Глава 1. Общие сведения об авиационных

Введение

Как известно, в настоящее время в авиации широкое применение нашли воздушно-реактивные двигатели (ВРД). Такие двигатели, в отличие от ракетных двигателей, обладают лучшей экономичностью, т. к. на борту летательного аппарата перевозится лишь горючее, а основной компонент рабочего тела – воздух, забирается из атмосферы.

Теоретические основы рабочего процесса ВРД были заложены задолго до начала их практического применения. В 1929 году Б. С. Стечкиным была опубликована статья “Теория воздушно-реактивного двигателя”, в которой впервые были изложены основные положения теории ВРД. В 1935г. будущий академик А. М. Люлька разработал газотурбинный двигатель, действующий по принципу прямой реакции – турбореактивный двигатель. В 1940 г. началось изготовление этого двигателя. Однако начавшаяся война прервала эти работы.

За рубежом исследования по созданию воздушно-реактивных двигателей начались примерно в те же годы. Разработкой теории ВРД во Франции с 1933 года занимался инженер Руа, в Италии – инженер Кампини. Он создал мотокомпрессорный ВРД. Большой вклад в разработку ТРД в Англии внес Ф. Уиттл. Здесь работы велись фирмами Роллс-Ройс, Бристоль-Сидли. В Германии над созданием ТРД работали фирмы BMW и ЮМО. В США работы по газотурбинным двигателям начались несколько позже. Поэтому производившиеся вскоре после войны в этой стране газотурбинные двигатели являлись, в основном, лицензионными, главным образом – английскими. В последующие годы и в США фирмами Пратт-Уитни и Дженерал-Электрик стали создаваться собственные двигатели.

В нашей стране работы по газотурбинным двигателям во время войны не велись. Поэтому после окончания войны была определена программа преодоления отставания. Эта программа предусматривала 3 этапа.

Первый этап – переходный, для накопления опыта использовались трофейные немецкие двигатели ЮМО-004 с тягой 900 кгс (у нас он получил наименование РД-10) на самолетах ЯК-15 и BMW-003 с тягой 800 кгс (РД-90) на самолетах МИГ-9.

Второй этап – освоение на наших заводах лицензионных английских двигателей “Дервент 5” с тягой 1600 кгс (РД-500) и НИН с тягой 2270 кгс (РД-45), которые устанавливались соответственно на истребителях ЛА-15 и ЯК-23 и МИГ-15 и бомбардировщике ИЛ-28. Последние два самолета приобрели особую известность. Самолет МИГ-15 принял участие в воздушных боях во время корейской войны и показал свое превосходство над американскими истребителями Ф-86 “Сейбр”.

Третий этап – всемерное форсирование разработки отечественных реактивных двигателей силами конструкторских бюро В.Я.Климова, А.А.Микулина, А.М.Люлька, Н.Д.Кузнецова. Самолеты, созданные на базе первых отечественных реактивных двигателей - истребитель МИГ-19, истребитель-перехватчик ЯК-25, бомбардировщики ТУ-16 и ТУ-95 – были запущены в серию в 1952..1953г. Причем в отечественных ОКБ в это время были созданы уникальные двигатели. Так, в Рыбинском ОКБ В.А.Добрынина для самолёта Мясищева создается уникальный двигатель ВД-5 (1952), который имел тягу 13 т.с., и ряд других.

К настоящему времени история развития авиационных ГТД насчитывает 6 поколений. Первое поколение уже практически не применяется; второе, третье и четвертое используется на различных типах летательных аппаратов. Создаются и используются опытные двигатели, которые относят к пятому и шестому поколениям. Каждое новое поколение ВРД отличается от предыдущего существенным улучшением характеристик, главным образом, таких как экономичность и удельная масса. Так, температура газов перед турбиной увеличилась почти в 2 раза, экономичность улучшилась в 2,5 раза.

Авиационные газотурбинные двигатели различных типов достигли высокой степени газодинамического, конструктивного и технологического совершенства. Их проектирование, доводка и изготовление стали чрезвычайно дорогостоящими. Если принять затраты на ОКР, приходящиеся на 1 кгс тяги двигателя 1 поколения, за 1, то за 40 лет у двигателей 5 поколения эти затраты выросли в 10 раз. Улучшение эффективности этих двигателей в настоящее время дается лишь в результате существенных затрат материальных и трудовых ресурсов.

