книги / Введение в авиационную и ракетную технику

3.3.2. Принцип создания тяги ТРД

Принцип создания тяги ТРД основан на увеличении количества движения рабочего тела, проходящего по тракту двигателя. На входе в двигатель (сечение 0-0) (рис. 3.3) секундное количество движения рабочего тела – МвV, на выходе (сечение с-с) – Мгсс, где Мв и Мг – секундные массовые расходы воздуха и газа через входное (0-0) и выходное (с-с) сечения ТРД соответственно.

Рис. 3.3. Изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД

Величина R является тягой, определенной по внутренним параметрам ТРД. Часть этой тяги тратится на преодоление внешнего сопротивления ТРД с мотогондолой Хвн, оставшаяся часть Rэф (эффективная тяга) расходуется на совершение полезной тяговой ра-

R Мв cc V . При достижении скорости полета V = сс всяcc2 2 превратится в полезную тяговую работу, и дальнейшее уве-

личение скорости полета, станет невозможным (R = 0). Скорость V = сс называется скоростью «вырождения ТРД». Однако необхо-

димо помнить, что на полезную тяговую работу V тратится

только полезная (эффективная) часть тяги Rэф = R – Хвн. Из этого следует, что скорость полета всегда меньше скорости истечения газа из сопла и скорость «вырождения ТРД» достижима только теоретически при полном отсутствии силы аэродинамического сопротивления Х.

3.3.3. Энергетические превращения и изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД

ТРД состоит из следующих основных узлов (см. рис. 3.3):

•воздухозаборник (ВЗ);

•осевой (центробежного, комбинированного) компрессор (ОК);

•камера сгорания (КС);

•газовая турбина (ГТ);

•реактивное сопло (РС).

ОК + КС + ГТ составляют газогенератор, формирующий сжатый и нагретый газ, способный совершить полезную работу при расширении.

102

Характерные сечения ТРД между узлами ТРД принято обозначать как:

•н-н – сечение невозмущенного потока;

•0-0 – сечение на входе в воздухозаборник;

•вх-вх – сечение на входе в компрессор (собственно на входе

вТРД);

•к-к – сечение на выходе из компрессора и входе в камеру сгорания;

•г-г – сечение на выходе из камеры сгорания и входе в газовую турбину;

•т-т – сечение на выходе из газовой турбины и входе в реактивное сопло;

• с-с – сечение на выходе из реактивного сопла (выходе из двигателя).

До сечения н-н (см. рис. 3.3) воздушный поток является невозмущенным, т.е. температура Тн и давление рн воздуха – атмосферные.

От сечения н-н до сечения вх-вх поток воздуха первоначально тормозится в свободно расширяющейся струе газа перед входом в ВЗ от скорости набегающего потока, равной скорости полета V до скорости на входе в ВЗ с0, определяемой прокачивающей способностью ТРД и зависящей от режима его работы. Затем торможение продолжается в диффузоре (расширяющемся канале) ВЗ. Скорость потока с уменьшается, следовательно, уменьшается его кинетическая энергия c2/2. Так как на этом отрезке пути к воздуху не подводится и от него не отводится энергия, то в соответствии с законом сохранения энергии уменьшение кинетической энергии c2/2 приводит к пропорциональному возрастанию энтальпии (потенциальной энергии) i потока. Увеличение энтальпии сопровождается ростом давления и температуры рабочего тела (воздуха).

От сечения вх-вх до сечения к-к к потоку воздуха подводится механическая энергия от вращающихся рабочих лопаток ОК, которая превращается в потенциальную энергию воздуха. Рост энтальпии влечет за собой возрастание давления и температуры воздуха. Энтальпия растет в основном за счет подводимой

103

механической работы и лишь частично за счет кинетической энергии самого потока, поэтому скорость потока с уменьшается незначительно. Необходимость некоторого снижения скорости потока в ОК объясняется следующими соображениями. Так как расход воздуха через все сечения ОК постоянный (Мв = const), а его объем при движении вдоль тракта компрессора уменьшается за счет существенного увеличения плотности ρ при сжатии, то для сохранения неразрывности потока (постоянства расхода) необходимо пропорционально уменьшать площадь проходного сечения ОК F

Мв с F const . В компрессоре с большой степенью по-

вышения давления площадь в выходном сечении Fк, а следовательно, высота рабочих лопаток hк становится очень маленькой, что усложняет технологию изготовления таких лопаток и приводит к росту потерь энергии. Для замедления темпа падения величины площади F, а следовательно, темпа уменьшения hк, рост плотности ρ частично компенсируют снижением скорости

с Мв с F const .

