Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 100
Текст из файла (страница 100)
при существенно большей удельной теплоте сгорания топлива ПВРД) ракетио-прямоточный двигатель, сохраняя преимущества в лобовой тяге, может уступать ПВРД в величине удельного импульса. Каждому из упомянутых типов РПД (РПД)К, РПДТ и РПДГТ) присущи определенные достоинства и недостатки. В РПД жидкого топлива удается осуществить оптимальное регулирование состава смеси (относительное содержание горючего, окислителя и воздуха) по траектории полета, обеспечивающее возможность достижения максимальных значений удельного импульса на всех участках траектории. В то же время необходимость создания специальной системы топливоподачи, усложняющей конструкцию двигателя, эксплуатационные трудности использования токсичных н криогенных компонентов жидкого топлива так же, как н ограниченность сроков хранения изделия с РПДЖ в подготовленном (за- 496 правленном) состоянии, значительно усложняют использование этого двигателя на аппаратах различного назначения.
В РПД гибридного топлива и в особенности в РПД твердого топлива достигаемые величины удельного импульса ниже, а желательное изменение состава топлива по траектории для оптимизации характеристик необходимо обеспечить путем специального проектирования конструкции заряда, при котором расход и состав топлива программируются для определенной расчетной траектории полета аппарата. Поэтому отклонение траектории аппаратов с РПДГТ или РПДТ от расчетной может привести к ухудшению характеристик двигателей. Ракетно-прямоточные двигатели твердого топлива конструктивно более просты, чем РГ(ДЖ, так как не требуют специальной системы топливоподачи, и так же, как ракетные двигатели твердого топлива, допускают возможность длительного хранения изделия.
499 ЧАСТЬ У1 ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Разработка конструкции нового двигателя, предназначенного для будущего самолета определенного назначения, начинается со стадии теоретического проектирования. Эта стадия включает в себя: выбор потребного уровня основных параметров термодинамического цикла и показателей совершенства будущего двигателя; расчетно-теоретическую оценку массы двигателя; согласование двигателя с самолетом, при котором определяются наивыгоднейшие тип двигателя, его тяга и основные параметры, дающие оптимальные характеристики системы «летательный аппарат — двигатель»; определение «облика» двигателя, включающее рациональное формирование проточной части ГТД, согласование компрессоров и турбин, выбор числа их ступеней, определение общих габаритных размеров двигателя и размеров сечений тракта. Таким образом, в результате теоретического проектирования ГТД получают исходные представления об общей схеме, параметрах, размерах, массе двигателя и основных его элементов.
Зти данные в дальнейшем положены в основу детальных расчетов характеристик двигателя и разработки его конструкции в процессе детального проектирования. На стадии теоретического проектирования ГТД широко используются методы автоматизированных расчетных и проектных исследований с помощью ЭВМ вЂ” так называемые системы автоматизированного проектирования двигателей (СА ПРЦ. Первые две задачи теоретического проектирования рассмотрены в предыдущих главах учебника, а две другие рассматриваются в гл. 17 и 18. ГЛ А В А 17. ВЫБОР РАЗМЕРА, ПАРАМЕТРОВ И ПРОГРАММ УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ, ОПТИМАЛЬНЫХ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 17.1.
дВиГАтель кАк элемент сИстемы <ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ». ЗАДАЧИ СОГЛАСОВАН ИЯ ДВИГАТЕЛЯ С САМОЛЕТОМ Проблема согласования характеристик самолета и двигателя встает перед конструктором самолета, начлная с самых ранних этапов проектирования. Важнейшими задачами при решении этой проблемы являются выбор двигателя для проектируемого самолета и формирование программ управления режимами работы двигателя с учетом особенностей его функционирования в системе двигательной установки самолета. Зти задачи тесно связаны друг с другом и должны решаться одновременно в процессе проектирования самолета и двигателя.
Выбор двигателя. Современные воздушно-реактивные двигатели отличаются друг от друга по ряду признаков, основными из которых при формировании облика самолета и его двигательной установки являются: тип и схема двигателя, параметры рабочего процесса, размер двигателя. Основными характеристиками двигателя, которые представляют интерес при проектировании самолета, являются тяга, удельный расход топлива, массовые и геометрические' характеристики двигателя.
Эти характеристики существенно зависят от типа двигателя, его параметров и размеров. Из этого многообразия двигателей конструктор самолета должен остановить свой выбор на одном двигателе, который способен обеспечить наилучшие данные проектир уемому самолету. В силовых установках современных самолетов применяются следующие типы двигателей. Дозвуковые самолеты, Основными типами двигателей, применяющихся в настоящее время для дозвуковых самолетов, являются двухконтурные турбореактивные и турбовинтовые двигатели.
