давления в камере сгорания около 5 % от давления торможения на выходе из компрессора.

15.2.5 Турбина

Турбина у военного двигателя, вероятно, будет более нагружена, чем у гражданского двигателя. Можно предположить, что для военного варианта она заперта сильнее, чем у гражданского. Поэтому эффективность может быть немного ниже, чем для гражданского двигателя. Температура на входе в турбину ВД может быть выше 1 850 К при максимальной величине тяги; температура формируется как температура смеси на выходе из соплового аппарата ВД (где предварительно производится процесс охлаждения соплового аппарата воздухом). Вследствие высоких температур на входе в турбину ожидаемый срок службы лопаток в военных двигателях будет намного меньше, чем на двигателях гражданских самолётов.

15.2.6 Форсажная камера

Как уже было отмечено, максимально-требуемая тяга может быть в десять раз больше, минимальной тяги, требуемой для совершения полёта в режиме патрулирования. Одним из способов изменения величины тяги является использование форсажной камеры (дожигания), или форсирование тяги изменением температуры. Способность включать форсажную камеру придаёт особую гибкость этому типу двигателя.

Большинство военных двигателей имеют камеру сгорания, использование которой позволяет повышать температуру истекающего потока. Реактивная труба содержит систему топливных коллекторов и стабилизаторов, обеспечивающих сгорание топлива за турбиной. Когда форсажная камера не используется (работа двигатель в таком случае характеризуется как «сухая») величина температуры истекающего потока составляет около 1 000 К. При включённой форсажной камере величина температуры увеличивается до 2 200 К с увеличением  тяги до 50 % и с возможным трёхкратным увеличением  удельного расхода топлива. Расход топлива при включённой форсажной камере может быть в пять или более раз больше того, который наблюдался при работе двигателя на «сухом» режиме, что было замечено в упражнении 13.2.

Если двигатель должен производить высокую тягу в течение нескольких коротких периодов времени, тогда использование форсажной камеры можно считать наиболее эффективным решением, потому что в этом случае величина удельной тяги может быть высока, а двигатель сохраняет свои малые габариты и вес. Если есть необходимость в производстве высокой тяги для длительного времени полёта, тогда использование форсажной камеры может не оказать желаемого эффекта (то есть использование дожигания не будет эффективным), так как вес используемого топлива будет очень большим.

Рисунок 15.3. Эффективность использования форсажной камеры для каждого типа задач (или миссий) военного самолёта.

Это проиллюстрировано на рисунке 15.3, на котором разграничены три возможные миссии: воздушное прикрытие, воздушное превосходство и перехватчик. Из Темы 13 следует, что самолёт воздушного превосходства (обычно истребитель) проводит большую часть времени, приближаясь к зоне боя или в режиме патрулирования, в то время как перехватчик проводит большую часть своей миссии, передвигаясь на максимальной скорости для перехвата противника. Относительное качество устанавливается относительным взлётным весом: более лёгкие самолёты, способные к выполнению одинакового рода миссий, вероятнее всего, будет иметь более низкую стоимость. Это можно наблюдать, анализируя рисунок 15.3, где перехватчик, вероятно, будет несколько легче (и поэтому лучше), если поддерживает достижение необходимой величины тяги без использования форсажной камеры, в то время как другие два самолёта, будут существенно легче, при использовании форсажной камеры. Для военных двигателей целесообразно  подавать топливо в форсажную камеру для использования всего кислорода, что позволит температуру горения максимально приблизить к её стехиометрической величине. Величина температуры в 2 200 К – наиболее реалистична для нашей задачи. Расход топлива можно заметно сократить, если производить меньшее увеличение тяги. В случае с самолётом Concorde, например, форсажная камера используется для набора скорости и прохождения через М = 1.0, где повышение температуры намного меньше,  температура торможения  составляет 1 450 К и 1 300 К для разгона и прохождения через скорость звука соответственно.

15.2.7 Реактивное сопло

Обычно при работе форсажной камеры стараются поддерживать одинаковой величину давления в реактивном сопле; тогда операционная точка двигателя также остаётся неизменной, и двигатель не ощущает изменения от работы форсажной камеры (то есть не испытывает изменений от перехода с бесфорсажного режима работы двигателя к форсажному). Чтобы справиться с повышением температуры в реактивном сопле при включенной форсажной камере, необходимо использовать реактивное сопло переменной площади. Требуемое изменение площади горла реактивного сопла может быть определено из уравнения:

.