Теория воздушно-реактивных двигателей изучает возможные типы ВРД и области их применения, закономерности, свойственные ВРД как тепловым машинам и как движителям, условия совместной работы элементов двигателей и ряд других вопросов.

 

 

Рис.1.1. Классификация авиационных ВРД

Газотурбинным двигателем (ГТД) называют двигатель, состоящий из входного устройства, воздушного компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и сопла. Турбина служит для привода компрессора, с помощью которого осуществляется повышение давления воздуха, а также для привода агрегатов.

Тяга авиационных ГТД возникает при истечении газов из сопла двигателя за счет, так называемой, прямой реакции. Тяга также может быть получена посредством непрямой реакции при передаче механической энергии от газовой турбины, например, на воздушный винт, который при вращении отбрасывает назад большие массы воздуха; при этом возникает противоположно направленная движущая сила – тяга винта.

Наиболее простым типом ГТД прямой реакции является турбореактивный (ТРД).

При полете со скоростью набегающая струя воздуха частично сжимается в воздухозаборнике. В результате уменьшения кинетической энергии воздуха происходит его динамическое сжатие. Дальнейшее повышение давления воздуха происходит в компрессоре (см. рис.1.2, точка К). При больших сверхзвуковых скоростях динамическое повышение давления так возрастает, что может сравниться или даже превысить степень повышения давления в компрессоре.

 

 

Рис.1.2. Упрощенная схема ТРД(а), термодинамический цикл ТРД в координатах р-V (б) и в координатах T-S (в)

 

Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания, где в него впрыскивается горючее (как правило, авиационный керосин), и затем происходит сгорание топливно-воздушной смеси. К продуктам горения подмешивается, так называемый, вторичный холодный воздух, в результате получаем температуру , (точка Г). В турбине часть потенциальной энергии газов преобразуется в механическую работу на валу, передаваемую компрессору. Обычно в ТРД

.

Степень понижения давления газа в турбине меньше степени повышения давления в компрессоре

,

из-за возрастания работоспособности продуктов сгорания в связи с их высокой температурой. Следовательно, перед реактивным (выхлопным) соплом давление всегда больше давления перед компрессором, а температура перед соплом выше температуры набегающего потока. Поэтому скорость истечения продуктов сгорания из реактивного сопла ТРД больше скорости полета, что и обусловливает появление реактивной тяги двигателя.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (точка Ф) отличается наличием форсажной камеры между турбиной и реактивным соплом. В эту камеру подается дополнительное количество горючего через специальные форсунки. Горение происходит благодаря наличию в газах за турбиной некоторого количества кислорода, не использованного при сгорании топлива в основной камере. Повышение температуры обеспечивает дополнительное увеличение скорости истечения и, как следствие, рост тяги.

Более сложным типом ГТД является двухконтурный турбореактивный двигатель ТРДД (рис.1.3) и его форсированный вариант ТРДДФ.

Рис.1.3 Схема двухвального ТРДД по смешениям

 

В этом двигателе воздух, выходящий из воздухозаборника, сжимается вентилятором и разделяется на 2 потока. Внутренний поток сжимается последующими ступенями компрессора (вначале подпорными, а затем компрессором высокого давления). Далее осуществляется подогрев в камере сгорания. Турбина состоит из турбины высокого давления (одно- или двухступенчатой) и турбины низкого давления (обычно многоступенчатой).

В результате, продукты сгорания расширяются до давления более низкого, чем в ТРД, т. к. требуется дополнительная работа на привод вентилятора. В силу этого скорость истечения из внутреннего сопла меньше, чем у ТРД. Вместе с тем, дополнительная масса воздуха, поступающая из вентилятора во внешний контур и смешивающаяся с горячим газом в камере смешения, создает дополнительную тягу, и общая тяга двигателя возрастает.

Находят применение двухконтурные двигатели с форсажными камерами (рис.1.4)

 

 

Рис.1.4 Схема ТРДДФ

 

Продукты сгорания, выходящие из турбины, смешиваются с воздухом, поступающим из внешнего контура, а затем к общему потоку подводится тепло в форсажной камере. Продукты сгорания в этом двигателе истекают из одного общего реактивного сопла.

Весьма распространенным двигателем является турбовинтовой (классический) ТВД, схема которого показана на рис.1.5.

 

Рис.1.5. Схема классического ТВД

 

В нем потенциальная энергия газов расходуется на расширении в турбине (85…90%) и расширение в выходном устройстве (10…15%). Работа турбины при этом используется на привод компрессора и воздушного винта.

