Эксплуатационные характеристики твд и тввд

Для ТВД и ТВВД обычно рассматривают высотно-скоростные и дроссельные характеристики.

Высотно-скоростные характеристики ТВД для максимального режима работы двигателя и при заданной программе управления с ограничением по N _в.max представлены на рис. 5.17.

Характерным здесь является ограничение по максимальной мощности, которое наступает, как указывалось, при малых высотах и больших скоростях полета. Введение этого ограничения обосновывается теми же соображениями, которые были рассмотрены для турбовальных ГТД. Ограничивается не эквивалентная мощность, а мощность на валу винта, поскольку при n _т.к = n _т.к.max = const она пропорциональна максимальному крутящему моменту, передаваемому через редуктор на вал винта. Поэтому на рис. 5.17 а показано изменение по высоте полета Н не эквивалентной мощности, а мощности на валу винта N _в и отдельно – реактивной тяги Р _р, а также удельного расхода топлива С _экв. На рис. 5.17 6 даны качественные зависимости величин N _экв, N _в, С _экв и Р _р от скорости полета при Н = const для случая Н > Н _р, когда ограничение по N _в.max отсутствует.

С увеличением высоты полета Н при неизменной скорости полета V из-за уменьшения Т_Н до 11 км увеличиваются приведенная частота вращения и степень повышения давления воздуха в компрессоре , возрастают также p и D. Вследствие роста L _ц и внутреннего КПД это приводит к повышению удельной мощности до высоты 11 км и к снижению в этом диапазоне Н удельного расхода топлива (рис. 5.17 а).

Рис. 5.17. Высотные (а) и скоростные (б) характеристики ТВД

Мощность на валу винта с ростом высоты полета значительно снижаются из-за уменьшения расхода воздуха через двигатель, но до Н = 11 км она снижается медленнее, чем G _в, вследствие увеличения L _ц. При Н > 11 км температура Т _Н сохраняется постоянной, поэтому перестают увеличиваться p и D. На этих высотах работа цикла, удельная мощность и величина С _экв практически сохраняются неизменными, а величины мощности N _в с ростом Н снижаются еще интенсивнее (пропорционально G _в и плотности r _Н).

При малых высотах полета вступает в действие ограничение по N _в.max. Штриховыми линиями на рис. 5.17 а показано изменение N_e для случая, если бы ограничение по N _в.max отсутствовало. Дросселирование двигателя в области ограничений для соблюдения условия N _в.max = const приводит, как видно, к ухудшению экономичности и снижению реактивной тяги в области ограничений.

Увеличение скорости полета V при Н = const ведет к повышению N _в и N _экв (рис. 5.17 6). Главной причиной, определяющей рост мощностей ТВД с увеличением скорости полета, является возрастание расхода воздуха G _в. Увеличивается также степень понижения давления на турбине , поскольку выходное сопло двигателя работает при докритических перепадах давления. Рост  ведет к увеличению работы на валу турбины, что совместно с увеличением G _в и определяет рост мощности, передаваемой на вал винта.

Как отмечалось ранее, скорость истечения газа из сопла и удельная реактивная тяга у рассматриваемых двигателей относительно невелики. Поэтому с ростом скорости полета весьма интенсивно уменьшается удельная реактивная тяга. Несмотря на увеличение G _в, реактивная тяга Р _р также снижается с ростом скорости V. Но тяговая мощность от реакции N _тяг.р = Р _р V с увеличением V возрастает. Одновременный рост N _в и N _тяг.р приводит к повышению N _экв.

Рис. 5.18. Дроссельные характеристики ТВД со свободной турбиной при М Н = 0; Н = 0

Удельный расход топлива С _экв (как и С_е) с ростом скорости полета на данной высоте уменьшается, что связано с увеличением степени повышения давления p и возрастанием внутреннего КПД.

Дроссельные характеристики ТВД со свободной турбиной показаны на рис. 5.18. При дросселировании двигателя снижаются , G _в.пр и N _в.пр, а удельный расход топлива С _е увеличивается. Повышение С _е объясняется снижением h_вн из-за уменьшения  и . Как видно, характер изменения параметров ТВД при дросселировании двигателя аналогичен рассмотренному ранее для ТВаД.

Для одновальных ТВД, поскольку у них n = const, дроссельные характеристики принято представлять в зависимости от расхода топлива G _т. У них снижение G _т также приводит к уменьшению мощности и возрастанию удельного расхода топлива, что вызвано в основном снижением  и , поскольку у них расход воздуха при n = const не снижается.

ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ТВВД И

ПЕРСПЕКТИВЫ ИХ РАЗВИТИЯ

 

Разрабатываемые в последние годы турбовинтовентиляторные двигатели(ТВВД) отличаются от ТВД двумя характерными чертами: новым типом винта - многолопастным, с широкохордными лопастями и газогенератором нового поколения – одно- или двухвальным – с высокими параметрами рабочего процесса (рис. 5.15 б). Помимо этого, учитывая бóльшие скорости полета самолета, получаемые при использовании ТВВД, у них выбираются более высокие расчетные значения скорости истечения газа из сопла с _с, а поэтому увеличивается доля работы цикла, используемая для создания реактивной тяги.

Принципиальная схема ТВВД с двухвальным ГГ показана на рис. 5.15 б. В данном случае ГГ сохраняет такие же свойства и характеристики, какими он обладает в других схемах ГТД (при одинаковых расчетных параметрах), а привод винтовентилятора осуществляется от вала свободной турбины через редуктор. Рассмотрим подробнее отличительные особенности ТВВД и проблемы, возникающие при их создании.