Если бы газовые постоянные ( C_P и k ) не были изменены дожиганием топлива, площадь реактивного сопла должна была увеличиваться  пропорционально квадратному корню из температуры.  Для обратимого сопла, реактивная скорость определяется как:

 Газовые свойства истекающего потока, удельная теплоёмкость C_pm и отношение удельных теплоёмкостей k, зависят от количества воздуха во внешнем контуре. При работе двигателя без использования форсажной камеры величина температуры Т₀₈ изменяется сравнительно немного, но главная функция форсажной камеры должна увеличить её фактором дожигания приблизительно в два раза. Другой важный аспект - отношение давлений Р₀₈ / Р_a - степень повышения давление в вентиляторе находится в диапазоне от 2 до 5, но для высокоскоростного режима полёта, давление торможения на входе Р₀₁, намного выше, чем окружающее давление P_a ,тогда величина отношения Р₀₈ / P_a может повыситься до 16. Реактивное сопло, для поддержания желаемой эффективности при величине отношения давлений Р₀₈ / P_a ≈ 16, должно иметь сужающе – расширяющуюся форму, подобно той, что изображена на рисунке 11.3.

Поведение сужающе - расширяющегося реактивного сопла представлено на рисунке 6.2. Для отношения  давлений равного 16, число Маха на выходе должно составить 2.46, а  только 0.4  по сравнению с критическим сечением. При этом площадь на выходе из реактивного сопла должна быть в 2.5 раза больше площади горла, которая станет больше, чем площадь остальной части двигателя. Такой большой выход из реактивного сопла может быть не практичен, тогда увеличение площади горла вниз по потоку может быть ограничено меньшей величиной. Процесс расширения тогда не полностью обратим, но потеря тяги брутто может сохраняться разумно малой величиной. На рисунке 15.4, представлено изменение тяги брутто в зависимости от отношения давлений для трех различных реактивных сопел, при величине k = 1.30 для выхлопных газов: сужающееся реактивное сопло, полностью обратимое сужающе - расширяющееся реактивное сопло и обрезанное реактивное сопло, у которого площадь на выходе  в 1.6 раз больше величины в горле. (Площадь на выходе в 1.6 раз больше площади горла (или критического сечения) была использована здесь, так как именно это число характерно для истребителя F-16). При степени понижения давления 16, потеря тяги брутто составляющая 1.5 %, была бы вызвана в результате обрезанной расходящейся секции, но величина этой тяги на 10 % выше, по сравнению с простым сужающимся реактивным соплом. Может также быть замечено, при анализе рисунка 15.4, где наблюдается, что до величины отношения давлений, равного 5,  существует небольшой «штраф» при наличии более простого и более легкого сужающегося реактивного сопла. Безразмерная тяга брутто реактивного сопла определяется как:

.

В идеальном реактивном сопле площадь критического сечения (или горла) A₈ и площадь выхода А₉ изменяются независимо, чтобы поддерживать правильное отношение площадей в соответствии с отношением давлений. Требуемая площадь горла определяется массовым потоком, давлением торможения и температурой торможения в двигателе, т. к. величина  постоянна. В некоторых двигателях эти две площади построены так, что изменяются независимо, но в других двигателях существует установленный график , как функция, чтобы единственный набор приводов позволял изменять обе площади одновременно. При наличии единого набора приводов  экономится стоимость и вес, но появляется некоторая потеря тяги и увеличивается удельный расход топлива.

Рисунок 15.4. График зависимости отношения безразмерной тяги брутто реактивного сопла от отношения давлений (торможения и статического).

Требование для незаметности означает, что самолёт должен иметь реактивное сопло специальной формы, часто прямоугольной формы, расположенное выше крыла или хвоста самолёта, чтобы обеспечить ограждение от земли. Аэродинамическая эффективность, вероятно, будет менее удовлетворительна, чем у простого круглого реактивного сопла, но принцип действия неизменен.

