Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 44
Текст из файла (страница 44)
7,13, которые строятся в виде сеток по и,' и Т„'для заданных условий полета. Здесь отчетливо видно, что рост Т„'однозначно ведет к увеличению Ртд, а для улучшения экономичности при этом (уменьшения С ) необходимо увеличивать и„'. 7.3. ЗАВИСИМОСТИ СТЕПЕНЕЙ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ И ПОДОГРЕВА В ГАЗОГЕНЕРАТОРЕ ТРДД ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОИЕССА Расчетная схема газогенератора ГТД на примере газогенератора ТРДД показана на рис. 7.5. Эффективность газогенератора можно характеризовать степенью повышения 211 у го го го Фо л.,' 7 го го ю фо л' Рис.'7.14. Зависимости п,*,си 0 си газогенераторе от степени повышении давлении компрессора н приведенной температуры газа перед турбиной давления и„'„(7.46) и степенью подогрева О, (7.47) в нем.
Проведем анализ зависимостей п„„и О„г от степени повышения давления в компрессоре газогенератора и„' и приведенной температуры газа перед турбиной Т;,,р (7.48), показанных на рис. 7.14. Изменение и„'„от и„' связано с нелинейной зависимостью приведенной работы турбины 7.,/Т„'от и,',. Вначале с ростом и„" и следующим за этим увеличением работы турбины при Т„*= = сопи( и Т;„= сопи( степень понижения давления на турбине ге,* „увеличивается не очень интенсивно и и„'„растет. Затем, при дальнейшем росте и', когда работы турбины и компрессора становятся большими, и,' „сильно возрастает, что приводит к постепенному замедлению роста и„'„, а далее и к уменьшению и' . Степень подогрева Ог„ с ростом и,' монотонно уменьшается из-за увеличения работы турбины, рост которой при Т„ *=- = сопи( и Т;„:= сопи( приводит к уменьшению температуры Т; „ и, следовательно, О,г, Увеличение температуры Т,. *при прочих равных условиях приводит непосредственно к росту О„, (?.47), а и„', возрастает за счет уменьшения и,',.
7.4. ЗАВИСИМОСТИ УДЕЛЬНОВ ТЯГИ И УДЕЛЬНОГО РАС ХОДА ТОПЛ ИВА ТРДФ ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Изменение Р „ф и С ф ТРДФ в зависимости от параметров рабочего процесса (и,', 7 „* и Тф) при различных условиях полета целесообразно рассматривать одновременно, поскольку характер изменения Р „ф и С ф определяется одними и теми же закономерностями. Удельная тяга ТРДФ при полном расширении газа в реактивном сопле и коэффициенте изменения массы ()„ф — — 1 равна разности между скоростями истечения и полета Рти. ф се Ф Упг (7.88) 212 а удельный расход топлива при б„,о =- О можно записать в виде: тв (7.89) ув.
Ф где д,в == дт + г/, ф. Суммарный относительный расход топлива д,в пропорционален общему количеству тепла 1;1в, подведенному в цикле ТРДФ, которое в свою очередь, как было показано в гл. 1, пропорционально разности температур = ср (Тф — Т,). (7.90) При неизменных условиях полета (М„= сопи( и Н = сопз1) температура торможения на входе в двигатель Т, *постоянная. Если при этом принять условие Тф = сопи(, то 1',1з = сопз1 и, следовательно, г/,в = сопи(. Отсюда приходим к выводу, что при поставленных условиях у ТРДФ удельный расход топлива обратно пропорционален удельной тяге С,„, — 1/Р, (7.91) У ТРДФ и ТРД с одинаковыми параметрами рабочего процесса (а„' и Т;) с точностью до изменения коэффициента восстановления полного давления в форсажной камере располагаемые степени понижения давления в реактивном сопле одинаковы: пе.
