РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Как известно, развитие авиации все время шло по пути увеличения ско­ростей. В течение некоторого промежутка времени авиация перешагнула звуковой барьер, т. е. самолеты стали летать со сверхзвуковой скоростью. Однако такие скорости достичь с винтовым движителем было невозможно. Для увеличения скорости полета требуется увеличение силы тяги, которая зависит от мощности установленного двигателя. При этом не вся мощность газотурбинного двигателя используется винтом полезно, т. е. на создание тяги. Часть мощности двигателя теряется винтом на завихрение воздуха, закрутку отбрасываемой струи (рис. 15.43) и т. д. Оказалось, с ростом ско­рости полета эти потери увеличиваются из-за сжимаемости воздуха. Винт осложняет задачу двигателя —с ростом скорости его мощность должна увеличиваться еще быстрее. Необходимо было отказаться от винта, чтобы достичь больших скоростей. Но, отбросив винт, нельзя было получить тяговое усилие, движущее самолет. Это заставило ученых и инженеров искать новые схемы движителей, способных обеспечить сверхзвуковые скорости полета. Таким движителем смог стать реактивный двигатель.

С помощью такого двигателя создается реактивная сила тяги, движу­щая самолет.

Рис. 15.43. Действие воздушно­го потока за вращающимся воз­душным винтом

Рассмотрим принцип возникновения реактивной силы. Пусть ракета (рис. 15.44) летит со скоростью V в результате истечения газов из его сопла. За бесконечно малый промежуток времени Dt из сопла истекает бесконечно малая масса газа Dm. До истечения масса газа Dm движется с той же скоростью, что и ракета. Эта масса газа относительно корпуса ракеты не движется (Со = 0). В конце бесконечно малого промежутка вре­
мени скорость истечения бесконечно малой массы газа Dm относительно Ракеты равна с. Следовательно, импульс массы Dm за бесконечно малый промежуток времени Dt изменяется на бесконечно малую величину:

DP = Dm • с. (15.167)

Как известно из курса теоретической механики, изменение импульса те­ла за некоторый промежуток времени равно импульсу силы, действующей на тело в течение этого же промежутка времени. Тогда можно записать:

DP = Fdt. (15.168)

Объединяя выражения (15.167) и (15.168), получим:

Fdt = Dm — с. (15.169)

Выражение (15.169) представим в виде:

F = (15.170)

Величину dm/dt называют секундным расходом массы.

Сила F приложена к элементарной массе Dm со стороны ракеты и действует в отрицательном направлении оси х системы координат, дви­жущейся вместе с ракетой. Так как сила F действует в отрицательном Направлении оси ж, то выражение (15.170) следует записать со знаком «минус»:

(15.171)

В соответствии с третьим законом механики Ньютона, со стороны элементарной массы Dm на ракету будет действовать такая же по величине сила Я, но противоположно направленная (R = F). Силу R называют Реактивной силой, так как она обусловлена реакцией струи газа.

В соответствии со вторым законом механики Ньютона запишем:

TOC \o "1-3" \h \z ~ dV

R = та = т —. (15.172)

Так как R = F, то, объединив выражения (15.171) и (15.172), получим:

DV dm _

После преобразований выражение (15.173) примет вид:

DV = —с —. (15.174)

Т 4

Проинтегрируем выражение (15.174):

J dV = J-c^+C) V = —clnra + C. (15.175)

Определим постоянную интегрирования С. Пусть в начальный момент времени TQ масса ракеты была равна М, а скорость полета VQ. Тогда для момента времени TQ выражение (15.175) будет иметь вид:

VQ = —clnM + C; (15.176)

C = VQ + c\nM. (15.177)

Подставим выражение (15.177) в выражение (15.175):

V = —Clnra + VQ + clnM = clnM — С In Га + VQ =

М

= c(ln M — In га) + V0 = cln — + VQ. (15.178)

M

Возможны два случая полета ракеты:

1. Масса ракеты в полете не изменяется (М = га = idem) или изменяется незначительно (М « га «Idem). Это возможно в том случае, если отток массы ракеты компенсируется ее притоком. Тогда выражение (15.178) будет иметь вид:

V = cin%= + V0 = V0. (15.179)

М

Подставим в выражение (15.179) выражение (15.176):

F = — clnM + C. (15.180)

Таким образом, выражение (15.180) показывает, что при неизменной массе скорость полета ракеты V будет постоянной и равной начальной скорости (V = VQ). Она зависит только от относительной скорости с истечения газов из ее сопла.

2. Масса ракеты в полете уменьшается из-за частичного ее расхода в виде истекающих из сопла газов (М < га). В этом случае отношение М/га > 1 в выражении (15.178) с течением времени будет увеличиваться до некоторого предельного значения. В этом случае будет увеличиваться величина in М/га. Скорость полета ракеты V будет непрерывно увели­чиваться за счет убыли ее массы.

Первый случай характерен для реактивной авиации, в которой запас топлива в общей массе самолета незначителен (за исключением некоторых случаев). Поэтому скорость полета реактивного самолета определяется в основном скоростью истечения газов из сопла его двигателя.

Второй случай характерен для полета ракет, в которых запас топлива на борту составляет относительно большую величину. Пусть ракета в начальный момент времени имеет массу М. Масса топлива в общей массе ракеты равна гат. Тогда при полной выработке топлива масса ракеты станет равной М—гат. Тогда максимальная скорость ракеты в конце полной выработки топлива будет равна:

Vmax = cln —— + VQ = C]nr + VQ. (15.181)

M — 771т

Пусть движение ракеты начинается из состояния покоя (VQ = 0). Тогда выражение (15.181) примет вид:

Vmax = Cln Г. (15.182)

Выражение (15.182) представляет одну из основных формул реактив­ного движения. Она показывает, что при отсутствии гравитационного поля и сопротивления воздуха максимальная скорость полета ракеты, начинающей свое движение из состояния покоя, зависит только от скорости с истечения газов из сопла и отношения масс г. Когда г > е = 2.718 (ос­нование натурального логарифма), максимальная скорость полета ракеты Vmax будет больше скорости с отбрасываемых газов.

Заметим, что формула (15.182) позволяет определить теоретическое значение максимальной скорости, так как она получена без учета влияния на ракету сопротивления воздуха и гравитационного поля (силы тяжести).

При выводе формулы (15.182) не делалось никаких предположений относительно величины тяги и величины ускорения. При движении ракеты в пространстве без тяготения и при отсутствии сопротивления среды тяга реактивного двигателя и ускорение ракеты могут быть большими или малыми, переменными или постоянными: на величине максимальной скорости полета это никак не сказывается. Кроме того, при выводе фор­мулы (15.182) не делалось никаких предположений относительно приро­ды отбрасываемых масс. Важна лишь скорость с, с какой они отбрасы­ваются.

Однако на практике движущееся под действием реактивной силы тело может испытывать противодействие со стороны окружающей среды. Так при полете на реактивный самолет действует сила аэродинамического сопротивления. В этом случае для достижения некоторой скорости полета реактивная сила двигателя должна превышать силу аэродинамического полета. В дальнейшем для обеспечения равномерного полета необходимо, чтобы реактивная сила двигателя была равна силе аэродинамического сопротивления.

Полету ракеты при вертикальном старте препятствует не только сила аэродинамического сопротивления окружающей среды, но и сила тяжести, действующая на нее в поле притяжения Земли.

Принципиально реактивный двигатель может быть проще даже порш­невого двигателя. Чтобы лучше понять положительные и отрицательные стороны того или иного реактивного двигателя, будем последовательно приближаться к его рациональной конструкции на основе анализа его возможных конструктивных схем.

На рис. 15.45 показана условная схема простейшего реактивного двига­теля. Этот двигатель представляет собой тело переменного сечения. Если это тело перемещается в воздушном пространстве, то в него с некоторой скоростью будет поступать воздух. Входная часть тела представляет рас­ширяющийся канал (диффузор), в котором дозвуковой поток тормозится. Таким образом, при движении воздух в диффузоре будет тормозиться (снижается его скорость), а давление увеличиваться. За расширяющимся каналом расположен сужающийся канал (сопло). В этом канале сжа­тый в диффузоре воздух будет расширяться до прежнего давления, вы­брасываясь из сопла. Учитывая неразрывность газового потока, можно утверждать, что секундный расход воздуха на выходе из двигателя равен секундному расходу воздуха на входе в него. При выбросе воздуха из сопла создается реактивная сила тяги.