15.2.8 Сверхзвуковое входное устройство

В соответствии с соглашением, ответственным за изготовление входного устройства (или входной части) является компания - изготовитель самолёта, но для наибольшего детального понимания поведения двигателя, необходимо включить входное устройство в  оценку двигателя. Для полёта дозвукового гражданского самолета удовлетворяли простые округлённые формы, которые приспосабливались к различным углам атаки с малыми потерями. Такой вход может быть удовлетворителен при низких сверхзвуковых режимах полёта, но при полёте со сверхзвуковыми скоростями, неизбежны потери. С простым дозвуковым входным устройством (или приёмником воздушного давления) на сверхзвуковых скоростях создаются потери ударной волной на входе. Для числа Маха, приближающегося к 2.0, потери от прямого скачка относительно большие и на самолётах с высоким числом Маха, стремятся перейти к входному устройству с рядом косых скачков. Уменьшение потерь давления торможения достигается через большее число скачков.

Американские самолеты F-15 и F-16 были разработаны в одно и то же  время, но F-15 способен совершать полёт при числах Маха до М = 2.3, в то время как F-16, как ожидается, будет летать со скоростью М = 1.6, хотя и может достигать М = 2.0. Из-за их различных ролей и выполняемых миссий оба самолёта имеют различные входные устройства. У самолёта F-16 – это тип приёмника воздушного давления, а у F-15 - переменные панели, способные произвести торможение в трёх косых скачках, и завершающем слабом прямом скачке (принципиальная схема панелей изображена на рисунке 15.5). Измеренные потери во входных устройствах самолётов F-15 и F-16  показаны на рисунке 15.6, через функцию от числа Маха полёта; также показаны потери от прямого скачка и опытным путём созданного Американского военного стандарта, MIL-E-5007/8 используемого в промышленности для изучения проектов. Как ожидается, потери входного устройства приёмника воздушного давления самолёта F-16 будут очень близки к потерям от прямого скачка, но более удивительно, что потери во входном устройстве самолёта F-15 будут наиболее близки к величине стандарта MIL-E-5007/8. В российских проектах аналогом является т.н. характеристика входного устройства ЦАГИ-ЦИАМ.

Рисунок 15.5. Входное устройство двигателя самолёта-истребителя F-15.

Если P₀₁ и P₀₂ обозначают давления торможения на входе и на выходе, тогда эмпирическое выражение для MIL-E-5007/8 примет вид:

Входное устройство двигателя самолёта F-15 имеет сравнительно острые кромки, так что его потери при низких дозвуковых скоростях полёта ниже. Три панели должны быть отрегулированы так, чтобы приспособить положения в зависимости от числа Маха и режима работы двигателя и открыть створки второго контура, для этого необходимо иметь три привода, связанные с системой контроля управления. Понятно, что такое входное устройство придаёт дополнительный вес и стоимость по сравнению с простой установленной геометрией типа «приёмника воздушного давления», использование которого может быть оправдано только при высоких скоростях полёта, достаточно важных для главной миссии проекта. Положение ещё более усложняется желанием вовлечения аспектов технологии незаметности, обеспечивая изгиб входного устройства (чтобы остановить линию луча радара на входном устройстве двигателя) и покрытие лопаток специальным материалом, поглощающим радарное излучение.

Рисунок 15.6. Коэффициент  полного давления на входе, показывающий измеренные результаты для F-15 и F-16 для прямого скачка.

Упражнение 15.1

            a) Самолет летит при М = 0.9 в тропопаузе (T_a = 216.65 K) и степень повышения давления вентилятора 4.5. Найти температуру за вентилятором Т₀₁₃, если политропический КПД компрессора - 0.85.

    Если степень двухконтурности - 0.67, найдите величину c_pm для смешанного потока через реактивное сопло, принять k = 1,30 для потока, выходящего из турбины. Отсюда найдите k_m для смешанного потока. Каково отношение давлений p₀₈/p_a в реактивном сопле?

( Ответ: Т₀₂₃ = 417.4 K; 1148 Дж/кг/К, 1.333, 7.61)

б) Рассмотреть две альтернативных конфигурации вышеупомянутых двигателей. В одном случае потоки смешиваются с незначительной потерей в давлении торможения перед входом в реактивное сопло; в другом случае каждый поток проходит через отдельное реактивное сопло. Двигатели идентичны вверх по течению от того места, где потоки могут смешиваться и в обоих случаях, давление торможения при входе в реактивное сопло равно давлению за вентилятором. В обоих случаях реактивное сопло обратимо. Если температура за турбиной НД - T₀₅=1200 K, найдите температуру смеси T₀₆. Найдите тягу брутто для единицы массы потока воздуха при смешении и без смешения потоков(удельную тягу).

