Файл: Райков Л.Г. Нагрев летательных аппаратов в полете.pdf

Г л а в а 5

ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК, ОБОРУДОВАНИЯ

И СИСТЕМ СВЕРХЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Особенности конструкции двигателей

Самая высокая температура на летательны* аппаратах достигается в двигателях. Здесь к воздействию высоких температур, возникающих вследствие сгорания топлива, добавляется действие аэродинамического нагрева.

Напомним, что температура торможения различна на различных числах М полета. Так, в стратосфере, т. е. на высотах полета более 11 км, возможны! следующие зна­ чения температуры торможения: при М = 1,5 Г^рм = 40° С; при М = 2,0 ГТОрм = 120° С; приМ = 2,5 ГТорм = 210° С; при М = 3,0 Гторм = 330° С; при М = 3,5 Гторм = 500° С. Много­ численные расчеты и замерь» фактических величин показы­ вают, что температуры элементов конструкции двигателя близки к этим значениям, а температурь» турбины, камер сгорания, выходного сопла значительно выше их. Вот, на­ пример, данные по температурному режиму гидравличе­ ского тракта конструкции одного двигателя в полете со скоростью, соответствующей числу М = 2. Температура на входе в компрессор 115° С, на входе в камеру сгорания 465° С, перед турбиной 900° С, за турбиной 540°С, а в струе выхо­ дящих газов температура достигает 1650° С. Температуры газов по проточной части двигателя, рассчитанного на по­ лет со скоростью, соответствующей числу М = 4, равны: на входе в компрессор 670° С, на входе в камеру сгорания 720°С, перед турбиной 990°С, за турбиной 730°С, в струе выходящих газов 820° С.

76

Естественно, что возникновение таких высоких темпера­ тур в двигателях усложняет их конструирование и обеспе­ чение надежной работы.

На рис. 27 показаны! области (по числу М и высоте Н) использования различных реактивных двигателей. Как видно, обычный турбореактивный двигатель (ТРД) может

возрастает температура входящего в компрессор воздуха. Уто означает, что распо­

лагаемый диапазон нагрева рабочего тела между выходом из компрессора и входом в турбину уменьшается, т. е. чем больше скорость полета, тем меньше можно сжигать топ­ лива в двигателе. Наконец, наступает такая скорость полета, при которой значительно снижается тяга и экономичность двигателя.

Для поддержания тяги приходится дополнительно сжи­ гать топливо за турбиной, в так называемых камерах до­ жигания. При этом с ростом скоростей основной расход топлива идет уже на. дожигание. Таким образом, с по­ мощью дожигания увеличивается область использования ТРД.

В условиях очень высоких скоростей полета компрес­ сор и турбина становятся практически ненужными, по­ скольку сжатие происходит на входе двигателя, а процесс основного горения — в камере дожигания (например, при

77

числе М = 3 не менее 75% тяги создается камерой дожи­ гания) . Это обусловливает переход к прямоточно-ракетным двигателям. Таким образом, самолет превращается в сна­ ряд с управляемой тягой, у которого взлет, набор высоты и разгон происходят на тяге ракетного' двигателя, а крей­ серский полет — на тяге прямоточного двигателя.

В настоящее время применение различных усовершен­ ствований все же позволяет широко использовать ТРД в

Рис. 28. Схема современного турбореактивного двигателя

ного турбореактивного двигателя. У такого двигателя на больших скоростях полета поджатие на входе определяет все характеристики двигателя, поэтому конструкторы обра­ щают много внимания на обеспечение правильного входа воздуха в двигатель, т. е. на разработку воздухозабор­ ника. Воздухозаборник двигателя должен возможно' более эффективно преобразовывать поток, обладающий большой скоростью, в поток с малой скоростью и высоким давле­ нием. Это достигается путем получения в начале входа ряда косых скачков. Для обеспечения оптимальных условий входа на различных скоростях центральное тело (часто конус) делают подвижным (оно передвигается вперед по мере увеличения скорости•полета самолета). Регулирова­ ние положения конуса осуществляется в зависимости от числа М полета.

Как уже говорилось, для получения скорости полета свыше М = 2,5 на самолет устанавливают двигатель с до­ жиганием. Хотя использование дожигания не требует уве­ личения температуры перед турбиной, однако температуры за компрессором на этих скоростях полета становятся на­ столько высокими, что достаточно1 небольшого излишка

78

Впрыскиваемого топлива, чтобы превысить допустимую температуру турбины. Во избежание этого на вход в тур­ бину подают кислород, что позволяет дополнительно сжи­

на 40%•

Чтобы обеспечить наиболее полное сгорание топлива внутри двигателя, в современных ТРД применяют весьма большие скорости смешения и горения.

Двигатели _ сверхзвуковых летательных аппаратов имеют сверхзвуковые выходные сопла (сходящиеся — рас­

для охладителя.

При охлаждении турбины температура газа перед тур­ биной может быть'на 300° С выше, чем температура самой турбины. Применение термостойких материалов вместе с охлаждением значительно увеличивает допустимую темпе­ ратуру газов.

Камера дожигания ТРД и регулируемое сопло рабо­ тают при очень высоких температурах. Для устранения перегрева конструкции используют охлаждение стенок дви­ гателя путем продувки воздуха.

На сверхзвуковых скоростях температура воздуха перед компрессором, как указывалось, резко повышается, поэтому производительность компрессора сильно уменьшается. Для охлаждения воздуха перед компрессором применяют впрыск воды в -воздухозаборник.

79

Впрыск воды в воздухозаборники нельзя смешивать С впрыском воды в двигатель, применяемым на ряде само­ летов для сокращения разбега. Впрыск воды в двигатель увеличивает тягу на 15—20%, тогда как впрыск воды в воздухозаборник, например, на самолете Нортроп N-156F, применяемый при сверхзвуковых полетах при числе М около 2, увеличивает тягу на 40—50%.

При впрыске воды за счет ее испарения воздух перед компрессором охлаждается. Массовый расход воздуха че­ рез компрессор восстанавливается, тяга растет. При числах

впрыске водьи в воздухозаборник ее расход в 10 раз меньше, чем при впрыске воды в двигатель. Для размеще­ ния воды на самолете Нортроп N-156F используется бак емкостью 200 л.

Особенности конструкции оборудования

Увеличение скоростей полета и связанное с этим возра­ стание температуры торможения значительно усложняют отвод тепла, выделяемого электронным и другим оборудо­ ванием. При больших числах М полета температура воз­ духа, обычно охлаждающего блоки оборудования, стано­ вится намного выше максимально допустимой эксплуа­ тационной температуры. С другой стороны, в связи с переходом на полупроводники оборудование получается малогабаритным при почти неизменном количестве рассеи­ ваемого тепла. Это в свою очередь также ухудшает усло­ вия охлаждения. Поэтому на сверхзвуковых летательных аппаратах применяют специальные способы защиты обору­ дования от нагрева, заключающиеся в сочетании теплоизо­ ляции и охлаждения. При этом теплоизоляция исполь­ зуется как метод снижения тепловой нагрузки на теплооб­ менные агрегаты системы охлаждения. Если на дозвуковых самолетах охладителем служил воздух набегающего потока или воздух, нагнетаемый с помощью компрессора, то на высоких скоростях полета заторможенный набегающий воз­ дух использовать для охлаждения нельзя ввиду его боль­ шой температуры. В этих условиях -повысить эффектив­ ность такогометода охлаждения можно лишь предвари­ тельно охладив подводимый воздух.

Однако нередко при значительном нагреве и этого ока­ зывается недостаточно и приходится использовать другие,

80