Описанный выше двигатель представляет собой некоторую идеализа­цию. Первоначально двигатель с помощью постороннего источника энергии необходимо разогнать до требуемой скорости. В дальнейшем за счет реак­тивной силы, создаваемой истекающим из сопла воздухом, двигатель дол­жен самостоятельно поддерживать эту скорость движения. Это возможно

Рис. 15.45. Схема простейшего воздушно-реактивного двигателя

/	С-Ь\Давл<	Гкие ~	*
	—Т^ T Скоро гол	Сть А

Рис. 15.46. Схема реального прямоточ­ного реактивного двигателя

Топливо „

Топливо

Камера ДнффузорТL ^ Сопло

Рис. 15.47. Индикаторная диаграм­ма прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Только при отсутствии потерь. Незначительные потери механической энер­гии приводят к снижению скорости движения двигателя, а вместе с ней снижается давление воздуха в диффузоре и скорость истечения из сопла. Реактивная сила уменьшается, а поэтому движение также прекращается. При этом такой двигатель не способен самостоятельно увеличить скорость движения. В итоге он не способен обеспечить движение летательного аппарата.

Следует заметить, что такой прямоточный воздушно-реактивный дви­гатель не может обеспечить старт летательного аппарата, так как в непо­движном состоянии он работать не может.

На рис. 15.46 показана конструктивная схема реального прямоточно­го воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). При движении двигателя набегающий воздушный поток поступает в диффузор (при дозвуковых скоростях полета), где расширяется. В процессе расширения его скорость уменьшается, а давление — увеличивается. Плотность воздуха также увели­чивается. Входу воздуха в диффузор на рабочей диаграмме (рис. 15.47) со­
ответствует точка i, а выходу воздуха из диффузора соответствует точка 2. Таким образом, в процессе 1-2 происходит адиабатическое сжатие воздуха в диффузоре (его удельный объем уменьшается). После диффузора сжатый воздух поступает в камеру сгорания (рис. 15.46). В камеру сгорания подает­ся топливо, которое, смешиваясь с воздухом, сгорает. При сгорании топлива выделяется тепловая энергия, которая сообщается каждой единице массы проходящего воздуха в количестве Qi. Температура и внутренняя энергия рабочего тела (смеси газов) увеличивается. При нагревании рабочее тело расширяется (процесс 2-3), т. е. увеличивается удельный объем. В процессе 3-4 (рис. 15.47) происходит адиабатическое расширение рабочего тела в сопле. В результате расширения давление рабочего тела падает до перво­начального, а скорость газового потока увеличивается. При этом скорость газового потока на выходе из сопла больше скорости потока воздуха на входе в диффузор. Чем больше скорость газового потока на выходе из сопла, тем больше реактивная сила создается двигателем, тем с большей скоростью может двигаться летательный аппарат. С увеличением скорости полета летательного аппарата увеличивается давление воздуха на выходе из диффузора двигателя. Чем больше воздуха поступает в двигатель, тем больше топлива может сгореть в нем, а поэтому увеличивается скорость ис­течения газов из сопла. Реактивная сила, движущая летательный аппарат, увеличивается.

Процесс 4~1 (рис. 15.47) является условным (поэтому он показан пунк­тирной линией). Точка 4 соответствует выбросу газов из реактивного сопла, а точка 1 — поступлению воздуха в диффузор. Следовательно, замыкание цикла работы двигателя происходит путем выпуска газов и впуска воздуха, т. е. через окружающую среду. Выброс из сопла нагретых газов эквивалентен отводу в окружающую среду некоторого количества тепловой энергии Q2-

Для полетов со сверхзвуковой скоростью могут применяться прямо­точные воздушно-реактивные двигатели несколько иной конструктивной схемы (рис. 15.48). При движении летательного аппарата со сверхзвуковой скоростью с такой же скоростью воздушный поток входит в диффузор, представляющий собой сопло JIаваля[77]. Сверхзвуковой поток сначала будет тормозиться в сужающейся части канала. Скорость потока воздуха в самой узкой части диффузора равна местной скорости звука. При торможении давление воздуха повышается. В расширяющейся части диффузора проис­ходит дальнейшее торможение газового потока, в результате чего его дав­ление продолжает увеличиваться, а скорость становится дозвуковой. После диффузора воздушный поток поступает в камеру сгорания. В камере сгора­ния происходит смешение топлива с воздухом и его сгорание. Температура и внутренняя энергия газа увеличиваются. Из камеры сгорания газовый поток направляется в комбинированный канал (сопло Лаваля). В сужаю­щейся части сопла газовый поток в результате расширения ускоряется и в минимальном сечении его скорость становится равной местной скорости звука. В дальнейшем расширение газа происходит уже в расширяющейся

Рис. 15.48. Конструктивная схема сверхзвукового прямоточного воздушно- Реактивного двигателя

Части сопла Л аваля. Скорость газового потока становится сверхзвуковой. С этой скоростью газ истекает из сопла.

Таким образом, прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут быть дозвуковыми и сверхзвуковыми.

Основными достоинствами прямоточного воздушно-реактивного двига­теля являются:

• простота конструкции;

• малая масса;

• высокая надежность.

Однако ему присущи и недостатки, смысл которых заключается в следу­ющем. Для пуска двигателя требуется придать ему некоторую начальную скорость. Это может быть достигнуто только в том случае, если для разгона использовать посторонний источник энергии. Для этого может быть использован, например, твердотопливный или иной ускоритель.

При дозвуковых скоростях полета летательного аппарата давление воздуха в диффузоре увеличивается в несколько раз, что недостаточно для создания большой силы тяги (реактивной силы). Когда скорость полета летательного аппарата дозвуковая, то при ее увеличении в два раза давление воздуха в диффузоре увеличивается в четыре раза. Но все же, когда скорость полета меньше скорости звука, то увеличение давления воздуха в диффузоре (рис. 15.46) незначительно.

Когда скорость полета становится больше скорости звука, то влияние скоростного напора на работу прямоточного воздушно-реактивного двига­теля может стать уже качественно иным. При скорости полета, превышаю­щей скорость звука в два раза, теоретически давление воздуха в диффузоре (рис. 15.48) может увеличиться в семь раз. Если скорость летательного аппарата превышает скорость звука в три раза, то давление в диффузоре теоретически может увеличиться уже в 36 раз, а при четырехкратной скорости полета —почти в 150 раз.

Казалось, по мере борьбы за скорость полета двигатель летатель­ного аппарата конструктивно должен все время усложняться. А здесь при высоких скоростях полета можно обойтись применением двигателя простейшей конструкции. При сверхзвуковых скоростях полета (3… 4)М Прямоточный воздушно-реактивный двигатель не имеет себе равных во

Рис. 15.49. Конструктивная схема турбореактивного двигателя

Всем многочисленном семействе реактивных двигателей: он способен раз­вивать наибольшую тягу на килограмм своей массы и вместе с тем меньше всех остальных расходовать топлива на единицу развиваемой силы тяги. Расчеты показывают, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель диаметром в 1 метр способен при скорости V = 4000… 5000 км/ч развивать тягу примерно 1500000 Н, расходуя в восемь раз меньше топлива, чем жидкостный ракетный двигатель[78] (это единственный двигатель другой конструкции, способный обеспечить такую скорость полета). Поэтому пря­моточный воздушно-реактивный двигатель по праву считают двигателем завтрашнего дня.

Конечно, несмотря на отмеченную выше конструктивную простоту ПВРД, в действительности он гораздо сложнее, а рабочий процесс в таком двигателе ставит труднейшие задачи перед учеными и конструкторами. К числу таких проблем относятся, например, торможение в диффузоре на­бегающего со сверхзвуковой скоростью потока воздуха, сгорание топлива, подаваемого в сверхзвуковой поток воздуха, регулирование двигателя.

Самая высокая эффективность двигателя достигается в определенном диапазоне скоростей. Поэтому ПВРД заранее проектируют на определен­ный диапазон скоростей полета.

Наибольшее распространение получили сверхзвуковые ПВРД (в ракет­ной технике).

В области дозвуковых скоростей полета наиболее эффективным явля­ется турбореактивный двигатель (ТРД), конструктивная схема которого показана на рис. 15.49. Основным элементом конструкции двигателя явля­ется газогенератор, включающий в себя:

• компрессор;

• турбину, приводящую в движение компрессор;

• камеру сгорания, в которой происходит смешение топлива с воздухом и

Его сгорание.