(Ответ: Т₀₆ = 925 K, уд. тяга без смешения  = 877 м/с; со смешением =919м/с)

Упражнение 15.2

            Для двигателя со смешением в упражнении 15.1 найдите необходимое относительное увеличение в площади горла, когда  форсажная камера поднимает температуру до 2200 K.  Предположите, что k равно 1.30 для реактивного самолета с дожиганием топлива. Предположите, что реактивное сопло - изоэнтропическое и пренебрегите массой топлива.  Примечание: для запертого реактивного сопла:

Каково увеличение в тяге брутто F_G произведенное дожиганием, если реактивное сопло остается изоэнтропическим?

Как  увеличивается тяга нетто для полета с числом Маха 0.9 в тропопаузе?

( Ответ: ΔA₈ = 56 %, ΔF_G = 56 %, ΔF_N = 78.2 %)

Упражнение 15.3

            Рисунок 15.7 показывает возможный вход для сверхзвукового полета с числом Маха 2.0 на входе и числом Маха 0.89 на выходе. Отмечены углы наклона и скачки показываются пунктирными линиями.

Рисунок 15.7. Упрощенное входное устройство для самолета, разработанного для полета с числом М. = 2.0.

Найдите степень повышения давления торможения P₀₂/P₀₁, и сравните ее со степенью повышения давления в прямом скачке при M₁ = 2.0 (P₀₂/P₀₁ = 0.721) и со степенью для MIL-E-5007/8.

( Ответ: три косых скачка 0.959; MIL-E-5007/8 0.925)

Если высота входа между точками а и b (размеры нормальные к направлению потока входа) h, чему равны ac и cd?

 (Ответ: ac = 0.634h; cd = 1.060h)

Примечание: решить это упражнение легко, если иметь таблицы или диаграммы для косых скачков. Для облегчения некоторые данные приведены ниже, где приписки u и d (upstream, downstream) относятся к параметрам до и после скачка  соответственно. Угол скачка измерен  вверх по  направления потока.

15.3 Термодинамический цикл двигателей боевых самолетов

Как будет рассмотрено в Теме 16, эксплуатационный режим военного двигателя сильно изменяется  между различными операционными точками. Наиболее существенное изменение происходит от изменения температуры торможения на входе и давления в связи с изменением  числа Маха полёта. Так же оно зависит от изменения  ключевых эксплуатационных режимов, представленных в Таблице 15.1.

Для газовой турбины отношение температур Т₀₄ / Т₀₂, то есть отношение температуры на входе в турбины к температуре входе в компрессора, является очень важным. Так как температура на входе в турбину не может быть увеличена выше предела, установленного материалом и охлаждающей технологией, снижение максимальной величины Т₀₄ / Т₀₂ происходит, поскольку повышается T₀₂ с увеличением скорости полёта. Эффект увеличения скорости приводит к последовательному снижению безразмерной скорости вращения, безразмерных массовых потоков и степеней повышения давления. В рассматриваемом нами случае изучается процесс с максимально-возможной температурой на входе в турбину (при которой достигается максимальная величина мощности), которая составляет Т₀₄ = 1 850 K.

Таблица 15.1. Расчетные режимы для двигателей военных самолетов.

Отношение давления торможения на входе к окружающему давлению P₀₁ / P_a повышается с изменением числа Маха быстрее, чем отношение температур. Для

М = 2.0 отношение давлений вентилятора составляет 2, полное отношение давлений в реактивном сопле равняется 16 и, как показано на рисунке15.4, наблюдается небольшое увеличение тяги от увеличения степени повышения давления выше этой величины.

Упражнение 15.4

            Для полетов с числами Маха 0.9, 1.5 и 2.0 в тропопаузе найти для воздуха, входящего во входной канал, температуру торможения Т₀₁ и давление торможения Р₀₁

( Ответ: Т₀₁ = 251,7 K.314.1 K,390.0 K. Р₀₁ = 38.3 кПа, 83.3 кПа, 177.6 кПа.)

