Казанджан П. К., Алексеев Л. П., Говоров А. Н., Коновалов Н. Е., Ю. Н. Нечаев, Павленко В. Ф., Федоров Р. М. Теория реактивных двигателей -------------------------------------------------------------------------------- Издание: Казанджан П. К. и др. Теория реактивных двигателей. — М.: Воениздат, 1955. — 296 с. Цена 7 р. 40 к. Scan: Андрей Мятишкин (amyatishkin@mail.ru) Аннотация издательства: Настоящая книга написана коллективом авторов, работавших под руководством академика Б. С. Стечкина. В ней излагаются основные вопросы теории авиационных лопаточных машин и реактивных двигателей — теория рабочего процесса, стендовые и летные характеристики и особенности работы лопаточных машин и реактивных двигателей в условиях эксплуатации. Книга предназначена для летного и инженерно-технического состава ВВС, самостоятельно изучающего теорию лопаточных машин и реактивных двигателей. Исходя из этого, авторы стремились сделать книгу возможно более доходчивой; основное внимание обращали на описание физических процессов, происходящих в двигателях в различных условиях их эксплуатации. Общее научное редактирование книги было проведено профессором, доктором технических наук инженер-полковником П. К. Казанджаном. Книга в формате DjVu — 3349 кб Невыправленный текст в формате TXT — 623 кб ОГЛАВЛЕНИЕ Предисловие (стр. 3) Основные обозначения (стр. 5) Ю. Н. Нечаев. Общая характеристика реактивных двигателей (стр. 7) Ю. Н. Нечаев. Общая характеристика авиационных лопаточных машин (стр. 24) А. Н. Говоров. Процесс сжатия воздуха в центробежном компрессоре ТРД (стр. 36) А. Н. Говоров. Течение воздуха в элементах центробежного компрессора ТРД (стр. 47) Р. М. Федоров. Устройство и работа осевого компрессора (стр. 59) Ю. Н. Нечаев. Характеристики компрессоров и их регулирование (стр. 76) Л. П. Алексеев. Устройство и работа авиационной газовой турбины ТРД (стр. 114) П. К. Казанджан. Характеристика авиационной газовой турбины (стр. 126) Ю. Н. Нечаев. Рабочий процесс турбореактивного двигателя (стр. 143) А. Н. Говоров. Сила тяги, к. п. д. и тепловой баланс ТРД (стр. 153) Ю. Н. Нечаев. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива ТРД от параметров рабочего процесса (стр. 160) A. Н. Говоров. Процесс сгорания в ТРД (стр. 173) Ю. Н. Нечаев. Характеристики турбореактивных двигателей (стр. 182) Р. М. Федоров. Форсирование турбореактивных двигателей (стр. 219) B. Ф. Павленко. Характеристики ТРД при неустановившихся режимах работы (стр. 229) П. К. Казанджан. Турбовинтовые двигатели (стр. 244) П. К. Казанджан. Зависимость работы и удельного расхода топлива ТВД от степени сжатия и температуры газа перед турбиной (стр. 251) П. К. Казанджан. Характеристики турбовинтового двигателя (стр. 259) Л. П. Алексеев. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (стр. 269) Н. Е. Коновалов. Рабочий процесс и характеристики жидкостных ракетных двигателей (стр. 280) ======================================================== П. К. КАЗАНДЖАН, Л. П. АЛЕКСЕЕВ, А. Н. ГОВОРОВ, Н. Е. КОНОВАЛОВ, Ю. Н. НЕЧАЕВ, В. Ф. ПАВЛЕНКО, Р. М. ФЕДОРОВ Т Е О Р И Я РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СОЮЗА ССР МОСКВ А —1955 СОДЕРЖАНИЕ Стр. Предисловие............................. 3 Основные обозначения........................ 5 Ю. Н. Нечаев. Общая характеристика реактивных двигателей..... 7 Ю. Н. Нечаев. Общая характеристика авиационных лопаточных машин 24 А. Н. Говоров. Процесс сжатия воздуха в центробежном компрес- соре ТРД............................ 36 А. Н. Говоров. Течение воздуха в элементах центробежного компрес- сора ТРД .......................... 47 Р. М. Федоров. Устройство и работа осевого компрессора....... 59 Ю. Н. Нечаев. Характеристики компрессоров и их регулирование ... 76 Л. П. Алексеев. Устройство и работа авиационной газовой турбины ТРД 114 П. К. Казанджан. Характеристика авиационной газовой турбины . . 126 Ю. Н. Нечаев. Рабочий процесс турбореактивного двигателя ..... 143 А. Н. Говоров. Сила тяги, к. п. д. и тепловой баланс ТРД....... 153 Ю. Н. Нечаев. Зависимость удельной тяги и удельного расхода то- плива ТРД от параметров рабочего процесса.......... 160 A. Н. Говоров. Процесс сгорания в ТРД................ 173 Ю, Н. Нечаев. Характеристики турбореактивных двигателей..... 182 Р. М. Федоров. Форсирование турбореактивных двигателей...... 219 B. Ф. Павленко. Характеристики ТРД при неустановившихся режимах работы............................. 229 77. К. Казанджан. Турбовинтовые двигатели............. 244 П. К. Казанджан. Зависимость работы и удельного расхода топлива ТВД от степени сжатия и температуры газа перед турбиной . . . 251 /7. К. Казанджан. Характеристики турбовинтового двигателя..... 259 Л. П. Алексеев. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели..... 269 Н. Е. Коновалов. Рабочий процесс и характеристики жидкостных ра- кетных двигателей....................... 280 Редактор инженер-полковник Писарев М. С. Технический редактор Кузьмин И. Ф. Корректор Плотникова В. У. Сдано в набор 21.1.1955 г. Подписано к печати 4.8.1955 г Формат бумаги 60Х921/и — 18'/2 печ- л- — 18>5 Усл- печ- л- 18-362 уч.-изд. л. Г-14881 Военное Издательство Министерства Обороны Союза ССР Москва, Тверской бульвар, 18. . • ^ __________ Изд. N° 6/7466. Зак. № 3073 2-я типография имени К. Е. Ворошилова Управления Военного Издательства Министерства Обороны Союза LLP Цена 7 р. 40 к. ПРЕДИСЛОВИЕ Настоящая книга написана коллективом авторов, работавших под руководством академика Б. С. Стечкина. В ней излагаются основные вопросы теории авиационных лопаточных машин и реак- тивных двигателей — теория рабочего процесса, стендовые и летные характеристики и особенности работы лопаточных машин и реактив- ных двигателей в условиях эксплуатации. Книга предназначена для летного и инженерно-технического со- става ВВС, самостоятельно изучающего теорию лопаточных машин и реактивных двигателей. Исходя из этого, авторы стремились сде- лать книгу возможно более доходчивой; основное внимание обра- щали на описание физических процессов, происходящих в двигате- лях в различных условиях их эксплуатации. Общее научное редактирование книги было проведено профессо- ром, доктором технических наук инженер-полковником П. К. Казанджаном. Авторский коллектив '••*•'••:*•'№ :f'i' ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ ft>^ у • . : . .и;:':: . л •• \г/н^<;Жг VY-u'-i:?-1' ^п. с — действительная (политропическая) работа сжатия в дви- гателе. ;>:' ;, ••••* Ln.p — действительная (политропическая) работа расширения в двигателе. AJ. т — действительная (политропическая) работа расширения в турбине. ^п. к— действительная (политропическая) работа сжатия в ком- прессоре — работа, затраченная на сжатие 1 кг воздуха в компрессоре. ..,; •" ; •''* *•;:••'*•. » Ln. ст— действительная (политропическая) работа сжатия в сту- пени компрессора. ^э. к — механическая работа, затрачиваемая на привод колеса компрессора, — эффективная работа сжатия 1 кг воздуха, ^ад. *— адиабатическая работа сжатия воздуха в компрессоре, ^э. ст — эффективная работа, затрачиваемая на вращение колеса ступени компрессора. Lr — работа, затрачиваемая на преодоление гидравлических сопротивлений. Lr K — работа, затрачиваемая на преодоление гидравлических сопротивлений в компрессоре. Л/дВ — мощность двигателя. ^ Л?к — мощность, потребная на вращение компрессора. -VCT — мощность, потребная на вращение ступени компрессора. ^ад. к — адиабатический к. п. д. компрессора. ^ад. ст — адиабатический к. п. д. ступени компрессора. ^э. к — эффективный к. п. д. компрессора. YJC — к. п. д. процесса сжатия воздуха. f\p — к. п. д. процесса расширения воздуха. . f\P — тяговый к. п. д. ТРД. •у], — термический к. п. д. ТРД. •qn — полный к. п. д. ТРД. е — степень сжатия воздуха в двигателе. ек — степень сжатия воздуха в компрессоре. ' ет — степень расширения газа в турбине, Р—сила тяги реактивного двигателя. РУД — удельная тяга. Ср—удельный расход топлива, v п — обороты двигателя. лпр —приведенные обороты двигателя. G—секундный весовой расход воздуха через двигатель или компрессор. g—ускорение силы тяжести. р — давление воздуха или газа в двигателе. р0 — атмосферное давление воздуха. ср — теплоемкость газа или средняя теплоемкость продуктов сгорания при постоянном давлении. Q — тепло, сообщаемое воздуху. i? ;, ДГ—приращение температуры воздуха. - В — коэффициент выделения тепла, характеризующий пол- ноту сгорания топлива, обычно равный 0,96—0,97. __—427 кгм/кал — механический эквивалент тепла. R — газовая постоянная. -,::;• им*.,-•'-•,. k — показатель адиабаты. п — показатель политропы. Ни — теплотворная способность топлива в кал/кг. CQ — скорость полета. , с — абсолютная скорость воздуха. и — окружная скорость. / ^ — коэффициент закрутки воздуха. '. г v w — относительная скорость воздуха. i — угол набегания воздуха на лопатки компрессора. _ Л е° — угол поворота потока воздуха. : \ v —удельный объем воздуха. • г> V. *\ F r ' Доцент, кандидат технических наук инженер-майор Ю. Н. НЕЧАЕВ ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Развитие скоростной авиации привело к необходимости замены поршневых авиадвигателей, имевших сравнительно ограниченные мощности, реактивными двигателями, развивающими при меньших габаритах и весе значительно большие мощности. Как известно, мощность, потребная для продвижения самолета в воздухе, с увеличением скорости полета значительно увеличи- вается. Мощность же силовой установки с поршневым двига- телем практически не зависит от скорости полета. Поэтому для до- стижения самолетами с поршневыми двигателями больших скоро- стей полета необходимо было повышать их мощности, а это в свою очередь вело к недопустимо большому увеличению их веса и габа- ритов. В противоположность поршневым двигателям у реактивных дви- гателей мощность значительно возрастает с увеличением скорости полета. Однако с ростом высоты полета мощность реактивных дви- гателей (при заданной величине скорости полета) уменьшается. Па- дение мощности реактивных двигателей с высотой компенсируется в некоторой степени увеличением ее с ростом скорости полета, по- этому реактивные двигатели и по высотности значительно превос- ходят поршневые. Этим обусловливается преимущество реактивных двигателей для скоростных и высотных самолетов. ; !; - Неоспоримо доказано, что наша страна является родиной реак- тивной авиации, что отечественным ученым принадлежит первенство в создании теории реактивного движения и в разработке первых конструкций реактивных двигателей и самолетов. Реактивным может быть назван тепловой двигатель внутреннего сгорания, в котором химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию газовой струи, вытекающей из двигателя, а получающаяся за счет этого сила реакции непосредственно ис- пользуется как движущая сила. : > - 5 .;* Различают два типа реактивных двигателей: ракетные и воз- душно-реактивные, ••-•'••..... - •-• г Основное различие между ними состоит в том, что рабочее тело (газовая струя) в ракетных двигателях образуется из веществ, транспортируемых самим летательным аппаратом. В воздушно-реак- тивных двигателях рабочим телом служит воздух окружающей атмосферы, кислород которого используется в качестве окислителя при сжигании топлива. . Ракетные двигатели v Первым типом реактивных двигателей были пороховые ракеты (ракетные двигатели твердого топлива). Они появились значительно раньше других тепловых двигателей. Ведущая роль в развитии и применении пороховых ракет принадлежала нашей Родине. Одним из виднейших специалистов в области ракетостроения был русский ученый генерал К. И. Константинов (1818—1872). Ра- кеты Константинова с успехом применялись русскими войсками в балканской войне 1877—1878 гг. ..... по ад. *п xXXXxX>0OCv^yx;1^\VV\^V;?УХХХХХХХ>ООС-<0<>у\ Vv\. VWWV WVW- >Х^^У9УуУУУхХХХХХ OC CxXXXXXXX'.XV'xV V^VWVVWXX* Л?УУ5Л?У^^КХ>^9Ь?$^^>У>лгУУУ<А'\ХХ.> КХУУХХХЧ-УуУУУXXXXXXXXXXV.V:XX?XV x\ ч \ \ \ ч ч \' ч \ Чч ч г\ ч ч ч ч ччЧХЧЧч ;v%;_. : '•:. : a*J .(/;;.;;,,..':;••; Рис. 1. Пороховой ракетный двигатель: / — цилиндрическая камера сгорания; 2 — реактивное сопло; 3 — пороховые шашки "••"' Пороховой ракетный двигатель (ПРД) состоит из цилиндриче- ской камеры сгорания / (рис. 1) и реактивного сопла 2. В камере сгорания помещается порох, спрессованный в отдельные шашки 3. При горении пороха в камере сгорания образуются пороховые газы, имеющие большое давление (до 250 кг/см2) и высокую темпе- ратуру (до 2000°Ц). Эти газы, вытекая с большой скоростью через сопло в атмосферу, создают силу тяги, которая направлена в сто- рону, противоположную их движению. Продолжительность работы такого двигателя определяется временем сгорания пороха и не пре- вышает нескольких секунд. .' с::. На примере ракетного двигателя выясним принцип возникнове- ния реактивной тяги. Рассмотрим силы давления, действующие на его наружную и внутреннюю поверхности (рис. 2). На каждый элемент поверхности двигателя снаружи действует атмосферное давление, а изнутри — превышающее его давление га- зообразных продуктов сгорания. Это приводит к образованию на каждом участке поверхности двигателя силы, направленной во внешнюю сторону. '•-••"•' ' v - „ На боковой цилиндрической поверхности камеры сгорания эти силы взаимно уравновешиваются. Силы же, действующие на торцо- * вые стенки камеры сгорания 1—2—3—4 и 5—6—9—10 (см. рис. 2)> оказываются неуравновешенными, так как силы на участке 2—3 не имеют противоположно направленных сил со стороны открытого конца камеры сгорания. Неуравновешенными являются также силы, действующие на. расширяющийся участок реактивного сопла 6—7 и 8—9. Эти неуравновешенные силы в совокупности образуют некоторую равнодействующую, являющуюся силой тяги или реак- тивной силой. Она, как видно из рис. 2, направлена в сторону, про- тивоположную вытекающей из двигателя струе газа, >, ' . _ 5 ^ «•• """ \ ' Г i 1 i i i 1 1 ' t ' i ' ' < / 1 , , ' - i > \ f 1 / у\ < t ' j i i i \ i I J 1 J i \ 1 • ' / , i j J / f / •Л - , * * 1 1 fc 1 * • V ( x\^ 1 , 1 X М i * i < ' ' i ' 1 i ' • ' 1 i Г ' ' ' 1 ' ' ' ' ^ r \ r ' • Г f 1 V 1 - j i ^ , ( < ' j J I 1 . i < LI . ^ , > ^ 8 Рис. 2. Схема возникновения реактивной тяги Определять силу тяги путем непосредственного суммирования элементарных сил давления, действующих на рабочие поверхности двигателя, сложно. Поэтому для ее вычисления пользуются извест- ным из механики законом, согласно которому импульс силы равен изменению количества движения. Если определять импульс, создаваемый силой тяги Р, за время, равное одной секунде, то ... ........: ., - , ..,;,,,,:,,p=mw^:::''-.^'.^*Ц^^'. '^.^.:, где т —секундный массовый расход продуктов сгорания. Малая продолжительность горения пороха в ракетных двигате- лях и сравнительно низкая его теплотворная способность явились главным препятствием на пути применения пороховых ракетных дви- гателей в качестве основных авиационных двигателей. В настоящее время пороховые ракетные двигатели используются в авиации только как стартовые ускорители, предназначаемые для сокращения разбега самолета в момент взлета. В целях устранения указанных недостатков ракетного двигателя К. Э. Циолковский (1857—1935) в работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (1903 г.) предложил заме- нить в ракетных двигателях порох жидким топливом. Применение в ракетных двигателях жидкого топлива, имеющего большую тепло- 9 творную способность, значительно улучшило основные показатели ракетного двигателя. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) работает по тому же принципу, что и пороховой. Разница лишь в том, что в камере сго- рания ЖРД сгорает смесь жидкого горючего с жидким окислите- лем, которые непрерывно подаются внутрь камеры сгорания через специальные форсунки (рис. 3). Благодаря этому время работы ЖРД не так ограничено и определяется общим запасом горючего и окислителя на летательном аппарате (вне двигателя). В качестве горючего в ЖРД применяется обычно керосин или спирт, в качестве окислителя — азотная кислота, жидкий кислород, перекись водорода и другие. Топливо Окислитель ,' Л / / 1 ^:п т*с /1 Щ '*7\ \/ / \_ "' J.-J-1- .11 / •' /, '/// -'///S' •' ' '••'•'/ '' •'.'/ ',' /////////// Х\ХЗ Рис. 3, Схема жидкостного ракетного двигателя .. Форсунки, подающие горючее и окислитель внутрь камеры сго- рания, обеспечивают хорошее распыление и перемешивание жидких компонентов, образующих топливную смесь. В момент запуска топ- ливная смесь воспламеняется от специального запального устрой- ства (если жидкие компоненты не образуют самовоспламеняющейся смеси). В дальнейшем факел пламени поддерживается вследствие непрерывной подачи горючего и окислителя. Жидкие компоненты подаются в двигатель путем вытеснения их из баков сжатым воз- духом или специальными насосами. .^:.. • :-^•••••, В камере сгорания ЖРД температура газов может достигать 3000° Ц, а давление — 30 -г- 50 кг/см2 и более. Вследствие высоких температур сгорания и более продолжительного времени непрерыв- ной работы ЖРД (по сравнению с пороховым ракетным двигате- лем) необходимо охлаждать камеру сгорания и сопло, что осуще- ствляется одним, а иногда и двумя жидкими компонентами. К. Э. Циолковский разработал ряд оригинальных конструкций ракет, работающих на жидком топливе. Он впервые предложил ис- пользовать для ЖРД расширяющиеся сопла, охлаждать стенки ка- меры сгорания и сопла жидкими компонентами, подавать их в ка- меру сгорания специальными насосами и, наконец, применять дл^ w р Насос Камера сгорания Насоа управления ракетами на больших высотах рули, работающие в по- токе газа. Схема одной из ракет, разработанных К- Э. Циолковским, представлена на рис. 4. • i- / ...