Такой двигатель позволяет создать реактивную силу даже в неподвиж­ном состоянии. Бели летательный аппарат движется, то на двигатель набегает поток воздуха. Первоначальное сжатие воздуха происходит в

Подвод тепловой энергии в камере сгорания

Qi

Сжатие в

Qi

Отвод тепловой энергии в результате выброса газов

Р

Компрессоре \ —Ц\ {Расширение

Сжатие в — — — Диффузоре 1 4

V.

Т

Рис. 15.50. Индикаторная диаграмма рабочего цикла идеализированного ТРД

Диффузоре (рис. 15.49) за счет торможения потока (в данном случае поток дозвуковой). Процесс сжатия воздуха в диффузоре изображен линией 1-1‘ на индикаторной диаграмме (рис. 15.50). В дальнейшем адиабатное сжатие воздуха происходит в компрессоре (линия 1′-2). Сжатый воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, в которую также поступает топливо. Топливо, смешиваясь с воздухом, сгорает, в результате чего выделяется тепловая энергия. Температура и внутренняя энергия рабочего тела (смеси газов) увеличиваются. В результате нагрева рабочее тело расширяется (процесс 2-3), в результате чего увеличивается его удельный объем Vm. Давление рабочего тела в камере сгорания остается постоянным (р « Idem). Из камеры сгорания рабочее тело поступает на лопатки турбины, где также адиабатно расширяется (процесс 3-3′). Расширение газа в ступенях турбины происходит только частично, чтобы получить на валу достаточное для привода компрессора количество механической энергии. Дальнейшее расширение рабочего тела происходит в реактивном сопле (процесс 3’~4)- Расширение рабочего тела в сопле происходит до давления окружающей среды. В этом случае на выходе из сопла получается максимальная скорость истечения рабочего тела.

Как известно, полет летательного аппарата может происходить на различных высотах. Давление окружающей среды с высотой уменьшается. Поэтому скорость истечения газов с увеличением высоты полета может увеличиваться, что приведет к увеличению реактивной силы тяги. Дав­ление окружающей среды уменьшается также и на входе в реактивный двигатель. Это может привести к уменьшению давления на выходе из ком­прессора. Однако, увеличивая скорость полета, можно увеличить давление набегающего потока воздуха на входе в компрессор, и тем самым повысить его давление на выходе из компрессора.

На рис. 15.51 показана расчетная схема турбореактивного двигателя. Показанные сечения разграничивают следующие элементы двигателя:

• А-а — сечение на входе в двигатель;

• 1-1 — сечение на входе в компрессор;

• 2-2 — сечение на выходе из компрессора;

О а

1

Сжатый во входном устройстве и компрессоре воздух поступает в камеру сгорания. В камере сгорания происходит образование топливо — воздушной смеси, ее воспламенение и непрерывное горение. При пуске дви­гателя эта смесь воспламеняется специальным устройством и в дальнейшем поддерживается горение имеющимся факелом.

В камере сгорания температура газов сначала возрастает, а затем снижается на выходе до 1200… 1300 К. Давление газа при движении по каг мере снижается на 4… 8% из-за гидравлических сопротивлений. Падению давления способствует ускорение газа, вызванное его подогревом. Для того, чтобы обеспечить устойчивое горение топлива скорость воздуха на входе в камеру сгорания с помощью конструктивных мероприятий (расширения канала) снижают до 60…80 м/с. Скорость газового потока на выходе из камеры сгорания достигает 150… 200 м/с.

Газовый поток из камеры сгорания поступает в газовую турбину, где газ расширяется, вращая рабочее колесо. Сначала газ поступает в сопловой аппарат, где его давление и температура снижаются, а скорость увели­чивается до 600…800 м/с. На рабочем колесе продолжается расширение газа, вследствие чего уменьшается его давление и температура. Кинети­ческая энергия газового потока частично превращается в механическую энергию вращения турбины. Скорость газового потока на выходе из колеса уменьшается до 300… 400 м/с. Расширение газа в турбине осуществляется до давления, существенно превышающего давление окружающей среды. Окончательное расширение газов должно произойти в реактивном сопле, в котором потенциальная энергия газа (он еще находится в сжатом состоя­нии, подобно пружине) преобразуется в кинетическую (возрастает скорость газового потока).

С целью снижения гидравлических потерь в газовом тракте перед соплом осуществляется некоторое торможение потока, сопровождающееся уменьшением его скорости и повышением давления и температуры.

При расширении газа в реактивном сопле температура и давление газа уменьшаются, а скорость увеличивается, достигая на выходе из сопла значений 550…650 м/с при работе двигателя у земной поверхности. В полете при обеспечении полного расширения газа его скорость на выходе из сопла может достигать и больших значений. Это обусловлено тем, что дав­ление окружающей среды с высотой уменьшается, а поэтому увеличивается степень расширения газов в сопле. Температура газа на выходе из сопла достигает значений 750… 850 К. В случае, если газ в сопле расширился не полностью, температура его приближается к верхней границе.

Термический КПД идеализированного цикла ТРД (рис. 15.50) можно определить по формуле:

_________________________ Qi — Q2 bJt /ISIQ—Л

= (15.183)

Он показывает, какая часть подведенной к воздуху тепловой энергии расходуется на увеличение кинетической энергии газового потока. Этот КПД оценивает лишь один вид потерь тепловой энергии, существующий в идеализированном цикле —потери тепловой энергии в соответствии со вторым законом термодинамики.

В идеализированном ТРД удельная термическая работа Wt расходуется на увеличение кинетической энергии газового потока, протекающего через двигатель.

Действительный цикл существенно отличается от идеального. В нем существуют различного рода тепловые, гидравлические и механические потери. В действительном цикле рабочим телом является не воздух, а газ, теплоемкость которого не является постоянной величиной.

Рис. 15.52. Индикатор­ная диаграмма действи­тельного цикла ТРД

На рис. 15.52 показана индикаторная диаграмма действительного цикла ТРД. Там же для сравнения пунктиром изображен идеальный цикл. В обоих циклах степень повышения давления

И подводимая к рабочему телу тепловая энергия Qi приняты одинаковыми.

Процесс сжатия воздуха во входном устрой­стве (0-1) и в компрессоре (1-2) показан кри­вой 0-2 — политропой, идущей круче адиаба­ты. Объясняется это тем, что в реальном двига­теле сжатие воздуха сопровождается гидравли­ческими потерями, способствующими нагреву воздуха.

Подвод тепловой энергии в камере сгорания (2-3) в реальном двигателе происходит не при постоянном, а при уменьшающемся давлении. Падение давления в камере сгорания объясня­ется наличием гидравлических сопротивлений. Кроме того, давление понижается из-за неко­торого увеличения скорости газа.

Процессы расширения газа в газовой тур­бине и реактивном сопле (5-5) также отличаются от процессов расширения в идеальном цикле. В реальном цикле процессы расширения газа проте­кают при наличии гидравлических сопротивлений, вызывающих подвод тепловой энергии к газовому потоку. В результате трения газа о стенки канала механическая (кинетическая) энергия потока преобразуется в теп­ловую энергию. Поэтому процессы расширения газа в турбине и сопле не адиабатные, а политропные.

Отвод тепла в атмосферу (холодильник) протекает по линии (5-0), отражающий изобарный процесс, происходящий вне двигателя.

В действительном цикле расширение газов происходит в камере сгора­ния, турбине и сопле. Удельная работа расширения W в некотором мас­штабе выражена площадью пт235п. Работа сжатия воздуха изображается площадью пт20п.

Если из работы расширения газа Wp вычесть работу сжатия к, то получим индикаторную работу Wi действительного цикла:

Wi = wp — wC3K. (15.184)

На рис. 15.52 индикаторная работа изображена площадью 02350.

В действительном цикле учтены все потери тепловой энергии, к ко­торым кроме потерь тепловой энергии в соответствии с вторым законом
термодинамики относятся также потери тепловой энергии на нагревание стенок и из-за неполноты сгорания топлива, а также диссоциации про­дуктов сгорания. Поэтому индикаторная работа в действительном цикле меньше термической работы в идеализированном цикле.

