Настоящее и будущее авиационных двигателей Б.А. Пономарёв (1014179), страница 6
Текст из файла (страница 6)
В настоящее время достаточ- Ъ ' й-4 ц ж но хорошо развиты расчетные меег Н, й. ге* тоды получения характеристик гаа с использованием характеристик баоо отдельных узлов двигателя, однако экспериментальные методы остаются наиболее точными, хотя йово и требуют применения специаль- ных стендов с термобарокамеран=мг ы ми или специальных самолетов— летающих лабораторий. Характеристики двигателя од- 0 04 цв и нозначно определяются законом и рнс.
гз, высотка-скоростные харак- РегУлировании, задание которого тернстнкн дтрд трЗО-р-408 ггнн преследует цель получить наибоевого режнкга работы выгоднейшие параметры двига- теля и обеспечить его надежную работу. При любом законе регулирования можно наиболее эффективно воздействовать на изменение тяги или мощности н удельного расхода топлива, изменяя расход воздуха через двигатель 6, и основные термодинамические параметры рабочего процесса н„" и Т"„для ТРД и ТВД и нг, н",а и Т"„для ДТРД, а также Г" для ТРДФ и ДТРДФ, Практически не всегда удается ф реализовать регулирование по этим параметрам, в связи с чем за регулируемые величины принимают другие параметры двигателя, и прежде всего частоту вращения ротора (роторов) и проходные сечения проточной части, Поэтому получение характеристик авиационного ГТД сводится к определению значений его параметров, удовлетворяющих условиям совместной работы элементов двигателя при заданном законе его регулирования в зависимости от условий полета и режима работы.
Следует отметить, что при изменении условий полета или режима работы двигателя наиболее существенно изменяются расход воздуха, степень повышения давления, КПД и особенно запас устойчивости компрессора. Вследствие этого необходимо применять специальные меры по регулированию компрессора для обеспечения его устойчивой работы, Существуют различные формы представления характеристик двигателей, в частности в виде кривых, объединяющих скоростные и высотные характеристики, а также в виде сетки кривых, показывающих изменение параметров двигателя в зависимости от условий эксплуатации и режима его работы. В качестве примера таких обобщенных характеристик на рис. 15 приведены высотно-скоростные характеристики ДТРД ТРЗО-Р-408 истребителя- бомбардировщика А-7В для боевого режима работы двигателя.
Эксплуатационные характеристики двигателя дают наиболее полное представление о его тягово-экономических данных, а следовательно, о возможностях летательного аппарата. Глава 11 ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА НА КОНСТРУКЦИЮ АВИАЦИОННЫХ ГТД Некоторые особенности конструкции современных двигателей. При создании авиационного газотурбинного двигателя его конструктивная схема выбирается одновременно с параметрами рабочего процесса на основании предварительных газодинамических и прочностных расчетов.
Использование в современных двигателях высоких степеней повышения давления и температуры газа перед турбиной, наличие внешнего контура у ДТРД (ДТРДФ), гидравлически и механически связанного с внутрен. ним контуром, ограничения по уровням шума и эмиссии загрязняющих веществ вызывают большие трудности при выборе оптимального сочетания взаимно влияющих газодинамических и конструктивных параметров ГТД.
Такая взаимосвязь существует между тягой двигателя и его размерами, степенью двухконтурности и схемой (со смешением илп с раздельным истечением потоков), общей степенью повышения давления и числом валов турбокомпрессорной части, температурой газа перед турбиной и числом ее охлаждаемых ступеней, параметрами ГТД и уровнем шума, схемой камеры сгорания и эмиссией загрязняющих веществ и т. д. Для современных авиационных двигателей наиболее характерно использование двухвальной схемы турбокомпрессорной части, но имеются одно- и трехвальные ГТД.
Выбор числа валов двигателя определяется в значительной мере степенью повышения давления его компрессора. Как известно [8), значение и"„м, соответствующее максимуму удельной тяги, при достигнутом уровне температуры газа перед турбиной в условиях крейсерского дозвукового полета на высотах Н~11 км составляет 13 — 17 для ТРД (при Т„"=1300 —:1500 К) и 14 — 18 для ДТРД (при Т„"=1400 —:1600 К), а для ТВД значение я", соответствующее максимуму удельной мощности, в тех к ор! ' же условиях составляет 12 — 15 (при 7, = 1300 †: 1400 К), Значения и"„,„для всех типов авиационных ГТД, соответствующие мини. муму удельного расхода топлива, существенно выше (и",„>30), однако зависимость С„„=)(п",) имеет очень пологий минимум и на практике оказывается достаточным применение меньших, чем зкономические, степеней повышения давления.
32 Вследствие этого для двигателя военного самолета, например истребителя-перехватчика, для которого необходима высокая лобовая тяга, целесообразно применение относительно невысоких значений я„. Для двигателей, устанавливаемых на дальних транспортных самолетах, требуется низкий удельный расход топлива, что предопределяет увеличенные значения степени повышения давления. Таким образом, прн общей тенденцяи применения двигателей с увеличенными сзепеяямн повышения давления диапазон применяемых значений —,.