-. 4,т;<, ...<•.,*•, •-.<• К. Э. Циолковский разработал основные вопросы теории жид- костного ракетного двигателя и своими многочисленными трудами положил начало научным исследованиям в области реактивной авиации. В условиях царского са- модержавия, когда, по сло- вам К. Э. Циолковского, признавалось только «то, что гремит за границей», работа выдающегося русского уче- ного не получила должного Рис- 4- Схема Ракеты К. Э. Циолковского признания и поддержки. Только в годы Советской власти ученому были созданы все усло- вия для плодотворной научно-исследовательской деятельности. Об этом он писал так: «До революции моя мечта не могла осуществиться. Лишь Октябрь принес признание трудам самоучки; лишь Советская власть и партия Ленина — Сталина оказали мне действенную помощь. Я почувствовал любовь народных масс, и это давало мне силы продолжать работу... Все свои труды по авиации, ракетоплава- нию и межпланетным сообщениям передаю партии большевиков и Советской власти — подлинным руководителям прогресса человеческой культуры». Советский инженер Ф. А. Цандер, развивая идеи К- Э. Циолков- ского, в 1930—1931 гг. построил и испытал первые в СССР ракет- ные двигатели жидкого топлива. В своей работе «Тепловой расчет ракетного двигателя на жидкостном топливе» он описал методы теплового расчета жидкостного ракетного двигателя и расчета охла- ждения камеры сгорания и сопла. В 1937 г. советский конструктор М. К. Тихонравов впервые про- вел успешные опыты по применению компонентов горючей смеси для внутреннего охлаждения стенок ЖРД. \\.-:\. ,-; *: В настоящее время в области ракетостроения достигнуты боль- шие успехи. Идеи К. Э. Циолковского получили свое дальнейшее развитие в оригинальных конструкциях ЖРД, созданных трудами многих советских конструкторов: В. П. Глушко, А. М. Исаева, М. К. Тихонравова, Л. С. Душкина и других. В современной авиации ЖРД не нашли пока широкого примене- ния. Они, как и ПРД, используются в качестве стартовых устройств для сокращения разбега самолета при взлете и ускорителей, которые предназначаются для кратковременного увеличения скороподъемно- сти или скорости полета самолета в воздушном бою. Ограниченное применение ЖРД объясняется тем, что они имеют чрезвычайно большие расходы топливной смеси (главным образом за счет боль- шого потребления окислителя). Кроме того, применение ЖРД свя- зано с большими эксплуатационными неудобствами, так как еще не « найдены такие жидкие топлива и окислители, которые были бы вполне безопасны и удобны в обращении. ^ Преимущество ЖРД состоит в том, что при весьма малых габа- ритах и весе он может развивать большие мощности. Это делает возможным применение ЖРД на истребителях-перехватчиках, дей- ствующих ограниченное время, но требующих больших горизон- тальных и вертикальных скоростей полета, а также и на ракетах дальнего действия. Экономичность и мощность ЖРД с увеличением скорости полета значительно возрастают, поэтому можно предполагать, что ЖР/Д смогут найти более широкое применение, когда скорости полета самолетов значительно превысят скорости звука. • • >п >'''•.•.. ' • ":> * Воздушно-реактивные двигатели :.• Вторым типом реактивных двигателей являются, как уже было сказано, воздушно-реактивные двигатели (ВРД), в которых в каче- стве рабочего тела используется атмосферный воздух. В России уже в середине прошлого века появились первые патенты на воздушно- реактивные двигатели. В 1849 г. полевой военный инженер И. И. Третеский опубликовал работу «О способах управлять аэростатом», в которой пред- лагал использовать для про- движения аэростата в воздухе и управления им в полете силу реакции газов, вытекающих из оболочки аэростата через сопло. " •*"; • В 1866 г. капитан первого ранга Н. М. Соковнин разра- Рис. 5. Система насадков-инжекторов Ф. Гешвенда ботал проект большого управ- ляемого аэростата жесткой кон- струкции. В этом проекте он предложил много новых идей, среди которых особый интерес пред- ставляла идея использования для продвижения аэростата реактив- ного двигателя, создающего тягу за счет реакции вытекающей струи воздуха, предварительно сжатого до давления в 50 кг/см2. ч'^и;4 В 1887 г. русский инженер Ф. Гешвенд предложил оригинальный проект реактивного двигателя для самолета. Автор проекта в ка- честве источника тяги предполагал использовать силу реакции пара, образующегося в котле и вытекающего с большой скоростью из реактивного сопла. Наиболее интересной особенностью этого проекта было предложение использовать для увеличения силы тяги двига- теля систему насадков-инжекторов (рис. 5). Подобное предложение было повторено спустя 33 года французским инженером Мело, кото- рый за границей до сих пор незаслуженно считается его автором. Оригинальность и смелость первых проектов реактивных двига- телей свидетельствуют о настойчивых исканиях передовых отече- 12 Рис. 6. Схема прямоточного ВРД для дозвуко- вых скоростей полета: / — входной диффузор; 2— камера сгорания; 3 — реактив- ное сопло етвенных ученых, стремившихся еще в середине прошлого века по- дойти к решению проблемы реактивного полета. : В ВРД воздух перед поступлением в камеру сгорания может сжиматься за счет скоростного напора или за счет скоростного напора и компрессора. В первом случае ВРД называются беском- прессорными. Они в свою очередь в зависимости от способа под- вода тепла подразделяются на прямоточные ВРД (с подводом тепла при постоянном давле- нии) и пульсирующие ВРД (с подводом теп- ла при постоянном объ- еме). :."•;. Прямоточный ВРД является простейшим воздушно - реактивным двигателем. Его рабо- чий процесс и основные показатели в значитель- ной степени зависят от скорости полета. Этим обусловливается разли- ••• .-.:. , ••<.- v- чие в устройстве прямоточных ВРД, предназначаемых для полета на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. На рис. 6 изображена схема прямоточного ВРД для дозвуковых скоростей полета. Он состоит из входного диффузора /, камеры сго- рания 2 и реактивного сопла 3. Принцип работы прямоточного ВРД заключается в том, что при полете самолета с большой скоростью встречный поток воздуха, на- бегающий на двигатель, тормозится перед входом в диффузор и в самом диффузоре, в результате чего уменьшается скорость воз- духа и повышается его давление. , , , v ;, .. При дозвуковых скоростях полета торможение воздушной струи-' сопровождается, как известно, увеличением площади ее поперечного сечения, поэтому диффузор в этом случае выполняется в виде рас- ширяющегося канала. Воздух, сжатый перед двигателем и в диффузоре за счет ско- ростного напора, поступает в камеру сгорания, в которую через ряд форсунок впрыскивается топливо. Топливо-воздушная смесь при за- пуске воспламеняется с помощью специального воспламенителя, а в дальнейшем горение поддерживается за счет соприкосновения смеси с горящими газами. : В камере сгорания устанавливаются завихрители, создающие устойчивые очаги горения. Температура газа на выходе из камеры сгорания может достигать 2000° Ц и более. У прямоточных ВРД давление в процессе сгорания почти не из- меняется, поэтому они относятся к типу двигателей с подводом тепла при постоянном давлении. В действительности давление в ка- мере сгорания цилиндрической формы будет несколько падать из-за 13 увеличения скорости газа вследствие его нагрева, а также в резуль- тате гидравлических сопротивлений. -: Продукты сгорания из камеры попадают в реактивное сопло, где происходит их расширение, сопровождающееся увеличением скоро- сти. В результате скорость истечения оказывается большей, чем ско- рость полета. При дозвуковых скоростях полета, когда скорость истечения не превосходит скорости звука, реактивное сопло выполняется сужи- вающимся, поскольку в этом случае, как известно, ускорению газо- вого потока должно сопутствовать уменьшение площади струи. Тяга, создаваемая прямоточным двигателем, определяется разно- стью количества движения вытекающих из двигателя газообразных продуктов сгорания и втекающего воздуха. Если пренебречь весом топлива, который обычно мал по сравнению с весом проходящего через двигатель воздуха, то тяга, развиваемая прямоточным ВРД, будет равна ( ... : Л • • ..... /Я = тв (w — с0) = -~(w — c0), // ..•>. .. ., s |Г • '. • ,. :• ,.•..„'> v:,X -'Ч;"-? :;:.:f ,-v I: . •••:• где mR — секундный весовой расход воздуха. " . - Отношение давления воздуха в конце процесса его сжатия в дви- гателе к давлению воздуха в окружающей атмосфере называют степенью сжатия воздуха в ВРД. При достигнутых в настоящее время в авиации скоростях полета степень сжатия воздуха за счет использования скоростного напора получается не очень значитель- ной, в силу чего прямоточный ВРД имеет низкий к. п. д. и не обес- печивает достаточной тяги. В частности, при скорости полета, рав- ной нулю, прямоточный ВРД не может создавать тяги, поэтому разбег самолета и его самостоятельный взлет при помощи одного только прямоточного ВРД невозможны. , г Однако увеличение скорости полета приводит к увеличению сте- пени сжатия воздуха в двигателе и к улучшению характеристик прямоточного ВРД. Поэтому при больших сверхзвуковых скоро- стях полета его применение может оказаться целесообразным и даже более выгодным, чем применение других типов воздушно-реактив- ных двигателей. В тех случаях, когда скорость полета прямоточного ВРД про- стейшего типа (см. рис. 6) превышает скорость звука, перед входом Б двигатель возникает прямой скачок уплотнения. Как показывает опыт, в прямом скачке уплотнения происходит почти мгновенное уменьшение скорости и повышение давления воздуха. Такое «удар- ное» сжатие воздуха сопровождается большими потерями, заметно ухудшающими процесс сжатия. Исследования советских ученых Г. И. Петрова и Е. П. Ухова показали, что для уменьшения потерь при торможении сверхзвуко- вого потока перед поступлением его в двигатель нужно переход от сверхзвуковых скоростей к дозвуковым осуществлять посредством ряда косых скачков уплотнения, заканчивающихся слабым прямым скачком. • . • • , . . » U В этом случае один прямой скачок очень большой интенсивности удается заменить несколькими скачками, в каждом из которых из- менения скорости и давления оказываются значительно меньшими, чем при наличии одного прямого скачка, поэтому и потери здесь получаются меньшими. Для образования косых скачков может быть использована спе- циальная профилированная игла, установленая в диффузоре и вы- двинутая навстречу набегающему потоку. Схема прямоточного ВРД для сверхзвуковых скоростей полета с трехскачковым диффузором изображена на рис. 7. Прямоточный ВРД для сверхзвуковых скоростей полета отли- чается от дозвукового прямоточного ВРД не только наличием спе- циального многоскачкового входного диффузора, но еще и формой реактивного сопла. Это объясняется тем, что в реактивном сопле иг Рис. 7. Схема прямоточного ВРД для сверхзвуковых скоростей полета с трехскачковым входным диффузором: / — косые скачки; 2— прямой скачок , •* достигаются очень большие перепады давлений, соответствующие сверхзвуковым скоростям истечения. В этом случае реактивное сопло приходится делать сначала суживающимся, а затем расши- ряющимся. В суживающейся части сопла скорость газа увеличи- вается до скорости звука. Дальнейшее увеличение скорости потока происходит в расширяющейся части сопла. Для повышения эффективности бескомпрессорных ВРД при ма- лых скоростях полета пытаются улучшить использование тепла пу- тем осуществления процесса сгорания не при постоянном давлении, а при постоянном объеме. К таким двигателям относятся пульси- рующие ВРД. Пульсирующий ВРД (рис. 8) конструктивно отличается от пря- моточного наличием клапанов на входе в камеру сгорания и на выходе из нее. Предварительное сжатие воздуха в пульсирующем ВРД дости- гается за счет использования скоростного напора, а сгорание — за счет периодически чередующихся вспышек. При этом заполнение камеры сгорания происходит при открытых входных и закрытых выходных клапанах, а сгорание — при закрытых клапанах на входе в камеру и на выходе из нее. При сгорании топлива в замкнутом 15 объеме давление в камере сильно возрастает. Это улучшает эконо- мичность рабочего процесса пульсирующего ВРД по сравнению с прямоточным. При достижении в камере сгорания максимального давления выходные клапаны открываются и горящие газы с боль- шой скоростью вытекают из реактивного сопла. Затем открываются всасывающие клапаны и камера продувается: Далее цикл повто- ряется. Рис. 8, Схема пульсирующего ВРД ' -••••.•>:. : ••••'- - •-- ••'•-..... : Большие гидравлические потери, возникающие при работе вы- хлопных клапанов, и ненадежность их работы из-за воздействия вы- соких температур заставляют в ряде случаев ограничиваться только установкой клапанов на входе в камеру сгорания. Это препятствует полной реализации преимуществ цикла со сгоранием при постоян- ном объеме, но все же позволяет несколько улучшить данные бес- компрессорного ВРД при малых скоростях полета. •, • ш Рис. 9, Схема резонансно-пульсирующего ВРД Эффективность пульсирующего ВРД, не имеющего выхлопных клапанов, удается повысить за счет применения вместо реактивного сопла длинной цилиндрической трубы и использования резонансного эффекта. Такой резонансно-пульсирующий ВРД (рис. 9) может работать и создавать тягу даже при отсутствии встречного потока воздуха, т. е. при работе на месте. Это объясняется тем, что в конце процесса истечения вследствие инерции выходящих газов в камере сгорания образуется разрежение, благодаря которому входные кла- паны открываются и пропускают в камеру сгорания новую порцию воздуха. Первая резонансно-пульсирующая камера сгорания была создана в 1908 г. русским инженером В. В. Караводиным. 16 / Пульсирующие ВРД не получили широкого практического при- менения в авиации в основном из-за малой эффективности. Существенное улучшение экономичности и увеличение тяги ВРД при дозвуковых и относительно небольших сверхзвуковых скоростях полета достигается за счет применения для сжатия воздуха компрес- сора, приводимого во вращение газовой турбиной. Воздушно-реак- тивные двигатели такого типа, называемые турбореактивными дви- гателями (ТРД), получили в настоящее время наиболее широкое распространение. Первый проект ВРД с предварительным сжатием воздуха посредством струй- ного компрессора (инжекто- ра) был предложен в 1867г. Н. Телешевым. Двигатель в проекте Н. Телешева вклю- чал почти все части, ха- рактерные для современных ВРД. Рис, 10, Схема мотокомпрессорного ВРД А. Горохова: В 1911 Г. ИНЖеНер А. ГО- / — входной диффузор; 2 — компрессор; 3— камера рОХОВ разработал ПрОеКТ СГОРаШ1Я) ^ ТаКь^^-'ба^для то^лив?ШНеВ° мотокомпрессорного ВРД (рис. 10). Двигатель Горохова состоял из входного диффузора /, компрессора 2, камеры сгорания 3 и реактивных сопел 4. Компрес- сор предполагалось приводить в движение поршневым двигате- лем 5, так как в то время еще не было надежно работающих газо- вых турбин. Этот проект, являющийся прообразом некоторых схем действо- вавших авиационных ВРД, был опубликован в книге А. Горохова «Летательная машина будущего, движимая вытекающими в атмо- сферу газообразными продуктами сгорания». В своей книге Горохов задался целью доказать преимущество реактивных двигателей по сравнению с винтовыми путем сопоставления их к. п. д. Горохов сделал правильный вывод о том, что при больших скоростях полета к. п. д. реактивного двигателя превысит по величине к. п. д. двига- теля с воздушным винтом и что со временем винтовые двигатели будут вытеснены из области больших скоростей полета реактив- ными двигателями. Работы отечественных изобретателей, относящиеся к дореволю- ционному периоду, свидетельствуют о том, что еще в прошлом сто- летии лучшие представители отечественной науки непосредственно подошли к разрешению проблемы использования реактивного двига- теля в авиации. Однако осуществить эти проекты на практике было очень трудно. Во-первых, в царской России, в обстановке прекло- нения правящих кругов перед всем заграничным, авторы этих изо- бретений были лишены всякой помощи и поддержки; во-вторых, низкий уровень развития техники того периода не позволял решить задачу практические ^смествления проектов, которые по своей Я^рА^У^^^1^^^^^^ ^^^вц-^1- -^1* . " 2-3073 •• "*<Г ,„ ^Ч; Ч 1Г т идее намного опережали технические возможности своего вре- мени. Победа Великой Октябрьской социалистической революции от- крыла широкие возможности для развития науки и техники в нашей стране. Огромное внимание, которое уделяют Коммунистическая. "'............ ,з и Рис. 11. Схема ТРД с осевым компрессором: •-"•; ;-Ov'*.•••.:.^ ? 1 — входное устройство; 2 — осевой компрессор; 5 — камера сгорания; 4 — газовая турбина; , 5—реактивное сопло :-M,,V/,-V •:-..;. . •;<•:'.•. - —;, ". партия и Советское правительство развитию авиационной науки и техники, позволило советским конструкторам создать первокласс- ные реактивные двигатели. ; » Ознакомимся подробнее с принципом работы турбореактивных двигателей. .-->.... ,,-^ ,..... ;, .-...^.. ., л Рис. 12. Схема ТРД с центробежным компрессором: ; / — входное устройство; 2 — центробежный компрессор; 3— .