Индикаторная работа расходуется в ТРД на увеличение кинетической энергии газового потока, а также на преодоление гидравлических сопро­тивлений в элементах двигателя, на трение в подшипниках опор и привод различных агрегатов.

Таким образом, на приращение кинетической энергии газового пото­ка в реактивном сопле расходуется только часть индикаторной работы, называемой эффективной работой We. Эту работу можно получить, если из индикаторной работы вычесть работу Wr, затрачиваемую на преодо­ление гидравлических сопротивлений. Потерями механической энергии в подшипниках и на привод агрегатов можно пренебречь ввиду их малости.

Эффективная работа цикла ТРД определяется по формуле:

We=Wi~ Wr. (15.185)

Основным параметром, характеризующим ТРД как силовую установку летательного аппарата, является сила тяги Р. Она является исходным показателем при определении летно-технических характеристик самолета, а также при оценке степени совершенства конструкции двигателя.

Реактивную силу тяги Р ТРД можно определить по изменению кинети­ческой энергии газового потока, проходящего через двигатель.

Пусть самолет летит со скоростью Cq. Следовательно, с такой скоростью воздух будет входить в двигатель. Пусть за 1 секунду в двигатель входит Тс [кг/с] воздуха. Из реактивного сопла газы выходят с относительной Скоростью с5 (точка 5; рис. 15.52). За 1 секунду из двигателя через ре­активное сопло выходит тГ [кг/с] газов. Таким образом, с воздухом на входе в двигатель в течение 1 секунды вносится следующее количество кинетической энергии:

(15.186)

Так как газовый поток в реактивном сопле движется с относительной скоростью с5, то его кинетическая энергия равна:

Явых. = ^. (15.187)

Следовательно, в течение 1 секунды кинетическая энергия газового потока в двигателе увеличивается на величину:

АЕ = Явых. — Евх. = тг | — тс |. (15.188)

Следует заметить, что величина гаг включает в себя как расход воздуха, так и расход топлива в течение 1 секунды. Расход топлива двигателем в течение 1 секунды незначительный, а поэтому можно положить тг w Тс. В этом случае выражение (15.188) примет вид:

АЕ = Еяых-Евх = Тс£-тс£ = тс • (15.189)

Выражение (15.189) позволяет определить изменение кинетической энергии газового потока в двигателе в течение 1 секунды (в выражении используются секундные расходы газа через входное и выходное сечение двигателя).

Кинетическая энергия АЕ, запасенная в двигателе потоком газа, не вся преобразуется в тяговую работу, часть ее теряется. Эти потери связанные с выходной скоростью. Относительно поверхности Земли выходящие из дви­гателя газы движутся с абсолютной скоростью С = с5—Cq. Следовательно, газовый поток выносит через сопло часть кинетической энергии:

АДпот = тс(с8"2Со)2. (5.190)

Следовательно, энергия, затрачиваемая на движение летательного ап­парата в течение 1 секунды, равна:

W = АЕ — АЕпт = тс — тс =

~ \ 2 ^———————— 2—— )=ТПс———— 2——— =

= Шс 2csc0~2cg = MccО(с5 — со). (5.191)

Эта энергия используется на перемещение летательного аппарата в течение 1 секунды. Работа[79], совершаемая в течение 1 секунды, в физике называется мощностью. Мощность определяется по формуле:

N = Pc0, (15.192)

Где Р — сила тяги, создаваемая ТРД; с0 — абсолютная скорость полета самолета.

Объединив выражения (15.188) и (15.189), получим:

Рс0 = тссо(сь-со).

Окончательно получаем выражение для определения реактивной силы тяги двигателя:

Р = тс(с5 — Со). (15.193)

Сила тяги Р реактивного двигателя измеряется в ньютонах:

В случае неполного расширения газов в реактивном сопле уравнение для определения силы тяги Р будет иметь вид:

Р = тс(съ — со) + /5(р5 — Рн), (15.194)

Где /5 — площадь сопла на выходе; р5 — давление газа на выходе из сопла; р„ — давление окружающей среды.

Скорость истечения газа на выходе из сопла при неполном расширении всегда меньше той скорости, которую имел бы газовый поток на выходе в
случае полного расширения, поэтому и первый член в выражении (15.194) меньше того же члена в уравнении (15.193). Второй член в выражении (15.194) не компенсирует уменьшения первого члена, а поэтому тяга двига­теля в случае неполного расширения газа всегда меньше тяги, развиваемой ТРД при полном расширении.

(15.195)

Расход газа на выходе тт всегда больше расхода воздуха тпс на входе в двигатель на величину расхода топлива:

Тпт = гаг — тпс. Представим выражение (15.195) в ином виде:

(15.196)

Для турбореактивных двигателей без форсажной камеры величина MT/Mc не превышает значений 0.015… 0.02.

На основании выражения (15.193) можно заключить, что сила тяги реактивного двигателя увеличивается при:

• увеличении секундного расхода газа (воздуха) тпс через двигатель;

• увеличении скорости истечения газа с5 из сопла при неизменной скоро­сти полета Со;

• уменьшении скорости полета Со и неизменной скорости с5 истечения газов из сопла.

На рис. 15.51 показан однороторный турбореактивный двигатель, ко­торый применяется в самолетах с дозвуковыми скоростями полета. Ро­тор такого двигателя состоит из механически связанных между собой роторов компрессора и турбины, образующих ротор турбокомпрессора. Такой двигатель имеет дозвуковой воздухозаборник, с помощью которого воздух подводится к компрессору. Компрессор, как правило, применяется осевой, реже — центробежный. Газовая турбина имеет от одной до трех ступеней. Выходное сопло двигателя является дозвуковым (представляет собой сужающийся канал) нерегулируемым.

Двухроторный ТРД (рис. 15.53) имеет два последовательно располо­женных компрессора низкого и высокого давления (КНД и КВД), роторы которых приводятся во вращение кинематически не связанными между со­бой турбинами. Двигатель такой схемы обладает рядом важных достоинств по сравнению с однороторным двигателем:

• он не нуждается в средствах специальной механизации и автоматиза­ции, обеспечивающих устойчивую работу компрессора на нерасчетных режимах;

• ступени КВД полнее используются для повышения напорности компрес­сора, так частота вращения КВД может быть больше частоты вращения

КНД;

• при запуске двигателя достаточно раскручивать только ротор КВД, поэтому уменьшаются потребная мощность стартера и время запуска;

• дополнительная степень свободы вращения ротора создает благопри­ятные возможности для улучшения характеристик двигателя путем регулирования вращения роторов по наивыгоднейшим программам.

Компрессор Компрессор Турбина Турбина Низкого высокого Камера высокого низкого Форсажная Выхлопное Давления давления сгорания давления давления камера сопло Рис. 15.53. Турбореактивный двигатель с форсажной камерой

Представленные на рис. 15.51 и 15.53 однороторный и двухроторный ТРД являются одноконтурными. В них весь воздух, поступающий на вход, сжимается компрессором, затем нагревается в камере сгорания, проходит через турбину и ускоряется в выходном сопле.

Развитие авиации требует увеличения тяги реактивных двигателей. Как отмечалось, выше, тягу можно увеличить путем увеличения секундного расхода воздуха[80] через двигатель или скорости истечения газа из сопла. Увеличить секундный расход воздуха (газа) через двигатель можно про­стым способом — увеличить диаметральный размер двигателя. В результа­те этого увеличится площадь поперечного сечения газовоздушного тракта двигателя. Однако этот путь ведет к увеличению не только размеров, но и массы двигателя. При увеличении размеров двигателя увеличивается его лобовое сопротивление, что вызывает отрицательный эффект в полете самолета.

Для увеличения расхода воздуха через двигатель можно было бы убрать из проточной части ТРД компрессор, турбину и другие агрегаты, оставив камеру сгорания. В этом случае газовоздушный тракт освобождается от устройств, создающих сопротивление потоку воздуха. Но это будет возвра­том к ПВРД, основные недостатки которого описаны ранее.

С целью уменьшения сопротивления газовоздушного тракта практиче­ски все авиационные реактивные двигатели имеют осевые компрессоры, которые по сравнению с центробежным компрессором обеспечивают боль­шие расходы воздуха.

Инженерная практика показала, что силу тяги реактивного двигателя можно значительно повысить только путем увеличения секундного расхода воздуха через него. Если рассуждать логически, то можно прийти к выводу, что для увеличения секундного расхода газа через реактивное сопло необходимо увеличить давление воздуха на выходе из компрессора. В этом случае газы должны больше расширяться на сопле, т. е. их скорость должна увеличиваться.

