Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 75
Текст из файла (страница 75)
ДВИГАТЕЛИ САМОЛЕТОВ С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ Самолеты, способные вертнкально взлетать н саднться (СВВП), нлн самолеты с укороченной взлетно-посадочной дистанцией (СУВП) имеют большое народно-хозяйственное значение. К двнгателям СВВП предъявляется ряд специфических требований, в результате чего онн существенно отличаются от обычных маршевых двигателей по схеме, конструкции, параметрам рабочего цикла н условиям эксплуатации. 12.1. ТРЕБОВАНИЯ К СИЛОВЫМ УСТАНОВКАМ СВВП И ВОЗМОЖНЫЕ ТИПЫ ДВИГАТЕЛЕА Для обеспечения взлета, необходимого ускорения н маневрирования в вертикальном направлении, тяговооруженность вертикально взлетающего самолета (отношенне тяги двигателей к взлетному весу самолета) должна быть больше единицы Р/О, ж ж 1,2.
Это значение существенно превышает тяговооруженность большинства горизонтально взлетающнх самолетов н в 4 ... б раз больше тяговооруженностн дозвуковых транспортных самолетов, В связи с этим силовая установка вертикально взлетающего самолета в целом существенно больше по размерам н массе, чем у самолета обычного типа. Поэтому к двигательной установке СВВП предъявляются следующие главные требования. 1. Минимально возможный удельный вес конструкции ' на единицу тяги Тп, (нлн наибольшая удельная весовая тяга Ро = = 1/Ти.). 2.
Максимально возможная объемная тяга Ру — — Р/У„,. ' 3. Малый удельный расход топлива на режиме маршевого продолжительного полета, близкий к удельному расходу топлива у двигателей горизонтально взлетающих самолетов аналогнчного назначения. Если самолет должен осуществлять многократные взлеты н посадки за один вылет, то требуется также низкий удельный расход топлива на этнх режимах работы двигателей. «Объем двигателя приближенно определяют как пронанедение площади входа на длину, т. е. Уив РвСпа. 376 Рис. 12.1. Подъемно-маршевый ТРДД «Пегасе с поворачивающимися соплами (нид сверху — сопла в положении гориаонтальной тяги): à — поворачнаающнеся сопла наружного контура) т — повара. еваающвеся сопла внутреннего контура; а — ало«костя вращення сопит а — схема самолета с одним подъемно-марюевмм Трдд (сопла двигателя в полом«яка нертякальноя тяги) Существует также ряд других специфических требованнй, Например, двнгательная установка должна обеспечивать стабилизацию и управление самолетом на взлете, на режиме висения н прн малых скоростях движения, т.
е. на тех этапах полета, когда аэродннамнческне рули самолета не эффектнвны, Для этнх целей применяют системы реактивного управления самолетом: управление с помощью ',изменения вертикальной тяги самих подъемных двнгателей;"еслн онн находятся на большнх;расстояниях от центра тяжести самолета, н управление с помощью сжатого воздуха, отбнраемого за компрессором двигателей н выпускаемого через специальные реактивные сопла, расположенные на концах крыльев н фюзеляжа. Силовая установка СВВП должна обеспечивать высокую надежность процессов вертикального взлета н посадки.
Большое значение имеет скорость .истечения реактивной струи. Прн большой скорости истечения газов наблюдается сильная эрозия взлетной полосы (особенно на грунтовых аэродромах), увеличивается шум двигателей, возникает опасность попадания горячих газов н пыли в воздухозаборник двигателей. Снловые установки для вертикального взлета могут быть выполнены по одновекторной, двухвекторной нлн смешанной системе. Прн одновенторной системе одни н те же двигатели попользуются для вертикального взлета н для горизонтального полета путем отклонения вектора тяги на 90'. К этому классу относятся, например, самолет с поворотными турбовинтовыми двигателями, которые установлены на' концах крыла.
