Файл: Наумец С.М. Основы теории и устройства авиационных силовых установок конспект лекций.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 04.04.2024
Просмотров: 88
Скачиваний: 0
Двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД)
Двигатели этого типа являются разновидностью турбовин товых двигателей, в которых избыточная мощность газовой турбины передается не па винт, а на вентилятор, заключенный в кольцевом туннеле.
Принципиальная схема ДТРД показана на рис. 8. ДТРД при одинаковом расходе топлива (в сравнении с ТРД) обеспе чивает получение больших тяг на небольших сверхзвуковых скоростях полета.
Рис. 8. Схема двухконтурного ТРД:
/ —входное устройство; 2 —вентилятор; ,3—кольцевой туннель; 4—компрессор; 7 камера сгорания; //—турбина; 7-реактивное сопло; ^-форсунки второго контура
ДТРД до последнего времени широко не применялись. Однако в настоящее время наблюдается тенденция все боль шего распространения ,их в качестве двигателей дозвуковых и сверхзвуковых самолетов, а также самолетов вертикального взлета и посадки.
§ 4. СХЕМА, ПРИНЦИП РАБОТЫ И РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС
ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Основными частями ТРД (см. |
рис. |
6) |
являются: воздухоза |
|||||||||
борник |
/, |
относящийся |
конструктивно |
к планеру |
летательного |
|||||||
аппарата, |
компрессор |
//, |
камера |
сгорания |
III, |
турбина |
IV, |
|||||
форсажная камера V и реактивное |
сопло VI. Характерные се |
|||||||||||
чения |
обозначим следующим образом: н — в невозмущенном |
|||||||||||
потоке, |
где на |
параметры |
состояния воздуха |
присутствие |
дви |
|||||||
гателя |
не |
сказывается; |
в х — па |
|
входе |
в |
воздухозаборник; |
|||||
1 — перед |
компрессором; 2 — за |
компрессором; 3 — перед |
тур |
|||||||||
биной; |
4 — за |
турбиной; |
4ф — на |
|
входе |
в -реактивное сопло; |
||||||
5 — на выходе из двигателя. |
|
|
|
|
|
|
|
16
В дальнейшем |
параметры |
состояния |
газа |
р |
(давление), |
|
Т (температура), р |
(плотность), С (скорость), |
F (площадь се |
||||
чения) снабжаются номером данного сечения. |
|
|
||||
Например, параметры pi, Т2, С2 характеризуют поток за |
||||||
компрессором, а Р.2 обозначает площадь сечения на |
выходе из |
|||||
него. Скорость полета обозначается через V, а скорость истече |
||||||
ния газов из реактивного сопла — СЕ. |
|
|
|
|
||
ТРД создает силу тяги в результате ускорения |
и отбрасы |
|||||
вания газового потока, проходящего |
через |
все |
его |
элементы. |
||
Для получения силы тяги необходимо |
обеспечить поступление |
|||||
воздуха в двигатель |
и разгон |
его до большей |
скорости на вы |
ходе, чем на входе. Подача воздуха в камеру сгорания обеспе чивается компрессором, а в полете также за счет скоростного напора в результате движения летательного аппарата. В воз душный поток в камеру сгорания посредством специальных форсунок впрыскивается топливо, нагнетаемое под большим давлением (ризб до 100 кГ/см2) топливной аппаратурой двига теля.
В комплект топливной аппаратуры входят:
— насос-регулятор, конструктивно представляющий собой плунжерный насос переменной производительности. Насос-ре гулятор „ снабжен различными устройствами, обеспечивающими автоматическую настройку производительности насоса на ре жим работы двигателя, устанавливаемый по желанию летчика, и автоматическое поддержание его неизменным при изменении эксплуатационных условий (высоты, скорости полета и др.). Насос-регулятор имеет также автоматы, обеспечивающие на дежный запуск двигателя как на земле, так и в полете, устой чивую работу на переходных режимах, и ряд ограничителей. Приводится во вращение насос-регулятор от ротора двигателя;
— системы жестких и гибких топливных трубопроводов высокого и низкого давления, обеспечивающих подвод топлива от насоса-регулятора к форсункам;
— топливные форсунки, обеспечивающие тонкий распыл топлива и впрыск его в воздушный поток в камере сгорания.