Газотурбинный двигатель со свободной турбиной (рис.1.6). В нем вся избыточная энергия (после получения работы турбины для привода компрессора) идет на создание работы свободной турбины, работающей на потребителя.

 

 

Рис.1.6. Схема вертолетного ГТД СТ

 

 

Рис.1.7. Области применения ВРД

 

ТЗ – техническое задание – проработка технического задания на проектирование двигателя совместно (или более прогрессивно-самостоятельно) с самолетными КБ. Обычно действуют ограничения по времени, стоимости, габаритам. Необходим анализ передовых достижений науки и техники, мирового научно-технического уровня. Формируются тактико-технические требования и технико-экономические показатели. Используются методы теории двигателей.

ТП – техническое предложение – это выработка принципиальных решений, обеспечивающих выполнение ТЗ. К ним относятся: выбор значений параметров рабочего процесса, расчет и проектирование узлов и двигателя в целом, расчет конструктивно-геометрических и газодинамических параметров прочной части. Используются методы теории двигателей.

Эскизный проект – эскизная проработка конструкции узлов и двигателя в целом. Используются методы конструкции ВРД.

Рабочий проект – рабочая компоновка двигателя, рабочие чертежи узлов и деталей, габаритные и массовые характеристики. Используются методы конструкции ВРД.

Опытное производство – разработка технологии изготовления деталей, создаются приспособления, изготавливаются детали, ведется поузловая сборка и общая сборка двигателя. Используются методы производства ВРД.

Доводка двигателя – это комплекс работ, проводимых в процессе разработки опытного двигателя с целью обеспечения соответствия его заданным требованиям (ТЗ, ТП) или устранения выявленных конструкторских или производственных недостатков. Доводка заканчивается предъявлением двигателя на государственные испытания. Используются методы теории и испытаний, прочности и конструкции двигателей.

Как видно, довольно большая часть работ выполняется на основе методов теории двигателя.

 

 

Входные устройства ВРД

Входные устройства СУ с ВРД предназначаются для эффективного преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную энергию давления.

Требование эффективного преобразования энергии возрастает при увеличении скорости полета. Это объясняется возрастающей ролью выходного устройства в общем сжатии потока воздуха в силовой установке. При что больше оптимальной степени повышения давления в цикле. Это значит, что при таких больших скоростях полета достаточно динамического сжатия без сжатия его в компрессоре.

Для нормальной работы элементов ВУ, необходимо обеспечить заданное значение скорости потока в выходном сечении ВУ. Поддержание скорости, потребной для нормальной работы двигателя, достигается введением в конструкцию ВУ регулируемых элементов.

Основные требования, предъявляемые к ВУ ВРД, следующие:

· малые потери заторможенного давления на всех режимах полета;

· высокая производительность;

· малое внешнее сопротивление;

· равномерность полей скорости и давления, а также отсутствие значительных пульсаций потока на входе в компрессор или КС;

· отсутствие срывных и помпажных режимов работы;

· малая масса, габариты, простота конструкции и регулирования.

 

 

Основные параметры ВУ

 

1. Качество процесса торможения в ВУ принято характеризовать коэффициентом сохранения полного давления

Если потери отсутствуют .

2. Коэффициент расхода представляет собой отношение действительного расхода воздуха через СУ к расходу воздуха, определенному по геометрической площади ВУ и параметрам невозмущенного потока (рис.2.1).

 

Рис.2.1. Общая схема входного устройства

3. Коэффициент внешнего лобового сопротивления ВУ

где - внешнее сопротивление ВУ,

- характерная площадь.

 

 

Рис.2.2. Расчетная схема дозвукового входного устройства

 

Как известно из курса газовой динамики, наилучшим условием работы входного устройства является режим, при котором В этих условиях перед ВУ образуется течение торможения, в котором реализуется 75% .

 

 

Рис.2.3. Изменение основных параметров потока во входном устройстве:

а - , б - .

 

При работе двигателя на стенде (см. рис. 2.3.а) под влиянием засасывающего действия компрессора линии тока “стекаются” со всех сторон ко входу во ВУ. В этом случае вдоль каждой струйки происходит увеличение скорости и снижение статических температур и давления (т.к. энергия извне не подводится).