Для тех же самых условий найти давление торможения, на входе в двигатель Р_02, с учетом потерь во входном устройстве MIL-E-5007/8. (Обратите внимание что Т₀₁=Т₀₂).

 (Ответ: Р₀₂ = 38.3 кПа, 80.8 кПа, 164.3 кПа)

Упражнение 15.5

            Для двухконтурного двигателя с форсажной камерой с постоянной температурой на выходе Т_0ab, покажите, что реактивная скорость – это функция только степени повышения давления вентилятора и числа Маха полета. (Пренебрегите любыми потерями).

Если степень повышения давления вентилятора - 4.5, число Маха полета - 0.9 в тропопаузе и T_0ab = 2200 К, найдите реактивную скорость, расход топлива на кг воздуха, удельную тягу и удельный расход топлива. Примите k=1.30 для продуктов сгорания.

(Ответ: V_j = 1431 м/с, = 0.0594, =1250 м/с, sfc = 1.68 кг/ч/кг)

Термодинамическое поведение двигателя может быть объяснено с помощью температурных диаграмм энтропии, которые представлены на рисунке 15.8 для двух скоростей полёта в тропопаузе М = 0.9 и 2.0, с двигателем, использующим «сухой» режим, без использования форсажной камеры, и с его использованием. Температура на входе в турбину составляет 1 850 К в обоих случаях, но использование форсажной камеры (или дожигателя) позволяет поднять величину температуры до 2 200 K. Для простоты, на рисунке 15.8 (только на этом рисунке, но не любом другом) газовые свойства  приняты за k = 1.40, а величина C_P – постоянной, для воздуха с использованием форсажной камеры и без неё. Выбранные отношение давлений вентилятора и полное отношение давлений, представленные на рисунке 15.8, более низки для двигателя при М = 2.0, по сравнению с теми, что будут определены при последующих расчётах в следующих темах.

В рассматриваемом случае давление сначала повышается во входном устройстве от

P₁ = P_a до Р₀₂, потом давление в вентиляторе поднимается до Р₀₁₃ = P₀₂₃ (здесь принимается, что давление однородно в радиальном направлении на выходе из вентилятора) и это устанавливает давление торможения для потока в реактивной трубе Р₀₈ = P₀₁₃. Другими словами, давление торможения потока, входящего в реактивное сопло, равно давлению за вентилятором. Давление основного потока, выходящего из компрессора ВД повышается до величины Р₀₃, затем происходит повышение температуры при  постоянном давлении до  температуры на входе в турбину Т₀₄.

На рисунке 15.8, условно обозначены: «opr » – полное (или общее) отношение давлений в двигателе,  «fan pr » – отношение давлений вентилятора, «bpr » – степень двухконтурности двигателя.

Рисунок 15.8.  Температурно-энтропийные диаграммы военных двигателей при числах Маха полёта М = 0.9 и 2.0.

Давление на выходе из турбины ВД - Р₀₄₅ такое, что понижение энтальпии турбины ВД является равным повышению энтальпии компрессора ВД. Последующее понижение температуры за турбиной НД используется для вращения вентилятора. Воздух внешнего контура с температурой Т₀₁₃ и газ основного контура (то есть газогенератора) с температурой Т₀₅ смешиваются при постоянном давлении в реактивном сопле, на выходе из которого, образуя смесь газов с температурой Т₀₉. При использовании форсажной камеры, температуру смешанного потока повышают до величины 2 200 K.

Полные степени повышения давления и выбранные степени двухконтурности подобны тем, которые будут наиболее оптимальными для расчетных режимов; для более высоких чисел Маха полное отношение давлений и отношение давлений вентилятора соответственно намного ниже. Реактивная кинетическая энергия выше при числе Маха полёта М = 2.0, так как отношение давлений в реактивном сопле выше, несмотря на более низкое отношение давлений вентилятора для этого случая. При использовании форсажной камеры, очевидно, для полёта с числом Маха M = 2.0, соответствует более высокая реактивная скорость.

При включении форсажной камеры тепловая эффективность заметно понижается, а удельный расход топлива при этом повышается, главным образом за счёт изменения величины отношения давления в реактивном сопле к окружающему давлению P08 / Pa, которое относительно ниже отношения давлений P03 / Pa в основной камере сгорания. При высокой скорости полёта, повышается величина отношения P08 / Pa, а потери от использования форсажной камеры понижаются. Эта выгода быстро увеличивается с числом Маха, так что при числе Маха полёта выше М = 2.5 достигается оптимальная величина тяги для реактивного самолёта-перехватчика, которая полностью полагается на сжатие во входном устройстве, для получения повышения давления (это характерно для прямоточных двигателей).

