Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 9
Текст из файла (страница 9)
Остальные три члена выражения (1.40) при таком определении тяги характеризуют внешнее сопротивление силовой установки с ВРД, Отдельные составляющие внешнего сопротивления обо- значим ') (р — р ') г(Р = ХД(р — р )~(Р = Х,. (1.49) С учетом этих обозначений выражение для определения эффективной тяги силовой установки будет иметь вид Р~э Р Хд Хр К р (1.43) рабочего тела в выходном сечении силовой установки и скорости полета; ) р НР— проекция на ось силовой установки силы, дейв ствующей со стороны наружного потока на контрольный объем на участке аН. Определяя из (1.39) значение Р,„и подставляя в (1.37), с учетом выражения (1.38) будем иметь: д Ф = Ввс, — Св, 'г', — Р,Є— (1 Р г1Р + Р,Р, — () Р г(Р— Х, а а где Хд — дополнительное сопротивление входного устройства (так называемое сопротивление по жидкой линии тока); Хр,— сопротивление сил давления, действующих на гондолу силовой установки.
Исследования характера обтекания гондолы силовой установки показывают, что в широком диапазоне изменения режима работы входное и выходное устройства практически не оказывают влияния друг надруга как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях полета. Этот факт позволяет рассматривать раздельно сопротивление входного и выходного устройств, в связи с чем целесообразно общее сопротивление силовой установки разделить на сопротивления входного и выходного устройств (сопротивление кормовой части двигателя Х„). Подобное разделение полезно и при экспериментальном исследовании этих элементов силовой установки. Вводя такое разделение, выражение для эффективной тяги можно записать так: Р„= Р— Մ— Х„. (1.44) Сопротивление входного устройства Х,„состоит из дополнительного сопротивления по жидкой линии тока Хд, сопротивления трения и давления части гондолы от входного сечения до сечения с максимальной площадью, за пределами которого нельзя ожидать влияния входа: (1.45) х„= х, + х„, + х„,, Соответствующим образом можно записать и значение Х„: х„= х„„+х,„.
„, (1.46) где Хр, и Х,р „ вЂ” соответственно сопротивление давления и трения кормовой части внешней поверхности гондолы, которая не вошла в определение Х, . В аэродинамике принято оценивать величины сопротивлений в безразмерном виде, относя величину сопротивления к скоростному напору набегающего потока и к характерной площади. Применительно к входному и выходному устройствам в качестве характерной площади принимается площадь миделя гондолы. Используя зти обозначения, коэффициенты сопротивления входного и выходного устройств можно записать в следующем виде: схвв = Хвв 1' 1 2 Рви~): сх — — Хв("( "~" Рвиа) ° (1.47) Если двигатель располагается в фюзеляже или в основании крыла, как на самолете Ту-104, суммарное лобовое сопротивление двигательной установки относят к самолету, складывая его с лобовым сопротивлением крыла, фюзеляжа и органов управления. 'Тяга в этом случае рассчитывается по формуле (1.41).
47 На дозвуковых скоростях полета лобовое сопротивление правильно спрофилированной гондолы двигателя сравнительно невелико (3 ... 8 о4 от тяги двигателя), что и следует учитывать при аэродинамических расчетах самолета. На сверхзвуковых скоростях, особенно на нерасчетном режиме полета, лобовое сопротивление двигателя, главным образом за счет сопротивления входа, может составлять существенную величину и должно учитываться даже при грубых оценочных расчетах. Для выявления закономерностей влияния на тягу основных параметров рабочего процесса, высоты и скорости полега и других факторов будем пользоваться в дальнейшем выражением (1.41) или еще более простым приближенным выражением: Рж О,(с,— У,). (1.48) Формула (1 48) получается из (1.41) в предположении равенства секундного расхода воздуха на входе в двигатель и секундного расхода газа, вытекающего из реактивного сопла.
Такое предположение допустимо, так как даже если в двигатель подается максимально возможное количество топлива, для сжигания которого используется весь кислород воздуха (а = 1), отношение О„ и О, составляет величину 1 -1- д, = 1,067 при использовании обычного авиационного углеводородного топлива. На практике этот крайний случай реализуется у двигателей с форсажными камерами, а у нефорсированных двигателей отношение О„и О, пока не превышает 1,03 ... 1,035. Если учесть отбор воздуха в компрессоре, то условие О, = О„становится еще более обоснованным, В качестве второго условия при получении формулы (1.48) принято равенство ре = ри, при котором третий член правой части выражения (1.41) обращается в нуль. При сверхзвуковом перепаде давлений в сопле это условие реализуется в случае полного расширения до атмосферного давления в соплах типа сопла Лаваля.
