Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 8
Текст из файла (страница 8)
Окончательно получим !хвор! = !гак ~ р (1+ р Мп+айт)кт)т)~ (1.36) 41 из него. Как следует из рис. 1.19, б, при увеличении степени повышения давления лв при Т„*= сопз1 давление за турбиной сначала возрастает, а затем начинает снижаться. Таким образом, существует оптимальная величина лв, при которой работа цикла ТРДФ максимальна. Показанная ранее зависимость величины подведенной теплоты (~в ат лв означает, чта КПД цикла при Тф —— = сопз1 достигает своего максимального значения одновременно с достижением максимума располагаемой рабаты цикла. Поэтому в ТРДФ в отличие ат ТРД имеется одна оптимальная величина л,р,, пРи катаРой достигаютсЯ величины ~.з,„и т), Величину лв ! найдем аналитически для общего случая действительного цикла ТРДФ с потерями при сжатии и расширении. Если пренебречь потерями давления в основной и форсажной камерах сгорания, та степень повышения давления в цикле л мажет быть связана со степенью повышения давления в компрессоре л„' и степенями понижения давления в турбине лк и сопле лк очевидным соотношением лв = л,*лр = л',л,', откуда л,' = = лрл„'/л,".
Поскольку при Тф = сапа( полезная работа цикла достигает максимума цри максимальном значении л,', достаточно исследовать на максимум отношение л,./лр = л„*/л,", так как при заданной скорости полета лр = сопз1. Из равенства работ компрессора и турбины »ад Рнс. !.20. Прииедениая работа и афф и Я КПД и с промежуточным подогревом (ТРДФ) и простого цикла р = = сопа! (ТРД) и ааиисимости от степени повышения давления и цикле: ! — ТрдФ»р»М = О (о = !); г — трд~ь»р» м = 2 (о —. 0,94); 8 — ТРД (Мп — — чаг) О а ГЬ/т» = т, Ч» —— - О.88; Чт =0,92;е =9,98 е На рис.
1.20 показано изменение по степени повышения давления яд приведенной работы и эффективного КПД действительных циклов ТРДФ и ТРД. Работа цикла ТРДФ с ще- У а и е. а»~~~,-а! а врала а а а »ар ая;аюн а тгд, 6 "Р" полете с большой скоростью. Оптимальная степень повышения давления в цикле ТРДФ существенно выше, чем гти,ре „в цикле р = соп81, и увеличивается с ростом скорости полета. При М = 0 гтд,р! ТРДФ несколько меньше, чем ггяорг„ТРД, а при болыпих скоростях полета может превышать эту величину. Различие в величинах ггд,р! цикла ТРДФ и ггяорес, яд,рг„цикла ТРД объясняется тем, что в первом случае (ТРДФ) при изменении яд температура газа передсоплом Тф и подводимая к циклу теплота Яз остаются постоянными, а во втором случае (ТРД) при увеличении я и при Т; =- сопи( температура газа перед соплом Т; и подводимая к циклу теплота фг уменьшаются.
Это приводит к сдвигу оптимума гти,р! с влево от ггд,ре и увеличивает яд,р„ч по сравнению с ггдоргь (см. рис. 1.16). Уровень эффективного КПД действительного цикла ТРДФ в стартовых условиях (М = О) и при небольших скоростях полета ниже величины КПД цикла ТРД. Причины этого указывались выше.
Однако при высоких скоростях полета (в примере, приведенном на рис. 1.20 — при М, = 2) КПД цикла ТРДФ уже превышает КПД цикла ТРД. При увеличении скорости полета растет яг, уменьшается я„" (гтз=со»а!) и возрастает давление за турбиной. Подвод теплоты в форсажной камере (;)ф при более высоком давлении, как указывалось, приводит к увеличению КПД цикла. В предельном случае при яв — — ггг (гг» = 1) цикл ТРДФ превращается в цикл прямоточного двигателя, КПД которого выше, чем у исходного ТРД с тем же значением ггд, вследствие более высокого подогрева газа в СПВРД (Тф ) Т„") Этому случаю соответствует начальная точка кривой 2 на рис. 1,20, й При сопоставлении цикла с дополнительным подогревом с учетом специфики его применения в ВРД (ТРДФ) с обычным циклом и = соп81 (ТРД) можно установить следующие особенности.
!. При фиксированной температуре газа перед турбиной дополнительный подогрев увеличивает полезную работу цикла. Для достигнутых в настоящее время температур Т„" увеличение работы в стартовых условиях может составить 1, /Ь, = 2,0 ... 2,3. При увеличении скорости полета работа цикла ТРДФ возрастает в большей степени. 2. С увеличением относительной доли теплоты подводимой к рабочему телу в форсажной камере КПД цикла снижается, так как эта теплоту подводится к газу, имеющему более низкое давление, чем перед турбиной.
3. В полете с большими сверхзвуковыми скоростями эффективный КПД цикла ТРДФ становится больше КПД цикла ТРД прн одинаковой температуре газа перед турбиной. 4. В отличие от цикла ТРД в цикле ТРДФ степени повышения давления, оптимальные по полезной работе и по его КПД, совпадают и не зависят от уровня Тф. Эта величина явор, в отличие от цикла ТРД увеличивается с ростом скорости полета. Другие возможности увеличения работы цикла, такие, например, как промежуточное охлаждение в процессе сжатия в ВРД, применения не нашли.
