Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 101
Текст из файла (страница 101)
(5 % и в отдельных случаях, в частности, в области трансзвуковых скоростей полета на участке разгона— набора высоты самолета может достигать 25 ... 30 %. Поэтому важнейшей задачей в проблеме согласования двигателя с самолетом является задача формирования оптимальных программ управления двигательной установкой, включая все ее элементы, с использованием критериев оценки эффективности, построенных на базе летно-технических и экономических показателей самолета. Двигательная установка самолета, представляющая собой сложную систему, настроенную на определенный расчетный режим полета, работает зачастую в условиях, далеких от расчетных.
Правильно спроектированная двигательная установка, характеристики которой хорошо согласуются с характеристиками самолета, в расчетных условиях обеспечивает максимальную эффективность самолета. Изменение условий работы двигательной установки, вызванное, например, отклонением атмосферных условий или скорости полета от расчетных величин, приводит к ухудшению эффективности самолета вследствие рассогласования, во-первых, характеристик самолета и двигательной установки и, во-вторых, характеристик элементов самой двигательной установки.
Основ- ная задача системы автоматического управления двигательной установкой заключается в том, чтобы в максимальной степени устранить это рассогласование. Для того чтобы самолет выполнил наилучшим образом поставленную задачу, необходимо в соответствии с фактическими условиями полета задавать определенные положения регулирующих органов двигательной установки. В качестве регулируемых параметров двигательной установки могут быть названы, например, угол поворота панели клина плоского воздухозаборника й,л (или величина перемещения центрального тела осесимметричного воздухозаборника), частота вращения ротора п (или одного из роторов) двигателя, температура газа в форсажной камере ТФ (или другой параметр, характеризующий степень форсирования), площадь критического сечения внутренних створок реактивного сопла Р„р, площадь выходного сечения реактивного сопла Р, р и др. Оптимальная программа управления двигательной установкой самолета представляет собой программу изменения регулируемых параметров двигательной установки (воздухозаборника, двигателя, реактивного сопла), при которой выбранный критерий оптимальности достигает экстремального значения.
Применение в системе управления двигательной установки комплексных программ, учитывающих влияние таких факторов, как угол атаки самолета, температура наружного воздуха и других, позволяет повысить эффективность самолета. Особенно значительный выигрыш может быть получен прн полете в нерасчетных атмосферных условиях. Оптимальные программы комплексной системы управления двигательной установкой самолета имеют довольно сложный вид, требуют использования входной информации большого объема, должны быть выдержаны с высокой точностью.
Поэтому реализация этих программ возможна лишь при условии применения электронных систем управления, включающих бортовые цифровые управляющие машины. !7.2. КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ Источником энергии для установленных на самолете двигателей служит авиационное топливо. Поэтому одним из основных показателей, характеризующих топливную экономичность собственно двигателя, может быть удельный расход топлива.
Этот показатель, представляющий собой часовые затраты на создание единицы силы тяги, не дает, к сожалению, полного представления об эффективности двигателя как составной части самолета. Для того чтобы более полно охарактеризовать эффективность применения того или иного двигателя на самолете, необходимо согласовать характеристики двигателя с характеристиками самолета, приняв во внимание величину потребной тяги, массо- вые, геометрические и аэродинамические данные двигательной установки.
Мерой топливной экономичности самолета в целом может служить величина километрового расхода топлива (г/„), представляющая собой затраты топлива при перемещении самолета на один километр (кг/км) г/н Роуд ггп (17.1) где Рсу„ — часовой расход топлива (кг топл./ч); У, — скорость полета (км/ч). На практике обычно используется относительная величина километрового расхода топлива, приходящаяся на один килограмм полетной массы самолета (1/км): (17.2) Для установившегося крейсерского полета должно быть выполнено условие равенства тяги двигателей Р и лобового аэродинамического сопротивления самолета Х, с одной стороны, а также подъемной силы кРыла У и силы веса самолета 0 = МсАг, с дРУ- гой стороны, Р=Х; У=0.
Используя аэродинамическое качество самолета К = У/Х, преобразуем уравнение (17.2) следующим образом: (17.4) чн— РпК (!7.3) Относительный километровый расход топлива имеет размерность 1/км. При анализе эффективности применения двигателей нв самолете обычно используют величину, обратную относительному километровому расходу, называемую условной дальностью (км) К!'и Бусл = ясуд ' Условная дальность, являющаяся функцией аэродинамического качества самолета и удельного расхода топлива, может быть использована в качестве критерия при исследовании эффективности применения двигателей на самолете.