Получила распространенне одновекторная силовая установка в виде подъемно-маршевого турбореактивного двнгателя, у которого реактивная струя отклоняется с помощью поворотных сопел (рнс. 12.1). Одно- векторная система используется также в самолетах с укороченным взлетом, у которых реактивная струя двигателей, расположенных под крылом нлн над крылом отклоняется системой выдвигающихся нз крыла закрылков нлн с помощью других цодобных устройств. 377 Рис. 12,2. Некоторые типы ~ амолетов вертикального взлета и посадки: а — .'самолет с восемью подъемнымн Трд н саням маршевым ТрдФ (авухаекторнав схема); б — легкнй транспортный самолет спасенью полъемнымн ТРД анан ТРДД н двумя яолъеыно-маршевммн ТРДД; е — дозвуковой самолет с маршевымн ТРД н двумя польемнымн турбовентнляторамн, располоменнымн в крыльях При двухвекпториой системе вертикальный взлет самолета обеспечивается подъемными турбореактивными двигателями, а поступательное движение — маршевыми ТРД или ТРДД, причем обе,'"группы двигателей работают независимо друг от друга (рис.
12.2, а). Применяются смешанные системы, в которых .'-используются как подъемные, так и подъемно-маршевые двигатели с устройствами для отклонения реактивной струи. Использование при взлете вертикальной тяги маршевых двигателей позволяет уменьшить число'и массу подъемных двигателей (рис, 12.2, б). "К другому типу относятся смешанные системы со специальными агрегатами вертикальной тяги подъемно-маршевых двигателей, выключаемые в горизонтальном полете. К таким усилителям тяги 'относятся подъемные турбовентиляторы, приводимые во вращение выхлопными газами основного двигателя, Вентиляторы. могут располагаться в крыльях самолета или выдвигаются из фюзеляжа на время взлета.
С помощью турбовентиляторов вертикальная тяга основного двигателя может быть увеличена в 2 ... 3 раза (рис. 12.2, в). Для увеличения вертикальной тяги могут быть применены эжекторы, однако прирост тяги при этом получается небольшим (не более 20 ... 40 %), а масса силовой установки заметно возрастает. Из приведенного обзора следует, что в качестве основных элементов силовых установок вертикально взлетающих самолетов используются следующие три типа двигателей, рассматриваемые далее более подробно: 378 1, Подъемный двигатель, работающий только при взлете и посадке; 2. Подъемно-маршевый двигатель с устройствами для поворота реактивной струи; 3.
Двигатель с подъемными турбовентиляторами. Двигатели винтовых СВВП принципиально не отличаются от турбовинтовых двигателей обычных самолетов, рассмотренных в гл. 11. 12.2, ПОДЪЕМНЫЕ ТУРБОРЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Подъемные турбореактивные двигатели могут быть выполнены по одноконтурной или двухконтурной схемам. Одно- контурные ТРД применяются в тех случаях, когда требуются минимальные значения массы и объема двигателя, а двухконтурные — если необходимо осуществлять частые взлеты и посадки, а следовательно, иметь меныпие удельные расходы топлива на режиме вертикального полета, а также если требуются меньшие скорости истечения реактивной струи и пониженный уровень шума.
Выбор параметров подъемных двигателей В подъемном ТРД решающими являются требования малых значений массы и объема. Масса турбореактивного двигателя снижается при уменьшении и„', при этом также уменьшается длина двигателя, так как число ступеней компрессора меньше. При заданной тяге двигателя наименьшие диаметр его и масса получаются при максимальной удельной тяге. Таким образом, при выборе параметров подъемного ТРД для получения наименьших массы и объема двигателя необходимо стремиться к наибольшим значениям Р и при малых величинах и„.
На рис. 12.3 показана связь удельных параметров ТРД с параметрами его термодинамического цикла: в координатах с и, Тп, —— 7 (Руя) даны линии Т„' = сопз1 и и„= сопз1. Величины Тд, показаны в относительном виде (за единицу принят удельный весТРДсп„' =8и Т; =1400К). Удельная тяга возрастает, а удельный вес уменьшается с ростом температуры газа перед турбиной. Значение Т„выбирают с учетом жаропрочности и эффективности системы охлаждения лопаток турбины. Температура газа перед турбиной подъемных ТРД по сравнению с маршевыми ТРД должна быть ниже, чтобы система охлаждения лопаток была более простой, чему способствует также кратковременность использования этих двигателей. Обычно Т„'выбирают не более 1400 ...
