книги / Эксплуатационные характеристики авиационных газотурбинных двигателей

Перераспределение тяги ДТРД между контурами при дросселировании

На рис. 4.20 показано изменение скоростей истечения газа из реактивных сопел двухвального ДТРД при дросселировании двигателя.

Ч<5

=т)ц= 0,8 на максимальном режиме), что свидетельствует об

сравнению с ТРД. Вместе с тем относительное увеличение удель­ ной тяги второго контура, а также возрастание параметра у при­ водит к значительному перераспределению тяг между контурами

На рис. 4.21 представлена дроссельная характеристика двух­ вального ДТРД, построенная по числу оборотов турбокомпрес­ сора низкого давления.

На рис. 4.22 показано замеренное на стенде изменение тяги двухвальных ДТРД, имеющих различные степени двухконтурности (у = 2; 1; 0,6). Двигатели имеют высокую степень сжа­

тия основного контура (л * ^ = 1 3 —15) и высокотемпературную

101

1.0

то

0,7

О.в

Рис. 4.21. Дроссельная характеристика двухвального ДТРД

(М 0 = 0, Я = 0, л*!(р) =12,5, г ; р) = 1300°К)

102

турбину (Г3' = 1300° К). Из рисунка видно, что кривые имеют вид

прямой и мало отличаются друг от друга. В области больших оборотов они могут быть аппроксимированы уравнением

/? = 4,5 п — 3,5.

Сравнение дроссельных характеристик двухвальных ДТРД и ТРД

На рис. 4.23 приведены сравнительные дроссельные харак­ теристики двухвальных ДТРД и ТРД на расчетном режиме при условии

103

Дроссельная характеристика ДТРД с задним расположением вентилятора

Будем сравнивать дроссельные характеристики ДТРД с зад­ ним расположением вентилятора и исходного для этого двига­ теля ТРД. Наличие свободного турбокомпрессора не оказыва­ ет влияния на параметры газа за турбиной высокого давления при дросселировании двигате­ ля (с точностью до к. п.д. тур­

бины).

С уменьшением подачи топ­ лива в камеру сгорания дви­ гателя снижается расход» а также давление и температура газа за турбиной, т. е. падает мощность турбины свободного турбокомпрессора, причем от-

ДТРД должна быть больше, а удельный расход топлива должен быть меньше, чем у ТРД. В действительности же наличие гид­ равлических потерь в газовоздушном тракте свободного турбо­ компрессора приводит к тому, что на некотором числе оборотов

{в данном примере гг = 0,55) тяги и экономичности обоих двига­ телей уравниваются.

104

§ 3. СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДТРД

Приближенные методы расчета скоростных характеристик ДТРД

Точный расчет скоростных характеристик ДТРД является весьма сложной задачей. Помимо большого количества расчет­ ных операций, он требует использования характеристик отдель­ ных элементов двигателя и в первую очередь — характеристик компрессоров в каждом из контуров.

Зная протекание линий рабочих режимов на характеристи­ ках компрессоров, можно для заданного числа физических обо­ ротов (п) двигателя в соответствии с изменением высоты и скорости полета (а следовательно, Т*н ) вычислить изменение

числа приведенных оборотов (лпр) и определить по характери­ стике компрессора значения /,к и т,*. Дальнейший расчет пара­

метров ДТРД не представляет трудностей.

Результаты таких расчетов чрезвычайно «индивидуализиро­ ваны»; они зависят не только от параметров рабочего процесса на расчетном режиме работы двигателя, но в значительной сте­ пени от особенностей характеристик компрессоров и программы регулирования. Для быстрого выполнения подобных трудоемких расчетов за последние годы используются все в большей степе­ ни электронно-вычислительные машины.

Кроме точных расчетов скоростных характеристик ДТРД, в практике двигателестроения возникает потребность в разработке и использовании упрощенных методов расчета характеристик ДТРД. Они целесообразны, например, для вариантных «при­ кидок» при проектировании двигателя в ОКБ, для получения студентами приближенных характеристик двигателя в курсовом и дипломном проектировании.

Обобщенные характеристики осевых компрессоров и турбин

Многочисленные исследования характеристик компрессоров позволили выявить обобщенные закономерности изменения па­

уменьшаются на лопатках последних ступеней. С возрастанием те* повышение напора первых ступеней становится определя­

105

Обработка экспериментальных характеристик большого чис­ ла компрессоров позволила советскому ученому Р. М. Федорову найти полуэмпирические зависимости влияния расчетного значе­

путем обработки большого количества характеристик компрес­ соров различных серий, приведены по данным Н. Д. Тихонова на рис. 4.25 и 4.26.