камера сгорания; 4 — газовая турбина; 5 — реактивное сопло Турбореактивный двигатель (ТРД) состоит из следующих основ- ных частей: входного устройства У, компрессора 2, камеры сгора- ния 3, газовой турбины 4 и реактивного сопла 5 (рис. 11 и 12). Для сжатия воздуха в ТРД применяются как центробежные, так И осевые компрессоры. Схема ТРД с осевым компрессором изобра- жена на рис. 11, а с центробежным — на рис. 12, 18 • . >.А', . ,". В полете в результате торможения набегающий на ТРД воздух предварительно сжимается. Однако степень сжатия воздуха за счет скоростнрпр напора при дозвуковых скоростях полета оказывается сравнительно невысокой. Дальнейшее сжатие воздуха происходит в компрессоре, где его давление повышается в несколько раз. Из компрессора воздух, имеющий повышенное давление, по- дается в камеру сгорания, где ему сообщается тепло за счет сгора- ния топлива. Процесс сгорания (подвода тепла), как и в'прямоточ- ном ВРД, происходит при постоянном (точнее, при несколько па- дающем) давлении. Допустимая температура газа на выходе из камеры сгорания у современных ТРД составляет 850—900° Ц. Даль- нейшее повышение этой температуры хотя и желательно, но недо- пустимо из условий надежности работы турбины. - г; , .• Камеры сгорания ТРД устроены таким образом, что в зону горе- ния подводится только часть воздуха. Температура в этой зоне бо- лее 2000°Ц. Такая высокая температура в зоне горения способ- ствует улучшению процесса сгорания. Другая часть воздуха посте- пенно подмешивается к продуктам сгорания, снижая их температуру до величины 850—900° Ц, приемлемой для лопаток газовой турбины современного двигателя. При такой конструкции камеры сгорания обеспечивается надежное охлаждение ее отдельных элементов. Из камеры сгорания газовый поток, обладающий большой по- тенциальной энергией, полученной за счет сжатия воздуха и его подогрева, поступает в газовую турбину. В газовой турбине часть этой энергии преобразуется в механическую работу, идущую на вращение компрессора и привод всех вспомогательных агрегатов, обслуживающих работу двигателя. В турбине газ частично расши- ряется; на выходе из нее устанавливается давление выше атмо- сферного. ' * ' :• Дальнейшее расширение газа до атмосферного давления проис- ходит в реактивном сопле, в результате чего давление и темпера- тура газа понижаются, а его скорость увеличивается, достигая на выходе из реактивного сопла 650 м/сек и более. Возникающая реактивная тяга при полном расширении газа в реактивном сопле равна :•':•-• р a (W-Ct)..;:.?J."'- . ... :;;; ••'• ..:.'. " ' .-•- ,." "--,;:' ..•.„• •> '" ! .'' Ч" '"• .•/''•' .'••'•'•-•" '•'•-. .-\ Подвод тепла в ТРД осуществляется при давлении, значительно большем, чем в прямоточных ВРД. Поэтому тепло у них при со- временных скоростях полета используется более эффективно, а тяга и к. п. д. получаются более высокими. При существующих скоростях полета ТРД могут создавать огромные тяговые мощности, намного превышающие мощности поршневых авиадвигателей. При этом создаваемая ими сила тяги при изменении скорости полета изменяется незначительно. Поэтому тяговая мощность ТРД возрастает примерно пропорционально ско- рости полета. Удельные расходы топлива у ТРД при скорости по- лета порядка 900 км/час и более становятся примерно такими же и а* . # даже меньшими, чем у винтомоторной установки с поршневым авиадвигателем. На малых скоростях полета ТРД менее экономи- чен, чем винтомоторная установка. Все это делает весьма целесообразным применение ТРД на Дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Поэтому в настоящее время турбореактивный двигатель стал основным двигателем &ско- ростной авиации. Двигатели, у которых мощность, развиваемая газовой турбиной, значительно превышает мощность, требуемую для вращения ком- прессора, и образующийся избыток мощности передается на воз- душный винт, носят название турбовинтовых двигателей (ТВД). Турбовинтовой двигатель (ТВД) (рис. 13) состоит из тех же основных частей, что и ТРД, но, кроме того, он снабжен воздуш- ным винтом, вал которого соединен с валом компрессора посред- ством редуктора. Применение редуктора объясняется тем, что для уменьшения габаритов и веса двигателя его ротор рассчитывают на Рис. 13. Схема турбовинтового двигателя значительно большее число оборотов, чем это необходимо воздуш- ному винту. В турбине ТВД расширение газа осуществляется до давления, почти равного атмосферному, поэтому ее приходится вы- полнять многоступенчатой — с двумя, тремя или большим числом ступеней. С точки зрения преобразования энергии в тяговую работу основ- ное различие между ТРД и ТВД состоит в том, что у ТРД тяга создается только за счет реакции газовой струи, проходящей через двигатель, а у ТВД — в основном воздушным винтом и частично за счет реакции газовой струи. Эффективное преобразование энергии в тяговую работу как для воздушного винта, так и для реактивной струи характеризуется их к. п. д. Воздушный винт имеет более высокий к. п. д. на малых ско- ростях полета, а газовая струя на больших скоростях полета. По- этому ТРД выгоднее применять при полете с большими скоростями, а ТВД — при взлете и полете с относительно малыми скоростями (700—900 км/час). Встречаются схемы ТВД с раздельными турбинами: первая тур- бина приводит во вращение компрессор, а вторая — воздушный винт. Это облегчает запуск и улучшает приемистость двигателя. 20 Создание надежно работающего редуктора на двигатель, имею- щий значительную мощность, с большим передаточным отноше- нием составляет основную трудность на пути широкого внедрения в авиацию турбовинтовых двигателей. Проект авиационного турбовинтового двигателя был впервые предложен в России морским офицером М. Н. Никольским в 1914г. В этом проекте (рис. 14) в качестве источника мощности, переда- ваемой на винт, предлагалось использовать газовую турбину, рабо- Рис. 14, Проект турбовинтового двигателя М. Н. Никольского тающую на продуктах реакции жидкого горючего и жидкого окис- лителя. Газы, вытекающие из-турбины, использовались для созда- ния дополнительной реактивной тяги. В настоящее время такие тур- бины нашли применение в турбонасосных агрегатах ЖРД. Проект ТВД, использующего в качестве рабочего тела воздух, предложил В. И. Базаров в 1923 г. (рис. 15). -. •• • ••• > л .ч'.(>-. i ,;:? /• ;'п.':п i'.'• ^i-'-T "' : i :-! Рис. 15. Проект турбовинтового двигателя В. И. Базарова 1« Если- избыточная мощность газовой турбины передается не на воздушный винт, а на вентилятор, заключенный в кольцевой капот, то такой двигатель носит название двухконтурного ВРД (рис. 16). Как видно из схемы, внутренний контур такого двигателя выполнен наподобие проточной части ТВД, а наружный контур, в котором расположен вентилятор, образует кольцевой туннель, охватываю- щий внутренний контур. Конструктивная схема двухконтурного ВРД впервые была разработана А. М. Люлька в 1937 г. Широкого практического применения двухконтурные ВРД пока не нашли. Следует отметить, однако, что туннельное расположение вентилятора, позволяющее сохранять его высокий к. п. д. до очень больших скоростей полета, а также при необходимости форсировать тягу двигателя путем сжигания топлива в наружном контуре, от- крывает возможности использования двухконтурных ВРД для сверх- звуковых скоростей полета. Рис. 16. Схема двухконтурного воздушно-реактивного двигателя --• В создании и развитии воздушно-реактивных двигателей огром- нейшую роль сыграли научные исследования отечественных ученых. ;*-'. Основоположником теории реактивного движения является рус- ский ученый Николай Егорович Жуковский (1847—1921), назван- ный В. И. Лениным «отцом русской авиации». В своих работах «О реакции вытекающей и втекающей жидкости» (1882 и 1886) и «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекаю- щей воды» (1908) Н. Е. Жуковский первым разработал основные вопросы теории реактивного движения, а его работы по вихревой теории гребных винтов и осевых вентиляторов (1912—1918) легли в основу современной теории лопаточных машин. Большой вклад в теорию реактивных двигателей сделал совет- ский ученый академик Б. С. Стечкин. В 1929 г. Б. С. Стечкин опуб- ликовал работу «Теория воздушного реактивного двигателя», в ко- торой впервые в мире научно обосновал возможность примене- ния ВРД для авиации, вывел формулу для определения силы тяги и исследовал к. п. д. этих двигателей. Эта работа легла в основу создания современной теории воздушно-реактивных двигателей и их теплового расчета. Впоследствии академик Б. С. Стечкин создал курс «Теория реактивных двигателей», опубликованный в 1945 г. В этом курсе он разработал общую теорию турбореактивных двигателей и дал метод построения их характеристик. Им был создан также и курс авиационных лопаточных машин. Б. С. Стечкин по праву считается основоположником современ- ной теории воздушно-реактивных двигателей и авиационных лопа- точных машин. - :"•••••• Ряд важных теоретических вопросов по газовым турбинам раз- работал проф. В. В. Уваров. В 1936 г. под его руководством была построена экспериментальная газовая турбина. Впоследствии проф. Уваров создал несколько других оригинальных конструкций газовых турбин. Ему также принадлежит ряд новых идей в области центробежных компрессоров. • / •• ;,.,-.'« t ; .! • .... л Коцент. кандидат технических, наук инженер-майор Ю. Н. НЕЧАЕВ ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА АВИАЦИОННЫХ ЛОПАТОЧНЫХ МАШИН » • Важное значение в создании и развитии современных реактив- ных двигателей имеют работы по теории, расчету и конструирова- нию лопаточных машин: компрессоров и газовых турбин. Лопаточными машинами принято называть такие машины, у ко- торых рабочими элементами являются чередующиеся между собой ряды вращающихся и неподвижных лопаток. (Каждый ряд вращающихся лопаток, закрепленных на общем диске, составляет рабочее колесо. 'Каждый ряд неподвижных лопа- ток составляет неподвижный направляющий (или спрямляющий) аппарат. Рабочее колесо вместе с неподвижным направляющим аппара- том образует ступень лопаточной машины. Лопаточные машины могут быть как одноступенчатыми, так и многоступенчатыми. Лопаточные машины по характеру движения в них газового потока подразделяются на центробежные и осевые. В центробежных лопаточных машинах газовый поток имеет радиальное направле- ние; это создает благоприятные условия для использования работы центробежных сил, возникающих при вращении колеса. В осевых же лопаточных машинах направление газового потока совпадает или почти совпадает с направлением оси вращения рабочего колеса, поэтому взаимодействие между протекающим газовым потоком и лопатками (составляющими так называемую решетку профилей) осуществляется преимущественно за счет газодинамических сил. В воздушно-реактивных двигателях для сжатия воздуха приме- няются как центробежные, так и осевые компрессоры, а для при- вода компрессоров и воздушных винтов используются, как пра- вило, осевые газовые турбины. Центробежные компрессоры широко используются в авиации для сжатия воздуха в воздушно-реактивных двигателях, а также для наддува и поддержания на всех высотах (до расчетной) по- 24 стоянного давления воздуха на всасывании в поршневых авиацион- ных двигателях. Центробежный компрессор с двусторонним входом, предназна- ченный для сжатия воздуха в ТРД, показан на рис. 17. 'Компрес- сор состоит из двух основных частей: колеса / и лопаточного диф- фузора 2. Колесо посажено на вал 3, с помощью которого при- водится во вращение. Оно снабжено большим количеством лопа- ток 4 (обычно радиальных). Воздух подводится к колесу с помощью спе- циальных направляющих устройств 5, обеспечивающих равномерный вход воздуха в требуемом направлении с ма- лыми потерями. Проходя по каналам, образуемым лопатками колеса, и вращаясь вместе с колесом, воздух сжимается под дей- ствием центробежных сил. Одновре- менно с этим увеличивается абсолют- ная скорость движения воздуха, кото- рая на выходе из колеса достигает величины, близкой к окружной скоро- сти колеса. \ , В лопаточном диффузоре кинетиче- ская энергия, сообщенная воздуху ко- лесом, используется для его дальней- шего сжатия. При движении воз- духа по расширяющимся каналам, образуемым лопатками, скорость его уменьшается, а давление увеличивается. Таким образом, сжатие воздуха осу- ществляется последовательно, сначала в колесе, а затем в лопаточном диффу- зоре. Выходя из диффузора, воздух попадает в выходные патрубки 6, по которым он подводится к камерам сго- рания двигателя. Рис, 17. Схема центробежного компрессора с двухсторонним входом: / — колесо; 2 — лопаточный диффу- зор; 3 — вал; 4 — лопатки колеса; 5 — направляющие устройства; 6 — выходные патрубки * * * Развитие авиационных центробежных компрессоров на первом этапе было связано с использованием опыта экспериментальных и теоретических работ по промышленным центробежным компрессо- рам, вентиляторам и гидронасосам, которые уже в XVIII в. начали широко применяться для вентиляции рудников и шахт, для дутья в кузнечном деле и в металлургии, для водоснабжения и других целей. (К этому же времени относятся и первые теоретические ра- боты по центробежным компрессорам, написанные в России Лео- нардом Эйлером (1707—1783). Эйлер создал элементарную струйную теорию центробежных 25 / лопаточных машин, ряд выводов которой используется и до настоя- щего времени. Эта теория была впервые опубликована им в работе «Более полная теория машин, приводимых в движение действием воды», вышедшей в Петербурге в 1754 г. В ней же Л. Эйлер вы- вел формулу для определения эффективной работы, затрачиваемой на вращение колеса центробежного компрессора, называемую в на- стоящее время формулой Эйлера. Создателем первых центробежных вентиляторов и насосов про- мышленного значения был выдающийся русский изобретатель ге- нерал-лейтенант А. А. Саблуков (1783—1857). В 1832 г. А. А. Саб- луков впервые в мире создал и практически использовал для про- мышленных целей центробежный вентилятор. Впоследствии он сконструировал несколько образцов центробежных вентиляторов, которые широко применялись для вентиляции рудников и промыш- ленных помещений. • Гидродинамическая теория центробежных компрессоров нераз- рывно связана с именем Н. Е. Жуковского, который распростра- нил свою Вихревую теорию винта на центробежные вентиляторы. Важную роль в разработке этой теории сыграли опыты с колесом центробежного вентилятора, проведенные Н. Е. Жуковским в 1911 г. в Московском государственном университете. На основе этих опы- тов Н. Е. Жуковский в статье «Вихревая теория гребного винта», опубликованной в 1914 г., изложил результаты своих исследований, назвав их «Вихревая теория центробежного вентилятора». Эта ра- бота положила начало развитию вихревой теории центробежных вентиляторов и компрессоров. • Наибольших успехов отечественное гидромашиностроение и в частности компрессоростроение достигло в годы Советской власти. Благодаря заботам (Коммунистической партии и Советского прави- тельства был создан ряд крупнейших научно-исследовательских институтов, привлечены к работам в области гидромашинострое- ния лучшие научные силы, укрепилась творческая связь между ра- ботниками науки и промышленности. , , Первые попытки использования приводных центробежных нагне- тателей (ПЦН) как средства сохранения постоянного давления на всасывании поршневого авиадвигателя с подъемом на высоту от- носятся к 1914—1915 гг. Однако широко применять нагнетатели в авиации начали примерно с 1926—1928 гг. Первые ПЦН давали слишком малый напор и низкий к. п. д., что ограничивало их распространение. Поэтому винтомоторный от- дел ЦАГИ, которым в то время руководил Б. С. Стечкин, провел ряд экспериментальных работ по исследованию отдельных элемен- тов центробежных нагнетателей. К 1928—1930 гг. Б. С. Стечкин создал теорию расчета авиацион- ных центробежных нагнетателей, систематический курс которой был опубликован им в 1934 г. В период с 1934 по 1937 г. в ЦАГИ был проведен ряд экспери- ментальных работ по исследованию течения воздуха в отдельных элементах центробежного нагнетателя. Опытные данные, получен- 26 • ные в результате проведения этих работ, позволили значительно повысить точность гидравлического расчета центробежного нагне- тателя. ' ••"•'-,' ' .• ... . ••••>• • ;,'" - <••• \-;,: Большой вклад в развитие теории центробежных нагнетателей внес проф. В. И. Дмитриевский своей работой «Нагнетатели и над- дув авиационных двигателей», в которой особое внимание было уделено вопросу построения характеристик компрессора, изданной в 1935 г. и переизданной соБместно с К. В. Хол- щевниковым в значитель- но дополненном виде в 1939 г. В 1930 г. проф. В. В. Уваров предложил схему центробежного компрессо- ра оригинальной конструк- ции с диффузором, выпол- ненным в виде воздушной турбины (рис. 18). Этот компрессор был изготов- Рис. 18, Схема центробежного компрессора В. В. Уварова: ., ..' 