Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 103
Текст из файла (страница 103)
17.3, б). Поэтому оптимальная площадь входа (2,Р,)оре, при которой те- 509 ГВ,Г оретическая дальность поВглгл Леев Р „„, ЛЕта ДОСтнраст МаКСИМаЛЬ- ного значения, меньше площади (~ Р,),, дающей максимум условной дальности (см. рис. 17.3, а и 17.3, в). Интересно отметить, что величина полетного аэродинаЛосг льг ч Л сгл лгиг мического качества самолета при оптимальном размере Рис. 17зь дроссельные характеристики двигатРльной установки будвигателя на участке взлета и крейсерско- дет меньше своего максиго полета: мального значения. Однако — — — дснгстель исходного размера; — дингстель уиеличсиисго размере НРКОТОРОР УХУДШРНИР аЭРО- динамических характеристик самолета в этом случае оправдано, так как выигрыш в дальности полета вследствие уменьшения массы двигательной установки получается более значительным. Выбор расчетного режима двигателя и параметров согласования самолета и двигателя.
Необходимо учитывать. что в некоторых случаях двигательная установка, размер которой выбран из соображений получения наибольшей дальности, не удовлетворяет требованиям, предъявляемым другими участками полета. Такими участками могут быть, в частности, взлет самолета с заданной длиной разбега, участок полета в области трансзвуковых скоростей при разгоне †набо высоты сверхзвукового самолета. Одним из возможных путей удовлетворения этих требований является выбор соответствующих значений параметров согласования самолета ~'„Р„/Я и 6/3. Так, например, уменьшение длины разбега самолета ь разб— 8 6/5 (17.19) и астр нуст ~ ги/5 Ку срКг р / для обеспечения взлета самолета с взлетно-посадочных полос заданной длины может быть достигнуто при фиксированной удельной нагрузке на крыло самолета путем увеличения относительного размера и, следовательно, массы двигательной установки с соответствующим уменьшением дальности полета на величину Лд.х (см.
рис. 17,3, в) за счет уменьшения относительного запаса топлива на самолете и увеличения силы лобового сопротивления двигательной установки. Еще одним отрицательным фактором такого увеличения размера двигательной установки может быть то, что двигатель на участке крейсерского полета окажется переразмеренным и поэтому будет работать на режимах, соответствующих левой ветви дроссельной характеристики, с худшей топливной экономичностью (рис. 17.4).
510 /Еги/В/з /екв/В7а /ЕВа/В/г Гб/Х1г М/В1г Рис. 17.5. Линии постоянных значш;г,й дзльчос~н колета Е на плоскости координат параметров согласования ~, Ри!5 и о/5 (Е1 ( ьа ( ." ( Его ( ьт1): линия со штриховкой — ограничение на параметры согласования, накладываелюе требованиями взлета Однако потери дальности Л/.х можно существенно сократить, если для удовлетворения требований взлета изменить одновременно оба параметра согласования — и относительный размер двигательной установки ~Р,/3, и удельную нагрузку на крыло 6/5. Это иллюстрируется графиком на рис.
17.5. Самолет с параметрами согласования (~Р,/8)х и (6/О)х имеет максимальную возможную дальность полета на крейсерском участке, но не выполняет требования, которые необходимо выполнять на участке взлета. Если удовлетворить эти требования только путем увеличения относительного размера двигательной установки (вариант самолета с параметрами (~ Р,/8)а и (6/3)з), то это приведет к уменьшению дальности полета на величину Ла,х. При одновременном изменении паРаметРов согласованиЯ ~„'Р,/О и 6/Я (ваРиант самолета с (~ Р,/5а) и (6/8)в) потери дальности относительно максимально возможной величины составляют Л/,„при этом Л/.и ( Лйы Другой путь согласования характеристик двигателя на участках взлета и крейсерского полета связан с выбором расчетного режима двигателя и применением комбинированных программ регулирования.
Расчетным режимом двигателя принято называть условия полета (высота, число М,), для которых определяются площади поперечных сечений проточной части двигателя. Выбор расчетного режима двигателя зависит от ряда обстоятельств, таких, как условия взлета (длина взлетно-посадочной полосы, покрытие аэродрома и т. д,), скорость полета на крейсерском участке, протяженность маршрута и др. Рассмотрим сверхзвуковой самолет с одноконтурным турбореактивным двигателем без форсажной камеры, предназначенный для полета на большую дальность. Двигатели такого самолета должны иметь высокую топливную экономичность в крей- 511 у(л1 Рнс.
17.8. Выбор расчетной точкн н программы регулирования компрессора для удовлетворения требований, предъявляемых к двигательной установке участкамн налога н крейсерского полета серском полете. Следовательно, точка на характеристике компрессора, соответствующая условиям крейсерского полета (высота и скорость полета, величина потребной тяги), должна располагаться в области максимальных значений коэффициента полезного действия компрессора (точка 1 на рис. 17.6). Исходя именно из таких требований и целесообразно в этом случае выбирать размеры проточной части двигателя самолета. Однако, точка на характеристике компрессора, соответствующая взлетному режиму, может оказаться при этом в области очень малых значений коэффициента полезного действии компрессора (точка 2 на рис.
