Файл: Михайлов, В. И. Термодинамика и силовые установки летательных аппаратов учеб. пособие.pdf

б) некоторое уменьшение удельной тяги на оборотах по связано со снижением .температуры газа Т* перед турбиной при

прекращении перепуска воздуха из компрессора.

Тяга двигателя, равная произведению расхода воздуха на удельную тягу, с увеличением числа оборотов растет (рис. 6.12, б). Это объясняется характером изменения удельной тяги и расхода воздуха в зависимости от числа оборотов.

Расход воздуха с увеличением числа оборотов растет. Это приводит при одновременном увеличении удельной тяги к росту тяги (участки 1—2, 3—4, 5—6). Рост тяги при постоянных обо­ ротах объясняется следующим:

а) на оборотах іц (участок 2—3) и /ггаах (участок 6—7) имеет место большее увеличение удельной тяги, чем падение расхода

Рис. 6.13. Скоростная а и высотная б характеристики ТРД.

воздуха при переходе на меньшие площади сечения реактивного сопла;

б) -на оборотах п2 (участок 4—5) расход воздуха при прекра­ щении перепуска его из компрессора увеличивается в большей степени, чем снижается удельная тяга.

Скачкообразное снижение удельного расхода топлива по мере роста числа оборотов и некоторое увеличение его вблизи макси- • мальных оборотов (рис. 6.12, б) объясняется на основании фор­ мулы (6.13) характером изменения удельной тяги и разности температур Т* — Г*.

рости полета увеличивается общая степень повышения давления я в двигателе, так как возрастает (рис. 2.4). Это приводит

к увеличению давления за турбиной, а следовательно, повыше-

70

ншо скорости истечения газа из реактивного сопла. Однако по­ вышение скорости Сь истечения газа из реактивного -сопла дви­ гателя отстает от роста скорости с0 полета. Удельная тяга двигателя' Рул=.съ-— Со уменьшается по мере роста скорости полета.

С увеличением скорости полета снижается количество тепла, подводимого к 1 кг воздуха, так как при Т* =const с увеличением

скорости полета растет Т* и уменьшается разность Т* — Т*. При большой скорости полета разность Т* — Т* может оказаться

столь малой, что количество подводимого тепла становится до­ статочным лишь на преодоление потерь в двигателе, а удельная тяга обращается в нуль.

Расход воздуха на небольших скоростях полета увеличива­ ется медленнее, чем падает удельная тяга. Это обусловливает уменьшение тяги двигателя. Однако при дальнейшем увеличении скорости полета темп прироста расхода воздуха превосходит темп падения удельной тяги, в связи с чем тяга двигателя уве­ личивается. Увеличение тяги -идет до тех пор, пока не наступает

температура Т0 воздуха и увеличивается общая степень повыше­ ния давления в двигателе, так как растет я*х и я* (рис. 2.4).

Одновременно с этим снижается Т*, увеличивается разность Т* — Г* и количество подводимого к 1 кг воздуха тепла. В связи

с этим растет скорость истечения газа и удельная тяга двигателя (рис. 6.13, б). После 11 кг, когда Го= const, удельная тяга оста­ ется постоянной.

Тяга двигателя по мере увеличения высоты полета падает, так как расход воздуха в связи со снижением плотности умень­ шается в большей степени, чем увеличивается удельная тяга; после 11 км тяга двигателя снижается пропорционально умень­ шению плотности воздуха.

Удельный расход топлива по мере увеличения высоты полета до 11 км снижается, но несколько медленнее, чем увеличивается удельная тяга, так как одновременно растет разность Г* — Г*

в связи с уменьшением Т* при снижении То, после 11 км удель­ ный расход топлива не изменяется.

71

§ 10. Форсирование тяги турбореактивного двигателя

Кратковременное увеличение тяги двигателя по сравнению со значением, отвечающим максимальному режиму (п = пта^\ Т* = max) ’ т- е- форсирование тяги двигателя, можно осущест­

вить различными способами. В настоящее время широко распро­ странен способ форсирования тяги двигателя за счет дополни­ тельного сжигания топлива между турбиной и реактивным соп­ лом. С этой целью за турбиной устанавливается форсажная ка­ мера сгорания (турбо-реактивный двигатель с форсажной каме­ рой, ТРДФ). Работа двигателя на форсажном режиме обычно

Рис. 6.14. Принципиальная схема форсажной ка­ меры сгорания.

ограничивается небольшим промежутком времени (5—7 мин). Форсажный режим используется для сокращения длины пробега самолета при взлете, для увеличения скорости с целью быстрей­ шего выхода на расчетный режим полета, а также для компенса­ ции тяги при выходе из строя одного из двигателей.

Форсажная камера (рис. 6.14), располагающаяся после тур­ бины 7 в корпусе 6 двигателя, состоит из диффузора 1 (скорость газа снижается для устойчивого горения) . топливных форсунок 2, жаровой трубы 3, стабилизаторов пламени 4 и пускового устрой­ ства 5.

Цикл идеального двигателя с работающей форсажной каме­ рой (рис. 6.15). характеризуется ступенчатым подводом тепла. Подвод тепла происходит в основных камерах сгорания в про­ цессе 2—3, а в форсажной камере — при более низком давлении

впроцессе 4—4ф. В результате дополнительного подвода тепла

крабочему телу в форсажной камере увеличивается площадь цикла. Получаемая дополнительная работа в цикле обусловли­ вает увеличение кинетической энергии газа, проходящего через двигатель.