Для анализа закономерностей, определяющих тягу ВРД, удобно представлять тягу двигателя как произведение Р = = О,Р, где Ртп — удельная тяга двигателя. В соответствии о (1.48) удельная тяга определяется приближенно по формуле Руя се еп (1.49) Между работой цикла Е, и удельной тягой двигателя прямой реакции существует зависимость, определяемая выражениями (1.29) и (1,49): Р =уэг,-~-Г,— г,.
(1.50) Из выражения (1.50) следует, что при заданной скорости полета закономерности изменения основных параметров рабочего процесса тс„' и Т„", а также потерь, связанных с несовершенством реального рабочего процесса, принципиально одинаковы как 48 Рис. !.24. Иамеиеиие отиошеиия тяги, гр по скорости полета к тяге при Мп = О у ТРЯ 4с для Р „, так и для Е,. При неизменной Е, увеличение скорости полета согласно (1.50) приво- 4(а дит к уменьшению Р„ . Однако скорость полета может влиять и на Е, через величину тех, зависящую от динамического сжатия воздуха перед двигателем (кз = = терта"„). Характер и интенсивность этого влияния зависит от величины О = Т,"7Т, и уровня потерь в реальном цикле, но в большинстве случаев (например, у газотурбинных двигателей прямой реакции) оно таково, что с увеличением скорости полета происходит падение Р .
При некоторой скорости полета Уп, при которой достигается величина кх ,„, определяемая из выражения (1.27), работа цикла Е, будет равна нулю и соответственно Р = О. Секундная масса рабочего тела, проходящего через двигатель, с увеличением скорости полета возрастает вследствие увеличения (в результате роста ттр) полного давления перед турбиной, определяющей пропускную способность двигателя.
С учетом влияния скорости полета на Р , и О, изменение тяги турбореактивного двигателя по скорости, отнесенное к значению тяги при М, = О, имеет вид, показанный на рис. 1,24. Влияние высоты полета при М = сопз1 определяется характером изменения атмосферных условий (ря и Т„'1 и сводится к уменьшению расхода воздуха через двигатель из-за падения ри и увеличению Р„„до высоты 11 км из-за увеличения О = Т„*~Т„, если Т„"остается постоянной по высоте, Падение ра оказывает превалирующее влияние, и тяга ВРД с увеличением высоты непрерывно падает.
В диапазоне изменения высоты от 11 до 25 км .температура атмосферного воздуха не изменяется, и тяга ВРД по высоте полета уменьшается более интенсивно (прямо пропорционально величине р„). При более точном учете влияния высоты полета следует иметь в виду, что с ростом высоты уменьшается число Ке, чем обусловливается рост потерь в проточной части двигателя. Мощность ВРД Двигатели прямой реакции при полете с большими скоростями способны развивать огромные мощности, Тяговую мощность ВРД в полете (т.
е. работу, которую производит сила тяги в единицу времени) можно определить по формуле )т'р = = РУ, [Вт). Тяговая мощность прямо пропорциональна скорости полета. У неподвижного двигателя сила тяги не совершает работы и Ур — — О. При увеличении скорости полета тяговая мощность ВРД значительно возрастает. На рис. 1.25 для примера показано 49 Аг 'Ю зтгзг 1СО Рис. 1.25. Тяговая мощность силовой установки сверхзвукового пассажирского само. лета, состоящей из четырех ТРД (// = 18 км); 2 — тяговая мощность одного двигателя; 2 — тя.
говая мощность четырех двигателей Йр изменение тяговой мощности ТРД Роллс-Ройс «Олимп-593» сверхзвукового пассажирского самолета <Кон22Р корд» в зависимости от скорости полета на высоте 18 км. (На земле при М, = 0 этот двигатель имеет тягу -14 500 даН без форсажа). Здесь же точкой показана тяговая мощность четырехдвигательной силовой установки, потребная для полета самолета массой 120 т, имеющего аэродинамическое качество К= — 8 при М, =- 2,2. Четыре двигателя типа «Олимп» могут обеспечить'рассматриваемому самолету скорость, соответствующую М, = 2,2, прн А/;. ж 95 000 кВт, Рассмотрение тяговой мощности ВРД прямой реакции является показательным при их сравнении с другими тепловыми двигателями, вырабатывающими механическую мощность на приводном валу (т. е.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