Однако такой вывод оказывается поспешным. В действительности, если сильнее сжимать воздух в компрессоре, то скорость истечения газа из сопла увеличится незначительно, либо вообще не увеличится, а то и уменьшится. Это объясняется тем, что для большего сжатия воздуха в компрессоре требуется затратить больше механической энергии. В этом случае поток газа должен больше расширяться в ступенях турбины, приводящей во вращение рабочее колесо компрессора. Поэтому падение давления газов на турбине увеличивается. При этом следует заметить, что чем больше сжимается воздух в компрессоре, тем больше должны расширяться газы в ступенях турбины. Может оказаться, что с увеличением давления воздуха после компрессора давление газового потока за турбиной может существен­но снизиться. В этом случае снизится также скорость истечения газов из реактивного сопла. Поэтому стремление увеличить сжатие воздуха в ком­прессорах реактивных двигателей объясняется не стремлением повысить тягу, а стремлением снизить расход топлива на единицу тяги двигателя, т. е. для повышения экономичности двигателя.

Поэтому для повышения скорости истечения газов из реактивного сопла двигателя остается один реальный путь — повышение их температуры. Что­бы увеличить скорость истечения газов в два раза необходимо увеличить их температуру в четыре раза. Например, чтобы увеличить скорость исте­чения газов с 600 до 800 метров в секунду, т. е. на одну треть, необходимо повысить температуру газов в камере сгорания (перед турбиной) с 850 до 1700°С.

Повышение температуры газов перед турбиной представляет собой существенную проблему, заключающейся в слабости лопаток газовой тур­бины. Поток газов, вырывающийся из соплового аппарата, нагрет до 900° С и более. Естественно, что лопатки при такой температуре газового потока сильно нагреваются. Их температура всего лишь на 100… 150°С ниже температуры газового потока. Самые прочные материалы катастрофиче­ски теряют прочность при таком нагреве. Чтобы сохранить огромную прочность при высоких рабочих температурах, лопатки газовой турбины изготавливают из особых жаропрочных сплавов, в которые входят многие ценные и редкие металлы — вольфрам, кобальт, никель, ванадий, ниобий и другие.

В условиях работы газовых турбин проявляется еще одна слабость ме­талла, называемая ползучестью, или крипом. Это связано с возникновени­ем относительно больших центробежных сил, действующих на лопатки при их вращении вместе с диском. В современных авиационных ТРД диаметр диска турбины может достигать 1 метра, а частота вращения — несколько десятков тысяч оборотов в минуту. Это приводит к тому, что на лопатки действуют центробежные силы, в десятки тысяч раз превышающие их собственную массу. Под действием такой центробежной силы раскаленная лопатка постепенно удлиняется, сначала медленно, а затем быстрее. В некоторый момент лопатка задевает корпус двигателя и ломается, разру­шая, как правило, все остальные. Иногда лопатка разрушается, не задевая корпус двигателя (разрывается).

Понятно, почему дальнейшее повышение температуры газов перед тур­биной представляет собой большую проблему. При сгорании керосина (ос­новное топливо для реактивных двигателей) в воздухе температура газов может достигать и даже превышать 2000°С. Чтобы снизить эту темпера­туру до 900… 1000°С, к продуктам сгорания приходится добавлять более холодный воздух. Поэтому в реактивных двигателях, как и в обычных ГТД, в процессе окисления топлива участвует только 1/3… 1/4 от общего количества воздуха, выходящего из компрессора. Остальная (большая) часть воздуха служит для охлаждения продуктов сгорания топлива.

Повышение температуры газов перед турбиной благоприятно сказыва­ется на характеристиках не только турбореактивных, но и турбовинтовых двигателей, вращающих воздушный винт. При повышении температуры газов перед турбиной приводит к увеличению мощности двигателя и повышению его экономичности (уменьшается расход топлива на единицу мощности двигателя). Этим фактом в настоящее время и объясняется интерес авиационных конструкторов к турбовинтовым двигателям.

Проблема повышения температуры газового потока решается несколь­кими путями:

• создание более жаропрочных конструкционных материалов для изго­товления турбин;

• применение турбин с охлаждаемыми лопатками;

• совершенствование конструктивных схем ТРД.

Первый путь осваивается на протяжении длительного времени развития авиационного двигателестроения, и по мере достижения определенных результатов реализуется в инженерной практике. Второй путь с конструк­тивной точки зрения значительно усложняет конструкцию турбины, что ведет к удорожанию самого двигателя. Одним из вариантов реализации третьего пути является применение ТРД с форсажной камерой. Такая камера в настоящее время является обязательным добавлением почти ко всякому мощному турбореактивному двигателю, установленному на любом высокоскоростном военном самолете.

Устройство форсажной камеры принципиально очень просто. Газы, вы­ходящие из турбины (рис. 15.53), попадают в переднюю часть форсажной камеры, которая крепится к задней части двигателя. Эта часть камеры представляет собой расширяющуюся трубу. Скорость газового потока, движущегося в такой трубе, уменьшается (труба работает как диффузор), а давление соответственно возрастает. Снижение скорости движения газово­го потока обеспечивает устойчивое горение топлива в форсажной камере, а также снижает гидравлические потери при движении потока вдоль камеры.

Затем поток газа направляется в следующую часть форсажной камеры, которая является камерой сгорания для дополнительного топлива. Здесь установлены топливные форсунки. С помощью форсунок топливо распы­ляется в форсажной камере. Топливо сгорает в потоке газа, выходящем из турбинной ступени. В этом потоке имеется достаточное для сгорания топ­лива количество воздуха. Температура газов, поступающих в форсажную камеру, равна примерно 700…750°С.

В форсажной камере в результате сгорания дополнительного топлива температура газового потока значительно увеличивается. Сильно нагретые газы из форсажной камеры поступают в реактивное сопло. В сопле газы расширяются (их давление падает до давления окружающей среды на данной высоте, а объем увеличивается), создавая реактивную силу тяги.

Конструктивно форсажная камера устроена значительно сложнее. Она имеет небольшую массу при значительном увеличении реактивной силы тяги двигателя. Форсажная камера при неподвижном двигателе способна создать тягу, равную одной трети от тяги двигателя без форсажной ка­меры. В полете с большой скоростью при работе форсажной камеры тяга двигателя может увеличиться почти в два раза.

На рис. 15.54 показана индикаторная диаграмма цикла ТРД с форсаж­ной камерой (обозначается ТРДФ). Площадь фигуры 4-5-6-7 эквивалент­на увеличению работы цикла и удельной тяги ТРДФ.

В результате сгорания топлива в форсажной камере при взлете са­молета температура газа увеличивается со значения Т4 = 900… 1000К за турбиной до Т5 = 1900…2100К перед выходным соплом двигателя.

Воздуха газов Рис. 15.54. Индикаторная диаграмма цикла ТРДФ

Следовательно, степень подогрева воздуха в форсажной камере равна:

Д = ^ = 1.9… 2.3. (15.197)

Отношение тяги двигателя на форсажном режиме Рф к тяге на макси­мальном режиме Р называется степенью форсирования двигателя:

(15.198)

Максимальная степень форсирования ТРДФ в условиях взлета состав­ляет 1.4… 1.5. В условиях сверхзвукового полета степень форсирования двигателя существенно возрастает. Например, при скорости полета Мн = 2.5 на высоте 11 км и максимальной степени подогрева газа она увеличи­вается до 2.5.

Использование форсажной камеры при малых скоростях полета эконо­мически нецелесообразно, так как расход топлива увеличивается примерно в два раза. С увеличением числа М полета экономичность ТРДФ улучша­ется.

Конструктивно ТРДФ отличается от ТРД не только наличием форсаж­ной камеры. Выходное сопло двигателя проектируется по типу сверхзвуко­вого сопла Лаваля с изменяемой площадью критического сечения. На фор­сажном режиме сопло раскрывается, чтобы при работе форсажной камеры режим работы турбокомпрессорной части сохранился неизменным. Сопло выполняется двухпозиционным, если в системе управления двигателем не предусматривается возможность изменения тяги форсажного режима, или всережимным с плавно или ступенчато изменяемой площадью кри­тического сечения, если требуется изменить величину форсажной тяги в некотором диапазоне по условиям маневрирования летательного аппарата. Для облегчения пуска двигателя сопло максимально раскрывают.