7 — колесо; 2 — воздушная турбина лен в 1936 г. Процесс сжатия воздуха в компрес- соре Уварова происходил только в колесе /, а часть энергии, кото- рая обычно преобразуется в давление в диффузоре, имеющем низ- кий к. п. д., превращалась в механическую работу в радиальной воздушной турбине 2, имеющей более высокий к. п. д. Создаваемая турбиной работа передавалась на вал компрессора или на воздуш- ный винт. За границей схема такого центробежного компрессора была повторена Хеппнером спустя 12 лет. Осевые многоступенчатые компрессоры наряду с центробеж- ными компрессорами нашли широкое применение в авиационных и стационарных силовых установках. Применение осевых компрессоров в ТРД и ТВД объясняется рядом их преимуществ. Их к. п. д. выше, чем у центробежных ком- прессоров; кроме того, они могут обеспечивать гораздо большие *С ту пень 'г з Рис. 19. Схема проточной части многоступенчатого осевого компрессора: / — кольцевой воздухозаборник; 2 — рабочее колесо; 3 — спрямляющий аппарат 27 If \г ъ$ш$$$$ш$шш< с, а г 1° ^yjSSSi 1а расходы воздуха (при одинаковых лобовых габаритах) и позволяют получать более высокие степени сжатия, чем одноступенчатые цен- тробежные компрессоры. На рис. 19 изображена схема проточной части многоступенча- того осевого компрессора. Воздух к первой ступени подается из кольцевого воздухозаборника /. Сжатие воздуха осуществляется посредством нескольких ступеней, расположенных одна за другой. Каждая ступень состоит из вра- щающегося рабочего колеса 2 и неподвижного спрямляющего ап- парата 3. Основными рабочими элемен- тами колеса и спрямляющего ап- парата являются лопатки, кото- рые сжимают проходящий через компрессор воздух. На рис. 20 показаны схема от- дельной ступени и сечение ло- паток рабочего колеса и спрям- ляющего аппарата; цифрами /, 2, 3 обозначены характерные се- чения: на входе в колесо (/), вы- ходе из него (.?) и на выходе из ступени (5). Обозначения скоро- стей воздушного потока снабжены индексами соответственно сече- ниям. Из рис. 20 видно, что ло- патки рабочего колеса и спрям- ляющего аппарата установлены таким образом, что они образуют совместно расширяющиеся кана- лы. Воздух подходит к лопаткам рабочего колеса с большой относи- тельной скоростью, которая опре- деляется как векторная сумма абсолютной скорости воздуха, под- ходящего к ступени, и окружной скорости лопаток колеса. За счет уменьшения относительной скорости воздуха в расширяющихся ка- налах, образуемых лопатками рабочего колеса, происходит повы- шение его давления. Одновременно с этим увеличивается и абсолют- ная скорость воздуха за счет закрутки, которую сообщает воздуху колесо, увлекая его в направлении вращения. Спрямляющий аппарат, расположенный за колесом, выполняет роль выходного диффузора: в нем кинетическая энергия, получен- ная воздухом на лопатках колеса, используется для дальнейшего повышения давления. '' ; - Осевые компрессоры начали применяться в промышленности значительно позднее центробежных компрессоров. Первоначально $& Сечение по а а Рис. 20. Схема ступени осевого компрессора их развитие основывалось на опыте применений других осевых ло- паточных машин, в первую очередь водяных и воздушных винтов и осевых вентиляторов. Воздушные винты и осевые вентиляторы стали применяться в конце XIX в., а водяные винты — значительно раньше. Однако теория их расчета не была разработана, поэтому они были мало- эффективны и имели очень низкий к. п. д. ,.., ,..... Только с появлением вихревой теории гребных винтов и венти- ляторов, разработанной Н. Е. Жуковским, осевые лопаточные ма- шины стали быстро развиваться. В статьях Н. Е. Жуковского, опубликованных под общим назва- нием «Вихревая теория гребного винта», была фундаментально раз- работана теория винтов и осевых вентиляторов. В ни.х Н. Е. Жу- ковский впервые дал классический вывод теоремы о подъемной силе профиля, работающего в решетке, обтекаемой потоком идеальной, несжимаемой жидкости. В. П. Ветчинкин в работе «Расчет гребного винта» (1913 г.) распространил теорию Жуковского на винт с переменной вдоль ло- пасти циркуляцией скорости. В ней же Ветчинкин впервые рассмо- трел действие центробежных сил и вывел условие радиального рав- новесия. Применение вихревой теории Н. Е. Жуковского к расчету осе- вых вентиляторов сразу же дало хорошие результаты. За период с 1913 по 1916 г. было построено несколько вентиляторов типа «НЕЖ» для аэродинамических труб (так были названы вентиля- торы с постоянной циркуляцией по длине лопасти, расчет которых был дан самим Н. Е. Жуковским). Коэффициент полезного дей- ствия этих вентиляторов доходил до 0,6 и почти в два раза превос- ходил к. п. д. имевшихся ранее вентиляторов. Однако вентиляторы типа НЕЖ не сразу получили применение в промышленности. Цар- ские чиновники и крупные промышленники, пренебрежительно отно- сившиеся к русской науке и технике, не обратили .на них должного внимания и продолжали выписывать вентиляторы из-за границы. После Великой Октябрьской социалистической революции вы- дающиеся работы Н. Е. Жуковского по теории и расчету винтов и вентиляторов нашли -дальнейшее развитие и широкое применение. В 1927—1929 гг. в промышленности появились первые вентиля- торы ЦАГИ. С этого времени в ЦАГИ систематически велась ра- бота по проектированию осевых вентиляторов на основе вихревой теории Н. Е. Жуковского. В период с 1929 по 1934 г. в ЦАГИ было разработано и построено много осевых вентиляторов различ- ных серий, причем их развитие шло по пути увеличения к. п. д. и окружных скоростей; кроме того, были проведены многочисленные испытания этих вентиляторов и выпущены атласы их характе- ристик. 1В 1936 г. вышла в свет работа проф. iR. А. Ушакова «Аэродина- мический расчет осевого вентилятора». В ней был дан метод проек- тировочного расчета осевых высоконапорных вентиляторов на основе вихревой теории Н. Е. Жуковского. В своей работе iK. А. Ушаков 29 ^казал на необходимость применения для высоконапорных вентиля- торов спрямляющих аппаратов, дал метод их расчета, предложил способ изгиба профилей при построении рабочих и спрямляющих лопаток, вывел формулу для проверки густоты решетки профилей и разрешил ряд других важных вопросов. Напечатанная в 1944 г. статья (К. !К. Баулина «Аэродинамиче- ский расчет ступени осевого компрессора» и ряд других работ были направлены на изучение раз- личных схем ступеней осевого компрессора и определение воз- можностей дальнейшего повы- шения напора в ступени. Повышение степени сжатия воздуха в ступени осевого ком- ^шшм'^иог-тщшм «и- ^«ц прессора привело к необходи- / ..,— 1^ч11Р| \ мости учета сжимаемости воз- V.....w......»&za^ Ж' 1 духа. : • В 1944 г. академик Б. С. Стечкин распространил теоре- му Н. Е. Жуковского о подъ- емной силе профиля, работаю- щего в решетке, на случай об- текания решетки сжимаемым газом, а в 1947 г. опубликовал первый систематический курс лекций по теории осевых ком- прессоров. •->д• .<••••••. •-'? >• ~ В последние годы развитие теории осевых компрессоров шло особенно интенсивно и успешно. Она получила свое дальнейшее развитие в трудах Л. А. Симонова, К. В. Холщев- никова, С. А. Довжика и дру- гих. '•'' Газовые турбины, применяе- мые для привода компрессоров ТРД, как правило, бывают одно- или двухступенчатые. Схема одноступенчатой га- / ' ' ' зовой турбины изображена на рис. 21. Основными ее элементами являются неподвижный сопло- вой аппарат с сопловыми лопатками 1 и вращающееся колесо с ра- 'бочими лопатками 2. На рис. 22 'показаны сопловые и рабочие лопатки и их сечения, а также характерные сечения турбины: z — на входе в сопловой аппарат (турбину), 1 — на выходе из соплового аппарата и 2—на выходе из колеса турбины. Обозна- чения скоростей газа в различных сечениях имеют соответствующие индексы. 30 Рис. 21. Схема одноступенчатой газо- вой турбины: ,г ч ;; ; / — неподвижный сопловой аппарат; 2 — вращаю- щееся рабочее колесо Работа турбины заключается в следующем. Сжатый и нагретый газ из камеры сгорания поступает в межлопаточные каналы сопло- вого аппарата, которые имеют площади проходных сечений на вы- ходе меньше, чем на входе. В сопловом аппарате происходит рас- ширение газа, в результате которого часть его потенциальной энер- гии преобразуется в кинетиче- скую. Давление и температура газа при этом понижаются. Выйдя из соплового аппарата, газ, имеющий большую скорость, попадает на лопатки рабочего ко- леса турбины. Часть кинетической энергии, полученной газом в со- пловом аппарате, преобразуется на рабочих лопатках турбины в ме- ханическую работу вращения тур- бины. При этом давление на во- гнутых поверхностях лопаток ока- зывается больше, чем на выпук- лых. Под влиянием получающейся разности давлений (подъемной си- лы) и происходит вращение лопа- ток и связанного с ним колеса. Если расширение газа полно- стью заканчивается в сопловых лопатках, а в рабочих лопатках происходит только процесс пре- образования кинетической энергии газа в механическую работу вра- щения колеса, турбина называется активной. Если же процесс рас- ширения газа в сопловых лопат- ках не заканчивается, а продол- жается еще в рабочих лопатках, турбина называется реактивной. Межлопаточные каналы рабо- чих лопаток реактивной турбины Имеют суживающуюся форму. В Рис. 22. Схема ступени газовой тур- них происходит уменьшение дав- ления и температуры газа и уве- личение относительной скорости. Ускорение потока вызывает реак- ' * — тивное воздействие на лопатки, помимо активного воздействия на- бегающей газовой струи, выходящей из соплового аппарата, ь^ •--> В ТРД применяются реактивные турбины, так как они обладают .рядом преимуществ и, в частности, имеют более высокий к. п. д. В качестве стационарных двигателей газотурбинные установки стали применяться в промышленности в начале XX в. Их развитие было тесно связано с использованием опыта по применению паро- за Сечение по аа z — z, 1 — 1, 2 — 2 — характерные сечения турбины; / — неподвижные лопатки сопло- вою аппарата; 2 — лопатки рабочего колеса йых турбин, которые к этому времени получили уже широкое рас- пространение и начали вытеснять из некоторых отраслей промыш- ленности паровые машины. Наиболее интенсивное развитие газо- вые турбины получили только за последнее десятилетие в связи с применением их в авиации. Впервые газотурбинная установка с постоянным давлением сго- рания была осуществлена в 1892 г. выдающимся русским изобрета- телем О. Д. 'Кузьминским. Она состояла' из воздушного компрес- сора, камеры сгорания (генератора парогаза) и многоступенчатой радиальной турбины оригинальной конструкции (рис. 23). (Камера / /Q Q Q О Q/Q I'wmwi ttihiJ?nil 1ФЙВД/ ' / /NC- 1 J Fl I T * I! />/?йЫ* 00 00 ;.И ::>'::'--,С"Ш/и -' Рис. 23. Газовая турбина П. Д. Кузьминского: / — патрубок для подачи воды; 2 — патрубок для подачи сжатого воздуха; 3 — труба для под- вода топлива к форсунке сгорания охлаждалась водой, которая затем впрыскивалась в ка- меру сгорания для понижения температуры продуктов сгорания. 'К сожалению, П. Д. 'Кузьминского постигла участь многих русских изобретателей и ученых, не встречавших никакой поддержки со стороны царского правительства. Его турбина не могла быть испытана из-за отсутствия у изобретателя необходимых для этого средств. Морское министерство, куда обратился П. Д. 'Кузьминский за поддержкой, отказалось выдать средства, необходимые для про- должения работ по созданию первой газовой турбины. Вскоре после смерти изобретателя (в 1900 г.) работы по усовершенствованию этой турбины были прекращены. Стремясь к увеличению экономичности газотурбинной установки, русский инженер В. В. Караводин создал в 1908 г. опытную модель газовой турбины, работавшей со сгоранием топлива при постоянном объеме. 32 Турбина В. В. Караводина имела четыре камеры сгорания и че- тыре сопла, расположенных по периферии вокруг диска турбины, имевшего диаметр 150 мм, и работала без предварительного сжа- тия воздуха. Схема камеры с соплом и диска турбины показана на рис. 24. Турбина работала следующим образом. Через входной клапан 1 топливо-воздушная смесь поступала в камеру сгорания 2, где воспламенялась от свечи 3. Под действием нарастающего в ка- мере давления клапан закры- - вался и продукты сгорания через сопловой аппарат 4 на- правлялись к рабочему ко- лесу 5. Вследствие инерции газовой струи, движущейся по длинному соплу, в конце процесса истечения в камере возникало разрежение, бла- годаря которому открывался всасывающий клапан и про- исходило новое наполнение камеры топливо-воздушной смесью. Замеренная при испытаниях мощность тур- бины была равна 1,6 л. с., а к. п. д. составлял 0,025. Однако даже такой резуль- тат для модели, имевшей очень малые размеры, был большой удачей. За рубежом в течение длительного времени основ- Рис. 24. Газовая турбина В. В. Караводина: / — входной клапан; 2 — камера сгорания; 3 — свеча; 4— сопло; 5— рабочее колесо ные усилия были направле- ны на создание газовой тур- бины, работавшей со сгора- нием топлива при постоянном объеме. В этом направлении упорно работал Хольцварт, построивший несколько экспериментальных турбин. Теоретическую поддержку Хольцварту оказывали такие специалисты, как Шюле и Стодола. Однако многолетняя работа Хольцварта не увенчалась успехом. Это значительно охладило ин- терес к газовым турбинам, работавшим со сгоранием топлива при постоянном объеме, пропагандировавшимся большинством запад- ных ученых и инженеров. > ,, ,*• '.-, ''" Отечественные ученые и инженеры вели работы преиму- щественно по развитию и усовершенствованию газовых турбин, ра- ботавших со сгоранием топлива при постоянном давлении. Осо- бенно много сделали для обоснования целесообразности примене- ния газовых турбин, работавших со сгоранием топлива при по- стоянном давлении, В. М. Маковский, Г. И. Зотиков, В. В. Уваров и др., доказавшие, что такие газотурбинные установки при доста- точно высокой температуре газа не уступают по к. п. д. газотурбин- 3-3073 33 ным установкам со сгоранием топлива при постоянном объеме, но выгодно отличаются от последних простотой и надежностью кон- струкции. Теоретические выводы наших ученых блестяще подтвер- дились практикой. Одним из пионеров газотурбостроения в СССР был профессор В. М. Маковский, в течение ряда лет руководивший созданным им научным коллективом при Харьковском механико-машинострои- тельном институте. .;^SS^i.............й^л„„ '<ш^/ш^///////Мш, Рис. 25. Газовая турбина В. М. Маковского В 1925 г. вышла из печати его монография «Опыт исследования турбин внутреннего сгорания с постоянным давлением». В. М. Маковский спроектировал и в 1939 г. построил газовую турбину со сгоранием топлива при постоянном давлении, работав- шую на продуктах подземной газификации каменного угля (рис.25). Мощность установки достигала 400 кет, давление в камере сгора- ния равнялось 4 кг/см2-, камера сгорания изготовлялась из чугуна с внутренней обмуровкой; вал, диск и полые лопатки турбины охлаждались водой. Турбина была установлена на опытной шахте. Введение в эксплуатацию таких турбин способствовало разрешению ц '• • ' проблемы подземной газификации углей, на важность которой ука- зывал В. И. Ленин еще в 1913 г. Большие заслуги в области исследования и конструирования газовых турбин принадлежат проф. В. 1В. Уварову. В 1935 г. он издал курс по теории и расчету газовых турбин, в котором были описаны многие новые оригинальные исследования. Курс В. В. Ува- рова «Газовые турбины» является одной из наиболее ценных в ли- тературе монографий по газовым турбинам. Он содержит теорети- ческую разработку ряда вопросов, имеющих актуальное значение. Проф. В. В. Уваров, кроме того, написал ряд замечательных теоретических работ, среди которых следует особо отметить работы по профилированию длинных лопаток газовых турбин и по расчету характеристик авиационных газотурбинных двигателей. Успехи в области авиационного газотурбостроения и компрес- соростроения, а также громадный производственный и эксплуата- ционный опыт позволил советским конструкторам создать совер- шенные газотурбинные двигатели. •-""'• И.. s 3* :, ;>f;, •<*O } ' Доцент, кандидат технических наук инженер-подполковник А. И. ГОВОРОВ О ПРОЦЕСС СЖАТИЯ ВОЗДУХА В ЦЕНТРОБЕЖНОМ КОМПРЕССОРЕ ТРД Схема и принцип действия центробежного компрессора Центробежные компрессоры служат для повышения давления проходящего через них воздуха; они широко применяются в раз- личных отраслях народного хо- зяйства СССР. В авиации центробежные компрессоры уже много лет ис- пользуются в качестве привод- ных центробежных нагнетате- лей и нагнетателей турбоком- прессоров для наддува поршне- вых авиадвигателей. Особое значение центробеж- ные компрессоры приобрели в результате применения их в турбореактивных двигателях. Центробежный компрессор (рис. 26) состоит из входного устройства а, колеса б, диффу- зора в и выходных патруб- ков г. Основной рабочей частью компрессора является колесо, имеющее лопатки. Колесо за- креплено на валу и посредством его приводится во вращение. Окружная скорость колеса ком- ; прессора ТРД достигает 480— Рис. 26. Схема центробежного ком- 500 м/сек. Воздух из атмосфе- прессора: ры> пройдя входное устройство, « - Ж^У^*™^- ??$« - ДИФФУ~ поступает в межлопаточные 36 а / каналы вращающегося колеса." Проходя по каналам и вращаясь вместе с колесом, воздух под действием центробежных сил сжи- мается и на выходе из колеса, т. е. на входе в диффузор, имеет повышенное давление и большую скорость, близкую по величине к окружной скорости колеса. Сжатие воздуха в колесе и увеличе- ние его скорости происходят за счет работы, подведенной к колесу через вал компрессора извне. Так, в ТРД колесо компрессора при- водится во вращение газовой турбиной. Работа, подведенная извне к валу компрессора, затрачивается не только на совершение работы сжатия, но и на преодоление вся- кого рода потерь и на увеличение кинетической энергии воздуха. Работа, затраченная на сжатие воздуха, а следовательно, и повы- шение давления воздуха в компрессоре тем больше, чем выше окружная скорость колеса. Диффузор компрессора подобен обычному расширяющемуся ка- налу: площадь выходного сечения диффузора больше, чем пло- щадь его входного сечения. Скорость воздуха, поступившего в диффузор, вследствие увели- чения площади проходного сечения диффузора уменьшается, а дав- ление продолжает расти. Таким образом, происходит процесс пре- образования кинетической энергии воздуха в работу сжатия. Выйдя из диффузора, воздух через выходные патрубки поступает в камеры сгорания двигателя. Обычно процесс преобразования кинетической энергии воздуха в работу сжатия не заканчивается в диффузоре, а продолжается в выходных патрубках. На рис. 27 представлен график изменения параметров воздуха при движении его по компрессору. Характерные сечения гидравли- ческого тракта компрессора обозначены цифрами от 1 до 4 и теми __..