!.4. РАБОТА ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ КАК ДВИЖИТЕЛЯ Тяга двигателя Сила тяги двигателя, непосредственно используемая для движения летательного аппарата, называется эффективной тягой. Эффективная тяга — результирующая газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной Рис. !.2!. Самолет с вынесенными гондолами 43 ри лй4 ~и 44 Рнс.
1.23. Контрольный контур для определения тяги прн сверхзвуковой скорости полета (г с Е Рнс. 1.22. Контрольный контур для определенна тяги прн дозвуковой скорости полета поверхностям двигателя. Величина эффективной тяги существенно зависит от компоновки силовой установки на летательном аппарате. Наличие силовой установки на летательндм аппарате приводит к увеличению его лобового сопротивления, которое связано с увеличением обшей площади миделя летательного аппарата и с взаимодействием (интерференцией) элементов силовой установки и отдельных частей летательного аппарата, зависящим от режима работы силовой установки.
Изолированная силовая установка в гондольной компоновке показана на рис. 1.21. Здесь режимы работы двигателя сказываются на характере обтекания входного и выходного устройств и слабо влияют на обтекание летательного аппарата. Схема обтекания гондолы силовой установки при дозвуковых скоростях показана на рис. 1.22. На рис. 1.23 дана схема обтекания гондолы силовой установки, предназначенной для сверхзвуковых скоростей полета. Эффективная тяга определяется с помощью уравнения количества движения для контрольного объема, включающего силовую установку. Выбор поверхностей, охватывающих контрольный объем, обосновывается в курсе газовой динамики. Здесь же следует заметить, что от формы поверхностей, ограничивающих контрольный объем, зависит вид выражения для эффективной тяги.
Абсолютное значение эффективной тяги при этом остается неизменным. Ниже приводится вывод формулы эффективной тяги силовой установки с ВРД. В данном случае контрольный объем ограничен сечением Н вЂ” Н, расположенным перед силовой установкой вверх по потоку (см. рис. 1.22 и 1.23) на таком расстоянии, где отсутствует ее влияние на парамегры набегающего потока, разграничительной линией тока на участке между сечением Н вЂ” Н и входом в двигатель, наружной поверхностью гондолы н замыкается выходным сечением сопла силовой установки. Значения параметров потока в выходном сечении сопла принимаются постоянными.
В действительности в различных точках выходного сечения они неодинаковы, и под параметрами в выходном сечении понимают осредненные по тяге величины. При таком выборе контрольного объема весь поток, набегающий на силовую установку, разделяется на внутренний, проходящий через двигатель, и наружный, обтекающий силовую установку снаружи. В соответствии с определением эффективной тяги выражение для ее расчета может быть записано в виде РаФ Ран г Рнарг (1.3» где Р,„и Р„,» — суммарные силы в проекции на ось, действующие соответственно на силовую установку со стороны потока, пересекающего контрольный объем, и потока, находящегося снаружи.
Значения Р,„и Р„,в могут быть записаны через параметры' на границах контрольного объема. Величина Р ар представляет собой суммы сил давления и трения на внешней поверхности гондолы силовой установки (на поверхности г( †е †( ) и может быть записана так: Ряар = РГ(Р Лтр. г л (1.38) где )' р гтР— сумма сил давления; Х,р, „— сила трения„ действующая на внешнюю поверхность гондолы; г(Р— проекция элемента поверхности на плоскость, перпендикулярную направлению полета. Знак перед этими членами определяется направлением действия сил: силы, действующие против потока, считаются положительными, а силы, действующие по потоку, — отрицательными.
Положительные силы представляют собой составляющие силы тяги, а отрицательные — составлявшие силы сопротивления. Определение составляющих силы Р„р может быть выполнено теоретически, на основании расчета обтекания гондолы силовой установки, или экспериментально. Величина Р,„ представляет собой сумму сил давления и трения, действующих на все элементы поверхности силовой установки, расположенные, внутри гондолы, и может быть вычислена с помощью уравнения количества движения.
Применяя уравнение количества движения к уже выбранному контрольному сбъему, можно записать следующее выражение: гггс~ — ту~ )гп = Ря" -1 ) Р ггГ + Рвя — Р,Р„(1.39) а где О„и 6, — массовые расходы рабочего тела на выходе из силовой Установки и на входе в нее; св и )г„— осРедненнаЯ скоРость Преобразуем это соотношение к более удобному виду, добавив к правой части величину интеграла силы наружного атмосферного давления по всей поверхности контрольного объема, тождественно равного нулю: $гввв — в„в.+1,.вв< ~р„вв — гвв,, Окончательное выражение для Рэ будет иметь следующий вид: Р.э = б„с, — 6,У. +(р.
— Р.) Р.— ~ (р р,) (Р— ~(р — р.) и — Х„„. а а (1.40) Три первых члена в правой части выражения (1.40) для эффективной тяги, не включающих компоненты внешнего сопротивления, принято называть тягой, определенной по внутренним параметрам, и обозначать Р = 6всв — Ов~'и + Рв(рв — Ри). (1.41) Понятие тяги по внутренним параметрам является условным, так как величина Р в выражении (1.41) не равна величине Р, в (1,39), т, е, не равна сумме сил, фактически действующих на двигатель со стороны внутреннего потока.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