При сжигании топлива в форсажной камере температура газа Т* повышается, до значения Т* . Связь' между этими тем­

пературами вытекает из уравнения теплового баланса форсаж-

72

ной камеры сгорания. Допуская, что масса т газа, поступаю­ щего в форсажную камеру сгорания, не изменяется йри сжига­ нии /пТф форсажного топлива, а теплоемкость сР газа постоянна, можно написать

полета зависит от подачи топлива в форсажную камеру.

Рис. 6.15. Идеальный цикл ТРД'с фор­ сажной камерой.

Если не учитывать изменение массы газа з_а счет'форсажного топлива, а также потери полного давления, то из равенства рас­ хода газа через сопловой аппарат турбины и критическое сечение сопла двигателя при критических перепадах давления вытекает, что степень расширения газа на турбине составляет

на дофорсажном режиме форсажном

режиме

В момент, предшествующий запуску форсажной камеры, дви­ гатель переводится на режим, при котором n = nmax и Т*=.

= 7* : Этот режим сохраняется неизменным при работе фор­

сажной камеры.

Для сохранения степени расширения газа на турбине при форсажном режиме такой, какой она была на дофорсажном ре­ жиме (8*ф-= б* ), необходимо увеличить площадь критического

сечения сопла, так как

(6.23)

73

где Fi;p — площадь критического сечения сопла на дофорсажном режиме.

Только при этих условиях сохраняется неизменным массовый расход газа через реактивное сопло, несмотря на уменьшение плотности газа в связи с повышением температуры в форсажной камере. Следовательно, включение форсажной камеры должно

из реактивного сопла. Это вытекает из следующего. В идеаль­ ном случае скорость истечения газа из реактивного сопла состав­ ляет на дофорсажном режиме

и на форсажном режиме

Таким образом, удельная тяга и тяга двигателя на форсаж­ ном, режиме зависят от степени подогрева газа в форсажной ка­

2000° К. Если, например, рассматривать работу двигателя на стенде (с о = 0) при степени подогрева газа в форсажной камере

74

Ti

-= l,7-f-2, то удельная тяга и тяга двигателя увеличиваются

■* 4'

на 30—40% по сравнению с дофорсажным режимом.

в связи со значительно большей скоростью истечения газа из ре­ активного сопла. Тяга двигателя при работе форсажной камеры

в полете значительно превосходит тягу, отвечающую дофорсаж­ ному режиму. По мере увеличения скорости полета тяга ТРДФ вначале медленно, а затем в сильной степени возрастает, так как увеличивается расход воздуха. При достижении больших чисел ІИо полета, когда резко снижается удельная тяга, тяга двигателя падает (рис. 6.16). Удельный расход топлива ТРДФ

где пітхоты— суммарный расход топлива, вводимого в двигатель на единичный расход воздуха.

Термический к. и. д. цикла на форсажном режиме ниже, чем на дофорсажном, так как в форсажной камере тепло подводится к рабочему телу при более низком давлении, чем в основных ка­ мерах. С увеличением скорости полета уменьшается Руд. ф. В связи с этим возрастает удельный расход топлива суд. ф по мере увеличения скорости полета.

На малых и умеренных • скоростях полета экономичность ТРДФ 1 ниже, чем ТРД 2 (рис. 6.17). Однако на больших

75

сверхзвуковых скоростях полета, когда имеет место высокая степень подогрева рабочего тела, удельный расход топлива у ТРДФ оказывается меньшим, чем у ТРД. В связи с этим для полетов с большими сверхзвуковыми скоростями становится це­ лесообразным считать форсажный режим основным, а не крат­ ковременным. В таком случае ТРДФ рассматривается как специ­ альный тип двигателя.

К числу параметров рабочего процесса ТРДФ, определяющих удельную тягу, тягу и удельный расход топлива, относятся л*,

Т* и Т*ф. Возможным!» регулирующими воздействиями у ТРДФ

оказываются расход топлива т т в основных камерах сгорания, площадь критического сечения FKр сопла, расход топлива /птф в форсажной камере.

Режим работы форсажной камеры обычно задается опреде­ ленным законом либо подачи топлива т Тф в форсажную камеру, либо изменения площади критического сечения FKp сопла. В та­ ком случае регулирующими параметрами являются либо т т и FKp (гптф задается режимом форсажа), либо тти т Тф (FKp за­ дается режимом форсажа).

О регулируемых параметрах необходимо отметить следующее. 1. Обычно вместо л* за регулируемый параметр принимают

число оборотов а двигателя по причине, отмеченной выше.

2. При наличии регулятора числа оборотов вместо темпера­ тур Г* и Т*ф за регулируемый параметр можно принять темпе­

ратуру Т* или Т* или степень расширения газа 6* на турбине,

что объясняется взаимной связью этих параметров между собой при заданном расходе форсажного топлива или установленными значениями площади критического сечения сопла на форсажном режиме. Например, если при п —const внезапно устанавливается заданный расход форсажного топлива т Тф, в связи с чем темпе­ ратура газа Т*ф принимает требуемое значение, то для сохране­

ния 6* = const и 7* = const должна соответствующим образом

измениться площадь критического сечения Екр сопла.

Закон управления двигателем на форсажном режиме, связы­ вающий между собой регулирующие и регулируемые параметры, представляется в следующей форме.

' 1. Если форсажный режим задается расходом форсажного топлива т Тф

іпт—*п, FKp —■»ТІ или 7ІФ, или 8Т.

2. Если форсажный режим задается площадью критического сечения FKp сопла

mr-*-n, ЩТф—’~'Тг или Г4ф, или 8Т.

Таким образом, в системе управления ТРДФ должны быть

76