Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 78
Текст из файла (страница 78)
20 %. Увеличение массы силовой установки СВВП (особенно при низких и умеренных тяговооруженностях 12) приводит к уменьшению относительного запаса топлива и дальности полета СВВП по сравнению с горизонтально взлетающими самолетами близкого назначения. Оценим затраты топлива у СВВП, связанные с осуществлением вертикального маневра при взлете и посадке. Обычно время вертикального взлета и перехода к горизонтальному полету принимается равным 30 с, а время спуска и посадки— 60 с.
Однако, в связи с тем, что при спуске масса самолета меньше, расход топлива за время одного цикла взлет — посадка примерно эквивалентен расходу топлива при висении самолета полного взлетной массы в течение одной минуты. У пассажирских СВВП взлет и посадка осуществляются по специальным траекториям, выбириемым с учетом безопасности, ограничения шума и других факторов. Поэтому время цикла взлет — посадка у них увеличивается и может доходить до 2 ... 2,5 минут.
Общую эффективность подъемных силовых установок (двух- векторных, смешанных и с ТВА) иа режиме висения удобно характеризовать суммарным удельным весом подъемных двигателей и устройств и израсходованного всеми двигателями топлива ПО ОТНОШЕНИЮ К ВЕРтИКаЛЬНОЙ ТЯГЕ: Тяп вы а' (Мад + + Мт.«нв)гРнарт.
Чем меньше Тяп при данном времени висения, тем эффективнее подъемная установка. При двухвекторной схеме в начальный момент висения (г = О) величина этого параметра совпадает 391 гвш;б л лоа гоо го го о О гОО гОО БОО 4ОО БОО В,,иУГ о г 4 Б 8 до овп„иин ! 7 .г Рис.-!2,13. Суммарный удельный вес конструкции подъемных установок и израсходованного топлива в зависимости от времени висения: 1 — СВВП с подъемнымн ТРД (с =- 1,! и!Ааи ч, 1 Пп 1б "' 1б' ап 1А)' 2 — СВВП с полъемнымн ТРДД (г и —— = О,б Яг!Даи.ч Рап =- 1«» у — — 1,Уб)(З— СВВП смешанной схемы с падъемнымн ТРД (с = 1,1 кг!Дан.ч, Рбп = !б) н поДъемно-маршеаымн ТРДД (г д м = О.б нгудаи. ч, П =- 0,2б);  — СВВП с подъемными турбо.
вентиляторами (С и —— - О,аб «г!дан. ч, Рбтвд — 1З, ап = 'М) Рнс. 12.14. Примерный уровень максимального избыточного давления реактивной струи на грунт и допустимое время висения над травяной площадкой у подъемных )сгройств различного типа: 1 — аннты аертолетоа; 2 — подъемные у рбоаентнляторы; 3 — подъемные РДД (т =- 2 ... 10): а — подъемные трд с удельным весом подъем. иых агрегатов и увелнчиваегся по мере израсходования топлива при (,к, ) О.
Чем меньше удельный расход топлива, тем медленней происходит увеличение этого параметра по времени. На рнс. 12.13 сравниваются различные подъемные устройства по величине суммарного удельного веса конструкции и топлива на дозвуковом самолете с (а == 0,25, В двухвекторных системах применение более легких одноконтурных подъемных ТРД оказывается выгодным до (,н, ж ж 2 мин, при большем времени висения становятся выгодными экономичные, но несколько более тяжелые подъемные ТРДД.
Смешанная схема подъемной силовой установки является наиболее выгодной при времени висения до 4, 5 мии, При большом времени висения (>1О мин) лучшей силовой установкой становятся подьемные турбовентиляторы. Время висения и непосредственной близости от земли может ограничиваться недопустимым процессом разрушения взлетно-посадочной площадки под воздействием реактивной струи подъемных двигателей. На рис!12.14 показаны величина давления, производимого реактивной струей на грунт, и допустимое время висения над травяной площадкой в зависимости от средней скорости истечения газов и воздуха из сопел подъемных двигателей различного типа. 392 Травяной покров выдерживает воздействие реактивной струи подъемного ТРД в течение всего нескольких секунд, воздействие струи подъемного ТРДД (и =- 2 ...
10) — в течение 20 ... 150 с, а допустимое время висения над травой самолета с подъемными турбовентиляторами исчисляется уже несколькими минутами. Бетонная площадка выдерживает воздействие реактивной струи одноконтурного подъемного ТРД в течение нескольких минут. Время висения самолетов с подъемными ТРДД или турбовентиляторами в этих условиях практически не ограничено. Для защиты грунтовых взлетно-посадочных площадок от действия реактивных струй могут применяться различные искусственные покрытия, например, металлические. Приведенное сравнение подъемных устройств может служить лишь примером качественного сопоставления их отдельных показателей (массовых данных, удельного расхода топлива, степени воздействия на грунт).