Горение распыленного топлива в камере сгорания происхо дит за счет кислорода, имеющегося в составе воздуха. Ускоре ние проходящего через двигатель потока осуществляется бла годаря подогреву воздуха в камере сгорания, возрастанию его потенциальной энергии и последующего расширения в реактив ном сопле, т. е. превращения потенциальной энергии в кине тическую.
При этом скорость истечения газов на выходе из реактив ного сопла оказывается значительно большей, чем на входе в двигатель. Характер изменения параметров р, Т и С газового потока вдоль двигателя показан на рис. 6.
2 С. М. Наумец
»«АуЧно-т«.хнмч£;са*д
БИ БЛ И О Т ЕКА СО С Р
При работе двигателя на месте и на взлете давление и тем пература на участке Н — 1 падают, а скорость потока возра стает, достигая на входе в компрессор 200 мкек и более. Раз гон воздуха в данном случае осуществляется в результате подсасывающего действия компрессора. На больших скоростях полета на участке Н— 1 поток тормозится, т. е. скорость умень шается, а давление и температура возрастают. В компрессоре воздуху сообщается механическая работа. Вследствие этого давление и температура возрастают. Скорость потока вдоль компрессора обычно снижается незначительно.
В камере сгорания за счет подвода тепла температура газа возрастает, достигая перед турбиной 850—950°С и выше.
Скорость движения газа в камере сгорания увеличивается примерно от 80 до 170—200 мкек, а давление падает.
Втурбине происходит расширение газа, сопровождающееся падением давления и температуры.
Вфорсажной камере на первом ее'участке поток приторма живается с целью обеспечения устойчивого горения, затем в процессе нагрева его скорость вдоль камеры несколько увели чивается. Температура газа возрастает, достигая примерно
1700—1800°С.
Вреактивном сопле происходит дальнейшее расширение газа. При этом давление и температура падают, а скорость потока возрастает.
Изменение параметров газа в ТРД можно изобразить гра фически в координатах р— v в виде совокупности термодинами ческих процессов, происходящих в двигателе.
Совокупность термодинамических процессов, в результате которых рабочее тело возвращается в исходное положение, называется круговым процессом, или циклом.
Для выявления и анализа главных свойств и особенностей ТРД как тепловой машины воспользуемся сначала идеальным термодинамическим циклом.
Для идеальных циклов принимаются следующие допуще ния:
—рабочим телом на протяжении всего цикла является воздух;
—теплоемкость воздуха не зависит от температуры;
—во всех элементах двигателя отсутствуют какие-либо
потери (тепловые, гидравлические, механические).
В основе рабочих процессов всех существующих ТРД лежат термодинамические циклы с подводом тепла при постоянном давлении.
Для современных ТРД основными разновидностями термо динамических циклов с подводом тепла при постоянном давле-
18
нии являются простые циклы с адиабатическим сжатием и рас ширением воздуха (рис. 9).
р * г /'* 'г
и\ Я г
V -V А
Рис. 9. Идеальный цикл с подводом тепла при адиабати ческом сжатии:
Н—1 — адиабата сжатия во входном устройстве за счет скоростного
напора; /—2 —адиабата сжатия воздуха в |
компрессоре; 9—3 — подвод |
тепла в камере сгорания при p=const; |
3—4 — адиабата расширения |
газо на турбине; 4—5—адиабата расширения газа в реактивном сопле; 5—Й — отвод тепла (фактически выброс газов в атмосферу) Площадью Н12345 изображается полезная работа цикла 1 Ц:
Полезная работа цикла ТРД получается за счет разности подводимого и обводимого тепла газу в двигателе и использует ся для ускорения газового потока.