17.6). Это приведет к ухудшению характеристик двигателя по тяге и топливной экономичности на участках взлета и разгона — набора высоты. Взаимное расположение этих точек на характеристике компрессора существенно зависит от принятой программы регулирования двигателя. Так, при использовании программы регулирования с постоянной частотой вращения двигателя п = сопз( точки будут расположены на значительном удалении друг от друга (точки 1 и 2 на рис.
17.6). При применении программы регулирования двигателя с по- / Ы8 стоянной приведенной частотой вращения п,р — — п йг —. точки Тй на характеристике компрессора совпадают (точки 1 на рис. 17.6). Однако поддержание постоянного значения п„о = сопз( приводит 512 к изменению частоты вращения ротора п и температуры газа перед турбиной 7„'в широком диапазоне. Так, в частности, на участках взлета и разгона — набора высоты величины а и Т„'будут существенно ниже, чем в сверхзвуковом крейсерском полете. Это приведет к заметному ухудшению характеристик двигателя, и в первую очередь, его тяги. В этом случае рациональным может оказаться применение комбинированной программы регулирования двигателя, включающей в себя программу ннр — — сопя( на дозвуковых и трансзвуковых скоростях полета (участки взлета и разгона — набора высоты) и программу п .=- сопя( на сверхзвуковых скоростях полета.
Это позволит, переместив на характеристике компрессора точку, соответствующую участкам взлета и разгона — набора высоты, в область более высоких значений КПД компрессора (точка У на рис. 17.6), улучшить характеристики двигателя на этих участках полета. Если применение комбинированных программ регулирования не даст удовлетворительного результата, целесообразным может оказаться повторный выбор площадей проходных сечений двигателя, Можно, например, несколько сместить расчетную точку на характеристике компрессора влево из области максимальных КПД (перенести точку 7 в положение 1' на рис. 17,6), ухудшив при этом экономичность двигателя на крейсерском участке полета. Однако рабочая точка на характеристике компрессора, соответствующая дозвуковым и трансзвуковым скоростям посета, переместится в область с более высокими значениями коэффициента полезного действия компрессора.
Это позволит улучшить характеристики двигателя на участках взлета и разгона †набо высоты. Для сравнения различных вариантов изменения характеристик двигателя и оценки оптимальной величины перемещения рабочей точки на характеристике компрессора необходимо выполнить анализ работы двигателя в системе самолета, согласовав оптимальным образом характеристики самолета и двигателя. Практика показывает, что для дозвуковых пассажирских самолетов в качестве расчетного режима двигателя принимают в большинстве случаев условия крейсерского полета.
Поэтому определение площадей поперечных сечений проточной части двигателей пассажирского самолета выполняется обычно для условий крейсерского полета при заданных значениях параметров рабочего процесса Т„*, л„*, и и выбранных схеме и размере двигателя. Исключение могут составлять самолеты, к которым предьявляются жесткие требования по взлету (например, эксплуатация с грунтовых аэродромов, взлет при повышенных значениях температуры наружного воздуха), или самолеты, эксплуатируемые на трассах небольшой протяженности. В этом случае при выборе лроходных сечений двигателя в качестве расчетного принимается режим работы на участке взлета.
Ча 17 3. м. Аннноа 81З Рис. 17,7. Линии постоянных значений взлетной массы самолета Мвэн на плоскости координат: степень двузнентурнестн ш н степень повышения дзвлення в немпрессере з"н (жезл! ™взлз ~ жезла ~жезл«) Г Л А Е А 18. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ ТУРБОКОМПРЕССОРОВ ГТД ОСНОВНЫЕ ЦЕЛИ И ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ Выбор оптимальных значений параметров рабочего процесса ГТД.
Одной из важнейших задач, решаемых при формировании облика двигателя является задача выбо а оптимальных значе- йа,а веере да да т р ний параметров рабочего процесса двигателя, таких, какстепень двухконтурности т, суммарная степень повышения давления и,"х, температура газа перед турбиной Т„', степень повышения давления в вентиляторе и,". Это многопараметрическая задача определения экстремума функции нескольких переменных, в которой в качестве критериев оптимизации используются критерии оценки эффективности применения двигателей на самолете, указанные в равд.
17.2. Рассмотрим дозвуковой пассажирский самолет с двухконтурными турбореактивными двигателями. Наряду с перечисленными выше параметрами рабочего процесса двигателя т, и„"х, Т„", зт„а также размером двигателя, оптимизации подлежат и самолетные параметры, такие как удельная нагрузка на крыло б/5, удлинение А и сужение Ч крыла и т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