При дозвуковых скоростях (см. рис. 2.3.б) границы линий тока (пунктир) образуют расходящуюся воронку (диффузор). Вдоль струек тока происходит торможение потока (), сопровождающееся повышением статического давления и температуры. Дальнейшее торможение потока происходит в расширяющемся канале входного потока.

Рассмотренные входные устройства могут также применяться вплоть до небольших сверхзвуковых скоростей ().

Рис 2.4. Расчетная схема

Сверхзвукового устройства

 

Система скачков может быть образованна элементами конструкции ВУ, установленными под определенным углом к направлению потока. Вследствие подвода внешней работы в РК увеличивается статическое давление p и абсолютная скорость С.

В неподвижном НА, имеющем межлопаточный канал расширяющейся формы, происходит уже без подвода внешней работы преобразование приобретенной в РК скорости в давление с одновременным падением скорости.

Современные сверхзвуковые ВУ организуют торможение потока с помощью системы косых и завершающего прямого скачков внешнего (рис.2.5 а), внутреннего (рис.2.5. б) и смешанного сжатия.

 

Рис.2.5. Схема образования скачков уплотнения в сверхзвуковом входном устройстве: а – внешнего сжатия;б – внутреннего сжатия

 

Система скачков может быть образована элементами конструкции ВУ, установленными под определенным углом к направлению потока.

При увеличении числа скачков ступенчатая поверхность переходит в плавную и может осуществлять торможение потока изоэнтропическим путем.

 

 

Рис.2.6. Пример дроссельной характеристики входного устройства

 

Скоростная характеристика (см. рис.2.7) представит собой зависимости от скорости .

Часто в качестве математической модели скоростной характеристики применяют выражение

для

Для дозвуковых ВУ обычно принимают

;

(самолетный канал).

 

 

 

Рис.2.7. Пример скоростной характеристики

Компрессоры ВРД

Компрессор предназначен для повышения давления воздуха, что необходимо для лучшего преобразования в полезную работу тепла, подводимого к рабочему телу в КС.

В авиационных ГТД применяются многоступенчатые осевые компрессоры (ОК) (см. рис. 2.8), центробежные (ЦБК) (рис. 2.9), их комбинация – осецентробежный компрессор (рис. 2.10), диагональные компрессоры (рис. 2.11).

 

Рис.2.8. Схема многоступенчатого осевого компрессора

Рис.2.9. Схема центробежного компрессора

 

Рис.2.10. Схема осевого центробежного компрессора.

Рис.2.11. Схема диагонального компрессора

Многоступенчатый осевой компрессор состоит из нескольких рядов последовательно чередующихся подвижных (рабочих) и неподвижных (направляющих) лопаток. Подвижная часть компрессора называется ротором, неподвижная часть – статором. Совокупность рабочего колеса и направляющих лопаток называется ступенью компрессора (рис.2.11). При вращении ротора компрессора рабочие лопатки захватывают (засасывают) воздух подобно лопастям воздушного винта или вентилятора, закручивают его и проталкивают вдоль оси по направлению к выходу. Благодаря этому на входе в компрессор создается пониженное давление, что обеспечивает непрерывное поступление воздуха из окружающей среды. Вследствие подвода внешней работы в РК увеличивается статическое давление и абсолютная скорость С. В неподвижном НА, имеющем межлопаточный канал расширяющейся формы, происходит без подвода внешней работы преобразование приобретенной в РК скорости в давление с одновременным падением скорости.

 

Рис.2.12 Схема работы ступени компрессора.

Важнейшими параметрами компрессора являются:

 

1. степень повышения давления в компрессоре

2. работа компрессора, приходящаяся на 1 кг/с расхода воздуха

3. изоэнтропическая работа компрессора

4. изоэнтропический КПД компрессора

Характеристика компрессора обычно представляется в следующем виде (рис.2.13).

Рис.2.13. Пример представления характеристики компрессора

 

Мощность компрессора:

.

Двух (трех) каскадный компрессор – это высоконапорный агрегат, имеющий высокую суммарную степень повышения давления При изменении режима работы двигателя происходит скольжение роторов относительно друг друга, что благоприятно сказывается на повышении устойчивости работы компрессора.

 

Камеры сгорания

Размеры сгорания предназначены для эффективного и непрерывного подвода тепла к рабочему телу ВРД за счет сжигания топлива. Камеры сгорания должны отвечать основным требованиям.

1. Высокая полнота сгорания топлива

где - количество тепла, идущее на увеличение теплосодержания потока;

- располагаемое количество тепла;

.

Для основных КС , для форсажных КС .

