Характеристики одноконтурных и двухконтурных трд

 

Характеристики одноконтурных ТРД

 

На протекание скоростных и высотных характеристик ТРД влияет много различных факторов. Закономерности изменения тяги Р и удельного расхода топлива С _уд от скорости полета, высоты полета и режима работы двигателя зависят от расчетных параметров рабочего процесса двигателя (; ), программы управления, эксплуатационных ограничений и ряда других факторов.

На уровень параметров, обеспечиваемых двигателем, влияет режим его работы, задаваемый положением РУД.

Высотно-скоростные характеристики принято рассматривать для максимального режима, характеризующего предельные возможности двигателя по создаваемой тяге, а его данные на пониженных режимах принято оценивать по дроссельным характеристикам. Предельные режимы работы двигателя определяются с учетом конкретных эксплуатационных ограничений.

Для качественного объяснения основных физических закономерностей, свойственных высотно-скоростным характеристикам ТРД, будем рассматривать программу управления

n = n _max = const;   = = const,                          (4.1)

как обеспечивающую наибольшую тягу ТРД при всех условиях полета.

Для объяснения характера изменения величин Р и С _уд в зависимости от различных факторов будем пользоваться следующими соотношениями

Р = G _в Р _уд;    С _уд =       или   С _уд = ,

определяя величину удельной тяги по формуле Р _уд = с _с – V.

СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД

Скоростными характеристикамидвигателя называют зависимости его тяги (мощности) и удельного расхода топлива от скорости (числа М) полета при постоянной высоте полета и принятой программе управления.

Проанализируем характер изменения тяги и удельного расхода топлива по скорости (числу М) полета у ТРД при программе управления (4.1).

Тяга двигателя, равная Р = G _в Р _уд, зависит от характера изменения расхода воздуха G _в и удельной тяги Р _уд от скорости полета V (и соответственно числа М полета – М _Н).

Расход воздуха

G _в = .                                         (4.2)

при увеличении скорости полета на заданной высоте возрастает, главным образом, по причине повышения давления воздуха на входе в двигатель и далее по всей его проточной части, т. к.

Величина p_вх с ростом V повышается за счет сжатия воздуха от скоростного напора во входном устройстве. Темп повышения G _в, зависящий от интенсивности роста скоростного напора, тем выше, чем больше скорость полета V (рис. 4.1).

Фактором, ослабляющим увеличение G _в с ростом V (М _Н), является повышение температуры , влияющее непосредственно на G _в в соответствии с формулой (4.2), а также вызывающее снижение = , что приводит к уменьшению относительной плотности тока на входе в двигатель q (l_в). Поэтому темп возрастания G _в по V зависит от расчетной величины степени повышения давления воздуха в компрессоре . Чем выше , тем интенсивнее снижается q (l _в) при уменьшении  и тем медленнее повышается G_в с ростом скорости полета.

Рис. 4.1. Изменение , и по скорости полета	Рис. 4.2. Влияние  на зависимости  от V

Удельная тяга Р _уд = с _с – V при увеличении скорости полета V уменьшается. Это объясняется тем, что с ростом скорости полета V скорость истечения газа из реактивного сопла с _с повышается медленнее, чем растет сама скорость полета V (рис. 4.3).

 

Рис. 4.3. Зависимости Р уд, L ц и Q от скорости полета V	Рис. 4.4. Изменение Р и С уд ТРД по числу М полета

 

В этом можно убедиться, если представить Р _уд через работу цикла в виде соотношения

L _ц = = ,                               (4.3)

откуда Р _уд = 2 L _ц /(с _с+ V). С ростом V работа цикла при p > p_опт снижается (рис. 4.3), а величина (с _с+ V) увеличивается, что и приводит к уменьшению Р _уд при увеличении V. При очень больших скоростях полета, когда , L _ц = 0, удельная тяга обращается в ноль (скорость V _max на рис. 4.3), происходит «вырождение» двигателя). Это соответствует при параметрах существующих двигателей М _{Н max} ≈ 3,0…3,5.

При М _Н = М _{Н max}, соответствующем «вырождению» двигателя, когда L _ц = 0, подводимая теплота Q _min= с _п( – ) (вследствие увеличения температуры  при ограничении максимально-допустимой температуры ) оказывается настолько малой, что она полностью расходуется на преодоление гидравлических потерь в двигателе.

Тяга двигателя, равная произведению G _вна Р _уд, определяется рассмотренными закономерностями изменения G _в и Р _уд от числа М (или скорости V) полета. На начальном участке скоростной характеристики (а-б, рис. 4.4) G _в возрастает медленнее, чем уменьшается Р _уд и тяга снижается. При М _Н ≈ 0,4…0,5 и Н = 0 она обычно достигает минимума, а затем (на участке б-в, рис. 4.4) возрастает из-за более интенсивного увеличения G _в по сравнению с падением Р _уд. Затем интенсивное снижение Р _уд замедляет рост Р и уже в данном примере при М _Н = 2,0…2,5 тяга достигает максимальной величины и далее на участке в-г уменьшается, стремясь к нулю при М _{Н max} ≈ 3,0…3,5, когда Р _уд = 0.

Удельный расход топлива, равный С _уд = , с возрастанием числа М полета непрерывно повышается и стремится к бесконечности, когда Р _уд = 0. Это объясняется тем, что, несмотря на уменьшение Q = с _п ( – ) из-за увеличения  при = const, величина Р _уд очень интенсивно падает, что и вызывает повышение С _уд. При числе М _{Н max}, когда Р _уд ® 0, С _уд ® ∞.

