Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 22
Текст из файла (страница 22)
3.23). Скоростные и дроссельные характеристики современных входных устройств получают экспериментально в специальных аэродинамических трубах. Аналитический расчет подобных характеристик затруднен. Можно рассчитывать достаточно достоверно, лишь в отдельных случаях„ значения о,, сх и гр в некотором диапазоне изменения М (Мп М ,„). Так, например, весьма достоверно можно рассчитать величины п,х, ст и гр для плоского входного устройства при М ,„ ( М, ( М, (см., например, (14 )).
104 д г)д (д Iх 4д ~д хд Удмп (д (д У гд 4д дбмб Рнс. 3.23. Стандартная зависимость овх = 1(Мп): ! — заачевяе и ; 1) — апачепне дополннтельного расхода воздуха вхг Наличие угла атаки ( и угла скольжения б оказывает существенное влияние на характеристики входных устройств. Наиболее сильно влияние этих углов сказывается на осесимметричные лобовые входные устройства внутреннего сжатия: наличие угла атаки в 4 ... 5' приводит к образованию течения с выбитой ударной волной, что сопровождается скачкообразным уменьшением п,х и Увеличением дх.
ПРи Учете влиЯниЯ Углов атаки и скольжениЯ на работу плоских входных устройств необходимо учитывать их расположение на летательном аппарате и ориентацию поверхностей сжатия относительно плоскости полета. Для нерегулируемых входных устройств внутреннего сжатия характерным является то обстоятельство, что при возвращении летательного аппарата к нулевому углу атаки течение перед ним не может вернуться к исходному, т.
е. невозможен автозапуск входного устройства. Наименее чувствительно к углам атаки и скольжения входное устройство внешнего сжатия. Для лобового осесимметричного входного устройства внешнего сжатия увеличение угла атаки в более широких пределах, чем для устройства внутреннего сжатия, приводит к слабому изменению и„, бх и гр. При возвращении летательного аппарата к нулевому углу атаки такое входное уст. ройство автоматически возвращается к исходной схеме течения.
В системе силовой установки с увеличением угла атаки ухудс шаются поля параметров на входе в последующий элемент и возрастает уровень пульсаций. Эти обстоятельства могут привести к неустойчивой работе последующего элемента и всей силовой установки. Входное устройство любого типа может устойчиво работать на различных режимах в пределах рабочих точек характеристик. Действительная рабочая точка конкретного входного устройства в системе заданной силовой установки может быть определена нз условия равенства расхода рабочего тела в сечении на входе во входное устройство и на входе в элемент, расположенный за ним: гл схт овл При фиксированных геометрии лев=салаг входного устройства и скорости овгз полета величины г", = г,гг„и г !7 ()с,) являются постоянными.
На дроссельной характеристике 6 входного устройства в координат натах о„ и <р последнее соотношение имеет вид прямой, проходящей через точку со значениями о,а и !р, равными нулю (рис. 3.24). Таким образом, если имеется набор дроссельных характеристик д г а'а! для различных скоростей и условий полета и известна характеристика последующего элемента (например, в виде гу ()с,) = = !р (М,)), то можно определять Рнс.
3.24. Согласованне входного тстройства с последующнм племен- точки совместной работы входтом ного устройства с последующим элементом. Если точка совместной работы располагается на дроссельной характеристике в области низких значений о, или близко к неустойчивым режимам работы, то необходимо изменять геометрию входного устройства или режим работы последующего элемента.
Если второе возможно, а первое приводит к улучшению совместных характеристик лишь на некоторых режимах, а на остальных — к ухудшению, то необходимо применять регулируемое входное устройство с различными регулируемыми элементами (см. рис. 3.17). Используя регулирование различных элементов входных устройств, можно получить во всем требуемом диапазоне скоростей и условий полета удовлетворительные характеристики системы входное устройство — последующий элемент. При этом, однако„ реальная конструкция входного устройства будет очень сложной„ масса ее — большой, система автоматического регулирования— очень сложной (из-за большого числа регулируемых элементов) и мало надежной. В связи с этим практически задача сводится к отысканию компромиссного решения, прн котором система входное устройство — последующий элемент имела бы приемлемую характеристику при наименьшей массе и высокой надежности.
г л А В А 4. ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМПРЕССОРОВ И ТУРБИН 4.1. ОСНОВНЫЕ УРАВНЕН НЯ а — ! А л„* а — ! Е„= — КТй Чн (4.1) или (4.2) В уравнении (4.1) яй = рй/рй — степень повышения полного давления в компрессоре. Изоэнтропическая 'работа сжатия единицы массы воздуха в компрессоре или В современных авиационных газотурбинных двигателях в основном применяются осевые компрессоры и турбины. Центробежные компрессорные ступени используются (часто в комбинации с осевыми) лишь в малоразмерных ГТД, большей частью во вспомогательных силовых установках, турбостартерах и др. Радиальные турбины применяются еще реже, практически только в турбостартерах.