Экономичность идеального цикла или степень превращения подводимого тепла в полезную работу оценивается термиче ским к. п. д., равным отношению тепла, превращенного в полез ную работу идеального цикла, к теплу, подводимому извне в данном цикле:
Qi Q2__ 1 _ Qi
Qi Qi'
Термический к. п.д. всегда меньше единицы, так как для осуществления замкнутого цикла согласно второму закону термодинамики необходимо отводить тепло, т. е. Q2>0. Одна из формулировок второго закона термодинамики такова: невоз можно построить периодически действующую машину, которая все подведенное тепло превращала бы в работу. Другими сло вами, для периодического преобразования тепла в работу надо
2* |
19 |
иметь не только источник тепла и рабочее тело, но еще и среду с температурой более низкой (холодильник), чем температуру источника тепла, куда рабочее тело отдавало бы ту часть под веденного к нему тепла, которую оно (рабочее тело) не в со стоянии превратить в работу.
Действительные процессы в ТРД протекают при наличии гидравлических и тепловых потерь. При этом изменяются хи мический состав газов и теплоемкость. По этим причинам дей ствительный цикл значительно отличается от идеального. Рас
смотрим |
действительный цикл основного |
контура ТРД |
(рис. 10). |
|
|
р |
rj/л* г |
|
2 |
<?/ |
|
Q 2
Рис. 10. Действительный цикл
Процессы сжатия Н— 1 и 1—2 и расширения 3—4 и 4—5 проходят по политропам. В камере сгорания процесс 2—3 про
ходит при |
некотором снижении давления за счет |
расширения |
I аза. |
работа цикла на графике изображена |
площадью |
Полная |
Н12345 и называется индикаторной работой Lj. В действитель ном цикле не вся индикаторная работа идет на ускорение газо вого тока, т. е. на эффективную работу Le. Часть ее (меньшая) расходуется на вращение турбины и всякого рода потери (ме ханические потери на трение в деталях, привод агрегатов, гидравлические потери) Lr. Тогда эффективная работа будет:
Связь между эффективной работой двигателя и приростом кинетической энергии газовой струи определяется уравнением:
(2)
20
где 2g |
кинетическая |
энергия |
1кГ газа на выходе из реак |
|
тивного сопла; |
|
|
J l |
кинетическая |
энергия |
1 кГ воздуха невозмущенной |
2g |
|
|
|
среды.
§ 5. ОСНОВНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ ТРД И ИХ АНАЛИЗ
При рассмотрении требований, предъявляемых к авиацион ным двигателям, мы ограничились их качественной характери стикой. Однако на практике для оценки тактико-технических данных летательных аппаратов и их боевых возможностей не обходима не только качественная, но и количественная харак
теристика |
силовых установок. |
|
Критериями количественной оценки двигателей являются их |
||
абсолютные и относительные показатели. |
|
|
Под абсолютными показателями понимают абсолютные |
||
значения |
силы тяги Р, веса двигателя |
0ДВ, расхода топлива |
в единицу |
времени GT. час и характерные |
размеры двигателя. |
В качестве относительных показателей рассматривают отно сительные значения тех же величин: удельную тягу Рул, удель ный вес двигателя чдв, удельный расход топлива Суд и удель ную лобовую гягу Рлоб.
Абсолютные показатели
Сила тяги. Осевая составляющая равнодействующей сил воздействия на двигатель газовоздушного потока, протекающе го внутри него, и воздушного потока, обтекающего двигатель снаружи, называется силой тяги ТРД.
Для определения силы тяги ТРД расчетным путем восполь зуемся уравнением количества движения, так как определение тяги путем суммирования сил, распределенных по поверхно стям двигателя, практически не представляется возможным ввиду сложности их определения. При этом предположим отсутствие трения и скачков уплотнения во внешнем потоке, а также отсутствие смешения и теплообмена между выходящим газом и внешним потоком.
Выделим вокруг двигателя соосную с ним цилиндрическую область (рис. 11), у которой передняя торцовая / — 1 и боковая (образующая) 1—2 границы лежат полностью за пределами возмущенного воздействием двигателя воздуха, а задняя тор цовая граничная поверхность 2—2 совпадает с плоскостью вы ходного сечения реактивного сопла.
21