 Упражнение15.6

Пренебрегая потерями во ВУ,  найдите число Маха полета, при котором давление торможения повышается в16 раз по отношению к окружающему давлению. Для этого числа Маха в тропопаузе какова температура торможения?  (Ответ: М. = 2.46, 478.4 K)

Реактивный самолет-перехватчик летит в тропопаузе с числом Маха, определенным выше. Топливо сжигается, чтобы поднять температуру торможения до 2200 K. Если сгорание не производит никаких потерь в давлении торможения, и расширение в реактивном сопле обратимо, найдите реактивную скорость, массу топлива, сожженного в кг воздуха, удельную тягу (тяга нетто на единицу массы потока воздуха) и удельный расход топлива. Берите к =1.40 для воздуха и к=30 для продуктов сгорания, и для топлива НИЗШАЯ ТЕПЛОТВОРНАЯ СПОСОБНОСТЬ = 43 106 J/kg.

( Ответ: Vj = 1608 мс, м. ffma = 0.0538, FN/ma = 969 мс, удельный расход топлива = 1.96 kg/h/kg)

Теперь рассмотрите реактивный самолет -перехватчик с потерями давления во ВУ при найденном Числе Маха согласно MIL-E-5007/8, и дальнейшие потери в давлении торможения в процессе сгорания 5 %. Повторно вычислите реактивную скорость, удельную тягу и удельный расход топлива. Температура торможения реактивного самолета неизменна  2200 K, относительный расход топлива ( топливная норма потока на единицу массы потока воздуха) также неизменен.

( Ответ: Vj = 1569 мс FN/ma = 928 мс, удельный расход топлива = 2.05 kg/h/kg)

Обратите внимание: В этом Числе Маха – привлекателен прямоточный двигатель, с высокой удельной тягой и удельным топливным потреблением, который  подобен двигателю с дожиганием. Сложность, вес и стоимость низки. Привлекательность ram-jet с увеличением числа Маха повышается, тогда компрессор и турбина газовой турбины становятся обременительными. Одна из проблем: ускорение транспортного средства до высокого числа Маха, когда становится эффективен ram-jet ; она может быть решена использованием ракетного двигателя, или запуская транспортное средство с самолета-носителя на высокой скорости.

15.4  Некоторые ограничения для двигателей боевых самолетов

Наиболее сильно на работу двигателя влияет предел температуры на входе в турбину T₀₄, который устанавливается свойствами лопатки турбины, количеством охлаждаемого воздуха, от эффективности использования которого зависит работоспособность лопатки. Для рассматриваемого здесь случая, верхний предел температуры, составляющей 1 850 К, будет принят исходя из требований работоспособности двигателя на высоте. Безразмерная операционная точка двигателя устанавливается отношением температуры на входе в турбину, к температуре на входе в компрессор T₀₄ / T₀₂ , где температура торможения на входе в компрессор определяется как:

.

где T_a является температурой окружающей среды, а М число Маха полёта.

Другой предельной характеристикой работы двигателя является температура за компрессором Т₀₃. Этот предел зависит от свойств материала диска компрессора и лопаток, расположенных на задних ступенях компрессора; здесь будет принята максимально допускаемая величина температуры, составляющая 875 К.

Эта температура соответствует верхнему пределу для титановых сплавов (хотя при использовании никелевых сплавов величина этой температуры может повыситься на 100 К, однако использование сплавов на основе никеля привело бы к увеличению массы). Температура газа за  компрессором определяется температурой на входе в двигатель (а значит температурой окружающей среды и скоростью полёта), полной степенью повышения давления и эффективностью компрессора:

.

Если величину отношения температур T₀₄ / T₀₂ поддерживать постоянной, а реактивное сопло останется запертым с постоянной площадью горла, тогда безразмерное состояние, и степени повышения давления во всём двигателе также останутся постоянными. При этом условии температура за компрессором пропорциональна Т₀₂, температуре на входе.

