Кравченко И. В. Христофоров И. Л. Силовые установки летательных аппаратов (554342), страница 6
Текст из файла (страница 6)
ТРД и ТВД можно рассматривать как частный случай ТРДД. Степень двухконтурности рассматриваемых двигателей лежит в следующих пределах: т = 0 — для ТРД; т = 0,2...10— для современных ТРДД; т = 15...20 — для разрабатываемых ТРДЦ; т = 30...60 — для разрабатываемых ТВВД; т = 50...100— для ТВД с самолетным винтом; т = 500...1000 — для ТВД с вертолетным винтом. Основные удельные параметры ГТД Для сравнительной оценки ВРД на практике широко пользуются относительными величинами, характеризующими уровень технического совершенства двигателей.
Удельная тяга (Р ) определяется отношением тяги к се- Р кундному расходу воздуха: Р = †. Удельная тяга имеет разул С мерность Н. с/кг или м/с ~1Н = 1 кг м/с ), т.е. размерность 2 скорости. Могут быть использованы и другие единицы измерения: Р = 1 даН с/кг= 10 Н с/кг и Р = 1 кН. с/кг = 1000 Н с~кг.
Чем больше удельная тяга двигателя данного типа, тем большую абсолютную тягу он будет иметь при заданных условиях полета, размере и массе двигательной установки. У двигателей непрямой реакции результат работы двигателя обычно определяется не тягой, а его мощностью. Например, в ТВД используется понятие эквивалентной мощности двигателя Ф~, которая равна сумме мощности, развиваемой на валу винта, и условной мощности„развиваемой за счет прямой реакции. Поэтому параметром, аналогичным удельной тяге, служит так называемая удельная мощность Ж в Вт.
с/кг, т. е. мощэ уд ность двигателя, приходящаяся на один килограмм воздуха, Ф проходящего через двигатель в единицу времени: Ф в Мощность на валу турбовального двигателя обозначается Ф Лобовая тяга ~Р~) — тяга двигателя, отнесенная к площади миделевого (максимального) сечения двигателя ~в Н/м ~: 2. = Р Р~ — — †.
Часто лобовую тягу определяют по площади входа в Г.„~ воздухозаборник, которая легко находится на начальном выборе Р параметров Р, = — . ~вх Удельный расход (С„~) топлива в двигателе определяется отношением часового массового расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем, ~в кгДН ч) или кг/(даН. ч)1: С„д= т ~~т '-'т = 3600 — = 3600 —, где д = — относительный расход топлива Р Р ' С вЂ” это отношение секундных расходов топлива и воздуха в дви- ~т Ст гателе. Точнее О = — = — (1 — Ь б, где С„~ — расход воздуха кс в~ на входе в камеру сгорания, который, как правило, меньше расхода воздуха на входе в компрессор за счет отбора части его на ~в ~кс различные нужды о = .
Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя. Чем он меньше, тем больше при заданной скорости дальность и продолжительность полета. Параметром, аналогичным С„д, у двигателей непрямой реакции (ТВД) служит удельный расход топлива на единицу эк- ~т вивалентной мощности двигателя ~в кг/(кВт.
ч)1: С = 3600 — = Ф е = 3600 д,ЛЧ,„„. Удельная масса двигателя (у ) определяется отношени- дв ем его сухой массы к тяге при взлете ~в кг/Н или кг/даН~ Мдв ')дв.= — „. Характеризует конструктивно-весовое совершенство двигателя. Удельная масса ТВД подсчитывается как отношение его сухой массы к максимальной эквивалентной мощности при дв взлете ~в кг/кВт] у„в твд — —— Полетный КПД двигателя Полетный КПД пи характеризует эффективность преобразования располагаемой работы двигателя в полную работу, затрачиваемую на продвижение летательного аппарата. Этот КПД оценивает реактивный двигатель как движитель и для установившегося горизонтального полета определяется отношением тяговой мощности двигателя РЧ„к его располагаемой мощности.
Используя определение располагаемой работы (2.2) для ТРД и пренебрегая потерями тепла и массы топлива, получим Р Имея в виду, что — =Р = се — Р'„, получим выражение по- летного КПД: Т~ 1 (2.19) Полетный КПД зависит только от отношения скоростей полета и истечения газов из сопла и двигателя — (рис. 2.10) и достис гает своего максимального значения т~„„, „= 1, когда скорость истечения газов из сопла равна скорости полета. В этом случае потери механической энергии со струей выходящих газов равны нулю, Рис.
2.10. Полетный КПД турбореактивного двигателя в стационарном полете (~'; = сопа$) так как относительно земли они неподвижны. Для реальной области работы ВРД скорость истечения газов из сопла больше скорости полета, поэтому т~„всегда меньше единицы. Полетный КПД становится равным нулю, когда скорость полета равна нулю. Формула (2.19) применима для оценки потерь кинетической энергии ТРДД только при равных или близких значениях скоростей истечения рабочего тела из контуров, При существенном различии этих, значений полетный КПД следует определять отдельно для наружного и внутреннего контуров. Эффективность винтового движителя оценивается по величине КПД винта, который показывает, какая доля мощности, подведенной к валу винта, преобразуется в тяговую: Здесь Ф = Р, Ъ"„— тяговая мощность винта; И = Х, т~ С,— мощность на валу винта, где и — механический КПД, учитывающий потери мощности в редукторе и трансмиссии.
