Кравченко И. В. Христофоров И. Л. Силовые установки летательных аппаратов (554342), страница 14
Текст из файла (страница 14)
7. ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА о м Выходное устройство современного двигателя представляет собой сложную систему, от работы которой зависят летно-технические характеристики самолета. Основным элементом его является реактивное сопло, в котором происходит ускорение потока воздуха или газа с целью создания реактивной тяги. Сопло связано с турбиной выходным каналом, где поток, благодаря конусному обтекателю, перестраивается с кольцевого на цилиндрический. Кроме того, выходные устройства должны обеспечить необходимый закон регулирования двигателя, возможное снижение шума реактивной струи, отклонение вектора тяги в заданном направлении (реверс).
В зависимости от скорости в выходном сечении выходные устройства делятся на до- и сверхзвуковые. Основным параметром, характеризующим работу выходного устройства, является располагаемая степень понижения давления газа в сопле к =р Ур„, определяемая как отношение полного давления газа р перед соплом ср к статическому давлению р„в окружающей атмосфере. Величина х зо зависит от числа М полета и от режима работы двигателя, т.
е. от вепичин, определяющих суммарную степень повышения давления в двигателе. Примерная зависимость к, от скорости полета М для ТРД при х,', = 10...15 и Т„= 1400...1500 Рис. 7.1. Зависимость К приведена на рис. 7.1. Величина от М к р определяет тип применяемого на двигателе сопла. На дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета величина я, незначительно превышает критическое отношение давлений х (для газа А/(й — и = 1,86 при й = 1,33), что позволяет применять простые и легкие суживающиеся сопла. Когда же я значитель- с р но больше к (на сверхзвуковых скоростях полета), использование таких сопел приводит к большим потерям тяги и вынуждает применять сверхзвуковые сопла.
Суживающиеся реактивные сопла Суживающееся выходное сопло имеет форму конического насадка, площадь минимального сечения его может быть постоянной (рис. 7.2) либо изменяться с помощью створок. Суживающиеся сопла конструктивно просты и имеют сравнительно небольшие потери из-за трения газа о стенки сопла и внутреннего трения газа. Потери в сопле оцениваются коэффициентом скорости сопла у = с /с „, где с — действительная (с учетом потерь) скорость истечения; с — адиабатная (без учета потерь) скорость истечения газа из сопла, определяемая по Формуле, получаемой из уравнения энергии для сечений на входе в сопло и на выходе из него: Величина потерь также может быть определена с помощью коэффициента восстановления полного давления о' =р /р При сверхкритических перепадах давлений в сопле (~рскр/арОкрркр/ р4 Индекс "кр" относится к сечению "с — с".
Эти два коэффициента связаны между собой определенной зависимостью, и задание одного позволяет найти значение другого. Практически для сопел ГТД можно принимать (р = 0,98...0,99, что соответствует а = 0,975...0,985. Уравнение расхода через суживающееся сопло имеет вид ~г 0'089брс гс (~Рс) г-;— где р, — полное давление газа на срезе сопла в Па; Т вЂ” температура заторможенного потока газа в том же сечении в К; Š— площадь выходного сечения сопла в м; ~ — коэффици- 2. 96 ент расхода, учитывающий неравномерность поля скоростей на срезе сопла; фХ,) — газодинамическая Функция расхода. С увеличением скорости полета растет значение я > я При х > к газ в суживающем сопле может расширяться ср кр только до критического давления. Из-за неполного расширения нвподвижньзй КОНЪ'С титл Релктивнок Рис.
7.2. Выходное устройство с суживающимся реактивным соплом (недорасширения) газа получаются потери тяги тем больше, чем больше скорость полета. Сверхзвуковые сопла Наиболее характерным типом сверхзвуковых сопел является сопло Лаваля (рис. 7.3). Оно представляет собой суживающийся-расширяющийся канал, на входе в который скорость потока дозвуковая, а значения давления и температуры соответствуют значениям на выходе из Форсажной камеры сгорания. Степень уширения сопла Г = Г УГ „связана со степенью понижения давления в сопле я = р,/р . Контур сверхзвукового участка рассчитывается из условия получения достаточно равномерного потока на выходе из сопла и отсутствия скачков уплотнения. Режим работы сопла определяется значениями располагаемого к и расчетного я „„отношений давлений. Распределе- 97 ние давлений вдоль оси сопла Лаваля при работе на различных режимах приведено на рис.
7.4. В зависимости от соотношения к и к „возможны следующие режимы: расчетср . срасч ный режим (е е ра, рис. 7.4,а); режим с недорасширением (кс, > х „, рис. 7.4,6); режим с перерасширением (я р < х р „, рис. 7.4,в). На расчетном режиме давление на срезе (сечение с) равно давлению в окружающей среде ф кр ! р >р„, значение тяги получится наибольшим. На режиме с недорасширением р = рв линии тока на выходе из сопла Рис.