Форсажная камера имеет самостоятельную систему топливоподачи, автоматического регулирования и управления.

Таким образом, увеличение тяги двигателя с помощью форсажной камеры невыгодно, так как приводит к большому перерасходу топлива. Это связано с тем, что топливо сгорает в форсажной камере при пониженном давлении рабочего тела (газа). Поэтому сколько-нибудь продолжительная работа форсажной камеры недопустима, так как в противном случае дальность полета летательного аппарата существенно снижается. Поэтому форсажная камера служит только для кратковременного увеличения силы тяги двигателя. Использование форсажной камеры в авиации позволило преодолеть звуковой барьер.

В ТРДФ воздух сжимается в два этапа: сначала за счет скоростного на­пора из-за высокой скорости полета самолета, а затем в самом компрессоре. Так, например, при числе Маха Мн = 2.5 степень повышения давления воздуха во входном устройстве

Тгвх = — (15.199)

Ро

Достигает 12, а полная температура 7\ в 2.25 раза превышает температуру Тн окружающей среды.

Степень повышения давления воздуха в компрессоре равна:

7гк = —. (15.200)

Pi

Тогда степень повышения давления воздуха в двигателе равна:

7Г = ^ = ^ = 7ГВХ-ТГК. (15.201)

Р° ,

В турбине ТРДФ происходит частичное расширение газа и преобра­зование кинетической энергии потока газа в кинетическую энергию вра­щения турбокомпрессора и вспомогательных агрегатов. Давление газа за турбиной остается выше атмосферного. Степень расширения газа в турбине равна:

Тгт = ^. (15.202)

Ра

Степень расширения газа в выходном сопле равна:

7гс = —. (15.203)

Ре

Для полетов со сверхзвуковой скоростью двигатель должен иметь соот­ветствующую конструктивную схему, удовлетворяющую условиям полета. Поэтому ТРДФ, рассчитанные на большую скорость полета, весьма суще­ственно отличаются от первых двигателей, рассчитанных на дозвуковую скорость полета. На рис. 15.55 показана сравнительная схема ТРД, пред­назначенных для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета самолетов. Как видно, двигатель для сверхзвукового крейсерского полета со скоростью М = 3 должен иметь воздухозаборник с регулируемой геометрией и

Сопло с Форсажная регулируемой камера геометрией

Воздухозаборник с регулируемой Геометрией S309C 390’С 580 ЛС 925 ЛС Sa—\ \ \ Сопло с Воздухозаборник 25 ‘С 250’С 280’С 724’С нерегулируемой С нерегулируемой Геометрией Рис. 15.55. Сравнительная схема изменения параметров рабочего тела в ТРД для дозвуковых и сверхзвуковых полетов

Геометрией

Форсажную камеру, без которой такой полет невозможен. На схеме указаны также температуры воздуха и газа в трактах этих двух двигателей.

Сопоставление двигателей различных схем и типов производится по ве­личинам абсолютных и удельных параметров. К абсолютным параметрам относятся:

• сила тяги;

• секундный расход воздуха;

• масса двигателя;

• габаритные размеры (диаметр, длина).

На современных самолетах находят применение ТРД, создающие на максимальном бесфорсажном режиме тягу 1500… 15000Н (двигатели ма­лой тяги), 15000… 70000 Н (двигатели средней тяги), 70000… 12000 Н и более (двигатели большой тяги). Расход воздуха через двигатели большой тяги может достигать 150… 200 кг/с и более, а масса — 2000… 3000 кг, диаметральный габарит —1.2… 1.5 м, длина 5… 6 м, причем половина этой величины приходится на форсажную камеру. Форсирование повышает тягу в условиях взлета на 30… 50%.

Для сравнительной оценки совершенства двигателей применяют отно­сительные величины:

• удельную тягу;

• удельный расход топлива;

• удельную массу двигателя;

• удельную лобовую тягу.

Удельные параметры характеризуют качество конструкций двигателей. Более совершенным является тот двигатель, у которого при прочих равных условиях больше удельная тяга, больше лобовая тяга, меньше расход топлива и меньше удельная масса. В известном смысле величины удельных параметров показывают достигнутый уровень развития двигателестрое — ния.

Абсолютные и удельные параметры двигателей зависят от параметров рабочего процесса, конструктивных параметров, режима работы двигате­ля, высоты и скорости полета. Поэтому обычно указывают значения, со­ответствующие работе двигателя на земле при стандартных атмосферных условиях (давление 760 мм рт. ст., температура +15°С).

Удельной тягой двигателя называется величина, численно равная от­ношению тяги двигателя к секундному расходу воздуха через него:

Руд=£. (15.204)

Тт1с

Подставим в выражение (15.204) выражение (15.193):

РУД = Тс{С"~Со) =С5-С0. (15.205)

Тпс

Удельная сила тяги — важная характеристика ТРД, определяющая сте­пень совершенства использования воздуха (газа) в процессе создания тяги. Чем выше удельная тяга, тем меньше при заданной величине тяги по­требный расход воздуха через двигатель и тем меньше диаметр и масса двигателя. Меньшие поперечные размеры двигателя позволяют уменьшить площадь поперечного сечения (мидель) фюзеляжа самолета (если двига­тель расположен в фюзеляже), или гондол двигателя, если он крепится к крылу. Это приводит к уменьшению лобового сопротивления самолета и потребной силы тяги двигателя, а следовательно, к увеличению дальности и продолжительности полета. Уменьшение массы (силы тяжести) двигате­ля позволяет увеличить полезную нагрузку самолета.

Для случая работы ТРД на стенде (в неподвижном состоянии) выраже­ние (15.205) будет иметь вид:

^уд = с5, [Со = 0]. (15.206)

Таким образом, значение удельной силы тяги в этом случае определя­ется только величиной скорости истечения газа.

Удельная сила тяги современных ТРД достигает значений 600… 800 Н • с/кг.

На величину удельной силы тяги ТРД существенное влияние оказывает суммарная степень сжатия воздуха во входном устройстве и компрессоре. При увеличении 7г и при постоянных значениях скорости полета Со = Idem и всех остальных параметров рабочего процесса удельная сила тяги сначала возрастает от нуля до некоторого максимального значения, а затем уменьшается до нуля при некотором достаточно большом значении 7Г (рис. 15.56).

1.0 %

Рис. 15.56. Зависимость удельной тяти ТРД от степени повышения дав­ления воздуха и температуры

Такой характер изменения Руд объясняется закономерностями измене­ния полезной работы цикла гиц, которая зависит от количества тепловой
энергии сообщаемого каждому килограмму проходящего через двигатель воздуха (рабочего тела), и от эффективности преобразования этой энергии в полезную работу. Чем больше воздух сжимается в двигателе (чем боль­ше 7г), тем больше он нагревается, а поэтому тем больше его температура на выходе из компрессора. Чем больше давление газа (рабочего тела) на выходе из компрессора, тем больше скорость его истечения из реактивного сопла, так как увеличивается степень расширения. Реактивная сила тяги двигателя увеличивается. Так как термическая прочность лопаток турбин ограничена, то температура выходящего из камеры сгорания газа не долж­на превышать некоторого предельного значения. Поэтому с увеличением температуры воздуха на выходе из компрессора приходится уменьшать подачу топлива в камеру сгорания с целю недопущения превышения предельного значения температуры газа. Чем меньше тепловой энергии подводится к рабочему телу в камере сгорания, тем меньше его расшире­ние (точка 3 приближается к точке 2; рис. 15.52). Индикаторная работа цикла уменьшается. В результате противоположного влияния этих двух факторов удельная сила тяги ТРД вначале возрастает (рис. 15.56), а затем уменьшается.

Значение 7г, при котором Руд достигает максимального значения, на­зывается оптимальной степенью повышения давления 7гопт рабочего тела в двигателе. При температуре газа перед турбиной ТРД 1200… 1400 К и высоте полета более 11 км оптимальные значения степени повышения давления рабочего тела находятся в диапазоне, соответствующем пот = 13… 17.

Повышение степени подогрева воздуха в камере сгорания в результате повышения температуры Т3 или уменьшения температуры окружающей среды Т0 приводит к значительному повышению удельной силы тяги Руд. Штриховая линия на рис. 15.56, соединяющая точки максимумов Руд при различных температурах Т3, показывает, что чем выше расчетная темпе­ратура газа перед турбиной двигателя, тем выше оптимальные значения

7Гопт.