В настоящей главе даются краткие сведения о характеристиках компрессоров и турбин,' а также основные уравнения, интегрально описывающие процессы в лопаточных машинах. Уравнения даны в том виде, в каком они будут применены далее при расчете и анализе ГТД. Во всех случаях используются параметры заторможенного потока на входе в рассматриваемые лопаточные машины и на выходе из них. На рис.
4.1 изображены процессы в компрессоре и турбине на ! — з-диаграмме. В следующих ниже уравнениях обозначения параметров совпадают с показанными на рис. 4.1. Работа, затрачиваемая компрессором на сжатие единицы массы вседуха с учетом потерь (работа компрессора), равна КПД компрессора т1а = 7 йа7Т.н. (4.3) 107 Рис. 4.2. Зависимость коэффициента эффективности охлаждения от относительного расхода охлаждающего воэдуха для рааличиых схем охлаждения юопаток турбины: а — коввектвваое; б — конвектнвнп-плекпчвпе; в — пористое охлаждение б) а) г т (4.4) или /.т — д 1 /хг (Тг Тт) (4.5) болл = 6в. охл/6г, (4.8) или /-тх = ~ 1 Йг(Тг — Ттв). Тг — Тл е 7г- — 7В. Охл (4.9) 109 Рис.
4.1. Иэображение процессов в компрессоре (а) и в турбиие (б) на диаграмме Соответственно работа, совершаемая единицей массы газа при его расширении в турбине с учетом потерь (работа турбины), равна где и,' = р„"//т,' — степень понижения полного давления в турбине. Изоэнтропическая работа турбины по параметрам заторможенного потока КПД турбины по параметрам заторможенного потока Чт = /.т// (4.6) Такое определение КПД турбины является достаточно строгим только для неохлаждаемых турбин.
Для оценки качества работы турбин с охлаждаемымн воздухом лопатками можно использовать первичный КПД охлаждаемой турбины, учитывающей особенности рабочего процесса в ней, ° дгт С /.' (4.7) г тх где Ж, — мощность на валу турбины; 6, — расход газа через турбину. 1ОЗ В уравнении (4.7) б„пред- йг лагается определять как сумму расходов газа на входе в турбину н воздуха, охлаждающего лопатки первого соплового ап- б йбг йбг йбб б парата, а температуру газа Т„*, входящую в изоэнтропическую работу турбины, как средне- массовую в сечении за~первым сопловым "аппаратом турбины. Первичный КПД охлаждаемой турбины удобно представлять в виде произведения Чт.
и — Чт. непхлЧт. Здесь Ч,".„„ — КПД рассматриваемой турбины без учета охлаждения, а Ч, — относительный КПД, учитывающий как снижение КПД турбины в связи с дополнительными потерями, вызванными ее охлаждением, так и возможный полезный эффект от работы охлаждающего воздуха в турбине. Значения относительного КПД зависят от числа ступеней турбины, схемы охлаждения лопаток и относительного количества охлаждающего воздуха где 6,,„— расход охлаждающего воздуха через один лопаточ- ный венец, 6, — расход газа на входе в турбину.
В свою очередь величина б, „зависит от схемы охлаждения лопаток и коэффи- циента интенсивности охлаждения в который, кроме температуры газа перед турбиной Т„", входят температуры лопатки Т н охлаждающего воздуха Т," На рис. 4.2 показаны примерные зависимости коэффициента О от относительного расхода охлаждающего воздуха на один лопаточный венец для различных схем охлаждения: конвективной, конвективно-пленочной и пористой. У современных турбин значение О лежит в пределах 0,3 ... 0,45.
При расчете турбин используется также эффективный КПД охлаждаемой турбины Ч,".,ф, который является отношением мощности, развиваемой турбиной, к сумме изоэнтропических работ потоков газа и охлаждающего воздуха в турбине, умноженным на 'соответствующие расходы газа и воздуха. В данные функдиональные зависимости входят приведенный расход воздуха бв — гпнрч (~в) х а ' -1!т; (4.10) д аг йб о,г Еа йр угу бв. пр — бв (4,15) бг = гпнр. гЧ (лс. а) г с, а У гг (4.11) и приведенная частота вра- щения л =п1' —, ' ггта 1/ т*' в (4.16) дк иб йр йа дз уГлр А'н — бвх н ~т — бга т.
(4. 12) (4.13) ян = ! (бв. пр лпр) "1н = ! (бв. пр~ ппр). (4.19) и„' =Г(б, „„пп ); г!в — ! (бв. пр лпр). ба. нр гпнрч ()"в) ~ а = Ро УТ. (4.20) (4.14) 110 В математических моделях ГТД последующих глав, когда нет необходимости в строгрм разграничении между охлаждаемыми и неохлаждаемыми турбинами, работа турбины (4.4) записывается с т1,", а прн расчетах ГТД конкретные значения КПД турбин бе рутся с учетом их охлаждения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