Существует и третий безразмерный параметр, нуждающийся в рассмотрении, он связан с числом Маха потока воздуха в лопаточном венце и характеризуется выражением:

,

где N – скорость вращения одного из роторов. Если поддерживать величину отношения температур T₀₄ / T₀₂ постоянной, а двигатель - при установленном безразмерном условии (в наших учебниках это условие называется подобным режимом), тогда и величина отношения  также будет постоянной. (Везде, где встречается система из нескольких валов, скорости вращения определяются для каждого из них; при постоянном режиме работы двигателя устанавливается соотношение между скоростями вращения валов). Аэродинамическая работа турбомашины, особенно компрессора, чувствительна к величине отношения , особенно, если этот параметр становится слишком высоким, тогда величина эффективности резко падает (об этом уже говорилось в разделах 11.3 и 11.4), появляется риск возникновения вынужденных аэро - упругих колебаний, известных как флаттер. Компрессор НД испытывает намного большие изменения величины отношения  с изменением отношения температур T₀₄ / T₀₂ , чем соответствующие изменение в  для компрессора ВД. (Обратите внимание, что для установленных величин отношений температур Т₀₄ / Т₀₂ и Т₀₂₃ / Т₀₂, отношение  является постоянным).

Максимальная величина N ограничена механическими напряжениями в дисках, поддерживающих лопатки ротора.

Рисунок 15.9. Графики зависимостей температуры перед турбиной Т₀₄ и температуры за компрессором Т₀₃ от температуры перед компрессором Т₀₂.

Эффекты ограничений, наложенных на параметры Т₀₄, Т₀₃ и , проиллюстрированы на рисунке 15.9, для двигателя с полной степенью повышения давления P₀₃ / P₀₂ = 30, политропической эффективностью компрессора = 0.90 при температуре Т₀₂ = 288 K. На абсциссе отложены величины температуры торможения на входе, а по ординате отложены значения температуры перед турбиной и за компрессором.  Проектная точка A  выбрана таким образом, что температура перед компрессором для неё составляет Т₀₂ = 288 K, то есть температуру на высоте уровня моря для стандартной атмосферы; при этом условии, температура перед турбиной Т₀₄ = 1 850 К, принимает своё максимальное значение. В точке A, величина отношения  имеет своё максимальное значение; это утверждение остаётся истинным и на линии, расположенной по левую сторону от точки A,  которая отражает подобное условие работы двигателя. Постоянное отношение температур T₀₄ / T₀₂ также достигается левее этой точки A сокращением величины подачи топлива, что понижает величину температуры перед турбиной Т₀₄ и таким образом поддерживает постоянной величину степени повышения температуры. Действия и процессы по левую сторону от точки A, на линии позволяют осуществлять работу при низкой температуре окружающей среды (T_a < 288 K), или при совершении полёта на большой высоте при малой величине скорости.

Правее точки A то же самое отношение температур T₀₄ / T₀₂ не может быть поддержано без превышения температурного предела величины Т₀₄. Поэтому при работе двигателя, предполагающей перемещение по линии правее точки A, безразмерные операционные точки, все степени повышения давления и  уменьшаются.

Левее точки A, температура компрессора изменяется пропорционально изменению величины T₀₂, но между точками A и B, величина температуры T₀₂, медленно увеличивается, так как уменьшается отношение давлений. В точке B, температура за компрессором достигает своего верхнего предела. Если увеличить температуру Т₀₂, тогда полное отношение давлений должно уменьшиться, чтобы уменьшить отношение температур T₀₃ / T₀₂; достигнув сокращения степени повышения давления, что приведёт к понижению температуры турбины ниже максимума.

Диапазон температур на входе в двигатель, которые приводят к ограничению температур на выходе из турбины, находятся в области от точки A до точки B, который является довольно маленьким. Намного больше область постоянной безразмерной вращательной скорости (находится левее точки A) или температуры компрессора (находится правее точки B), максимальная величина температуры T₀₄ соответствует максимальной величине отношения . При проектировании необходимо выбрать величину T₀₂, таким образом, чтобы установить точку A в соответствии с проектом двигателя. (Точка A должна быть выбрана таким образом, чтобы величине температуры T_02, при которой достигается максимальное значение температуры T₀₄, соответствовало эквивалентное максимальное отношение температур T₀₄ / T₀₂).