От сечения к-к до сечения г-г к рабочему телу, сжатому в ОК, подводится теплота QКС, выделяющаяся при сжигании в КС топливно-воздушной смеси (ТВС), состоящей из смеси воздуха и авиационного керосина. Рабочий процесс в КС организован таким образом, что статическое давление остается постоянным, вследствие роста скорости потока при увеличении объема газа из-за его нагрева (роста температуры). Энтальпия резко возрастает за счет подведенной извне энергии (теплоты).

От сечения г-г до сечения т-т рабочее тело (сжатый и нагретый воздух и газообразные продукты сгорания топлива) расширяется в ГТ, совершая полезную внешнюю работу, т.е. часть энтальпии превращается в крутящий момент, называемый располагаемым

моментом Мрасп, на валу ГТ, который необходим для привода ОК (благодаря ОК ТРД может создавать тягу при V = 0) и дополни-

тельных агрегатов (топливных, масляных и гидравлических насосов, электрогенераторов и т.п.). При этом уменьшается давление и температура газа и несколько возрастает скорость потока

p; Т; с . Необходимость некоторого роста скорости потока

104

в ГТ объясняется следующими соображениями. Так как расход газа через все сечения ГТ постоянный (Мг = const), а его объем при движении вдоль тракта турбины уменьшается за счет существенного снижения плотности ρ при расширении, то для сохранения неразрывности потока (постоянства расхода) необходимо пропорционально увеличивать площадь проходного сечения ГТ F

Мг с F const . Площадь в выходном сечении Fт, а сле-

довательно, высота рабочих лопаток последних ступеней ГТ hт становится очень большой, что снижает их прочность. Для замедления темпа роста величины площади F, а следовательно, темпа увеличения hт, падение плотности ρ частично компенсируют уве-

личением скорости с Мг с F const .

Так как ОК сжимает атмосферный (холодный) воздух, а в ГТ расширяется горячий газ, то работа, совершаемая расширяющимся газом в ступени ГТ, значительно выше, чем потребная работа сжатия воздуха в ступени ОК. Это позволяет одной ступени ГТ вращать несколько ступеней компрессора.

От сечения т-т до сечения с-с происходит расширение рабочего тела (газа) в РС. Так как в РС отсутствует подвод энергии извне и практически отсутствует отвод энергии в окружающую среду, то при расширении газ совершает внешнюю механическую работу по разгону потока, т.е. полная энергия рабочего тела не изменяется, но часть энтальпии превращается в кинетическую энергию истекающей струи газа (создание реактивной тяги R). При этом уменьшается давление и температура газа и значительно возраста-

ет скорость потока p; Т; с .

3.3.4. Вывод формулы для определения тяги ТРД

Тяга ТРД – это результирующая газодинамических сил, действующих на внутренние поверхности двигателя Rд во время его работы (динамическая составляющая тяги), и сил воздействия невозмущенной окружающей среды на внешние поверхности двигателя Rст (статическая составляющая тяги).

105

Примем допущения:

•движение рабочего тела внутри двигателя установившееся;

•массовые силы отсутствуют;

•газ невязкий;

•течение газа – осевое;

•силы внешнего аэродинамического сопротивления не учитываются.

Тогда в соответствии с определением

На рис. 3.4 видно, что силы от давления окружающей среды рн, действующие по внешним границам контура ТРД, в общем случае взаимно уравновешивают друг друга, за исключением среза сопла. Это объясняется тем, что при нерасчетных режимах работы РС давление на срезе рс может быть как больше, так и меньше атмосферного давления рн.

Рис. 3.4. Распределение внешних сил

Сила, равная произведению разности давления на срезе сопла и давления окружающей среды (рс – рн) на площадь среза сопла Fc, будет действовать в направлении полета, если рс > рн (режим недорасширения), и против направления полета, если рс < рн (режим перерасширения).