р. Ф вЂ” пе. р. Если в качестве первого приближения принять, что гре ф —— 1р„ й, ф =- й, и Р,ф = — Й„, то отношение скоростей истечения из реактивных сопел ТРДФ (7.33) и ТРД (7.32) будут равны с, ф/с, == 7/ Тф/Т, . Введем понятие степени форсирования двигателя, которое при условии (7.92) можно записать как: Ртвф се Ф, т и (7.93) Ф Рт„се — Уп При Уи = О степень форсирования будет иметь вид; РФ = ')/ТФ/Т,. (7.94) На рис. 7.15 показаны зависимости Рф и относительного удельного расхода топлива С „ф — — Сьв ф/С „от температуры газа в форсажной камере, откуда видйо, что с ростом Тф степень форсирования возрастает и еще более интенсивно возрастает относительный удельный расход топлива. Анализ уравнения (7.93) показывает, что с ростом скорости полета при постоянном значении 213 Ре а д, Рис, 7.17.
Зависимость оптимального значения и„" (для ТРДФ) от условий полета и температуры газа перед турбиной: и = !! .„ зз кк; — — — и г„лкг/ам беигги пма ага а'а ам агг фм ааг уа аа дм гга иа ма ггал, 70 и — о,— =- !! .. 23 км длк Тйд гаа г,г Рис. 7.18. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от Тг ба. г!аа а га м гааа маа гара г„,гг где аа.!а! кг а,м ггаа ам ггаа га Т~ а — ! 1 Пк.
опт. ф = 2 214 Рис. 7.15. Зависимость степени фор- Рис. 7.18. Зависимость удельных тяг снрованнн и относительного удельно- и удельных расходов топлива ТРД го расхода-топлива ТРДФ от Тф и ТРДФ от и,", Тф7Т; степень форсирования увеличивается, а это в свою очередь приводит к уменьшению относительного удельного расхода топлива с ростом скорости полета. У ТРДФ Р,д ф во всей области изменения и„' больше Р„д ТРД за счет более высокой температуры газа перед реактивным соплом и, следовательно, более высокой скорости истечения из реактивного сопла (рис. 7.16).
Удельный расход топлива ТРДФ также выше, чем удельный расход топлива ТРЛ. Такое ухудшение экономичности ТРДФ по сравнению с ТРД связано с уменьшением как эффективного КПД из-за пониженного давления в форсажной камере сгорания по сравнению с основной камерой сгорания, так и полетного КПД за счет большего значения скорости истечения из реактивного сопла у ТРДФ. Как и у ТРД, у ТРЛФ есть оптимальная степень повышения давления компрессора пк" опт ф, соответствующая максимальной удельной тяге двигателя Р д ф,„, а также и,',,„, ф, соответствующая минимальному значению удельного расхода топлива С Из анализа условия (7.91) можно сделать вывод, что и,',„ф = = я„,„, ф. Оптимальное значение п*„у ТРДФ имеет более высокое значение, чем у ТРД.
Это объясняется тем, что с ростом и„' (см. рис, 7.16) располагаемые степени повышения давления в реактивных соплах у ТРДФ и ТРД меняются одинаково, а температуры газа перед реактивными соплами у ТРЛФ и ТРД ведут себя по-разному. У ТРД температура газа перед реактивным соплом Т; с ростом и,' уменьшается, а у ТРДФ Тф = сопз1. Уменьшение Т; с ростом и, приводит к тому, что С, у ТРД начинает уменьшаться при более низких значениях и„" по сравнению с со ф у ТРДФ, чем и объясняется разница в значениях оптимальных и,' у ТРДФ и ТРЛ (и„'.,„, ф > и„",„,), Зависимость пк' опт, ф от параметров'рабочего процесса была получена при рассмотрении термодииамического цикла ТРДФ в гл.
1 (см. уравнение 1.35). Заменив в уравнении (1.35) темпе- г гага а г г 7 гга ггаа маа маа тр',а ратуру торможения на входе в двигатель на температуру окружающей среды Т и М, а также вводя в него механический КПД , получим: Из уравнения (7.95) видно, что с ростом высоты полета до 11 км и",, ф увеличииается за счет уменьшения Т„, при увеличении М, — уменьшается, а при возрастании Т„'— растет. Температура газа в форсажной камере Тф не влияет на значение пк', „,, ф, так как она не входит в уравнение (7.95). На рис. 7.17 показаны зависимости гг"„.оп .ф от Мп и 7г полученные по уравнению (7.95) для двух различных высот полета.
Для сравнения на графике нанесена зависимость и,* „, ТРЛ для Н = ОиТ„= 1500 К,чтобыпоказать,чтоп„' о„, ф в сравнимых условиях существенно выше и„',„, ТРД. Когда величина и',,„, ф стремится к единице, это означает, что ТРДФ теряет свои преимущества перед СПВРД. Зависимости Ру ф и С д ф от температуры газа перед турбиной при прочих равных условиях даны на рис. 7.18.