V

4

1,0

49

к. п. д. компрессора, причем тем сильнее, чем больше значение

нением линии рабочих режимов от зоны максимальных к. п. д. компрессора.

Зависимости, приведенные на рис. 4.25 и 4.26, могут рассмат­ риваться, как некоторые обобщенные характеристики компрес­ соров. Они могут быть использованы для расчета скоростных характеристик ДТРД в тех случаях, когда отсутствуют реаль­ ные характеристики компрессоров первого и второго контуров.

пад давлений на турбине остается постоянным (я* =сопз1) и постоянное приведенное число оборотов /гТпр = соп51. При этом

106

турбина работает на подобном режиме. Обычно в полете вы­ полняются первые две зависимости. Что же касается к. п. д. турбины, то последний изменяется, так как /г1ф^=соп51 или

— Ф сопз1. Однако изменение ц* оказывается незначительным.

Рис. 4.26. Влияние л *о на зависимость г| * =! (ппр) при л = соп$1

Приближенные соотношения для основных параметров компрессоров

В некоторых случаях в расчетной практике пользуются упро­ щенными соотношениями при оценке работы компрессора в по­

лете в виде 1 к= соп51 при /г= соп51 и т]к =сопз1 К

Постоянство работы компрессора с изменением Тн обеспе­ чивается, когда расчетная степень сжатия компрессора основ­ ного контура ТРД (ДТРД) примерно равна 6 (рис. 4.25). Во втором контуре ДТРД это условие соблюдается достаточно точ­ но вдоль линии максимальных к. п. д. компрессора.

Исследования показывают, что в диапазоне дозвуковых ско­ ростей полета расчет высотно-скоростных характеристик нефор-

1 Соотношения 1,< = соп51 и н*=сопз1 могут рассматриваться, как харак­ теристики компрессора с достаточно совершенной системой регулирования.

107

сированного ДТРД с неизменной геометрией можно вести, ис­ пользуя вышеописанные допущения. При этом погрешности равны 1—2%.

Однако распространение этих зависимостей на широкий диа­ пазон сверхзвуковых скоростей полета может привести к гру­ бым ошибкам (до 10—12% по параметрам 1„ и т]*). Это особен­

но касается допущения о постоянстве к. п. д.

СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОДНОВАЛЬНЫХ ДТРД

Нефорсированный ДТРД

Рассмотрим скоростную характеристику одновального нефорсированного ДТРД при программе регулирования на максималь­

стенде равные перепады давления в реактивных соплах конту-

ров, Т. 6. Яр. Яр. Сц»

Постоянное число оборотов турбокомпрессора поддерживает­ ся с помощью центробежного регулятора оборотов, сблокиро­ ванного с автоматом подачи топлива. Постоянство температуры газа перед турбиной достигается регулированием критического

использования характеристик компрессоров, турбин и входных устройств.

К основным допущениям, обычно принимаемым в прибли­ женных расчетах характеристик, отнесем:

1) постоянство работы компрессоров (для обоих контуров):

туров:

и _ „

Рз —Ръ — Рн•

108

Изменение удельной тяги ДТРД

На стенде скорость истечения газа из первого контура боль­ ше, кем из второго. Это объясняется тем, что при равных пере­ падах давления в реактивных соплах температура газа за тур­ биной значительно выше температуры воздуха на выходе из компрессора второго контура. Отсюда следует, что удельные тяги контуров также различны:

^уд|| < Яудг

С увеличением числа Мо полета удельные тяги контуров не­ прерывно падают. Однако более интенсивно убывает удельная тяга первого контура, так как перепад давления в реактивном

*11(0)— 2,15, яр.С| — "|, гц)

сопле этого контура растет значительно медленнее, чем во вто­ ром. Раскрытие реактивного сопла первого контура для сохра­

нения Тз =сопз! по мере увеличения скорости полета еще боль­ ше усиливает эту тенденцию (рис. 4.27). Аналогично убывает удельная тяга ДТРД, причем значительно быстрее, чем у исход­ ного ТРД. Если у ТРД удельная тяга обращается в нуль при числе М0«2,8, то у ДТРД при числе Мо«2,4 (рис. 4.28).

Изменение степени двухконтурности

С увеличением скорости полета секундный расход воздуха через второй контур возрастает, причем гораздо быстрее, чем

109