Приближенно для ТВД 'и„= и, . Полный КПД и его связь с удельным расходом топлива Полнылг КПц воздушно-реактивного двигателя т~ называется отношение тепла, эквивалентного полезной работе, ко всему теплу, внесенному в двигатель с топливом. За полезную работу принимается тяговая мощность РУ„. Общее внесенное тепло определяется произведением расхода топлива С на его теплотворность Н„.
Тогда полный КПД двигателя, по определению, равен РЪ'„ С * и т Очевидно, справедливо соотношение т~ = и, 'и„ Полный КПД наиболее полно характеризует экономичность двигателя в полете. Используя выражение для удельного расхода топлива, получим связь удельного расхода топлива с полным и КПД: С = 3600 .
Удельный расход топлива при постоян- Н„т~ ной скорости полета обратно пропорционален полному КПД. Различные двигатели можно оценивать по экономичности путем сравнения их удельных расходов топлива только при одинаковых значениях скорости полета. Поэтому С является менее универсальным параметром для оценки экономичности ВРД, чем т~ . Но, с другой стороны, С „позволяет производить оценку экономичности двигателей в стендовых условиях, т. е. при ~~„= О, тогда как т; в этих условиях равен нулю. 3. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА Входные устройства силовых установок с ВРД предназначаются для осуществления процесса сжатия воздуха, поступающего в двигатель, за счет преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную.
Входное устройство самолета включает в себя воздухозаборник, каналы, подводящие воздух к двигателю, и дополнительные устройства регулирования. Входные устройства делятся на дозвуковых и сверхзвуковые. К входному устройству предъявляют ряд основных требований: минимальное внешнее сопротивление, малые потери полного давления в процессе торможения, равномерность полей скоростей и давлений на выходе из входного устройства, устойчивость процесса течения воздуха при всех условиях полета и режимах работы двигателя, простота конструкции, малые масса и габаритные размеры. Рассмотрим основные параметры, характеризующие эффективность входных устройств. Коэффициент восстановления полного давления о' „= р,/р„ оценивает газодинамические потери в процессе торможения воздушного потока.
Он представляет собой отношение полного давления за входным устройством р к полному давлению воздуха в набегающем потоке р„. Чем больше потери, тем меньше вели- цессу, когда нет потерь (а „= 1), кривая 2 соответствует существующим входным устройствам. Влияние М„на я„очень велико, и при увеличении скорости полета роль воздухозаборника в общем сжатии воздуха сильно возрастает: при Мв > З,б величина и настолько велика, что эффективная работа двигателя может быть достигнута без сжатия воздуха в компрессоре.
Коэффициент расхода воздухон эаборнина <р,„= — характеризует ~вх производительность входного уст- 40 г м„ ройства. Он равен отношению плоРис. 3.1. Зависимость щади струи в невозмущенном пото- Л„от 1у1п ке г„, расход воздуха через которую равен расходу, прошедшему через входное устройство, к геометрической площади входного устройства Р,„. Коэффициент внешнего сопротивления входного устройствн ва С = 2 . Здесь Х вЂ” внешнее сопротивление входного Х (/" ~\ вн Н П чина а,„. Степень повышения давления во входном устройстве л = р /рв (где р„— статическое давление в окружающей среде) характеризует эффективность преобразования кинетической энергии в потенциальную. Величина х является функцией числа М„ полета и потерь в воздухозаборнике и определяется из й ~+~ 2" 1 ~ 2~' выражения к„= о,„1+ — М„= а,„~1+ 0,2М„~ (для воздуха й = 1,4).
На рис. 3.1 показана зависимость я от числа М„при различных способах торможения сверхзвукового потока. Кривая 1 относится к идеальному про- Яу устройства; р„, У'„— значение плотности и скорости воздуха в невозмущенной среде; Р— характерная площадь. Внешнее сопротивление входного устройства складывается из сопротивления обечайки, дополнительного сопротивления и сопротивления средств перепуска воздуха.
,Входные устройства для дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей полета Дозвуковое входное устройство представляет собой расширяющийся профилированный канал (рис. 3.2) со скругленными входными кромками для предотвращения срыва потока при изменении угла атаки в полете в диапазоне значений М„от 0 до н вх в 0,7...0,95. На участке от сече- ! 1 ! ния н до сечения вх процесс ! — торможения зависит от отно- шения скорости полета Р„к — — скорости воздуха во входном сечении с „.
Желательную ве— личину с „при неизменных У'„и расходе воздуха С, полуРис. 3.2. Схема дозвукового чают выбором соответствующей воздухозаборника площади Р „. Наивыгоднейшим является режим сжатия воздуха в атмосфере до воздухозаборника, происходящий без потерь, для дозвуковых воздушно- реактивных двигателей обеспечиваемый при значении с „= 0,5~'„. При этом основная доля сжатия воздуха от скоростного напора ~ — 75%) происходит вне воздухозаборника. Далее воздух движется по каналу, образованному стенками воздухозаборника.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