С ростом Т„'при гг„' = сопз1 уменьшается степень понижения давления 2!5 Наг~, Н с(кг Оггн,кг/Нм Рагр,Нс)кг гргг,гг/6 г гоаб 6бг угао 4гб гааа )га баа ага баа ~)гб ааа сгорания, а пе р, Ф определяется, главным образом, динамическим сжатием во входном устройстве двигателя. Это хорошо видно из сравнения кривых, представленных на рнс. 7.19, полученных для различных значений М„. Приведенный параметрический анализ ТРДФ позволяет правильно подойти к выбору параметров двигателя, предназначенного для летательного аппарата с заданными требованиями.
Г л А В А 8. хАРАКтеРистиКи и~ метОды РЕГУЛИРОВАНИЯ ТРД И ТРДФ 7 б га гт Ю У ° б 7 а гс ргггьнс)кг аг сгегькг!Ну р г, нс(кг ' г7 о г,кг1нг уааа гааа ~го ааа )гр ам ага аао боа агб га гг гб го гб ха бг гг Рис. 7.19. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРДФ при различных условиях полета от и*, т" и тф( т„' = 1600 К; — — —— тг = 1200 К) 216 на турбине и,', что приводит к увеличению давления в форсажной камере, росту пв р ь и, как следствие, к увеличению Рхд э и уменьшению Стд Ф. Отсюда следует, что у ТРДФ для получения больших значений удельной тяги и улучшения экономичности нужно увеличивать температуру газа перед турбиной.
Как было показано ранее (см. рис. 7.15), увеличение Тф приводит к росту Р д э н С д е, увеличение Т; при неизменных гс„' и Тф ведет к росту Р д ф и уменьшению С„д, э. При изменении гс„' удельная тяга ТРДФ проходит через максимальное значение, а удельный расход топлива через минимальное, причем, чем больше М„тем меньше значение и„',„,, ф (см. рнс. 7.17). С ростом М„ влияние и; и Т„' на Р д, ь и С„д в становится все менее значительным, так как уменьшается теплоподвод в основно й камере 6.1. ПОНЯТИЕ О ХАРАКТЕРИСТИКАХ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ИХ СВЯЗИ С РЕГУЛИРОВАНИЕМ Всякий авиационный двигатель должен работать в широком диапазоне режимов. Для совершения летательным аппаратом того или иного маневра: взлета, набора высоты, разгона, торможения, снижения высоты, требуется различная величина тяги двигателей.
Режим работы двигателя, обеспечивающий получение потребной тяги, задается с помощью рычага управления двигателем (РУД), При неизменных внешних условиях (М = сопз1 и Н = сопз1) каждому положению РУД соответствует вполне определенное сочетание всех параметров двигателя. При изменении высоты и скорости полета самолета существенно меняются давление и температура окружающей среды, а также полное давление н температура торможения на входе в двигатель. Поэтому при изменении скорости и высоты полета самолета с неизменным режимом работы двигателя, т. е. при заданном положении РУД, тяга, удельный расход топлива и другие параметры двигателя меняются.
Зависимость основных данных двигателя — тяги и удельного расхода топлива при заданном режиме работы от М, н Н полета называют в ы с о т н о - с к о р о с т н ы м и х а р а к т е р ис т н к а м и д в и г а т е л я. Этн характеристики можно подразделить на скоростные — зависимости Р и С„от М при Н=сопз1 и высотные — зависимости Р и С д от Н при Мв = сопя(.
Зависимости основных данных двигателя — тяги и удельного расхода топлива от одного из параметров, характеризующего режим работы двигателя, при неизменных условиях полета (М, =сопя(и Н=сопз1) называют дроссельными хар а к т е р и с т и к а м и ' д в и г а т е л я. Указанные характеристики зависят от способа регулирования двигателя. Но какое бы регулирование двигателя не использовалось, необходимо, чтобы при любых внешних условиях на каждом режиме работы двигателя устанавливалось такое равно- 217 вербное сочетание всех параметров двигателя, при котором удовлетворяются условия совместной работы его элементов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