Удельным расходом топлива называется величина Суд, численно рав­ная отношению часового расхода топлива GT к развиваемой двигателем силе тяги Р: _

Удельный расход топлива характеризует экономичность работы двига­теля. Чем меньше Суд, тем больше дальность полета самолета при данном запасе топлива.

Подставим в выражение (15.207) выражение (15.204):

Суд = ZT5— (15.208)

= ^3600 ( (15Д09)

771гСХуд

Выражение (15.208) можно записать в виде:

Г _ <?тс -3600 Уд~ тсРуя ‘

Где GTС — секундный расход топлива двигателем

Представим выражение (15.209) в виде:

Суд —

(15.210)

#UGTC • 3600

НитсРу,

Где Ни — низшая теплота сгорания (теплотворная способность) топлива.

Выражение в числителе HUG,^ представляет собой количество тепловой энергии, сообщаемой рабочему телу в камере сгорания в течение 1 секунды. Представим выражение (15.210) в виде:

Величина

Я"Стс 3600 (15.211)

Суд —

НиРуД HuGrc

Га,

Qi =

Тс

Представляет собой количество тепловой энергии, сообщаемое 1 килограм­му рабочего тела (воздуха) в камере сгорания двигателя. Тогда выражение (15.211) можно записать в виде:

(15.212)

3600Qi

Суд — тт т>

В расчетах в зависимость (15.212) вводят поправочный коэффициент учитывающий неполное выделение тепловой энергии в результате сгорания топлива в камере сгорания:

Суд —

Опт *эк

Ж ТРД

Рис. 15.57. Влияние степени повышения дав­ления воздуха на удельный расход топлива

3600Qi

(15.212′)

УД

На рис. 15.57 показана зависимость часового расхода топлива двигате­лем от степени повышения давления воздуха. Бели 7г = 1, то удельный расход топлива равен бесконечности, так как удельная сила тяги двигателя равна нулю. Это обусловлено тем, что рабочее тело в двигателе имеет то же давление, что и окружающая среда, а поэтому не движется. При уве­личении 7г удельная сила тяги увеличивается, а удельный расход топлива уменьшается. Удельный расход топлива достигает минимума при некото­рой экономической степени повышения давления 7гэк, которая примерно в 3 раза превышает оптимальную степень повышения давления воздуха 7гопт в
двигателе. Как было установлено ранее, при увеличении 7Г уменьшается подвод тепловой энергии к рабочему телу (воздуху) в камере сгорания двигателя. Из-за преобладающего уменьшения удельной силы тяги при увеличении тг > 7ГЭК в дальнейшем удельный расход топлива увеличивается.

Удельной массой двигателя называется величина, численно равная отношению массы двигателя к развиваемой им максимальной силе тяги:

Ш- <15-21з)

Удельная масса двигателя зависит в первую очередь от его диаметра (геометрических размеров). Установлено, что удельная масса изменяется приблизительно пропорционально диаметру двигателя.

Минимальные значения удельной массы (0.01… 0.25 кг/Н) достигаются при значениях тяги 20… 30 кН. Удельная масса ТРД большой тяги ориен­тировочно равна 0.25… 0.35 кг/Н.

Удельной лобовой тягой называется величина, численно равная отно­шению максимальной тяги двигателя к его лобовой площади:

Рлоб = §^, (15.214)

•Г лоб

Где ^лоб — лобовая площадь двигателя (площадь максимального сечения).

Чем больше РЛоб> тем меньше поперечный габаритный размер дви­гателя. Удельная лобовая тяга современных ТРД достигает значений 80… 100 кН/м2 без форсажа и 150 кН/м2 с форсажем.

Как было установлено ранее, не вся запасенная газовым потоком кине­тическая энергия[81] АЕ используется для движения летательного аппарата. Часть ее в количестве АЕПОТ теряется с выходными газами, а часть в количестве PCq используется для движения летательного аппарата. Для количественной оценки степени использования энергии газового потока для движения летательного аппарата вводится понятие тягового КПД.

Тяговым КПД называется величина, численно равная отношению тя­говой работы к приросту кинетической энергии потока газов, проходящего через двигатель:

% = —тЧ — (15.215)

Тяговый КПД показывает, какая часть прироста кинетической энергии расходуется на работу по передвижению самолета в воздухе. Этот КПД оценивает ТРД как движитель, который служит для преобразования при­роста кинетической энергии в полезную работу передвижения самолета (летательного аппарата).

Учитывая выражение (15.204), выражение (15.215) можно представить в виде:

= (15.215′)

С5 со 2

Подставим в выражение (15.215′) выражение (15.205):

(сб — Cq)Cq _ (с5 ~ ср)со

Ъ (el-el)/2 К*-С.)(* + с.)]/2

2со 2 2

С5 + Со (С5 + Со)/Со Сб/Со-hl*

Из выражения (15.216) следует, что тяговый КПД зависит только от отношения скорости с5 истечения газового потока из сопла к скорости полета самолета Cq. Если Со = с5 (скорость движения газовой струи относительно земли равна нулю), то тяговый КПД равен 1. Это идеальный случай, при котором отсутствуют потери кинетической энергии газового потока. В этом случае, как показывает зависимость (15.193), двигатель не создает тяговое усилие.

С увеличением отношения с5/с0 тяговый КПД двигателя уменьшается. Если Со = 0 (двигатель работает на месте и тяговой работы не совершает), тяговый КПД равен 0. В этом случае вся кинетическая энергия газового потока остается не использованной. Реально величина тягового КПД может достигать 60… 70%.

Оценка потерь энергии в ТРД производится с помощью полного КПД, который представляет собой величину, численно равную отношению тя­говой работы к количеству тепловой энергии, внесенной в двигатель с топливом:

(15.217)

Полный КПД учитывает все потери энергии в процессе преобразования тепловой энергии в механическую энергию. При работе на месте (со = 0) полный КПД равен нулю. В полете полный КПД может достигать значений

25… 30%.

Также как и тяговый КПД, полный КПД тем больше, чем больше скорость полета летательного аппарата. Следовательно, чем с большей скоростью осуществляется полет летательного аппарата, тем лучше ис­пользуется внесенная в двигатель тепловая энергия.

На рис» 15.58 показан тепловой баланс ТРД. При сгорании топлива в идеальном случае может выделиться 100% энергии в тепловой форме. Однако из-за неполноты сгорания топлива в камере сгорания теряется до 5% тепловой энергии. С выходящими газами теряется до 60…70% тепловой энергии. Таким образом, на увеличении кинетической энергии газового потока идет только 25… 35% тепловой энергии, а так как часть кинетической энергии (5… 10%) не используется, то на создание тяговой работы приходится только 15… 30% из всей возможной тепловой энергии, введенной в двигатель.

При полетах летательных аппаратов с дозвуковой и малой сверхзвуко­вой скоростями большая часть кинетической энергии потока газа, выхо­дящего из сопла, не используется, так как скорость потока значительно превосходит скорость полета.

(15.216)

При полном использовании кинетической энергии выходящего из сопла двигателя газового потока его абсолютная скорость должна быть равна нулю. Для неподвижного наблюдателя газ должен быть виден неподвиж-

Тепловая энергия, Потери Которая могла бы тепловой Выделиться при энергии сгорании топлива

2…5%

Потери тепловой энергии с выходящими газами

60… 70%

Дополнительные потери энергии

5…10%

Тепловая энергия, используемая для движения летательного аппарата

Рис. 15.58. Тепловой баланс ТРД

Рис. 15.59. Принципиальная схема двухконтурного ТРД

Ным. На практике неподвижный наблюдатель видит, что газовый поток с некоторой скоростью удаляется с большой скоростью от сопла двигателя летящего самолета, унося тем самым часть кинетической энергии. Поэтому тяговый и полный КПД при этом имеют малые значения, почему и ТРД на дозвуковых скоростях отличаются малой экономичностью. Уменьшить потери кинетической энергии, повысить КПД можно, если ту же распола­гаемую энергию передать большему по массе газовому потоку, который при этом будет иметь меньшую скорость. На этой идее базируется конструкция двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД), в которых передача энергии дополнительному количеству газа осуществляется с помощью спе­циальной турбины, вращающей низконапорный компрессор (вентилятор), установленный в кольцевом канале (наружном контуре), охватывающем внутренний контур. Благодаря высокой экономичности на дозвуковых скоростях полета ТРДД получили широкое применение.