Оптимальные параметры двигателей в существенной мере зависят от назначения самолета, протяженности маршрута, скорости и высоты полета. Так, для магистральных пассажирских самолетов большой дальности целесообразным является применение двух- контурных двигателей с большой степенью двухконтурности (т = 5 ... 8). Для самолетов воздушных линий и магистральных самолетов малой дальности, т. е. для самолетов, имеющих крейсерский участок полета небольшой протяженности и значительное число взлетов, оптимальными становятся двигатели умеренной степени двухконтурности (т = 2 ... 3).
Сверхзвуковые самолеты. На сверхзвуковых самолетах с максимальной скоростью полета, соответствующей числам М 2 ... ... 3, применяются одноконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой и без нее и двухконтурные двигатели с форсажной камерой. Выбор типа двигателя и.оптимальных значений параметров рабочего процесса двигателя в существенной мере зависит от назначения самолета и соотношения протяженности участков полета с дозвуковой и сверхзвуковой скоростью. Для многорежимного самолета, у которого значительная часть полета происходит на дозвуковых скоростях, целесообразным является применение ТРДДФ со степенью двухконтурности пт = — 2,0 ... ... 2,5.
Уменьшение доли дозвуковых участков в типовых профилях полета самолета снижает оптимальное значение степени двухконтурности до и =- 0,5 ... (,О. И наконец, если превалирующими требованиями к самолету являются требования, выдвигаемые участком длительного полета вблизи поверхности земли со сверзвуковой скоростью, то целесообразным может оказаться применение ТРДДФ с весьма малыми значениями степени двухконтурности гп .—. 0,2 ... 0,3 или даже переход к одноконтурному двигателю с форсажной камерой.
Впрочем, при высоких значениях параметров процесса Т„' и и," целесообразным в этом случае может оказаться применение двигателей без форсажных камер. Задача выбора оптимальной степени двухконтурности, казалось бы, решается просто. Чем выше степень двухконтурности двигателя и, тем меньше удельный расход его топлива с и тем больше дальность полета Е самолета при заданной взлетной массе М,а или меньше взлетная масса самолета при заданной дальности полета.
Однако увеличение степени двухконтурности двигателя сопровождается уменьшением тяги Р„„, т. е. тяги, приходящейся на ! кг воздуха, проходящего через двигатель, или, что практически одно и то же, тяги, приходящейся иа единицу площади входа в двигатель. Это значит, что для обеспечения потребной в полете тяги с ростом степени двухкоптурности необходимо увеличивать размер двигателя Р,. что приводит к увеличению его массы Мд, и габаритных размеров, а также ухудшению аэродинамических характеристик самолета (таких, как аэродинамическое качество К самолета). Таким образом, задача выбора оптимальной степени двухконтуриости, как и других параметров, а также размера двигателя является компромиссной и не может быть решена путем исследования двигателя в отрыве от самолета (рис, (7. !).
Эта задача является довольно сложной и требует от исследователя знания самолета и двигателя, математики (в частности, математических методов оптимизации), умения владеть современными электронными вычислительными машинами, без применения которых невозможно выполнение таких работ.
Формирование оптимальных программ управления двигательной установкой. Эффективность применения двигателя на самолете в существенной мере зависит от эффективной работы других элементов двигательной установки (входного устройства, реактив- дпвимиэирусмнг про"канне паравгврн ддиаяэслц э сип, пгбрскксппи с емв 1у яй, гщд, сяйб сяйи4',спрп и др у Парис(еврее. робо ггго р о босса огй 'г,сп ип У РапмеР ддиеавелЯ Я, сп, с пспоупне арапвсоиг виги ддиеовеля тяго, удевкнй рагвб топлида,паст,гадари вние раемгрэя раскоп воппиба идр. огнодпмс враквсригвики самолета: допэпогтэ полета, Военная магии, лплинсопдп рагяодуе- моео топки да и ПП якалие эррсмпидпости применения ддигавслп яи самолете критерии опвимипации на даос ямпно-ввмипеекия врактгрисвик и экппогтга кик пояаяовсяей самолето „яедодикие па Удод д пмпк в '!'; гуд э- Руо э сп !' гдп вере т Рис.
17.1. Схема процедуры согласования двигателя с самолетом ного сопла), от степени согласования режимов их совместной работы, от способности системы регулирования двигательной установки оптимальным образом реагировать на изменяющиеся условия полета (скорость полета, температуру наружного воздуха и.т. д.). Величина потерь тяги двигателей, работающих в системе двигательной установки сверхзвукового самолета, составляет в настоящее время !О ...
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