очень широк. Из теории лопаточных машин известно, что при работе компрессора, особенно с высокой степенью повышения давления, в процессе запуска н вывода его на основные эксплуатационные режимы, а также прн болыпих приведенных частотах вращения может возникать газодинамическая неустойчивость, поэтому в двигателях с высокими значениями я," компрессор необходимо регулировать. Из применяемых на практике трех способов регулирования компрессоров (перепуск воздуха из промежуточных ступеней, поворот лопаток направляющих аппаратов и использование двух- или трехкаскадиых компрессоров) способ разделения компрессора на отдельные каскады со своими турбинами, имеющими различную частоту вращения, в наибольшей мере определяет конструктивную схему двигателя, число его опор н валов.
Следует также отметить, что применение двух- илн трехкаскадных компрессоров благоприятно сказывается и на приводящих нх турбинах, так как позволяет оптимизировать газодинамические параметры турбин и уменьшить число их ступеней. Однозальный ГТД нмесг простую конструкцию, малое число опор, малую массу, однако его схема применима для относительно невысоких значений я", Компрессор такого двигателя требует использования перепуска воздуха или поворотных направляющих аппаратов для обеспечения устойчивой работы на различных эксплуатационных режимах.
В первые послевоенные десятилетия были созданы удачные одновальные ГТД, эксплуатируемые до сих пор: ТРДФ 179 с я, "=13,5, «Лтар» 9С с л"„=6,1 и 385 а я„" =8,1; ТРД «Вайпер» с г'„=5,8 (рис. 16); ТВД Т56 с я"„=9,5, ТРЕ331 с я„"=?,9, «Дарт» с «" =6,35 (рис. 1?), турбовальные ГТД Т58 с л„"=8,3, РТ6Т с я"„)6,7 и т. д. В настоящее время для ВВС Франции создан одновальпый ДТРДФ М53-2 (ях =8,5), устанавливаемый на военных сверхзвуковых самолетах.
Для больнгнх значений степени повышения давления компрес. сора применяются двух- илн трехвальные схемы двигателей, причем наибольшее распространение получила двухвальная схема. Такая схема позволяет получить высокие значения степени повышения давления, используя каскады компрессора с умеренными я,' (т. е. дает возможность избежать применения илн уменьшить число поворотных направляющих аппаратов и устройств перепуска воздуха) и несколько сократить число ступеней, так 2-839 33 ~ а Д, а и о а Ф О ю о о о ы Ф' ы 1 к о как каждый каскад может вращаться со своей скоростью, близкой к оптимальной, что увеличивает напорность и КПД ступеней компрессора. По такой схеме выполнены ТРД 352 с и'„=!4,5, ТРДФ «Олимп» с я'„=14,75 —:15,5 (рис. 18), ТВД «Тайн» с к„" =13,5, турбовальный ГТД КВ.З60 с ~„" =12 и т. д.
Двухвальная схема двигателя оказалась очень подходящей для ДТРД и ДТРДФ, так как вследствие разности диаметров вентилятора внешнего контура и компрессора внутреннего контура для них необходимы разные частоты вращения, причем в зависимости от степени двухконтурности, а следовательно, разницы диаметров вентплязора и компрессора целесообразны различные сочетания чисел вентиляторных и компрессорных ступеней. Для двухкоптуриого двигателя с большой степенью двухкоптурности может йрименяться двухвальная схема, в которой одно- ступенчатый вентилятор с малой и;,„ и компрессор высокого давления, имеющий высокую степень повышения давления, приводятся раздельными турбинами через соосяые валы, как, например, у двигателей ТР39, СЕ6, ЗТ9Р и ТР34.
При такой схеме можно увеличить общую степень повышения давления, наддувая газогенератор с помощью дополнительных, так называемых «прицепных» или подпорных, компрессорных ступеней, установленных за вентилятором на одном валу с инм (рис. 19). В этом случае одноступенчатый вентилятор большого диаметра конструктивно объединен с компрессором низкого давления малого диаметра, имеющим небольшое число ступеней. Эти двигатели при высоких расчетных значениях и„" могут иметь регулируемые направляющие аппараты, а иногда и перепуск воздуха.
В частности, на ДТРД ТР39 применены семь регулируемых направляющих аппаратов компрессора высокого давления, на ДТРД ЗТ9Р регулируются ВНА и первые три направляющих аппарата компрессора, а также имеется регулируемый перепуск воздуха из-за шестой ступени компрессора. Существует и другая разновидность двухвальной схемы для ДТРД и ДТРДФ, применяемая на двигателях с низкой и средней степенями двухконтурности (рис. 20). В этой схеме вентилятор соединен с компрессором низкого давления газогенератора, и они образуют многоступенчатую (г=б —;8) напорную систему низкого давления.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