7.3. Схема будут расширяться. На режиме с перерассопла Лаваля ширением атмосферное давление окажется больше того давления на срезе, на которое рассчитывалось сопло к „ср„. В сопле возникает система косых скачков уплотнения, в которых статическое давление возрастает, а скорость уменьшается. При небольшом пере- расширении газа в сопле эти скачки располагаются в свободной струе, а при большом перерасширении — внутри сопла. При работе с недорасширением потери в тяге значительно меньше, чем при работе с перерасширением. Поэтому в реальных двигателях сопла специально укорачивают по сравнению с расчетными значениями для того, чтобы на расчетном режиме полета сопло работало с недорасширением, а на нерасчетных — либо с недорасширением, либо с малым перерасширением.
Уменьшение потерь в сопле достигается путем регулирования его изменением степени уширения Р. Принципиальная схема регулируемого сопла Лаваля приведена на рис. 7.5. В этом сопле ряд створок 1 служит для регулирования критического сечения, к этому ряду створок шарнирно закреплены створки 2, служащие для независимого регулирования площади Ес, третий ряд створок 3 образует очертание кормовой поверхности гондолы двигателя, при котором ее сопротивление уменьшается. Необходимость упрощения системы регулирования при широком потребном диапазоне изменения степени уширения сопла привела к созданию сопел с аэродинамическим регулированием: Рис, 7.4. Работа сверхзвукового реактивного сопла на раличных режимах Рис. 7.5.
Приипипиальная схема регулирования сопла Лаваля эжекторных и сопел с центральным телом. Эжекторное сопло (рис. 7.6) имеет обычный суживающийся насадок 2 (первичное сопло) и расположенную вокруг него цилиндрическую или коническую обечайку 4. Из сопла вы- 4 5 текает газ высокого давления 1, а в з кольцевую полость, образованную а) г наружной поверхностью сопла и 1 внутренней поверхностностью, поступает эжектируемый атмосферный воздух 3 (избыточный воздух возду- 5 хозаборника, воздух, отбираемый в пограничном слое гондолы).
Вытеб) кающая из сопла струя активного газа расширяется в дозвуковом потоке пассивного газа, приобретая при этом форму расширяющейся части сопла Лаваля, но без твердых стенок. Замена жесткой стенки жидкой границей, образованной струей пассивного воздуха, позволяет упростить конструкцию системы регулирования площадей критического и выходного сечений сопла по сравнению со всережимным соплом Лаваля. На малых скоростях полета или на больших с выключенной форсажной камерой возникает необходимость в подводе воздуха б через окна подпитки. На этих режимах есть опасность перерасширения основного потока, истекающего из первичного сопла с малым значением к, и этот воздух заполняет избыточную площадь выходного сечения, если не предусмотрено ее регулирование.
Эжекторное сопло отличается простотой регулирования критического сечения подачей холодного вторичного воздуха. Этот же воздух используется для интенсивного охлаждения стенок сопла и форсажной камеры. Рис. 7.6. Схема эжекторного сопла: а — дозвуковые режимы; б — сверхзвуковые режимы Реверс тягй Реверс тяги — изменение направления действия тяги на противоположное — является эффективным средством торможения самолета, способствующим уменьшению длины пробега самолета и повышающим безопасность полета. Реверс тяги осуществляется поворотом газового потока на выходе из двигателя, цля чего используются специальные реверсивные устройства. 100 Поворот потока может быть выполнен как до среза сопла (рис. 7.7,а), так и за срезом сопла (рис. 7.7,б).
В схеме а поток поворачивают отклоняющиеся решетки при перекрытии движения газа в прямом направлении створками. В реверсивных устройствах, выполненных по схеме б, поворот потока осуществляют отклоняющиеся створки. В двигателях с большой степенью двухконтурности реверсивные устройства имеют отклоняющие решетки во втором контуре (рис. 7.7,в). Оценка эффективности реверсирования производится с помощью коэффициента реверсирования, которым называется отношение реверсированной (обратной) тяги Р к исходной тяге Р (с выключенным реверсивным устройством) Р = Р /Р.
Достаточное сокращение длины пробега самолета осуществляется при Р = 0,4...0,6, для чего через реверсивное устройство нужно перепускать не менее 65% всего газа. Рис. 7.7. Схемы реверсивных устройств: а — решетчатого типа; б — створчатого типа; в — решетчатого типа для ТРДД с большой степенью двухконтурности БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 1.. Теорля и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