___..—*• Температура Давление рис. 27. График изменения параметров воздуха при его движении по компрессору г ., ,„ ...,.-,.. 37 :^Г';: о сп=о О С, Ч 1 же цифрами они соответственно обозначены на рис. 26. На этом рисунке цифрами / обозначено сечение на входе в колесо, 2 — на выходе из колеса, 3 — на выходе из диффузора и 4 — на выходе из компрессора. Сечение 0 — проведено в невозмущенной атмосфере перед входом в компрессор. Параметры, характеризующие состоя- ние воздуха в каждом сечении (давление р, температура Т и ско- рость с), имеют индексы, соответствующие сечению. Рассмотрим, как изменяются пара- метры воздуха при течении его по ком- прессору. Перед входом в колесо вследствие уменьшения скорости воздуха от со (скорости полета) до с\ (скорости на входе в колесо), обычно равной 120-г- -г- 140 м/сек, давление и температура воздуха увеличиваются от ро, То до Рь Т\. При работе компрессора на месте и в полете при малых скоростях, когда скорость полета CQ меньше ско- рости воздуха на входе в колесо с\, благодаря увеличению скорости возду- ха, поступающего в компрессор, давле- ние и температура его несколько умень- шаются (рис. 28). В колесе за счет подвода работы извне все параметры воздуха возра- стают. В диффузоре и выходных патруб- ках вследствие уменьшения скорости воздуха температура и давление уве- личиваются. Наиболее важные показатели компрессора, характеризующие его работу на двигателе, — к. п. д. компрессора, секундный весовой расход воздуха через компрессор G и степень сжатия воздуха в компрессоре ек, или степень сжатия компрессора (отноше- ние давления воздуха на выходе из компрессора р± к давле- нию на входе в колесо рь ек = ~р)- Обычно для компрессоров воз- душно-реактивных двигателей ек = 4,2-т-4,5, а расход воздуха G = 40-^60 кг/сек. Степенью сжатия двигателя е называется отношение давле- ния воздуха на выходе из компрессора р± к атмосферному давле- нию pQ. Очевидно, что при работе двигателя на месте и в полете при CQ < Ci, е<ек, так как рг < ро (см. рис. 28). Если скорость по- лета CQ > c\t то е^>ек за счет скоростного напора pi>po (см. рис. 27). Расход же воздуха через компрессор зависит от оборотов дви- гателя, высоты и скорости полета, , ..... «5 «О to I «о Па I Рис. 28, График изменения параметров воздуха на входе в компрессор при работе на месте Работа отдельных элементов компрессора, определяющая изме- нение параметров воздуха при его движении через компрессор, бу- дет рассмотрена ниже. ,f . • ...,.• •'•.:•: ••'[>' '''"'Я Л ' Уравнение сохранения энергии Основными уравнениями, определяющими связь между пара- метрами воздуха при его течении по компрессору, являются уравне- ние сохранения энергии и уравнение Бернулли. Уравнение сохранения энергии впервые в общем виде было сформулировано великим русским ученым М. В. Ломоносовым. Из уравнения сохранения энергии следует, что полная энер- гия 1 кг воздуха на входе в компрессор плюс энергия, полученная им в компрессоре, равна полной энергии его на выходе из компрес- сора. Полная энергия движущегося воздуха (газа) состоит из кине- тической энергии и теплосодержания. 'Кинетическая энергия 1 кг воздуха на входе в компрессор равна с2 м W где с\ — скорость воздуха на входе в колесо компрессора. Теплосодержание 1 кг воздуха на входе в компрессор равно ср ~Т м- Как известно из термодинамики, - ;:й- г k ' ' ''''•' ' ' _!*. _ . D А ~ k — l *' Для воздуха к =1,4; R — 29,27 [кгм/кг • град.] и -J- = = 102,5 [кгм/кг • град.]. ' ' : .> В дальнейшем мы будем, не оговариваясь, все величины писать для 1 кг воздуха, проходящего через компрессор. Итак, полная энергия 1 кг воздуха на входе в компрессор со- ставляет '<•' •••••, •'' •" ' •'"- '•' V- ' '- <•• •"•!'•'-•'•:- : 3 , С" Г "•> "• 2?+т " ; ,v:;=^ а полная энергия 1 кг воздуха на выходе из компрессора равна Тогда выражение (2) примет вид > ср (Т т \ —- k РТ ( т* __Л ?Э.К = -Х('4 —l ь> — k-\ К'^ъ V ____* DT —т^-т^'1 п-1 л -0. Заметим, что здесь пока- затель адиабаты k не озна- чает, что процесс идет без потерь. Буквой k выражает- ся теплоемкость воздуха. Величина показателя по- литропы п тем больше, чем больше потери в процессе сжатия. В идеальном случае — при отсутствии потерь п = = k — процесс сжатия воз- духа происходит по адиаба- те. Затраченная в этом слу- чае на сжатие эффективная работа (работа идеального компрессора при отсутствии теплообмена с окружающей средой, отсутствии гидравлических потерь и равенстве скоростей воздуха на входе и выходе из компрессора) называется адиабати- ческой работой сжатия: •'•'•••'<•>••*•..'. ; . / fe-i \ к DT(с ft 1 ТИТ ^ Vе* — V- :"' >''• f;V.:-V! , 1 •(')'. :.--- ' • .K;.V •$;,>« .':'.i 1. л'-'v^.:-1' "• '* " ' .. : ' • i 1 (с, ; т,) 1*(с,*=0;т,*) Рис. 29. Схема измерения температуры , .заторможенного воздушного потока / __ т __ --э. к. ид — *-ад —' Рассмотрим пример применения уравнения сохранения энергии. Определим температуру, которую показывает экранированный термометр, установленный в потоке воздуха, имеющего темпера- туру Т\ и скорость с\ (рис. 29). Для этого выделим в потоке эле- ментарную струйку воздуха и проведем через нее два сечения: се- чение / — 7 на достаточном удалении от термометра и сече- ние 7*—/* в непосредственной близости от него. Скорость воздуха в сечении 1* — /* затормаживается до нуля Ci—0. Считаем, что теплообмен отсутствует QBH = 0. Оче- видно, наконец, что в процессе торможения воздуха работа не со- общается I9>?=Q. Тогда уравнение сохранения энергии (1) для 41 рассматриваемой струйки между сечениями / — / и /* — /* при- мет вид . Отсюда 2? + ^T^i^T^T^r;. (3) 74=7; + 2? k — \ R Т, + 5 (JL. , 100 Т\ называют температурой заторможенного воздушного потока или температурой торможения в сечении /* — /*. При сделанном предположении об отсутствии теплообмена эта температура яв- ляется также температурой торможения в сечении / — 1. Как видно из уравнения сохранения энергии (3), температура торможе- ния определяет собой полную энергию воздуха в данном сечении. Из определения температуры торможения как меры полной энергии следует, что если при движении воздуха энергия извне не сообщается, то температура торможения остается постоянной. Уравнение Бернулли ? Вторым основным уравнением, определяющим связь между па- раметрам^ воздуха при движении его по компрессору, является уравнение Бернулли. Это уравнение названо так в честь Даниила Бернулли, члена Российской академии наук, который вывел это уравнение. Для про- цесса сжатия воздуха в компрессоре оно имеет вид: *-Э. К ^П. К Т" •---. ,[ I 2? (4) где /,п> к — работа, затраченная на сжатие 1 кг воздуха в ком- ., ; . прессоре; эта работа называется политропической или насосной работой сжатия, физический смысл этой ра- боты мы рассмотрим ниже; Ьтл—работа, затраченная на преодоление гидравлических сопротивлений (работа, затраченная на преодоление : сил трения и образование вихрей в воздушном по- •'' : токе). Уравнение (4) показывает, что эффективная работа, подведен- ная к валу колеса компрессора, идет на совершение работы сжатия воздуха, на преодоление всех гидравлических потерь и увеличение кинетической энергии воздуха. .. Заметим, что уравнение Бернулли справедливо и для случая теплообмена. Политропичеокая работа сжатия, как известно из термодина- мики, равна ^.^^R^-T^^-^RT^f-l), 42 При п = k (идеальный процесс сжатия) политропическая работа сжатия обращается в адиабатическую. Рассмотрим пример применения уравнения Бернулли. Определим давление заторможенного потока (см. рис. 29), считая, что процесс торможения происходит без потерь — по адиабате. Уравнение (4) для этого случая примет вид • с2 "' ''•"' ' г _ /___fl_ • '<• *-е. к •'-ад. к ^g ' ИЛИ •zrW, «• k-\ _J_ (* k Pi } - - 1 Pi 1 2$ ' поскольку Отсюда ---..* = О и ?f.K = 0. P\=Pi 1 + i) характеризует состояние воздуха на входе в компрессор. Политропа /—4 показывает изменение состояния воздуха в действительном процес- се сжатия в компрессоре, а точка 4 (р4; Vi) характеризует состояние воздуха на выходе из компрессо- ра. Идеальному процессу сжатия соответствует адиабата /—4ад. Можно показать, что площадь /, 4, а, Ь, 1 (см. рис. 30), распо- ложенная влево от кривой дей- ствительного процесса сжатия, представляет собой в некотором масштабе политропическую ра- боту сжатия. _. 0_ ,, тт 01 А 6б Рис.30. Диаграмма изменения со- па рис. 31 показано сжатие стояния воздуха в процессе сжатия 1 кг воздуха, заключенного в ци- в координатах р — v М Рис. 31. Сжатие воз- духа в цилиндре линдре, силой Р, действующей на поршень. Сила Р, действующая на поршень, при весьма малом перемещении поршня, равна произ- ведению давления воздуха р на площадь поршня F (рР), а работа ее есть работа сжатия /7/гД6>, где AS — перемещение поршня, но F&S—&V — изменение удельного объема воздуха. Следова- тельно, элементарная работа сжатия воздуха равна произведе- нию pkv, что при сжатии воздуха в компрессоре соответствует элементарной площадке, расположенной под кривой процесса сжатия (см. рис. 30), а вся работа сжатия соответствует в некотором масштабе площади /, 4, с, d, 1. Но в компрессоре же происходит сжатие непрерывного потока воздуха. При этом, кроме работы собственно сжатия, прихо- дится совершать работу по преодолению сил давления воздуха на выходе из компрессора. Можно доказать, что эта работа для 1 кг воздуха равна p4Vi и соответствует площа- ди 4, а, о, с, 4. Зато давление воздуха пе- ред компрессором совершает работу по про- талкиванию воздуха через компрессор, рав- ную pi^i — площади /, Ь, о, d, 1. Таким образом, работа сжатия воздуха в компрессоре равна собственно работе сжа- тия плюс работа по преодолению сил давле- ния на выходе из компрессора p4v^ за вычетом работы, совершен- ной силами давления воздуха на входе в компрессор. Тогда политропическая работа сжатия выразится площадью ^п. к — площадь 7, 4, с, d, 1 + ; <} /л;!;^)" '• ." >t )- + нлошддь 4, а, о, с, 4 — площадь /, Ь, о, d, /.;> Vc^i Разность между вторым и третьим членами уравнения называют «работой проталкивания воздуха». Политропическая работа сжа- тия воздуха складывается, следовательно, из собственно работы сжатия и работы по проталкиванию воздуха через компрессор. Суммирование площадей показывает, что Zn. к = площади /, 4, а, Ь, /, т. е. площади влево от кривой процесса сжатия. vn ;••, •;• .•:. Подобно этому адиабатическая работа сжатия — работа сжатия идеального компрессора — изображается площадью /, 4ад, а, Ь, /.. Как видно из диаграммы, /,п. к >> La!li к. Таким образом, в действительном компрессоре приходится не только затрачивать работу на преодоление гидравлических потерь (см. уравнение 4), но и сама работа сжатия Ln K из-за влияния гидравлических потерь оказывается большей, чем в идеальном слу- чае /,ад K. Это объясняется тем, что работа, затраченная на пре- одоление гидравлических потерь в действительном процессе сжа- тия, переходит, как указывалось выше, в тепло, что ведет к допол- нительному подогреву воздуха в процессе сжатия. Следовательно., 44 температура воздуха в любом произвольном сечении компрессора при наличии гидравлических потерь выше, чем в идеальном ком- прессоре, имеющем ту же степень сжатия. Так, из выражения /,ад> к видно, что даже идеальная, адиабати- ческая работа сжатия пропорциональна начальной температуре Т\. Иными словами, горячий воздух труднее сжимать, чем холодный, так как при равных давлениях удельный объем горячего воздуха больше. Увеличение работы сжатия в каждом элементе компрессора из-за более высокой температуры в действительном процессе сжа- тия и приводит в целом « увеличению Ln к по сравнению с ?ад. к. Эффективный и адиабатический коэффициенты полезного действия центробежного компрессора Эффективность -центробежного компрессора характеризуется эффективным коэффициентом полезного действия. Эффективным к. п. д. называется отношение адиабатической работы сжатия к эффективной работе, т. е. . : . • . ^ад. к • - .. .:•-,.%,...'• "Чэ.К^ L э. к Эффективный к. п. д. показывает, какая доля работы, затрачен- ной на привод компрессора, обращается в полезную работу сжатия. Он учитывает все потери: гидравлические потери, потери, связан- ные с ростом политропической работы сжатия La K по сравнению с идеальной /,ад к, а также потери, связанные с увеличением кине- 2 2 тической энергии воздуха в компрессоре —^——. Однако увеличение кинетической энергии воздуха не всегда можно считать потерей, ибо на выходе из компрессора эта энергия может быть использована для увеличения давления. Поэтому, по- мимо эффективного к. п. д., часто рассматривается адиабатический к. п. д., не учитывающий потерь на увеличение кинетической энер- гии воздуха, проходящего через компрессор: ^ад. к ^ад. к ^ад. к ^2 „2 L С\ — С\ Ln. к + Lr. к ' "Э. К 2§ Адиабатический к. п. д. учитывает только гидравлические по- тери LT к и связанное с ним увеличение политропической работы сжатия Zn> к по сравнению с адиабатической /,ад к и характери- зует, таким образом, совершенство гидравлики проточной части компрессора. Адиабатический к. п. д. центробежных компрессоров ТРД достигает величины 0,75-f-0,8. Эффективный к. п. д. компрессора может несколько отличаться от адиабатического в ту или иную сторону в зависимости от соот- ношения скоростей воздуха с4 и с\. Обычно разница между адиаба- 45 тическим и эффективным «. п. д. не превышает --Н-3%. Очевидно, ЧТО ПрИ С4 = Ci ТГ)Э. к = У)ад. к. .....; Изучение закономерностей процесса сжатия воздуха и основных уравнений, характеризующих изменение состояния воздуха при его течении по компрессору, позволяет понять работу отдельных эле- ментов компрессора и особенности работы компрессора в си- стеме ТРД. Доцент, кандидат технических наук инженер-подполковник А. Н. ГОВОРОВ .:Д\ ТЕЧЕНИЕ ВОЗДУХА В ЭЛЕМЕНТАХ ЦЕНТРОБЕЖНОГО КОМПРЕССОРА ТРД Работа центробежного компрессора ТРД определяется харак- тером протекания воздуха в элементах компрессора: во входном устройстве, колесе, диффузоре и выходных патрубках. Режим его ра- боты характеризуется числом оборотов колеса и расходом воздуха. Течение воздуха во входном устройстве компрессора Входное устройство равномерно распределяет и направляет воз- дух к колесу компрессора. Неравномерность потока воздуха может приводить к увеличению потерь на входе в колесо и снижению к. п. д. компрессора. Входное устройство должно иметь такую форму, чтобы гидравлические потери были минимальными, так как в начале сжатия они особенно неблагоприятно отражаются на к. п. д. компрессора. Поэтому наиболее распространены осевое и коленообразное входные устройства, обеспечивающие малую вели- чину гидравлических потерь. • • Рассмотрим, как входит воздух в каналы компрессора. На рис. 32 показано сечение колеса центробежного компрессора, а на рис. 33 показан треугольник скоростей на входе воздуха в колесо. Лопатки колеса изображены на рисунке в виде ряда профилей. Они вращаются со скоростью wb равной окружной скорости колеса на радиусе, соответствующем сечению, в направлении, указанном стрелкой. При осевом входе воздуха скорость его d, называемая абсолютной скоростью, будет направлена по оси вращения колеса. На рис. 32 приводятся также обозначения основных размеров колеса. Разберем, как будет подходить воздух к передним кромкам ко- леса при их вращении. Для этого построим треугольник скоростей воздуха на входе в колесо (см. рис. 33). ; В соответствии с правилами теоретической механики относи- тельная скорость входа воздуха на лопатки колеса ш\ будет равна 41 геометрической ра_зности абсолютной скорости воздуха и окружной скорости колеса w\ — с\ — и\. Для подтверждения справедливости этого равенства мысленно остановим колесо, а для того, чтобы картина течения воздуха отно- сительно кромок колеса не изменилась, к абсолютной скорости воз- духа прибавим скорость, равную окружной скорости колеса, но на- правленную в сторону, обратную его движению. Таким образом, относительная скорость воздуха на входе в колесо геометрически Рис. 32. Сечение колеса центробежного компрес- сора: DO — диаметр втулки колеса; Z?i— наружный диаметр колеса на входе; D2 — диаметр колеса на выходе; Ь — ширина канала коле- са на произвольном радиусе; Ьл — ширина колеса на выходе ; Л "• Рис. 33. Треугольник скоро- стей на входе воздуха в ко- лесо центробежного компрес- сора складывается из абсолютной скорости и скорости, равной^ окружной, но противоположной по направлению Wi = с\ + ( — и\). А это равносильно предыдущему равенству. 