Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 3
Текст из файла (страница 3)
Удельным расходом топлива С„„ТРД (ТРДФ) и ДТРД (ДТРДФ) называется часовой расход топлива, отнесенный к тяге двигателя. Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя и определяет дальность и продолжительность полета летательного аппарата. Удельной массой двигателя Т„, называется сухая масса двигателя, отнесенная к его максимальной тяге на взлетном режиме.
Удельная масса двигателя в значительной мере определяет и массу всей силовой установки, а следовательно, и основные данные летательного аппарата. Кроме того, величина т„характеризует термодинамическое, конструктивное и технологическое совершенство двигателя. Ресурсом называется срок регламентированной службы двигателя. Для ТВД и турбовальных ГТД используется понятие э к в и в алентная (суммарная) мощность №„, под которой понимается мощность, необходимая для вращения такого воздушного винта, который развивал бы тягу, равную тяге данного двигателя, состоящей из тяги винта и реактивной тяги (в турбовальном ГТД реактивная тяга близка к нулю). У д е л ь и о й м о щ н о с т ь ю №„называется отношение эквивалентной мощности к расходу воздуха, проходящего через двигатель.
Удельным расходом топлива С, ТВД и турбовального ГТД называется отношение часового расхода топлива к эквивалентной мощности двигателя. Удельная мощность и удельный расход топлива ТВД по своему физическому смыслу аналогичны И„„и С„„ТРД (ДТРД). Параметрами рабочего процесса, определяющими в авиационном газотурбинвом двигателе эффективность рабочего процесса, являются: суммарная степень повышения давления воздуха в двигателе в' и температура газа перед турбиной Т„", а также КПД узлов (вентилятора, компрессора и турбины) и потери давления в элементах (входном устройстве, камере сгорания и выходном устройстве) двигателя. Для двигателей с форсажем параметром рабочего процесса является также температура газа в форсажной камере Т". для ДТРД параметром рабочего процес- 11 са является степень двухконтурности пг (соотношение расходов воздуха через внешний и внутренний контуры) и степень повышения давления во внешнем контуре ч"„„ В ТВД эквивалентная работа определяется распределением тягового эффекта между реакцией винта и струи и КПД винта.
Степень двухконтурности в значительной мере определяет основные показатели и удельные параметры ДТРД, его характеристики и конструктивную схему. ДТРД с т)4 называют двигателями с большой степенью двухконтурностп, а двухконтурные двигатели с т(2,5 — двигателями с умеренной и малой степенью двухконтурности.
Двигатели с большой степенью двухконтурности, имеющие одноступенчатый вентилятор, иногда называют турбовентиляторными. Частными случаями ДТРД можно считать двигатель со степенью двухконтурности гп=б, при которой внешний контур отсутствует, и двухконтурный двигатель превращается в ТРД, и двигатель с очень большой степенью двухконтурности (гп>30), у которого вентилятор превращается в воздушный винт, а двухконтурный двигатель — в ТВД. Параметры рабочего процесса газотурбинных двигателей постоянно улучшаются, обеспечивая непрерывный прогресс авиационной техники. Особенности ГТД различных схем. Авиационные газотурбинные двигатели очень разнообразны по компоновочным схемам, которые отличаются рядом конструктивных признаков и элементов: числом роторов турбокомпрессора (одно-, двух- или трехвальные), наличием илн отсутствием охлаждения турбины, типом компрессора (центробежный или осевой) и способом его регулирования (перепуск воздуха, поворотные статорные лопатки или разделение компрессора на каскады), схемой камеры сгорания (кольцевая, трубчато-кольцевая илн индивидуальная), наличием или отсутствием форсажной камеры и т.
д. В настоящее время ТРД и ТРДФ имеют широкое распространение в военной авиации и применяются.на летательных аппаратах различного назначения. Военные самолеты с ТРД и ТРДФ состоят на вооружении всех развитых стран и продолжают успешно эксплуатироваться, однако новые боевые самолеты с ТРД и ТРДФ в настоящее время не проектируются. Турбореактивные двигатели применяются на дозвуковых военных и гражданских самолетах: например, двигатель «Атар» 8К-50 — на палубном истребителе «Супер Этандар», 357 (рис.