Рис. 4.5. Зависимости hвн, hтяг и hп ГТД прямой реакции от М Н

Возрастание С_уд с увеличением М _Н не означает ухудшения экономичности рассматриваемых ГТД. Экономичность двигателя характеризуется величиной полного КПД, который равен

h_п = h_внh_тяг.

Характер протекания КПД по М _Н для ГТД прямой реакции показан на

рис. 4.5. Величина h_п при увеличении М _Н возрастает во всем рабочем диапазоне режимов полета по следующим причинам.

Тяговый КПД с ростом М _Н увеличивается из-за более медленного роста скорости истечения с _с (рис. 4.3) по сравнению со скоростью полета V. Это приводитк уменьшению отношения скоростей  и к росту .

Увеличение внутреннего КПД объясняется улучшением использования теплоты в цикле за счет повышения p. Но при больших М _Н, когда величина Q = с _п( – ) становится малой, а относительные гидравлические потери в двигателе резко возрастают, L _ц и h_п стремятся к нолю.

Полный КПД резко падает лишь при тех числах М _Н, при которых Р _уд стремится к нулю и происходит «вырождение» двигателя. Эти числа М полета лежат за пределами возможных режимов полета ЛА с рассматриваемыми двигателями.

Рост С _уд =  в основном диапазоне режимов полета объясняется тем, что скорость полета растет быстрее, чем растет полный КПД.

 

ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД

Высотными характеристиками двигателя называют зависимости его тяги (мощности) и удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной

Рис. 4.6. Относительное протекание высотных характеристик ТРД

скорости (числе М) полета и принятой программе управления.

Закономерности протекания высотных характеристик объясняются изменением по высоте полета параметров рабочего процесса p и D, а также подводимой теплоты Q, относительное изменение которых представлено на рис. 4.6.

Суммарная степень повышения давлениявоздуха в двигателе равна

p = p_вх . Величина p_вх=  при М _Н = const сохраняется неизменной, поскольку s_вх = const, а  есть функция только М _Н. Величина же  вследствие снижения температуры Т_Н с высотой полета до 11 км возрастает. Это объясняется снижением в указанных условиях температуры воздуха  на входе в компрессор, а значит ростом  и .

Степень подогрева воздуха D= увеличивается с ростом Н, т. к. в соответствии с принятой программой управления Т *_г= const, а Т _н снижается.

Величина Q = с _п ( – ) также повышается, но еще более медленно, чем D, вследствие снижения температуры воздуха  за компрессором с ростом Н (рис. 4.6 в).

Одновременный рост p и D при увеличении Н от 0 до 11 км приводит к возрастанию работы цикла и к значительному повышению (примерно на 40…50%) Р _уд.

На высотах более 11 км, где температура Т_Н постоянна, параметры p и D также остаются неизменными, что объясняется подобием режимов работы двигателя.

Расход воздуха с увеличением высоты полета у всех типов ГТД очень значительно снижается вследствие уменьшения давления и плотности воздуха во всех сечениях их проточной части. Величина G _в определяется пропускной способностью соплового аппарата первой ступени турбины (если он «заперт» по перепаду давлений или l_с.а = 1). В этом случае в соответствии с (4.1)

G _в = .                                   (4.4)

Отсюда видно, что расход воздуха определяется главным образом давлением перед турбиной , так как = const. Но при М _Н = const величина  в диапазоне высот от 0 до 11 км падает медленнее, чем р_Н, поскольку = s_к.с = const р_Н. Увеличение  с ростом Н до 11 км несколько замедляет темп снижения давления  по сравнению с р_Н. Это замедляет снижение G _в.

На высотах более 11 км при М _Н = const, поскольку Т_Н = const и = const, в соответствии с теорией подобия p, D и другие безразмерные параметры сохраняются неизменными, поэтому остаются постоянными Р _уд и С _уд, а G _в и Р изменяются пропорционально r _Н.

Таким образом, тяга двигателя Р = G _в Р _уд до высоты 11 км снижается из-за снижения G _в, не смотря на увеличение Р _уд. Выше 11 км тяга снижается более интенсивно, т. к. Р _уд= const, а G _в снижается пропорционально р _н, т. к. = const.

Удельный расход топлива. Снижение С _уд =  (где h_п = h_внh_тяг) в диапазоне высот полета от 0 до 11 км объясняется увеличением внутреннего КПД двигателя (из-за одновременного повышения p и D) и улучшением вследствие этого использования теплоты в цикле. Выше 11 км все параметры цикла постоянны, поэтому постоянны h_п и С _уд.

Рис. 4.7. Высотно-скоростные характеристики ТРД для режима «максимал» при программе управления n = const, = const

Влияние числа Рейнольдса на высотные характеристики ГТД состоит в том, что при Re < Re_кр вследствие возрастания вязкостного трения повышаются потери во всех элементах двигателя. Снижение  и  при Re < Re_кр вызывает уменьшение Р _уд и возрастание С _уд.

Высотно-скоростные характеристики ТРД. Обычно высотные характеристики для ГТД прямой реакции отдельно не приводятся, а даются скоростные характеристики для нескольких высот полета. Построенные таким способом высотно-скоростные характеристики при принятых допущениях имеют вид, представленный на рис. 4.7. Они построены в диапазоне высот от 0 до 11 км с учетом того, что при Н > 11 км при принятых допущениях С _уд = const,

а Р = const r _Н.