2. Малые потери давления заторможенного потока в КС

- коэффициент восстановления давления заторможенного потока в

КС;

.

3. Большая теплонапряженность КС

,

где - объем камеры сгорания.

4. Обеспечение заданного поля температур на выходе из КС. Важно поле в окружном и радиальном направлениях.

5. Устойчивый процесс горения в широком диапазоне режимов работы двигателя и условий полета.

6. Надежный запуск на земле и в воздухе

7. Низкое содержание сажи и вредных веществ в продуктах сгорания

Форсажные КС

Схема форсажной камеры приведена на рис.2.15.

В продуктах сгорания, выходящих из основной КС, а затем и из турбины, еще много свободного кислорода ( =3,5...5,5). Он обеспечивает горение топлива в ФК. Такой процесс обеспечивает значительное увеличение тяги двигателя. Обычно

 

 

Газовые турбины

В газовой турбине осуществляется преобразование потенциальной энергии газового потока в механическую работу на валу.

Типичная схема авиационной газовой турбины представлена на рис.2.17. Здесь турбина ВД – одноступенчатая, НД – трехступенчатая. В данном случае турбина двухвальная и, соответственно, двухкаскадная.

В небольших двигателях применяют радиально-осевые турбины (см. рис.2.18). Ступенью газовой турбины называют совокупность СА и РК (рис.2.19).

Рис.2.17. Схема двухкаскадной газовой турбины

Лопатки СА образуют сужающиеся каналы, газ в этих каналах поворачивается и увеличивает скорость, при этом падают давление и температура. Межлопаточные каналы РК также имеют уменьшающуюся площадь, приводящую к росту относительной скорости W и соответственно падению давления и температуры. При прохождении газового потока через РК возникает разность давлений на вогнутой и выпуклой поверхностях. На корытце – повышенное давление, на спинке – пониженное. Равнодействующая всех газовых сил приводит к образованию крутящего момента.

 

 

Рис.2.18. Схема радиально-осевой Рис.2.19. Схема ступени газовой турбины

Газовой турбины

Важнейшими параметрами турбины являются:

· степень понижения давления

;

· работа турбины

· изоэнтропическая работа

;

· пропускная способность

, ;

· изоэнтропический КПД турбины

;

· мощность турбины

, кВт.

Характеристика турбины во многих случаях рассматриваемых при термогазодинамических расчетах, обычно представляется в виде Часто в упрощенных расчетах принимают ;

Для обеспечения значительных мощностей (как правило, каскады НД ТРДД и турбины ТВД) применяют многоступенчатые турбины.

Выходные устройства

 

Основным элементом выходного устройства является сопло. Сопло предназначено для преобразования располагаемой потенциальной энергии давления газа за турбиной в кинетическую энергию направленного движения газа. Одновременно с этим сопло выполняет еще одну важнейшую функцию: сопло, являясь дросселирующим элементом за турбиной, обеспечивает согласование режимов работы элементов турбокомпрессора. Согласование достигается за счет правильного подбора площади сечения сопла.

 

Основные требования к соплам

1. Превращение располагаемой потенциальной энергии газа в кинетическую с минимальными потерями.

2. Обеспечение наилучшего согласования режимов работы узлов турбокомпрессора на всех режимах полета.

3. Простота конструкции, малая масса.

Учитывая, что в идеальном процессе расширения в выходном устройстве

получим

Т.е. скорость на срезе сопла пропорциональна и .

Существует 2 основных вида сопел:

· сужающееся сопло;

· сопло Лаваля.

В ГТД СТ расширяющиеся сопла, выхлопные патрубки, в отличие от рассмотренных сопел, тормозят поток для выравнивания статического давления до атмосферного.

Сужающееся сопло (дозвуковое) показано на рис.2.20

 

 

Рис.2.20. Схема сужающегося сопла.

 

Если то и истечение дозвуковое.

Если то , а дальнейшее расширение газа осуществляется за соплом.

При суживающиеся сопла имеют большие потери из-за недорасширения газа. Поэтому суживающиеся сопла применяют при . Такие степени понижения давления реализуют, в основном, у ТВД и ТРДД, предназначенных для дозвуковых самолетов.

Для того чтобы обеспечить при полное расширение, применяют сопла Лаваля (см. рис. 2.21).

При от сечения “т-т” до сечения “кр-кр” скорость увеличивается и в сечении “кр-кр” скорость достигает скорости звука ().