1Как видно из рис. 33, относительная скорость воздуха направ- лена под некоторым углом ^ к оси вращения колеса. Чтобы избежать потерь на удар при входе в колесо, передние кромки ло- паток загибают примерно до совпадения направления их с направ- лением относительной скорости воздуха Wi($\^$^). Отогнутые передние кромки лопаток образуют вращающийся направляющий аппарат. Часто для облегчения производства колеса направляющий аппарат изготовляют отдельно и соединяют его с колесом. Так как окружная скорость, составляющая одну из сторон в тре- угольнике скоростей, изменяется по радиусу, то и углы загиба передних кромок лопаток приходится делать переменными по ра- диусу. С увеличением радиуса растут окружная скорость колеса и угол р! (см. рис. 33). Поэтому и загиб передних кромок лопа- ток увеличивается (от втулки к периферии входного сечения). За- метим, что относительная скорость воздуха на входе в колесо ме- 48 няется По радиусу не только По направлению, но и по величине, достигая максимального значения на периферии входного сечения на диаметре D\. При существующих окружных скоростях колеса относительная скорость воздуха на периферии wl макс становится больше скорости звука. Во избежание волновых сопротивлений на входе в колесо целе- сообразно ограничивать величину относительной скорости на входе так, чтобы wl макс не превышала скорости звука на входе в ко- лесо Wl макс яг 0,85 -г- 0,9. лл ___ /К11 макс «1 Здесь /WlMa,cc число М на периферии входа в колесо скорости воздуха на входе ^1маке к скорости звука. отношение ,-V Рис. 34. Составляющие абсолютной скорости воздуха при входе в колесо с закруткой Для уменьшения относительной скорости перед колесом иногда устанавливают неподвижный направляющий аппарат, который за- кручивает воздух по направлению вращения колеса. При этом перед входом в колесо компрессора воз- дух, закрученный в неподвижном направляющем аппарате, дви- жется в виде вихря, имея состав- ляющие .скорости cla по направ- лению оси колеса и с1и по направ- лению вращения колеса (рис. 34). Треугольник скоростей для этого случая изображен на рис. 35. Там же пунктиром показана относи- тельная скорость w'\ (для случая, когда нет закрутки). Практически воздух закручи- вают так, чтобы угол alt заклю- ченный между направлением аб- солютной скорости воздуха на входе и осью вращения колеса, и/; щ 4—3073 Рис. 35. Треугольник скоростей на входе воздуха в колесо при наличии . / -^ закрутки : - к . ^ ь 49' *-:V поМН i I i составлял 18—20°. При этом величина составляющей абсолютной скорости воздуха по направлению вращения колеса с]и составляет обычно 40—50 м/сек. Эту составляющую часто называют закрут- кой. Дальнейшее увеличение закрутки неблагоприятно сказывается на величине степени сжатия компрессора. , ; На рис. 36 представлена схема центробежного компрессора с неподвижным направляющим аппаратом, закручивающим воздух по направлению вращения ко- леса. Колесо компрессора имеет двусторонний вход, благодаря чему увеличивается производи- тельность при сохранении ра- диальных размеров компрессо- ра, что особенно важно для авиационного двигателя. Воздух, входя в компрессор, проходит через лопатки непо- движного направляющего аппа- рата а, установленные по ци- линдрической поверхности коль- цевого входа. Наружные кромки лопаток направлены радиально, а внутренние загнуты по на- правлению вращения колеса, чем обеспечивается закручива- ние воздуха, проходящего через направляющий аппарат. Во входных каналах уста- новлены концентрические на- Рис. 36. Схема центробежного компрес- сора с двусторонним входом: а — лопатки направляющего аппарата; б — на- правляющие KOJIb^a =-.,-•? ; правляющие кольца б, делящие » < воздушный поток на ряд участ- ков. Эти кольца обеспечивают равномерное заполнение воздухом входного сечения колеса. При работе компрессора на месте скорость воздуха во входном устройстве увеличивается от нуля до с\, поэтому температура и дав- ление воздуха падают, и на входе в колесо (в сечении 1 — /, см. рис. 32) температура и давление меньше атмосферных. При скоростях полета со, превышающих скорость воздуха на входе >в колесо с\у вследствие сжатия от скоростного напора темпе- ратура и давление воздуха на входе в колесо выше атмосферных.. Нужно заметить при этом, что само сжатие (уменьшение скорости воздуха, рост температуры и давления) происходит в струе перед входом, ибо сам вход обычно имеет вид сопла с уменьшающейся по ходу течения воздуха площадью сечения, и во входе воздух всегда несколько расширяется. * ' * Течение воздуха в колесе Колесо является основным рабочим элементом центробежного компрессора. В колесе воздуху сообщается работа, за счет чего 50 • • /1 в Рис. 37. Различные типы колес цен- тробежного компрессора: а — открытое; б — закрытое; в — полуза- крытое возрастают его давление и скорость. Одновременно увеличивается и температура воздуха. < ,v: Колеса подразделяются на три типа: открытые, закрытые и по- лузакрытые. На рис. 37 представлены колеса различных типов. Открытое колесо а состоит из втулки и прямых радиальных лопа- ток. Межлопаточный канал с торцов ограничивается стенками кор- пуса компрессора. При движении воздуха в колесах открытого типа очень велики гидравлические по- тери, поэтому в настоящее время такие колеса не применяются. Закрытое колесо б состоит из ряда лопаток, ограниченных с тор- цов задней и передней стенками. Последняя имеет отверстие для входа воздуха. Колеса закрытого типа сложны в изготовлении. Не- достаток этих колес состоит в том, что при их применении трудно достигнуть больших окружных скоростей. Компрессоры с закры- тыми колесами, дающими мини- мальные гидравлические потери, имеют более высокий к. п. д. Широкое распространение в авиации получили колеса полуза- крытого типа б, состоящие из од- ной торцовой стенки с выфрезерованными на ней лопатками. Ко- леса полузакрытого типа просты в изготовлении и обладают доста- точной прочностью и жесткостью. По величине гидравлических по- терь они занимают промежуточное положение между открытыми и закрытыми колесами. По форме лопаток различают колеса с радиальными лопатками, с лопатками, загнутыми по направлению вращения (вперед), и с лопатками, загнутыми против направления вращения (назад). В авиационных компрессорах в настоящее время применяются главным образом радиальные лопатки. Применение лопаток, загнутых в сторону вращения, позволяет увеличить степень сжатия компрессора, так как при равных окруж- ных скоростях колеса с загнутыми вперед лопатками передают воз- духу большую работу. у Рассмотрим, как движется воздух в межлопаточном канале колеса. Воздух, попавший в каналы вращающегося колеса, начинает вращаться вместе с ними и под действием центробежных сил от- брасывается к периферии колеса. Давление воздуха при этом растет за счет сжатия воздуха центробежными силами. Вследствие увеличения переносной скорости (окружной скорости колеса) растет и абсолютная скорость воздуха. Одновременное повышение давле- 4* ./ 51 ния и скорости воздуха не противоречит уравнению Бернулли, так как в колесе воздуху сообщается энергия извне. • , Движение воздуха в колесе складывается из переносного вра- щательного движения колеса и относительного движения по его каналам. Относительная скорость воздуха в канале колеса оказы- вается разной по ширине канала на одном и том же радиусе. Чтобы представить себе харак- тер относительного движения воз- духа в межлопаточном канале ко- леса, обратимся к рис. 38. Мы уже говорили, что относительные скорости в одном и том .же сече- нии канала, например, на радиу- се г, различны. В самом деле, при вращении колеса возникает мо- мент сопротивления вращению, равный крутящему моменту, пере- даваемому извне. Очевидно, что Рис. 38. Эпюры давления и относи- тельной скорости по ширине канала момент сопротивления возникает в результате разности давлений колеса центробежного компрессора воздуха по обе стороны лопатки. Давление с набегающей стороны лопатки больше, чем со стороны уходящей. Например, на рис. 38 давление р\ в точке / больше, чем давление рч в точке 2, рас- положенной по другую сторону лопатки на том же радиусе: ~~ ! Pi>P* Но тогда на основании уравнения Бернулли, составленного для потока воздуха в относительном движении, следует, что скорость воздуха w\ в точке 1 меньше, чем скорость w2 в точке 2. На рис. 38 изображены примерные эпюры распределения давле- ния и скоростей по ширине межлопаточного канала на радиусе г. *г Р-ЛЕ. Чч-ГГ i*i •.»!•• Рис. 39. Треугольник скоростей воздуха на выходе . из колеса 52 Неравномерность относительной скорости воздуха по ширине канала колеса сказывается и на направлении выхода воздуха из колеса. На рис. 39 изображен треугольник скоростей воздуха на выходе из колеса. Абсолютная скорость воздуха на выходе из ко- леса геометрически складывается из относительной ш2 и перенос- ной — окружной скорости колеса «2- Переносная скорость и** направлена по каса- тельной к окружности колеса. Что же касается относительной скорости 'w2, то вследствие не- равномерности распределения потока в колесе, вызванной инертностью воздуха, она отклонена от радиального направления на некоторый угол у Б сторону, обратную вращению. Тогда составляющие абсолютной скорости на выходе из колеса по двум взаимно перпендикулярным ___/4^0 направлениям — радиальному и касательному ~~! к окружности — окажутся равными, т. е. I С2г = <а;2г» C2u = u2 — W2u- Рис.40. Обратное течение воздуха в Отношение — == ^ называют обычно коэф- колесе (к центру W2 колеса) фициентом мощности. Заметим, что неравномерность потока в колесе тем больше, чем больше - угловая скорость колеса со, среднее же значение скорости воздуха в канале тем больше, чем больше расход воздуха. Поэтому при малом расходе воздуха и большом числе оборотов возможен слу- чай, когда у набегающей стороны лопатки возникает течение воз- духа к центру,колеса (рис. 40). Такое перетекание воздуха приво- дит к образованию вихревых полостей в канале и к резкому увели- чению гидравлических потерь. Вихревые полости в каналах колеса иногда возникают на нерасчетных режимах работы приводных центробежных нагнетателей. В колесах компрессоров ТРД, имею- щих большое число лопаток, такого явления не наблюдается. Академик Б. С. Стечкин показал, что для предотвращения обрат- ных перетеканий при расчете компрессора нужно выбрать величину «расходной» (определяемой расходом воздуха) составляющей ско- рости на выходе из колеса в пределах ^т ~ cia = (0,25 -т- 0,32) иа. Определим, какая мощность сообщается воздуху колесом цен- тробежного компрессора. Работа ?э. к, сообщаемая в компрессоре 1 кг воздуха, определяется уравнением, названным в честь Леонарда Эйлера, академика Российской академии наук, который вывел это уравнение: , __ C*iu2 — сщиср . *-э. к---- а ~Г --v. д> (О) i ° где cZu — окружная составляющая скорости воздуха на выходе ..-,..,,,.г, ,.. из колеса; . ..,..„.,„.-„-,. ........ «2 —окружная скорость колеса на выходе; .:'..,• v. . , ,, где i 'а« *=№== (0,85 - 0,92) аа> л cir ~ ciu = (0,25 - 0,32) «2. -,-.-. . ' Угол сс2 между направлением скорости с^ и касательной к окружности в данной точке для современных компрессоров ра- вен 14—16°. >-.. • -. Течение воздуха в диффузоре 0 Воздух, имеющий скорость, близкую к окружной скорости ко- леса, выходя из колеса компрессора, направляется в диффузор, ко- торый служит для преобразования кинетической энергии воздуха в работу сжатия. Движение воздуха в диффузоре подобно движе- нию в расширяющемся канале: скорость уменьшается, а давление увеличивается. Диффузоры подразделяются на два типа: щелевые и лопаточные. На рис. 41 показана схема компрессора со щелевым диффузо- ром. Щелевой диффузор представляет собой кольцевую щель с па- раллельными или несколько сужающимися стенками. > / м-.-- Теоретические расчеты и опытные данные показывают, что частички воздуха в щелевом диффузоре движутся по траекториям, близким к логарифмическим спиралям (т — п). При этом скорость воздуха уменьшается обратно пропорционально диаметру, так что 56-. * » скорость на выходе из диффузора с3 = С2-тт '-Л душного потока из диффузора (угол между а угол выхода воз- направлением ско- рости Сз на выходе из диффузора и касательной к окружности в данной точке) равен углу выхода воздуха из колеса а3 = а2. Так как диаметр D3 ограничивается в авиационных компрессорах с целью уменьшения размеров, то в щелевом диффузоре не удается ;.\')/t '^I'f.'.j *U3 А 'J L< -J en > Рис. 42. Схема лопаточного диффузора цен- тробежного компрессора Внутренний (начальный) диаметр лопаточного диффузора D'2 почти всегда несколько больше диаметра колеса, так что воздух на выходе из колеса движется вначале по короткому щелевому диффузору, а затем попадает в лопаточную часть. В щелевой части диффузора несколько уменьшается скорость воздушного потока, благодаря чему снижаются волновые сопротивления при входе воз- духа на лопатки диффузора. В щелевой части диффузора происхо- дит также некоторое выравнивание воздушного потока, имеющего весьма неравномерный характер на выходе из колеса. Это также благоприятно сказывается на работе лопаточного диффузора. Величина радиального щелевого зазора в современных компрес- сорах колеблется в пределах 8 = 12—30 мм, а число лопаток диф- фузора изменяется от 14 до 36. Во избежание усиления пульсации воздушного потока в диффузоре число лопаток его не рекомен- дуется брать кратным при близком к числу лопаток колеса. В центробежных компрессорах воздушно-реактивных двигателей воздух из каналов лопаточного диффузора поступает обычно непо- средственно в выходные патрубки, число которых кратно числу ло- паток диффузора (в 2 или 3 раза меньше). Лопатки диффузора, разделяющие лоток на выходе из диффузора и переходящие затем в стенки патрубков, отличаются по своей форме от других лопаток. Течение воздуха в выходных патрубках Воздух из диффузора поступает в выходной патрубок (рис. 43). Назначение выходного патрубка — собрать и направить выходящий из диффузора воздух к потребителю — в нагнетающие трубы порш- невого авиационного двигателя или к камерам сгорания воздушно-реак- тивного двигателя. Кроме того, в выходном патрубке продолжается процесс сжатия воздуха за счет уменьшения скорости, так как ско- рость воздуха на выходе из диффу- зора обычно превышает скорость на выходе из компрессора в сече- нии 4—4. Выходные патрубки в нагнета- телях поршневых двигателей выпол- няется в виде сборной улитки. В центробежных компрессорах воз- Рис. 4з. Выходной патрубок цен- душно-реактивных двигателей сбор- тробежного компрессора ной улитки нет, и воздух из каналов лопаточного диффузора поступает непосредственно в выходные па- , трубки. Выходные патрубки поворачивают воздушный поток и под- водят его к камерам сгорания. Кроме того, в выходных патрубках происходит дальнейшее уменьшение скорости воздуха. В месте по- ворота потока для сокращения гидравлических потерь иногда ; - 57* устанавливают лопатки, а уширение выходного патрубка заканчи- вают до поворота. Однако, чтобы уменьшить габариты компрес- сора часто приходится поворачивать поток воздуха сразу же после выхода из лопаточного диффузора. В этом случае на участке поворота от сечения 3—3 до сечения а — а (см. рис. 43) площадь сечения оставляют постоянной или даже несколько уменьшают; уменьшение же скорости до выходной с4 производят на участке па- трубка а — 4, называемом выходным диффузором. ••,; чп»М<^- х-:,*и;> • п- / а - ••.*•• ,?&. ,:> ••-.>. .•"?,?• :о»:-. ^г,-чц/ .'/ • -и И ;••.'• )5' .V У н. '<-|, /•'.•••а.. " .г;-;л«^'-г •-•ч... „1 •КТ'Л .МЧТ^Г.У >Й /}Г -qo.6'j г ;UV . .^ .ч 1 ', f - 1 У? ->' -':< о-.у * • . J., --?.-1'О< •Mf-:,n.- 1 *•", в ••• (-i4 ••'' .'Ihi.'-i;- А. Доцент, кандидат технических наук инженер-под полков ник Р. М. ФЕДОРОВ УСТРОЙСТВО И РАБОТА ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА В современных турбореактивных двигателях наряду с центро- бежными широкое распространение получили осевые компрессоры. Применение осевых компрессоров в ТРД объясняется рядом их пре- имуществ. Коэффициент полезного действия осевых компрессоров выше к. п. д. центробежных. Они могут пропускать через себя в два-три раза больше воздуха при равных лобовых габаритах. В осевых компрессорах степень сжатия воздуха может быть значи- тельно выше, чем в одноступенчатых центробежных компрессорах. Современная теория осевых компрессоров создана трудами оте- чественных ученых и прежде всего Н. Е. Жуковского, К. А. Уша- кова и Б. С. Стечкина. Схема и принцип действия ступени осевого компрессора Современный осевой компрессор воздушно-реактивного двига- теля имеет обычно от 6 до 1.5 ступеней. Процесс сжатия воздуха в многоступенчатом компрессоре со- стоит из ряда .последовательных процессов сжатия в отдельных ступенях, и поэтому для уяснения принципа действия компрессора достаточно разобрать работу одной ступени. Схема ступени изобра- жена на рис. 44. Основными элементами ступени являются рабочее колесо А и спрямляющий аппарат Б. Обычно лопатки спрямляю щего аппарата располагаются позади рабочего колеса и служат для выпрямления воздушного потока, закрученного рабочим коле- сом. Но в некоторых случаях, описанных ниже, неподвижные ло- патки устанавливаются также и перед рабочим колесом и исполь- зуются для создания предварительной закрутки воздуха, поступаю- щего в колесо, т. е. образуют направляющий аппарат. В дальнейшем условимся обозначать сечение канала ступени перед рабочим коле- сом цифрами I — /, сечение за рабочим колесом 2 — 2 и сечение за спрямляющим аппаратом 3 — 3. 'Кроме того, будем различать внутренний диаметр рабочего колеса (диаметр втулки) DI и наруж- ный диаметр D2. 