Основными проблемами, связанными с разработкой ТВВД, являются: создание многолопастного высокоэффективного винтовентилятора изменяемого шага; отработка газогенератора на высокие параметры рабочего процесса; снижение внешнего сопротивления гондолы и обеспечение положительной интерференции винтовентилятора, гондолы и крыла; обеспечение приемлемых уровней шума и эмиссии выхлопных газов; создание надежных малогабаритных редукторов.

Винтовентилятор(ВВ) ТВВД в отличие от обычных винтов ТВД должен эффективно работать с высоким КПД (не менее 0,8) до чисел М полета, равных 0,8…0,85. С этой целью необходимо улучшить аэродинамические характеристики ВВ при высоких числах М полета, а следовательно, при больших числах М _w по относительной скорости набегающего потока воздуха.

Улучшение аэродинамических характеристик ВВ достигается за счет двух факторов: 1 – использования для лопастей винта тонких суперкритических профилей, имеющих относительную толщину  до 0,02; 2 – применения лопастей саблевидной формы, чем обеспечивается угол стреловидности на периферии y до 30° и достигается увеличение критических чисел М _{w .кр} при обтекании периферийных сечений лопастей. Помимо этого, дополнительное повышение КПД (на 2…3%) обеспечивается применением двухрядных винто-вентиляторов с противоположным вращением лопастей. За счет указанных факторов удается обеспечить высокий КПД ВВ – до 0,8…0,82 при М _Н = 0,8.

Рис. 5.19. Сравнение ТВД, ТВВД и ТРДД как движителей

Увеличение удельной мощности, снимаемой с 1 м² площади, ометаемой винтом, достигается увеличением количества лопастей (до 8…15 вместо 3…4 у ТВД). Тогда удельную мощность удается увеличить до 400…600 кВт/м², что в 2…5 раз выше, чем у одинарных воздушных винтов. При этом диаметр винта и его масса снижаются.

На рис. 5.19 показано сравнение ТВД, ТРДД и ТВВД как движителей, т.е. по тяговому КПД (с учетом КПД винта и сопротивления двигательной гондолы). Как видно, у ТВД высокие тяговые КПД достигаются при малых числах М полета, а при М _Н > 0,65 величина их тягового КПД h_тяг резко падает. У ТРДД тяговый КПД возрастает с ростом числа М полета, но его максимальные значения остаются на 12…15% меньшим, чем у ТВД при М _Н < 0,6. У ТВВД при М _Н = 0,8 удается получить такой же по величине тяговый КПД, как у ТВД при М _Н = 0,6, и обеспечить при М _Н = 0,8 его величину на 12….15% выше, чем у ТРДД с высокими степенями двухконтурности.

Газогенераторы с высокими параметрами рабочего процессаразрабатываются с использованием опыта создания ТРДД новых поколений. Существовавшие ранее ТВД относились к двигателям 2-го поколения. Они имели

 = 8…10 и  = 1200…1250 К. Развитие за последние годы ГТД других типов было связано с накоплением опыта создания ГГ с высокими параметрами рабочего процесса. Поэтому у ТВВД, которые следует отнести к двигателям 5-го поколения, этот опыт полностью используется.

У ТВВД в зависимости от назначения двигателя ожидается иметь

 = 20…40 и  = 1650…1750 К. Такие параметры рабочего процесса по сравнению с применявшимися у ТВД 2-го поколения позволяют получить увеличение внутреннего КПД двигателя на 5…7 %. С учетом более высокого тягового КПД этот выигрыш в экономичности ТВВД существенно возрастает.

Разработка гондолы двигателя с малым внешним сопротивлениемявляется также весьма важной задачей. Одним из возможных путей получения положительной интерференции силовой установки и планера самолета в полете и на взлетных режимах является обдув винтом внешней поверхности крыла.

Обдув ВВ внешней поверхности крыла при отклоненных закрылках на взлете позволяет существенно повысить С _у за счет увеличения циркуляции скорости вокруг профилей крыла. Здесь также достигается эффект от поворота вектора тяги, создаваемой ВВ, вследствие отклонения крылом и закрылками потока воздуха, отбрасываемого винтом, вниз по отношению к скорости полета.

Показатели по уровню шума и загрязнению окружающей средынормируются и имеют важное значение для самолетов гражданской авиации. Уровень шума у ТВВД ниже, чем у ТВД, но он пока еще уступает уровню шума ТРДД.

Подход к рассмотрению совместной работы элементов ТВВД, как указывалось, в принципе не отличается от изложенного ранее для других типов ГТД. Протекание высотно-скоростных характеристик также остается качественно аналогичным рассмотренному для ТВД (рис. 5.17).

Ярким примером успешной разработки и реализации ТВВД в последние годы может служить двигатель Д-27 Запорожского авиамоторного комплекса «Прогресс»-«Мотор-Сич», предназначенный для установки на российско-украинском военно-транспортном самолете Ан-70 (рис. 5.20 а). На взлетном режиме двигатель имеет мощность 10300 кВт (14000 л.с.). На крейсерском режиме полета (М _Н = 0,8; Н = 11 км) при мощности 5000 кВт удельный расход топлива при тяге 67,5 кН составляет 0,047 кг/(Н×ч). При этом = 1450 К; = 30 и h_в = 0,84.

Продольный разрез проточной части двигателя Д-27 показан на

рис. 5.20 б. Двигатель выполнен по трехвальной схеме и имеет z _кнд = 5; z _квд = 3 (2 осевых и 1 центробежная ступени); z _твд = 1; z _тнд = 1 и z _с.т = 4.

Важным достоинством силовой установки самолета Ан-70 является то, что на ней применены дифференциальный редуктор со встроенным измерителем крутящего момента и двухрядный винтовентилятор с противоположным вращением лопастей с диаметром винта D _в=4,5 м и числом лопастей 8+6.

 

а)	б)
Рис.5.20. Двигатель Д-27 самолета Ан-70

Глава 6