Однако этот критерий не учитывает ряд весьма важных взаимосвязей, в том числе таких, как влияние параметров рабочего процесса и размера двигателя на его массу. Большинство же задач, решаемых при исследовании эффективности применения двигателей на самолете, связано с необходимостью изменения массы двигателя и его узлов. Поэтому при решении задач такого рода следует принять во внимание уравнение баланса масс самолета Мс гпл + гд. у + Мпсл.плср + Агтопл (17.5) или после деления на массу самолета 1 = Мпл + Мд.
у '! Мпол, нагр + Мтолл (17.6) Тогда в качестве критерия оценки эффективности двигателя на начальном этапе проектирования можно использовать величину теоретической дальности, определяемую по известной формуле: Р гд ! Агтопл и уд Мал+ Мд. у+ Мпол.
нагр (17.7) Необходимо отметить, что эта формула позволяет вычислить только дальность крейсерского полета самолета при использовании всего имеющегося на борту топлива. Поэтому для получения более точного результата при формировании облика двигателя в процессе его проектирования следует учесть аэронавигациониый запас топлива, а также затраты топлива на других участках траектории полета самолета (разгон — набор высоты, снижение— торможение, ожидание посадки в зоне аэродрома и т. д.), т.
е. использовать в качестве критерия практическую дальность полета Ь р,„,. Взлетная масса самолета при этом принимается постоянной. Изменение массы двигательной установки Мд, т приводит в этом случае к изменению запаса топлива М„„и, следовательно, к изменению дальности полета /пра„,. Масса полезной нагРУзки Мпол. наср считаетси заданной. В тех случаях, когда дальность полета и масса полезной нагрузки заданы и превышение их нецелесообразно (например, увеличение дальности полета самолета, предназначенного для эксплуатации на линии определенной протяженности) или невозможно (например, увеличение массы полезной нагрузки при недостаточном объеме отсеков), критерием оптимальности может быть взлетная масса самолета М„л.
Очевидно, что при прочих равных условиях производство самолета меньшей массы будет дешевле. Такой самолет будет расходовать меньше топлива и обладать ря'дом других преимуществ. Более совершенными критериями оценки эффективности применения двигателей на самолете являются функции, составленные из различных летно-технических данных самолета. Из критериев такого вида при проектировании транспортных самолетов применяется величина относительной часовой производительности: (17.8) Этот критерий связывает такие важные характеристики, как взлетная масса самолета, масса полезной нагрузки, дальность и продолжительность полета (Рр,а, — среднерейсовая скорость).
Широко употребляемым в настоящее время критерием оценки эффективности двигателей на самолете, составленным из летно- технических данных самолета, является приведенный расход топлива, приходящийся на 1 тонно-километр перевозимой полезной нагрузки (г/т км): чтопл, раса Ятопл.пр = М г ю (17.9) пол, нагр праат где атолл. раса — количество топлива, расходуемого самолетом за один полет. Наиболее обоснованное суждение об эффективности применения двигателей на самолете можно сделать с помощью критериев, основанных на экономических показателях. Эти критерии учитывают как эффект от использования данного самолета, так и сумму затрат на его проектирование, производство и эксплуатацию.
В качестве такого критерия для пассажирских самолетов может быть использована себестоимость перевозок, вычисляемая по следующей формуле (коп/т км): А и =. Каагрмпол, нагркраас ' где А — стоимость эксплуатации самолета в течение одного летного часа, руб/самолето-ч; К„„р — коэффициент загрузки самолета, представляющий собой отношение фактической загрузки к полной.
17.3. ВЫБОР РАЗМЕРА И ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ДВИГАТЕЛЯ Для пассажирских и транспортных самолетов основными участками траектории полета, требования которых необходимо учитывать в первую очередь при выборе двигателей, являются участки взлета и крейсерского полета. В качестве критериев оценки эффективности применения двигателей на этих самолетах могут быть использованы экономические показатели самолета либо его летно-технические характеристики. Применение экономических показателей в качестве критериев оценки эффективности существенно усложняет процедуру выбора двигателя, в связи с тем что требует учета таких факторов, как стоимость амортизации и текущего ремонта самолета и двигателей, заработная плата экипажа, аэропортовые расходы и т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