Принципиальная схема ТРДД приведена на рис. 15.59.

В этом двигателе турбина 5, кроме компрессора и агрегатов, приводит во вращение вентилятор 2, расположенный в туннеле, который представляет собой кольцевой канал вокруг основного контура. Последний включает в себя входную часть i, компрессор 5, камеры сгорания 4, турбину 5 И реактивное сопло 6. Кольцевой канал является вторым контуром, че­рез который протекает воздух, получивший ускорение от вентилятора. Вентилятор отличается от нормального воздушного винта более высоким КПД при больших скоростях полета. Как видно на схеме, этот воздух выбрасывается через сопло 6 параллельно основному потоку продуктов сгорания топлива.

Тяговое усилие, развиваемое ТРДД, складывается из силы реакции потока продуктов сгорания и силы реакции воздушного потока из второго контура.

ТРДД имеют преимущества перед авиационными двигателями других типов в диапазоне скоростей полета вплоть до скорости (2.5… 3.0)М и на высотах до 35 км.

ТРДД устанавливаются на истребителях, бомбардировщиках, транс­портных самолетах и других летательных аппаратах, летающих как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями.

Внутренний контур ТРДД (рис. 15.59) представляет обычный ТРД. Наружный второй контур включает вентилятор (компрессор низкого дав­ления), заключенный в кольцевой канал и сопло. На сжатие воздуха ком­прессором второго (наружного) контура затрачивается энергия турбины первого контура, в результате чего энергия внутреннего контура передается во внешний контур. Таким образом, первый контур является генератором энергии для второго контура.

Распределение энергии между контурами зависит от отношения рас­ходов газа, протекающих через них. Это отношение называют степенью двухконтурности ТРДД:

(15.218)

Где тс11 — массовый расход газа через второй (внешний) контур; тс1 — Массовый расход газа через первый (внутренний) контур

ТРДД для скоростных самолетов имеет малую степень двухконтур­ности, порядка 0.5… 1.5, для тяжелых летательных аппаратов степень двухконтурности ТРДД составляет 2… 5.

В частном случае можно считать, что ТРД имеет нулевую степень двухконтурности, а у ТВД степень двухконтурности равна бесконечности. Следовательно, ТРДД занимает по параметрам промежуточное положение между ТРД и ТВД.

Двухконтурные ТРДД, обладая основным преимуществом — высокой экономичностью в области дозвуковых скоростей полета, наиболее полно отвечают требованиям пассажирских и транспортных самолетов. К тому же ТРДД обладают меньшим уровнем шума, чем ТРД и ТВД. В тоже время ТРДД отличается от ТРД большей конструктивной сложностью. С целью сокращения длины пробега самолета при посадке ТРДД больших самолетов имеют реверс тяги. Конструкция реверса тяги входит в кон­струкцию реактивного сопла. Он изменяет направление реактивной струи на встречное направление, чем создается существенный тормозной эффект самолета. Так как, наружный контур в условиях полета создает 75… 85% общей тяги двигателя, то обычно в нем осуществляют реверсирование тяги.

McU Тс1

Т =

ТРДД различаются расположением компрессора наружного контура, числом валов, устройством выходной системы, наличием и расположени­ем форсажной камеры, наличием редуктора, изменяющего соотношение частот вращения турбины и компрессора. Двигатель, изображенный на рис. 15.59, отличается разделением потоков в контурах и раздельными соплами. В этом двигателе весь поступающий поток воздуха проходит через

Рис. 15.60. Схема ТРДЦ с камерой Рис. 15.61. Схема ТРДЦ с подпорными смешения ступенями

Первую группу ступеней компрессора, общую для обоих контуров, после чего разделяется на два потока и идет по контурам.

В двигателе, схема которого приведена на рис. 15.60, имеется общее для обоих контуров сопло. Воздух, прошедший в наружный контур, поступает в камеру смешения, расположенную между турбиной и соплом, где смешива­ется с выходящим из турбины газовым потоком. Такая схема обеспечивает некоторое повышение силы тяги и снижение удельного расхода топлива на взлете самолета, а также упрощает устройство реверса. Но она требует обеспечения полного смешения потоков при малых потерях в камере сме­шения, для чего должны быть близкими скорости потоков воздуха и газа и их давления.

В схеме, показанной на рис. 15.61, часть ступеней КНД (они называются подпорными) используется только для сжатия воздуха, поступающего во внутренний контур. Такая схема позволяет на базе одного и того же газоге­нератора (им является внутренний контур) создавать семейство двигателей с разными параметрами.

По расположению компрессора (вентилятора) наружного контура ТРДЦ подразделяются на двигатели с передним и задним расположением вентилятора. Первые получили наибольшее распространение.

На рис. 15.62 показан ТРДЦ с передним расположение вентилятора, который содержит:

• вентилятор с титановыми лопатками 1;

• полые стальные направляющие лопатки 2\

• восьмиступенчатый осевой компрессор низкого давления 3\

• вал 4 передачи крутящего момента к вентилятору;

• шестиступенчатый осевой компрессор высокого давления 5;

• камеру сгорания 6\

• одноступенчатую турбину высокого давления 7 для привода компрес­сора высокого давления;

• двухступенчатую турбину 8 среднего давления для привода осевого компрессора низкого давления;

• двухступенчатую турбину 9 низкого давления для привода вентилятора.

В ТРДЦ с задним расположением вентилятора (рис. 15.63) лопатки его расположены на периферии рабочего колеса свободной турбины. Заднее расположение вентилятора усложняет конструкцию двигателя, увеличи­вает его поперечный габаритный размер. В то же время переднее распо­ложение вентилятора позволяет использовать его не только для сжатия воздуха во внешнем, но и во внутреннем контуре. Лопатки вентилятора отбрасывают посторонние предметы, попадающие в двигатель, предупре­ждая поломки компрессора внутреннего контура.

Рис. 15.62. Конструкция ТРДД с передним расположением вентилятора

Рис. 15.63. Схема ТРДД с задним Рис. 15.64. Схема ТРДД с укороченным расположением вентилятора наружным контуром

ТРДД с укороченным наружным контуром представлен на рис. 15.64. Он выполнен по трехвальной схеме с раздельным выхлопом. Вентилятор приводится турбиной низкого давления, оба компрессора — среднего и высокого давления имеют свои турбины среднего и высокого давления.

ТРДД, предназначенные для сверхзвуковых скоростей полета, имеют форсажные камеры (ТРДДФ). Камера может быть расположена в наруж­ном контуре, или одна общая камера на два контура.

Перспективным является использование в ТРДД тепловой энергии отработавших в двигателе газов для предварительного подогрева воздуха перед подачей его в камеру сгорания. При этом предполагается переда­вать тепловую энергию выходящих газов внутреннего контура, имеющих высокую температуру и низкое давление, воздуху наружного контура, отличающемуся низкой температурой и относительно высоким давлением.

Трудности применения регенерации тепловой энергии связаны с боль­шой массой и большими габаритными размерами регенератора (теплооб­менника), засорением его каналов продуктами топлива и масла.

Сверхзвуковые самолеты с ТРДДФ могут достигать скоростей полета, соответствующих числам М = 2.2… 3.0.

В последние годы в конструкциях ТРДДФ появились устройства для изменения направления вектора тяги (изменения направления истечения струи газов), что улучшает взлетные свойства и маневренность самолета.

Ниже приведены основные данные технической характеристики ТРДДФ Д-30:

Характеристики	Марка двигателя
Д-ЗОКУ (ИЛ-62М)	Д-ЗОКУ-154 I серия (ТУ-154М)	Д-ЗОКУ-154 II серия (ТУ-154М)	Д-ЗОКП (ИЛ-76)
Взлет (Я = 0; М = 0)
Тяга, кгс Удельный расход Топлива, кг/(кгс • ч) Температура газа на входе в турбину, К	11000 0.51 1357	10500 0.498 1336	10500 0.482 1316	12000 0.51 1397
Крейсерский режим (if = 11 км; М = 0.8)
Тяга, кгс Удельный расход топлива, Кг/(кгс • ч) Диаметр вентилятора, мм Расход воздуха, кг/с	2750 0.71 1455 269	2750 0.71 1455 264	2750 0.69 1455 269	2750 0.71 1455 280