59 Отношение v = -=f- называется относительным диаметром втулки LJ% ступени. Для компрессоров ВРД характерна сравнительно ма- лая высота лопаток и, следовательно, высокие значения v (по- рядка 0,65Н-0,75 для средних ступеней). Это вызывается тем, что уменьшение v приводит обычно к уменьшению окружной скорости колеса у втулки и вместе с тем к сниже- нию напора, развиваемого ступенью. Однако на первых ступенях для увели- чения расхода воздуха через двигатель обычно применяются значительно более длинные лопатки. При этом относитель- ный диаметр втулки снижается до 0,6н-0,5 и даже более. Лопатки каждой последующей ступени имеют меньшую высоту, чем предыдущие, в соответствии с возрастанием плотности воздуха по ме- ре сжатия его в отдельных ступенях. Рассмотрим течение воздуха через сту- пень. Для этого посредине высоты лопа- ток мысленно проведем цилиндрическое сечение и развернем его на плоскость (рис. 45). Обозначим абсолютную скорость воз- Рис. 44. Схема ступени духа на входе в рабочее колесо через с\. Проекция ее на осевое направление — А (\ '•* 5 ? If : ШШШ$ — 1 — N "~^\ _*. 1 — 1 \ \ 4* i j У яШ> У//// ••г ""Ч j 2 3 ^ / \ i $ & \ \ ^< осевого компрессора: А—рабочее колесо; 5—спрямляю- щий аппарат осевая составляющая cla — определяет сгсщ ь'.'г'vf.;.. <.* '•:, «:ы;»:/•?. Рис. 45. Треугольники скоростей воздуха в ступени • . с осевым входом: .-•••. • А — рабочее колесо; ? — спрямляющий аппарат , ••• •; = '-"• ь :•;•'! я:'}':"','' i . • i 60 расход воздуха через ступень. На первой ступени, пропускающей наибольший объем воздуха, при максимальном числе оборотов дви- гателя cia доходит до 160—180 м/сек и более. По мере движения воздуха по компрессору осевая составляющая скорости умень- шается и в последней ступени она составляет 1,00—140 м/сек. Объясняется это тем, что расположенная за компрессором камера сгорания может работать устойчиво только при сравнительно не- больших скоростях воздуха. Кроме того, уменьшение cla позволяет избежать постановки слишком коротких лопаток на последних сту- пенях. Рассмотрим работу ступени с осевым входом воздуха, когда направление абсолютной скорости воздуха перед колесом парал- лельно оси вращения колеса (как показано на рис. 45) и ?, = cla. Вследствие вращения лопаток рабочего колеса скорость воздуха относительно этих лопаток w\ не совпадает с абсолютной ско- ростью d и определяется по правилу сложения скоростей, как геометрическая разность абсолютной скорости с\ и окружной ско- рости вращения колеса и. Величина относительной скорости w\ на среднем радиусе обычно не превосходит 0,7—0,8 от скорости звука перед колесом. Обтекая искривленные лопатки рабочего колеса, образующие так называемую решетку профилей, воздух изменит свое направле- ние и выйдет из колеса с относительной скоростью wz. Поворот по- тока воздуха при его относительном движении через колесо, как видно из рис. 45, приводит к уменьшению скорости Wz по сравне- нию с Wi, ибо он сопровождается увеличением поперечного сечения каждой струйки воздуха, прошедшей через канал между двумя соседними лопатками (/2к>/1к)- Вследствие уменьшения отно- сительной скорости давление воздуха в рабочем колесе возрас- тает. В то же время при повороте потока воздуха в рабочем колесе на вогнутой стороне лопаток, обращенной навстречу потоку, возни- кает повышенное давление, а на спинке — разрежение, как пока- зано условно на рис. 45 знаками + и —.В результате этого на каждой лопатке возникает разность давлений, приводящая к по- явлению аэродинамической силы Р, которую можно разложить на составляющую Яя, направленную вдоль оси вращения колеса, и со- ставляющую Я„, направленную перпендикулярно .ей. Сила Ра, называемая осевой составляющей, воспринимается упорным подшипником компрессора. Сила Ри действует против направления вращения колеса, и на ее преодоление при вращении колеса еже- секундно затрачивается работа, равная произведению этой силы на окружную скорость Рии [кгм/сек]. Величина силы Ри может быть подсчитана по картине распре- деления сил давления (и трения) по поверхности лопаток рабочего колеса. На практике определение Ри производится обычно более простым путем по изменению окружной составляющей скорости воздуха в колесе. На основании известной теоремы механики об из- менении количества движения, величина этой силы равна секунд- м ному изменению количества движения (в направлении вращений колеса) проходящего через колесо воздуха Р ---- /77 A7W „; .,' : • fu '''•сек"иуы> '•'.•;, •"?••' где тсек — масса воздуха, проходящего через колесо ком- прессора в одну секунду; &wu = wiu — W2u — изменение окружной составляющей скорости воздуха в колесе, причем w]u и wzu— проек- v ' [^ ции скоростей Wi и wст несколько больше, чем ?ад.ст, и численно равна площади, лежащей на диаграмме (см. рис. 47) слева от ЛИНИИ /—3. -•"••• ••••'•'•.*.••• ••'"•:•.:•*..:.'.• • , i Для течения воздуха через ступень может быть написано урав- нение Бернулли с учетом внешней механической работы, которое было подробно разобрано ранее (см. стр. 42—43) •,.:•. . . , : с\ — с\ •, . V *-э. ст === ^*п. ст ~Г 2ог ~г" •--•-. ст> Ч-"-"/ где Zr.CT—работа, затраченная на преодоление гидравлических сопротивлений. Уравнение Бернулли показывает, что работа, затрачиваемая на вращение колеса ступени, идет на совершение работы сжатия воз- духа, на изменение кинетической энергии воздуха и преодоление гидравлических потерь. Отношение адиабатической работы сжатия воздуха в ступени к сумме политропической работы сжатия и работы трения назы- вается, как и для центробежного компрессора, адиабатическим коэффициентом полезного действия ступени ад-ст .': /i i\ Ylc.T=7-------Г7----'• ' ..... t11' *~*Г* ПГГ* I Т ***** " 'П. СТ ' "Г. СТ Изменение кинетической энергии воздуха в ступени обычно невелико. Поэтому сумма работы сжатия воздуха ?п.ст и работы трения Z,r.CT в ступени осевого компрессора, как следует из урав- нения Бернулли, незначительно отличается от работы вращения ко- леса L3iCT. Течение воздуха через ступень осевого компрессора происходит без резких поворотов потока, лопаткам колеса и спрямляющего аппарата придается обтекаемый аэродинамический профиль, по- этому к. п. д. ступени достигает высоких значений YJCT = 0,87~f-0,9. Изменение параметров воздушного потока по высоте лопатки Лопатка рабочего колеса современного осевого компрессора имеет довольно сложную форму: в тех или других сечениях ее про- филь имеет различную кривизну и толщину и установлен под раз- ными углами к плоскости вращения колеса. Такое изменение формы лопатки от сечения к сечению вызывается изменением формы тре- угольников скоростей и параметров воздушного потока вдоль радиуса. . ; Конструктор при проектировании ступени осевого компрессора обычно исходит из необходимости сообщения воздуху на каждом радиусе одной и той же энергии ?э.ст. В противном случае 5—3073 65 струйки воздуха, имевшие перед ступенью на всех радиусах одина- ковые давление и скорость, будут иметь за ступенью различную скорость (при одном и том же давлении) или же различное дав- ление (при одинаковой скорости), что неизбежно приведет к их уси- ленному перемешиванию и увеличению гидравлических потерь. - Из рассмотренного выше уравнения Эйлера для ступени (5) сле- дует, что для сообщения воздуху одинаковой энергии на всех радиусах необходимо изменять закрутку воздуха в колесе от одного радиуса к другому так, чтобы произведение и&Си оставалось по- стоянным. Следовательно, если обозначить окружную скорость и закрутку воздуха в колесе у основания лопаток (на радиусе г\ = = -у-) через #! и A?WJ, то для любого другого радиуса Дс»=Дс«, т-=Дс», -f •',;,,' о2) Таким образом, закрутка воздуха в колесе должна изменяться обратно пропорционально радиусу. Дополнительным условием, определяющим изменение параме- тров воздуха и треугольников скоростей по радиусу, является ра- диальное равновесие потока воздуха между рабочим колесом и спрямляющим аппаратом. , На необходимость учитывать радиальное равновесие потока при проектировании воздушного винта и осевого вентилятора впер- вые указали Н. Е. Жуковский и его ученик !В. П. Ветчинкин еще в 1913 г. . Окружные составляющие скорости воздуха за рабочим коле- сом вызывают центробежные силы, стремящиеся отбросить поток воздуха к периферии ступени. Течение воздуха кольцевыми слоями, параллельными оси вращения ступени, возможно поэтому лишь благодаря закономерному возрастанию давления воздуха за коле- сом от основания лопатки к ее концу. Разность давлений уравно- вешивает центробежные силы. Но при этом абсолютная скорость воздуха за колесом, в соответствии с уравнением Бернулли, с уве- личением радиуса должна уменьшаться. Каждому закону распределения окружных составляющих ско- рости воздуха соответствует определенный закон изменения давле- ния (и абсолютной скорости с2) по высоте лопатки, при котором течение воздуха сохраняет указанный характер. При этом измене- ние скорости по радиусу может происходить как за счет изменения окружной ее составляющей с2и, так и за счет изменения осевой со- ставляющей с2а. При осевом входе воздуха в рабочее колесо (с\и = 0) закрутка равна ^и==с2и (см- Рис- 46). Следовательно, окружная со- ставляющая абсолютной скорости воздуха за колесом С2и будет из- меняться по радиусу так же, как и сама закрутка, т. е. обратно пропорционально радиусу: . с — с^- • 62й — L2ui г > 66 где 2/S?2 B \ Рис, 50. Схема ступени с предварительной закруткой воздуха в направлении вращения колеса: А — направляющий аппарат; Б — рабочее колесо; В— спрямляющий аппарат а .---Щ ------- 1*-сш — •• v .,'• • -• . ; . •.;;{•> ! -• '•• . •• : '•,".•» • ' ™А Ц/у •-" U_ lv •* Рис. 51. Треугольники скоростей воздуха в ступенях различных схем: а — ступень с осевым входом; б — ступень с предварительной закруткой воздух* в сторону вращения колесу 70 построены треугольники скоростей для ступени с осевым входом воздуха а и с предварительной закруткой б. Увеличение окружной скорости (при сохранении прежней отно- сительной скорости Wi и прежней закрутки воздуха в колесе &wu) позволяет значительно увеличить степень сжатия воздуха в ступени по сравнению со степенью сжатия, достигаемой в ступени с осевым входом. При этом степень сжатия воздуха в рабочем колесе остается примерно такой же, как и в схеме с осевым входом воз- духа, ибо сжатие воздуха в колесе происходит за счет уменьше- ния кинетической энергии воздуха в относительном движении /да? — да?\ л (_____-), а скорости w\ и Wz в обеих схемах могут иметь одина- \ ?§ / наковые значения. ' - ••'•••••••'. ' • лд Таким образом, увеличение степени сжатия воздуха в ступени- с предварительной закруткой по направлению вращения дости- гается за счет увеличения степени сжатия (адиабатической работы) в спрямляющем аппарате. Поэтому в такой схеме доля участия спрямляющего аппарата в общей работе сжатия повышается и мо- жет доходить до 50% и даже более. Величина предварительной закрутки воздуха перед колесом с\и вдоль радиуса не остается постоянной. Наибольшая предваритель- ная закрутка необходима на внешнем диаметре колеса, где окруж- ная скорость лопаток имеет наибольшее значение. У основания ло- паток окружная скорость имеет наименьшее значение и поэтому здесь можно ограничиться значительно меньшей предварительной закруткой или даже вовсе обойтись без нее. Поэтому конструктор авиационного осевого компрессора за счет соответствующего изгиба лопаток направляющего аппарата обычно обеспечивает постепен- ное* уменьшение предварительной закрутки воздуха от периферии лопатки к ее основанию. Расчеты показывают, что в этом случае осевая составляющая скорости воздуха перед и за колесом уже не остается постоянной, а постепенно увеличивается от периферии к основанию лопаток. Расчеты показывают также, что при этом распределение работы сжатия воздуха между колесом и спрямляющим аппаратом на всех радиусах остается почти одним и тем же. Поэтому в техниче- ской литературе такая ступень часто называется ступенью с по- стоянной степенью реактивности. > В многоступенчатом осевом компрессоре нет необходимости устанавливать направляющий аппарат А перед каждой ступенью. Его роль с успехом может выполнять спрямляющий аппарат пре- дыдущей ступени, который должен в этом случае поворачивать поток воздуха, вышедший из колеса, не до осевого направления, а на меньший угол, чтобы сохранить необходимую закрутку воздуха перед рабочим колесом следующей ступени. При этом предвари- тельная закрутка воздуха для последующей ступени может быть меньшей, чем для предыдущей, поскольку за счет подогрева воз- духа в ступени и соответствующего увеличения скорости звука ' . 71 уменьшается опасность появления волновых потерь. Поэтому в од- ном и том же компрессоре могут встретиться ступени, имеющие различную по величине и даже по направлению предварительную закрутку воздуха перед рабочим колесом. .,,,,,, '. • '.•''',••.'.•--'•.'.• • • •••."• Многоступенчатые осевые компрессоры Степень сжатия воздуха, получаемая в одной ступени осевого компрессора (до 1,2—1,35), совершенно недостаточна для совре- менного ВРД. Поэтому в 1ВРД применяются лишь многоступенча- тые компрессоры, в которых необходимая степень сжатия дости- гается за счет последовательного повышения давления в стоящих друг за другом ступенях. . -, .... ..:...., U— 1г- Рис. 52, Схема многоступенчатого осевого компрессора с уменьшением высоты лопаток за счет увеличения внутреннего диаметра ступеней Лопатки рабочих колес всех ступеней обычно монтируются на одном общем барабане или на отдельных дисках, которые соеди- няются затем вместе, например, с помощью общего вала или иным способом. Дисковая конструкция сложнее в производстве, но по- зволяет получать более высокие скорости на окружности рабочих колес, что выгодно сказывается на напорности компрессора. Необходимое уменьшение высоты лопаток от первой ступени к последней может быть достигнуто за счет увеличения внутрен- него диаметра ступеней, как показано на рис. 52, или за счет уменьшения внешнего диаметра (рис. 53). : :; 72 Последняя схема часто применяется при барабанной конструк- ции ротора компрессора. Однако снижение окружной скорости, связанное с уменьшением внешнего диаметра рабочих колес, вызы- вает в этом случае значительное снижение напорности последних ступеней компрессора по сравнению с первой схемой. На воздушно- реактивных двигателях применяются обе указанные схемы проточ- ной части компрессора. Вход воздуха -» Рис. 53, Схема многоступенчатого осевого компрессора, имеющего уменьшение высоты лопаток за счет уменьшения внешнего диаметра ступеней Многоступенчатая конструкция позволяет резко увеличить сте- пень сжатия воздуха в осевом компрессоре, так как общая степень сжатия воздуха компрессора равна произведению степеней сжатия отдельных его ступеней. Так, например, если компрессор имеет 8 ступеней и если степень сжатия каждой ступени составляет (в среднем) ест—1,25, то общая стедень сжатия будет равна ЕК — -=1,258 = 5,96. •••"•'""•• -•vV:---v.^.-v"--V •-• '• Эффективность многоступенчатого осевого компрессора, так же как и центробежного, характеризуется значениями адиабатического и эффективного к. п. д. Адиабатическим к. п. д. компрессора называется отношение адиабатической работы сжатия воздуха в компрессоре /,ад.к к сумме действительной работы сжатия воздуха LDiK и работы трения Lr K L* *)ад. к -ад. к 'ц. к + ^Л, (13) 73 Эффективным к. п. д. компрессора называется отношение адиа- батической работы сжатия воздуха в компрессоре к работе LBtKi затрачиваемой на вращение его ротора ""<|; V" ' Пэ. ^ад. к "Э. К (14) Согласно уравнению Бернулли, для компрессора L ==L Л-L 4-- --'э. к --TI. к ~ *"r.K * ' Дс2 2g ' с где А------—изменение кинетической энергии воздуха в компрес- соре. В многоступенчатом компрессоре изменение кинетической энергии в воздухе мало по сравнению с L3 K, поэтому эффективный к. п. д. компрессора мало отличается от его адиабатического к. п. д. а в ъ va Ъ , ; .V • : ;•:.." >., - • . . . Рис. 54 Диаграмма состояния воздуха в про- цессе сжатия в трехступенчатом компрессоре . , •- в координатах^— v Адиабатический к. п. д. многоступенчатого компрессора оказы- вается ниже коэффициента полезного действия ступени. На рис. 54 изображена диаграмма, характеризующая состояние воздуха в про- цессе сжатия в координатах р—v для трехступенчатого компрессора. На диаграмме точка а характеризует состояние воздуха на. входе в первую ступень, а точки в, с, d — состояние на выходе из первой, второй и третьей ступеней. Адиабатический процесс сжатия воздуха во всем компрессоре изображен адиабатой adf. Но для второй и третьей ступеней линия адиабатического сжатия воздуха в данной ступени не совпадает с адиабатой асР, так как удельный объем воздуха на входе в эти ступени (% и vc) увеличен вследствие отклонения действитель- ного процесса от адиабатического. 74 Поэтому адиабатическая работа сжатия воздуха, полученная в компрессоре, оказывается, как нетрудно видеть на рис. 54, меньше суммы адиабатических работ сжатия воздуха во всех трех ступенях на величину, соответствующую заштрихованной площади. В то же время работа, затраченная на вращение трехступенча- того компрессора, равна сумме работ, затраченных на вращение каждой его ступени, поэтому к. п. д. многоступенчатого компрессора оказывается уменьшенным по сравнению с к. п. д. ступени. Чадя .' аэ 0,86- 062- 0,7» 7ст=иЭ2 0,88 8 ю ек Рис. 55. График зависимости адиабатического к. п. д. компрессора от степени сжатия при различных к. п. д. ступени компрессора Для осевого компрессора, у которого степень сжатия воздуха в каждой ступени мала и к. п. д. всех ступеней одинаков, указанное снижение к. п. д. зависит в основном от степени сжатия во всем компрессоре ек и может быть учтено при помощи формулы ака- демика Б. С. Стечкина " • v /. , , . .' -iiV-:-A .',- : :•.