5) — на бомбардировщике В-52О, «Вайнер» 600 — на служебном самолете Н5-125, маломощный %1«2-6 — на беспилотных самолетах-мишенях и т. д. Турбореактивные двигатели с форсажем применяются на сверхзвуковых самолетах: например, двигатель 379 — на истребителе «Фантом», «Олимп» 593 — на сверхзвуковом пассажирском самолете «Конкорд» и т. д. Диапазон основных данных ТРД и ТРДФ очень широк — взлетная тяга от 15 кН при удельном расходе топлива Ст« .. =0,1-:0,115 кг/(Н ч) до 85 кН при Суд.вз«=009~0,11 кг/(Н ° ч) для ТРД и от 22 до 12 173 кН при Св„„»=0,195 —:0,205 кг/(Н ч) для ТРДФ. ТРД и ТРДФ имеют умеренные термодинамические параметры: степень повышения давления -.., "=6 †: 12 и температуру газа перед турбиной Т„ "= 1!00 †; !250 К для двигателей малой и средней тяги; «„" =12 —;15,5 и Т„"= 1300«»1450 К для мощных двигателей.
В таких ТРД и ТРДФ используются многоступенчатые осе. вые компрессоры, которые регулируются поворотными лопатками направляющих аппаратов, как, например, в двигателе 379, где поворачиваются направляющие лопатки первых шести ступеней и лопатки входного направляющего аппарата, или применением двухкаскадного компрессора, как, например, в двигателе «Олимп>593. В двигателях с невысокими значениями я," для достижения устойчивости работы компрессора в основном используется перепуск воздуха из промежуточных ступеней.
Например, в ТРД 385 имеются клапаны перепуска за третьей, четвертой и пятой ступенями компрессора, Следует отметить, что перепуск воздуха наряду с другими методами регулирования может применяться и в двигателях с высокими значениями «„. Например, в ТРД 352 с я"„=14,5, несмотря на наличие двухвального компрессора, имеются автоматические клапаны для перепуска воздуха при запуске и выходе двигателя на рабочий режим.
Турбины ТРД и ТРДФ имеют от одной до трех ступеней, из них, как правило, первая ступень или ее сопловой аппарат охлаждаемые, как, например, у двигателей 379, «Атар» 9К, 385, и только у двигателя «Олимп» 593 охлаждаемые обе ступени турбины. В ТРД н ТРДФ применяются кольцевые и трубчато-кольцевые камеры сгорания. Как правило, турбокомпрессор таких двигателей трехопорный (379, «Атар» 9К, 385), однако в двухвальных двигателях применяются трехопорный ротор низкого давления и двухопорный ротор высокого давления («Олимп» 593).
Реактивные сопла у ТРД дозвуковые, сужающиеся, нерегулируемые, простой конструкции. В ТРДФ применяются сложные сопла с регулируемыми минимальным и выходным сечениями, реактивные сопла с эжекторными насадками или без них. В зависимости от назначения летательного аппарата турбореактивные двигатели могут быть оборудованы системами реверсирования тяги и шумоглушения. В последние годы за рубежом для беспилотных самолетов-снарядов и самолетов-мишеней одноразового применения или самолетов-разведчиков многократного применения разработаны дешевые одновальные ТРД малой тяги (от 0,55 до 3 кН в условиях взлета) с малым ресурсом. Эти двигатели (рис. 6) характеризуются простотой конструктивной схемы (две опоры вала, одно-, двух- или трехступенчатый центробежный, осецентробежный или осевой компрессор приводится одноступенчатой неохлаждаемой турбиной, упрощенные системы смазки и регулирования и т.
д.) 14 С ЯР а Ф й ы О с о \ о Ю о 3 СЪ, о о о $ Ю Р' Ф $ Ф и невысокими термодииамическими параметрами (и„" =3,5 —:8,8 и 7;" =1070 . 1300 К). Наконец, для самолетов вертикального и укороченного взлета и посадки (СВВП и СКВП) разработаны подъемные ТРД, которые используются только на режимах взлета и посадки и поэтому имеют минимальные удельную массу и размеры (рис. 7).
Для Рие. 7. Схема типичного подъемного ТРД (двигатель мВ.108) этого подъемные двигатели проектировались с малым числом ступеней турбокомпрессора, что обеспечивалось их высокооборотностью и высоконагруженностью, применением укороченных элементов двигателя (обтекатель втулки, компрессор без ВНА, камера сгорания, реактивное сопло) и упрощенных систем (смазка на выброс, запуск сжатым воздухом от внешнего источника и т. д.), а также использованием легких материалов (композиционные материалы, пластмассы, дуралюмины в «теплой» части и титановые сплавы в относительно «горячей» части двигателя).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