Упражнение 15.7

           Найти полное отношение давлений, при котором точки А и В на рисунке 15.9 совпадают. Берите политропический КПД для системы повышения давления как 0.9.

(Ответ: 33.1)

             Для самолета, летящего в тропопаузе, T_a = 216.65, определить число Маха, при котором T₀₂ равно 288.15 K?

 (Ответ: 1.285)

15.5 Режимы работы двигателя

Всё чаще на военных двигателях используются электронные системы управления, которые гарантируют контроль над всеми действиями. (FADEC - полная ответственность, или цифровой электронный контроль над управлением; эта аббревиатура используется в системах управления на современных двигателях). Часть контроля остаётся, конечно, в руках пилота, в том случае, если возникает критическая ситуация, но, однако существуют ограничения на время, в течение которого пилот способен поддерживаться некоторые эксплуатационные режимы. К критическим режимам двигателя часто относят:

Боевой режим (Форсаж):

Это процесс работы двигателя с включенной форсажной камерой, когда двигатель работает при максимально - дозволенной температуре на входе в турбину, максимальной температуре за компрессором или максимальной величине отношения . Период работы на данном режиме обычно ограничен, скажем, 2.5 минутами.

Максимальный бесфорсажный режим

Это  максимальная работа двигателя без использования форсажной камеры. В самом простом случае, при действии форсажной камеры    состояние двигателя вверх по течению до выхода из турбины поддерживается таким же, как и при боевом режиме.

Промежуточный форсированный режим

На этих режимах разрешается работать намного дольше, приблизительно 30 минут. Форсажная камера включена

Максимальный продолжительный режим (Номинальный):

Это состояние, при котором двигатель может использоваться без ограничения во всём операционном диапазоне или времени полёта.

Рекомендация для Вас - 12 Стрелочный электропривод ВСП-150. Назначение, устройство, неисправности и методы их устранения.

  Резюме темы 15

Также как не существует единственного типа самолёта, способного выполнить все задачи оптимальным способом, также и с двигателем: заключительным выбором должен стать компромисс. Процесс выбора двигателя и самолёта предполагает многочисленные моделирования, итогом которых должно явиться установление наиболее удовлетворительных комбинаций, позволяющих выполнять поставленные задачи. Хорошая комбинация будет способна выполнить больше поставленных целей, но может быть и так, что для выполнения отдельных задач будет необходим некоторый компромисс, например, дополнительная заправка топливом от самолёта-танкера. Вообще, можно сказать, что оптимальный двигатель должен иметь высокую удельную тягу без использования форсажной камеры (то есть двигатель должен быть способен производить максимальную тягу при работе на «сухом» режиме). Если стадии боя требуют большую долю топлива, тогда этот летательный аппарат можно смело отнести к самолётам - перехватчикам. Если же самолёт имеет главную свою миссию, заключённую в установлении воздушного превосходства (то есть классический истребитель), тогда в процессе военных действий будет использовано меньше половины топлива, потреблённого во время выполнения круиза или патрулирования, что особенно важно. Для подобного типа самолётов достаточно маленького двигателя, создающего «сухую» тягу сопоставимую с целью миссии, но использование форсажной камеры в течение короткого времени боя, будет лучшим.

         Требование по необходимости снижения отношения веса двигателя к производимой им тяге, предполагает создание двигателя с низкой степенью двухконтурности, но высокой реактивной скоростью (для двигателя с высокой величиной удельной тяги, степень двухконтурности заметно ниже). В большинстве случаев, форсажная камера, устанавливается между смесителем и реактивным соплом. Если форсажная камера установлена на двигателе, реактивное сопло должно иметь переменную площадь горла (или критического сечения сопла); для сверхзвукового полёта обычно, хотя и не всегда, принято делать сужающееся - расширяющееся реактивное сопло, хотя степень расширяющейся части обычно меньше, чем это необходимо для изоэнтропического расширения до окружающего давления.

Для самолёта, имеющего своей главной миссией совершение режима полёта с числом Маха около 2.0, обычно применяются входные устройства, которые предназначены для уменьшения потерь от скачка, с проявлением последовательных косых скачков (обычно не более 3). Для самолёта, имеющего своей первоначальной задачей совершение полёта на более низких скоростях, вероятно, будет использовано более простое и лёгкое входное устройство без использования переменных конструктивных элементов.