При движении газа по соплу от сечения “кр-кр” до сечения “с-с” давление падает и достигает в сечении “с-с” на расчетном режиме . Скорость на этом участке сверхзвуковая и возрастает по мере движения газа. Чтобы расширить диапазон расчетных режимов работы сопла Лаваля применяют регулирование площадей ( и ) его характерных сечений.

Рис. 2.21. Схема сопла Лаваля

 

Оценка потерь в сопле:

1. коэффициент скорости

, = 0,97...0,995,

.

 

2. Коэффициент восстановления давления в сопле

и ), = 0,965...0,985.

3. КПД сопла

.

4. Относительный выходной импульс

.

Реверс тяги

 

Изменение направления действия тяги на противоположное называют реверсом тяги. В результате реверса тяги возникает отрицательная тяга, направленная против движения самолета и вызывающая его торможение. Реверс тяги является эффективным средством сокращения длины пробега самолета при посадке. Реверс тяги осуществляют поворотом газового потока, выходящего из двигателя, при помощи специальных реверсивных устройств. Их разделяют на 2 типа:

· решетчатые (см рис.2.22);

· створчатые (см рис.2.23).

Рис.2.22. Схема решетчатого реверсивного устройства

Рис.2.23. Схема створчатого реверсивного устройства

Кратко, но в объеме достаточном для понимания рабочих процессов, рассмотрены основные элементы воздушно-реактивных авиационных двигателей.

Эффективность реверсивных устройств оценивается коэффициентом реверсирования тяги, который равен отношению тяги при реверсе к прямой тяге двигателя .

.

Для современных ГТД , что обеспечивает сокращение длины пробега самолетов в раза по сравнению с длиной пробега при использовании только колесных тормозов.

Включение реверсивного устройства при производится на режиме малого газа после касания самолетов взлетно-посадочной полосы. Затем осуществляется перевод режима работы двигателя примерно до от максимального продолжительного режима. Время работы двигателя при включенном реверсивном устройстве на режиме максимальной обратной тяги ограничено (не более 1 минуты) из-за возможного перегрева элементов конструкции двигателя и возникновения неустойчивой работы двигателя из-за попадания горячих газов на вход в двигатель.

 

Работа цикла ВРД

Физический смысл работы цикла: работа цикла – это полезно используемое тепло, т.е. разность между теплом, подведенным к 1 кг рабочего тела и отведенным от него. Следовательно:

.

Определим работу цикла ВРД из уравнения энергии, которое запишем для сечения на входе и выходе из двигателя (Н-Н и С-С):

;

;

;

. (3.1)

Как видно из уравнения (3.1), работа цикла в общем случае затрачивается на механическую работу и на приращение кинетической энергии рабочего тела, проходящего через основной контур двигателя.

В ТРД ; т.к. вся работа цикла идет только на приращение кинетической энергии.

В ТВД - на привод винта.

В ТВаД - потребителю.

В ТРДД отводится из внутреннего в наружный контур (отсюда и обозначение - ).

Рис.3.3. Зависимость

изменения работы цикла

от температуры

 

 

При уменьшении работа уменьшается и при некоторой минимальной температуре обращается в ноль. Получим выражение для этой температуры:

 

Откуда:

. (3.4)

Из уравнения изоэнтропы известно, что

С учетом этого для идеального процесса () .

Рис 3.4. Влияние суммарной степени повышения

Эффективный КПД

Эффективным КПД ВРД называют отношение полезной работы цикла к располагаемой энергии внесенного в двигатель топлива

,

где - располагаемая величина энергии топлива, приходящейся на 1 кг. воздуха.

- показывает, какая часть располагаемой энергии топлива преобразуется в полезную работу цикла, и, следовательно, характеризует двигатель как топливную машину.

Из определения следует, что является термическим КПД реального цикла, однако есть и отличия. Как известно из термодинамики

 

Учитывая, что где

- работа затрачиваемая на преодоление гидравлических и газодинамических потерь во внутреннем контуре двигателя. И соответственно

Учитывая также, что , получим, что . Умножим и разделим на

тогда

, т.е. .

Видно, что зависит от тех же параметров, от которых зависит работа цикла, и от полноты сгорания.

При одинаковых параметрах рабочего процесса три основных типа ГТД не отличаются друг от друга по величинам работы цикла и подведенного тепла. Следовательно, они будут иметь одинаковый эффективный КПД

.

 

Тяга движителя