Правильный выбор того или иного типа силовой установки зависит от назначения самолета и должен производиться с учетом большого числа факторов, характеризующих техническое и конструктивное совершенство двигателей н конкретные условия их эксплуатации на самолете. ЧАСТЬ 1У НЕКОТОРЫЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГТД Г Л А В А 13. НЕУСТАНОВИВШИЕСЯ РЕЖИМЫ РАБОТЫ АВИАЦИОННЫХ ГТД Авиационные газотурбинные двигатели при эксплуатации на самолетах работают иа различных режимах, выбор которых определяется условиями полета. Изменение режима работы газотурбинного двигателя, как правило, производится изменением частоты вращения ротора, причем с ее увеличением возрастает и тяга двигателя.
Исключение составляют некоторые ТВД, у которых можно изменять тягу при постоянной частоте вращения путем изменения угла установки лопастей винта. Очевидно, для обеспечения хорошей маневренности самолета двигатель должен обладать способностью быстро изменять режим работы при резком перемещении летчиком рычага управления двигателем (РУД). Процесс быстрого увеличения тяги двигателя называют приемистостью. Одним из характерных случаев, когда требуется хорошая приемистость двигателя, является уход самолета на второй круг при неудавшейся посадке.
Вслед за увеличением летчиком подачи топлива двигатель должен быстро увеличить тягу, чтобы самолет смог вновь разогнаться и набрать необходимую высоту. Приемистость двигателя обычно характеризуют минимальным временем, потребным для перехода с режима малого газа на режим максимальной тяги, т. е. у одиовального ТРД вЂ” временем раскрутки ротора от и„, до и (1„). Обратный быстрый переход от и „до п„„называют сбросом еаза и характеризуют временем (,о.
Газотурбиниые двигатели в силу ряда причин имеют относительно плохую приемистость (1„= 5 ... 10 с). Сброс газа (уменьшение тяги) у этих двигателей обычно происходит достаточно быстро, и, как правило, не является лимитирующим пропессом. У двигателей с форсажными камерами общее время приемистости складывается из времени раскрутки ротора и времени от включения форсажной камеры до выхода ее на максимальный режим: (х = 1„+ /э. Эти стадии с целью сокращения общего времени могут быть частично совмещены.
Важной эксплуатационной характеристикой авиационного двигателя является также его способность к быстрому запуску с выходом на режим малого газа за короткое время, 394 Различают запуск в стартовых условиях на земле, когда начальную раскрутку ротора двигателя производят от постороннего источника мощности (аэродромного или бортового пускового устройства), и запуск в полете, когда ротор двигателя до подачи топлива вращается под действием скоростного напора набегающего потока воздуха (режим авторотаиии).
При этом иногда производят дополнительную подкрутку ротора с помощью пускового устройства. В процессе приемистости, сброса газа, а также при запуске газотурбинный двигатель работает на неустановившихся режимах, при которых все параметры двигателя (частота вращения ротора, расход топлива, температура газов перед турбиной, степень повышения давления в компрессоре и т. д.) изменяются по времени. Правильный расчет двигателя на неустановившихся режимах и его проектирование с учетом требований хорошей приемистости, быстрого и надежного запуска являются важными практическими задачами.
13Л. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ОДНОВАЛЬНОГО ТРД НА НЕУСТАНОВИВШИХСЯ РЕЖИМАХ Уравнение движения ротора Уравнение движения ротора турбореактивного двигателя запишем в виде М, — ̄— М = /,шо/аг. (13.1) Здесь /, — момент инерции ротора относительно оси вращения; М, — крутящий момент, развиваемый турбиной; ̄— момент на валу компрессора; М вЂ” момент, требуемый для преодоления силы трения в подшипниках и для вращения агрегатов. На установившемся режиме М, =- М„+ М, и угловая скорость ротора постоянна (йо/Ж = О). Если же путем изменения подачи топлива в двигатель увеличить или уменьшить момент на валу турбины, то скорость вращения ротора начнет увеличиваться или уменьшаться.
Переходя к мощностям: М, — ӄ— У = ./,онио/Ж и заменяя угловую скорость частотой вращения (со = 2пп), получим У, — М„/т) = 4по,/,и Дп/е(/, (13.2) нли Й~Лй = АМ„./(4по,/,п), (13.3) где АУ, = М, — М„/Ч вЂ” избыточная мощность турбины, Вт; т1 — механический КПД. Чем выше избыточная мощность турбины и чем меньше момент инерции ротора, тем больше ускорение его вращения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