В случае расчетного режима работы сопла (рс = рн) статическая составляющая тяги будет равна нулю.

106

При расчетном режиме работы РС (рс = рн) Rуд = сс – V. При V = 0, Rуд = сс. С помощью Rуд оценивают эффективность ТРД как тепловой машины, т.е. долю подведенной к воздуху в КС теплоты, превращенной в тягу ТРД.

3.Удельный расход топлива (масса топлива в килограммах, расходуемая в ТРД для создания тяги в 1 Н в течение 1 ч) cR = Мт/R, где Мт – часовой расход топлива в ТРД. С помощью cR оценивают экономичность ТРД.

4.Удельная масса двигателя («сухая» масса двигателя, приходящаяся на единицу создаваемой им тяги) mдв = Мдв/R. С помощью mдв оценивают конструктивное совершенство ТРД.

5.Тяговооруженность ТРД μдв = 1/mдв = R/Мдв.

6.Удельная лобовая тяга RF = R/Fдв, где Fдв – сечение миделя. RF характеризует поперечные размеры двигателя и, следова-

8. Удельная объемная тяга RV 1/ дв R /Vдв . RV и дв особенно важно учитывать при проектировании подъемных двигателей для самолетов с вертикальным взлетом и посадкой.

3.5. Области применения реактивных двигателей

Ограничения по скорости и высоте полета летательного аппарата (ЛА) с реактивным двигателем (рис. 3.5) связаны с возможностью реактивных двигателей соответствующего типа создавать достаточную тягу, а также с аэродинамическими свойствами и конструкцией летательного аппарата.

108

Наименьшую скорость полета имеют вертолеты с ТВаД, за ними следуют самолеты с ТВД, имеющие ограничения скорости из-за использования в качестве движителя воздушного винта. У самолетов с двигателями прямой реакции (ТРД) ограничение скорости полета наступает из-за «вырождения» двигателя.

При увеличении высоты полета с уменьшением плотности воздуха ρ уменьшается скоростной напор q = ρV2/2, а значит, пада-

При больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета q происходит значительный аэродинамический нагрев

элементов конструкции ЛА и снижается прочность конструкционных материалов, а динамические нагрузки возрастают. Возникает необходимость ограничения скорости и высоты полета.

3.6. История развития авиационных ВРД

Газотурбинные двигатели (ГТД) во второй половине ХХ века стали доминирующими в военной и гражданской авиации, как обеспечившие значительно бóльшие отношения тяги к массе

109

двигателя по сравнению с предшествовавшими поршневыми двигателями.

Применение газотурбинных двигателей позволило совершить качественный скачок в грузоподъемности авиации, высоте и скорости полета, освоить сверхзвуковые полеты с числом Маха до 3,0–3,3.

Несмотря на то, что принципиальные схемы турбовинтовых и турбореактивных двигателей были предложены в ряде стран еще в первой четверти ХХ века, они могли быть реализованы как эффективные и надежные двигатели лишь после Второй мировой войны как синтез достижений одновременно и в аэродинамическом совершенстве лопаточных машин, и в металлургии.

Речь идет о достаточных коэффициентах полезного действиякомпрессоров и турбин и длительной термопрочности конст-

рукционных материалов, допускающей достаточно высокий уровень температуры газа перед турбиной.

Наиболее серьезными проблемами, которые пришлось преодолевать всем конструкторам-первопроходцам при создании турбореактивных двигателей, также были:

•организация устойчивого горения;

•вибропрочность лопаток компрессоров и турбин;

•помпаж компрессора;

•высокий удельный расход топлива;

•психологический фактор недоверия.

Создание турбореактивных двигателей различных схем нельзя приписать одному изобретателю или одной стране, их создание является результатом исследований и экспериментов, начатых почти одновременно в ряде развитых государств.

Не умаляя роли передовых промышленных стран, таких как Германия и Англия, в создании первых газотурбинных авиационных двигателей, следует отметить достойный вклад русских ученых и инженеров в развитие авиационной газотурбинной техники.

Основополагающими теоретическими разработками в области реактивного движения и лопаточных машин были еще дореволюционные труды И.В. Мещерского, Н.Е. Жуковского, К.Э. Циолковского. К началу ХХ века относятся первые проекты ГТД

110