1600 К. Величинам Ру„,х при таких Т„' соответствуют довольно высокие значения ут„, равные 12 ... 16. При этом потребовался бы многоступенчатый регулируемый или двухвальный компрессор большой массы. В связи с тем, что кривая изменения Руп в зависимости от ут„' при Т, = сопз1 достаточно пологая, целесообразно 379 г к,кк/Ваи г Рис. 12.3. К выбору параметров подъемного ТРД (Н = О, Мп = О) (4 параметры двигателя выбирать при значениях Ртд, на 3 ... 5 % 12 меньших максимальных. При этом можно применить в ТРД сравнительно иизконапорный компрессор с ггй = 6 ...
8 и уменьшить удельный вес и дли4г ну двигателя. Удельный расход топлива в этом случае несколько увеличивается. Термодинамический расчет подъемного двигателя не отличается от расчета маршевого 12 ТРД на взлетном режиме. Приведем характерный урогв вень удельных параметров подь- емного ТРД (Т„= 1400 ... ф' 1600 К; пй =6 ...
8); удель- ный расход топлива с д —— 4в = 1,2 ... 1,25 кг/даН ч; удель- ВВВ 7ВВ ВВО кар ГВВО Р~даа,'Ка Ная тяГа (раВНая СКОрОСтИ ИетЕ- чения газов из реактивного сопла двигателя) Р = 800 ... 950 Н с/кг (или м/с). Термодинамические параметры внутреннего контура подъемного двуххоятуряого двигателя при заданной степени двухкоитурности следует выбирать так же, как и в ТРД при условии Р и — — (0,95 ...
0,97) Р при том же уровне температуры газа Т, "= 1400 ... 1600 К. Система охлаждения турбины ТРДД должна быть рассчитана на ббльшие время работы и число запусков двигателя. Потребные значения пй во внутреннем контуре мало зависят от величины и и приблизительно равны величинам як' в подъемных ТРД. Степень двухкоитурности подъемного ТРДД выбирается из условий получения необходимых величин удельного расхода топлива, скорости истечения .реактивной струи и потребного уровня шума. Такой выбор может быть сделан при комплексном анализе эффективности самолета подъемными ТРДД.
Удельная тяга и удельный расход топлива ТРДД быстро уменьшаются при увеличении степени двухкоитурности. Так, при и = 4 ... 6, Т; = 1400 ... 1600 К, пк' = 8 ... 10 удельная тяга (средняя скорость истечения реактивной струи) равна 250 ... ... 350 м/с, т. е. в 2,5 ... 3 раза меньше, чем у ТРД, а удельный расход топлива снижается до 0,5 ...
0,6 кг/даН ч, что примерно в два раза меньше значений о„д у подъемного ТРД. При дальнейшем увеличении и до 10 ... 12 средняя скорость истечения струи 380 уменьшается до 180 ... 230 м/с, а с д — до ж0,4 кг/даН ч. Вследствие меньшей удельной тяги удельный вес и объем подъемных ТРДД оказываются большими, чем у ТРД (при одинаковых параметрах Т,* и пк' величина Тл, на 15 ... 20 % больше, а объем двигателя при равной тяге больше в 2,5 ... 3 раза). Удельный вес и удельный объем подъемных ТРД (12.2) зз! Удельный вес подъемного ТРД так же, как и маршевого, теоретически определяется зависимостью (см. гл, 9) удв — — Кмд./Р = а и./Ртд, где рд, — — Мдв/(гв =/(т, гги) — удельная масса конструкции. Уменьшение уд, подъемных ТРД достигается как увеличением Р,„(выбор максимально допустимой Т;) так и уменьшением рд„прежде всего путем выбора невысоких значений ггк Дополнительные возможности снижения удельной массы конструкции подъемных двигателей р„, заключаются в создании компактных, высоконагруженных (в аэродинамическом и прочностном смысле) элементов двигателя.
Следует иметь в виду, что невысокие требования к удельному расходу топлива и кратковременность работы подъемных двигателей облегчают эти задачи, так как допускают некоторое снижение КПД элементов и уменьшение запасов прочности в деталях по сравнению с обычными маршевыми двигателями. К особенностям конструктивного выполнения подъемных двигателей можно отнести применение в конструкции двигателя: легких материалов, например, пластмасс для лопаток компрессора и корпусов; титана вместо стали для дисков турбин и т. п.; облегченных элементов с повышенными напряжениями; упрощенных систем топливоподачн и регулирования; простой системы запуска двигателя (например, путем подачи сжатого воздуха непосредственно на турбину двигателя через косые сопла), и наконец, новых компактных конструктивных схем двигателей.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