- ..->—,. . • e°'286-l' А.;тА::цъАг > " ''Лад. к 0,286 т'ст _ - ек L (15) у? На рис. 55 приведены кривые зависимости к. п. д. компрессора от степени сжатия для различных к. п. д. ступени. Как следует из этих кривых, при современных значениях к. п. д. ступени (t)CT = 0,87—0,9) снижение адиабатического к. п. д. многоступенчатого осевого ком- прессора по сравнению с к. п. д. ступени незначительно и на расчетном режиме тг)ад<к может достигать значений 0,84—0,87. .- :.' и; - . .; .•.. -. . :• > М V-^-U ' , • • " : . • ' .-; • •• : : :' 1 а •'$•••• - . ••.•••: 1 '.) . • Доцент, кандидат технических наук ; ' инженер-майор Ю. Н. НЕЧАЕВ ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМПРЕССОРОВ И ИХ РЕГУЛИРОВАНИЕ Выше была рассмотрена работа центробежного и осевого ком- прессоров на расчетном режиме. Газодинамический расчет и опре- деление проходных сечений и углов установки лопаток производятся на расчетном режиме. Поэтому этот режим соответствует обычно оптимальным условиям работы компрессора. В эксплуатации режимы работы компрессора могут изменяться в очень широких пределах как вследствие изменения режимов работы двигателя (числа оборотов и расхода воздуха), так и за счет измене- ния атмосферных условий на входе в компрессор. Это вызывает из- менение скорости и плотности воздуха в различных сечениях. Про- ходные же сечения и углы установки лопаток остаются теми же, что и на расчетном режиме, т. е. оказываются несоответствующими из- менившемуся характеру движения воздуха. Указанное обстоятель- ство приводит к изменению степени сжатия и к. п. д. компрессора, т. е. к переходу его на новый режим. Зависимости, показывающие, как изменяются данные компрес- сора при изменении режима его работы, принято называть харак- теристиками компрессора. По характеристикам компрессора можно судить о влиянии раз- личных эксплуатационных факторов (режима полета, числа оборо- тов, атмосферных условий) на основные данные компрессора и дви- гателя в целом, а также определять наивыгоднейшие условия совместной работы компрессора и турбины в ТРД или ТВД, на- значать программу их регулирования и т. д. Построение характеристик компрессора расчетным путем связано с большими трудностями, так как условия течения воздуха на не- расчетных режимах очень сложны, а характер изменения основных потерь изучен пока еще не достаточно. Поэтому характеристики компрессоров, как правило, получают экспериментально. Стенд для испытания компрессоров должен предусматривать возможность изменения в широких пределах расхода воздуха и числа оборотов. Изменение числа оборотов может осуществляться, например, посредством изменения мощности двигателя, приводя- 76 щего компрессор во вращение, а изменение расхода воздуха — по- средством изменения положения дроссельной заслонки, устанавли- ваемой на входе в компрессор или на выходе из него. Однако при таких испытаниях полностью воспроизвести режимы полета и атмосферные условия, возможные при эксплуатации компрессора на авиадвигателе, как правило, не удается. Поэтому возникает не- обходимость в распространении характеристик, снимаемых на стенде, на различные условия полета и атмосферные условия. Для правильной эксплуатации компрессора весьма важное зна- чение имеет также вопрос о его регулировании, т. е. о способах за- дания режимов, которые обеспечивали бы наиболее целесообразное использование компрессора в полете и предотвращали возможность возникновения неустойчивости в его работе. Эти вопросы и рассматриваются ниже. Испытание компрессоров ' с /. -:.. '-> -• •. v '•,•"' •••:''-*•, = ','','• *• ж ". - -•••'-. •"••.;.:,• . ;. ••".'., чМ ,..,-,••; $•..•!. "-. Характеристики компрессоров определяются при испытании последних на специально оборудованных стендах. Принципиальная схема одного из таких стендов изображена на рис. 56. В этой схеме испытуемый компрессор 1 приводится во вра- /О Рис, 56, Принципиальная схема стенда для испытания ком- прессоров: / — испытуемый компрессор; 2 — газовая турбина; 3 — дроссельная за- слонка; 4—мерное сопло; 5—приемники для замера поля скоростей; 6 — трубопровод подвода газа от газогенераторной установки щение газовой турбиной 2, которая получает рабочий газ от самостоя- тельной газогенераторной установки. Количество воздуха, проходя- щее через испытуемый компрессор, регулируется с помощью дрос- сельной заслонки 3, установленной в выходном трубопроводе. Регулирование мощности, передаваемой испытуемому компрес- сору, и его числа оборотов достигается изменением давления и температуры газа, подаваемого газогенератором по трубопроводу в турбину. 77 Необходимо отметить, что для привода компрессора ТРД при его испытании требуются очень большие мощности порядка десят- ков тысяч лошадиных сил. В связи с этим испытание компрессоров целесообразно производить при пониженном давлении, с тем чтобы уменьшить весовой расход воздуха, а следовательно, и мощность, потребную на их вращение. Поэтому на практике используются обычно более сложные испытательные установки вакуумного типа. Замер расхода воздуха производится в мерном сопле 4У которое помещается перед входом в компрессор. -.-•••? Мерное сопло имеет цилиндрический участок достаточной длины, в котором устанавливается ряд приемников для замера поля ско- ростей 5. По данным этих замеров определяют расход воздуха че- рез компрессор. Для того чтобы по данным испытаний компрессоров можно было построить его характеристики, необходимо в процессе испытаний, помимо расхода воздуха, замерять еще число оборотов, мощность, потребляемую компрессором, а также температуру и давление на входе и выходе. Зная эти величины, можно определить расчетным путем степень сжатия компрессора, его коэффициенты полезного действия и другие данные, необходимые для построения характе- ристик. Замер числа оборотов требует большой точности, так как изме- нение оборотов на 1 % приводит к изменению степени сжатия при- мерно на 2-г-2,5%, а мощности компрессора — на 3%. Требуемая точность замера числа оборотов обычно обеспечивается за счет применения суммарных счетчиков или специальных электротахо- метров. Определение мощности, потребляемой компрессором, произво- дится различными методами. При непосредственном определении мощности замеряют крутя- щий момент, передаваемый компрессору двигателем, приводящим его во вращение. Для этого на валу, соединяющем компрессор с двигателем, устанавливают динамометрическую втулку или тензо- метр. Замер крутящего момента может быть осуществлен также установкой компрессора (или приводящего его во вращение двига- теля) на балансирном станке. Чаще, однако, применяется метод косвенного определения мощ- ности компрессора по эффективной работе и расходу воздуха. Эффективную работу компрессора определяют, пользуясь урав- нением сохранения энергии 4. „=102,5(7^—Г0) [кгм/кг]. . Замерив температуру заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора Т* и температуру в окружающей атмосфере Т0, по этому уравнению определяют эффективную работу. Мощность компрессора находят по формуле л/к :=^г— [л. с.\. • 78 Этот способ определений мощности компрессора весьма прост, но дает меньшую точность. Замер температуры воздуха производится с помощью ртутных термометров или термопар. Термометр или термопара, помещенный в поток воздуха, пока- зывает не истинную температуру, а температуру частично затормо- женного потока. Чтобы в месте замера температуры поток воздуха затормозить полностью, термометр (или термопару) помещают в специальные трубки, в которых со стороны набегающего потока имеется отверстие. Воздух, проходящий в это отверстие, полностью затормаживается. Для уменьшения инерционности в показаниях термометра в противоположной стенке трубки сверлится маленькое отверстие (диаметром 1 -т- 2 мм), обеспечивающее циркуляцию воздуха. Замеряемая таким образом температура носит название полной. Зная скорость воздуха в месте замера полной температуры, можно определить истинную температуру. Замер статического давления воздуха на входе в компрессор и 'на выходе из него производят, как обычно, через отверстия малого диаметра, просверленные в стенках всасывающего и нагнетающего трубопроводов. При значительной неравномерности давления по сечению пользуются статическими зондами, позволяющими измерить давление в ядре потока. В процессе испытаний может замеряться и ряд других величин. По замеренным величинам могут быть определены на каждом режиме работы компрессора все параметры, необходимые для по- строения его характеристик. Характеристики компрессоров по расходу воздуха *. , Зависимости степени сжатия и коэффициента полезного дей- ствия компрессора от расхода воздуха, полученные при постоянных числах оборотов, называют характеристиками по расходу воздуха. Характеристики центробежного компрессора по расходу воздуха приведены на рис. 57. Здесь по вертикальной оси отложены вели- чины степени сжатия компрессора ек и его адиабатический к. п. д., а по горизонтальной оси — объемный расход воздуха на входе в компрессор Vi[M3/veK]. Верхние кривые дают зависимость к. п. д. компрессора, а нижние — степени сжатия (напора) от объемного расхода воздуха. Каждая кривая соответствует постоянному значе- нию числа оборотов. Как видно из этих характеристик, степень сжатия компрессора с уменьшением расхода воздуха вначале возрастает, достигает при некотором расходе воздуха максимального значения, а затем начи- нает падать. , • '' . При уменьшении расхода воздуха ниже определенной величины работа компрессора становится неустойчивой. Неустойчивая работа компрессора получила название помпажа. Каждому числу оборотов соответствует свое предельное значе- ние объемного расхода воздуха, при котором появляется помпаж. 79 На рис. 57 на кривые зависимости степени сжатия компрессора от расхода воздуха нанесена линия, соединяющая точки начала пом- пажа при разных числах оборотов. Эта линия называется границей устойчивых режимов работы компрессора, или границей помпажа. \д.к а >Г" я* v№*\ vt\ceK\ Рис. 57. Характеристики центробежного компрессора по расходу воздуха Как видно, помпаж в центробежном компрессоре возникает на режимах, соответствующих левым ветвям характеристик, т. е. в той области, где уменьшение расхода воздуха приводит к уменьшению степени сжатия компрессора. • : ' Характеристики компрессора, снятые на испытательном стенде, охватывают широкий диапазон режимов его работы. Не все эти ре- жимы могут быть получены у компрессора, работающего в ТРД или ТВД. Например, у ТРД при заданных условиях полета расход воз- 80 духа обычно может изменяться только за счет изменения числа обо- ротов. Поэтому на каждой линии характеристик имеется только одна точка, на которой компрессор может работать в указанных условиях. Соединяя между собой эти точки, можно получить кри- вую возможных режимов работы компрессора, называемую эксплуа- тационной кривой, или эксплуатационной характеристикой (кри- вая АВ). > :;;- п * ' Lad.H 80 70 60 ?н 5 4 J 2 } Уо \г V / ^ '\ \ I s ~"УЧ Л г Г Л \ / / \ У\ 1 1 \ \ vf-^1 v'[ce/fj П'-М500$ I A 135С ?-V У } В У к\ / 125 \Wj Ки ХЛ 1150 "У *> / \ Ш50С ^ \Я ^ \| 8500 u^f 9500 • X" \ \ -55 USQ 6500 #fe tf< 750L К •X \ \ \ I Хч Л \ \ \ \ I I А 1 3 Y..-..> 1 3 4 5 6 vr^Ji V1 [cenj Рис. 58. Характеристики осевого компрессора по расходу воздуха Л- Характеристики многоступенчатого осевого компрессора приве- дены на рис. 58. В общем они имеют примерно такой же характер, как и характеристики центробежного компрессора. Отличие состоит лишь в том, что степень сжатия и к. п. д. у осевого компрессора при увеличении расхода воздуха падают более резко, чем у центробеж- ного компрессора. Большая крутизна характеристик осевого ком- прессора становится особенно заметной при высоких числах обо- ротов, когда кривые зависимости степени сжатия от расхода воз- 6-3073 81 Духа (напорные кривые) располагаются почти вертикально. Ё ре- зультате этого осевой компрессор при постоянном значении числа оборотов может эффективно работать в сравнительно узком диапа- зоне расходов. Так, увеличение расхода воздуха по сравнению с расчетным (точка В) при постоянном числе оборотов ведет к рез- кому падению сжатия и к. п. д. компрессора. Уменьшение расхода приводит к некоторому увеличению степени сжатия, вскоре после чего наступает режим помпажа. Другой отличительной особенностью характеристик многоступенчатого осевого компрессора является то, что у них помпаж возникает на правых ветвях напорных кривых, поэтому их левые ветви при испытаниях получить не удается. Отмеченные особенности характеристик осевого компрессора за- трудняют его использование в условиях, когда необходимо иметь значительное изменение расхода воздуха при постоянном числе оборотов, например, в агрегатах наддува поршневых авиадвигате- лей. Однако указанное обстоятельство не мешает применению осе- вых компрессоров в турбореактивных двигателях, где расход воз- духа изменяется незначительно и эксплуатационная кривая при всех числах оборотов располагается в зоне высоких значений напоров и коэффициентов полезного действия компрессора (см. рис. 58). Объясним, какие физические причины обусловливают указанный характер зависимости степени сжатия и к. п. д. компрессора от рас- хода воздуха при постоянном значении числа оборотов. Рассмотрим вначале этот вопрос на примере центробежного компрессора. У центробежного компрессора с радиальными лопатками эффек- тивная работа определяется по уравнению Эйлера, согласно которому г" »'.; . '*Л'Г •'"• '••' г '•"'' / I \ "2 "'•.'.'.••'•''. : ''• ; -.'• ...; : ..,.-' ---в. к = ({* + а) 8 Для простоты рассматривается компрессор, у которого предвари- тельная закрутка воздуха отсутствует или настолько мала, что ею можно пренебречь. При качественном рассмотрении явлений, про- исходящих в компрессоре, такое ограничение вполне допустимо. Как указывалось ранее, при постоянном числе оборотов эффек- тивную работу компрессора практически можно считать не завися- щей от расхода воздуха. Эта работа расходуется частично на сжа- тие воздуха, а частично на преодоление потерь. При отсутствии потерь в компрессоре эффективная работа шла бы полностью на сжатие воздуха и степень сжатия компрессора при любом расходе была бы одинаковой. В этом случае напорная характеристика компрессора получилась бы горизонтальной. В действительности часть эффективной работы должна быть израсходована на преодоление гидравлических потерь. Но поскольку потери зависят от расхода воздуха, проходящего через компрессор, то и степень сжатия компрессора должна изменяться с изменением расхода воздуха. Все потери, возникающие при движении воздуха в компрессоре, разделим условно на два вида: потери на трение и потери на удар. 82 Потери на трение состоят из потерь, возникающих за счет тре- ния частиц воздуха о стенки и друг о друга, вихревых потерь, вы- зываемых резкими поворотами потока и отрывом его от стенок, а также волновых потерь, образующихся в тех местах, где скорость движения воздуха превышает скорость звука. Все эти потери зави- сят от расхода воздуха через компрессор (скорости движения воз- духа) и с увеличением его возрастают. Если бы в компрессоре существовали потери только на трение, а потери на удар отсутствовали, это привело бы к тому, что с уве- личением расхода воздуха все большая часть эффективной работы затрачивалась бы на преодоление гидравлических потерь и меньшая часть оставалась на сжатие воздуха. Степень сжатия с увеличением расхода воздуха в таком случае должна была бы уменьшаться. Фактически же, как видно из рис. 57, степень сжатия центро- бежного компрессора с увеличением расхода воздуха вначале не- сколько увеличивается, а затем начинает падать. Появление максимумов на напорных кривых является след- ствием наличия потерь на удар. Их появление объясняется следую- щими причинами. л* :•'••-•'.>:'<• При работе компрессора на расчетном режиме направление по- тока воздуха приблизительно совпадает с направлением передних кромок лопаток и воздух входит в лопаточные венцы, как говорят, «безударно», т. е. практически без потерь. При отклонении режима работы компрессора от расчетного ре- жима направление движения воздуха уже значительно отклоняется от направления передних кромок лопаток. В результате этого воз- никают срывы струй воздуха с лопаток, сопровождающиеся интен- сивным образованием вихрей. Появляющиеся по указанной причине гидравлические потери получили условное название потерь на удар. Эти потери возрастают как при увеличении, так и при умень- шении расхода воздуха по сравнению с расчетным. Наличием потерь на удар и объясняется то, что степень сжатия компрессора может уменьшаться не только при увеличении, но и при уменьше- нии расхода воздуха. Графическая интерпретация сказанного относительно влия- ния потерь на характер проте- кания степени сжатия по рас- ходу воздуха дана на рис. 59. Здесь горизонтальная прямая а—а изображает зависимость степени сжатия компрессора от расхода воздуха при постоян- ном значении числа оборотов 6* "1райЧ Рис. 59. Влияние потерь на протекание характеристики компрессора по рас- ходу воздуха &. 83 в случае полного отсутствия гидравлических потерь. Линия вВв по- казывает зависимость степени сжатия компрессора от расхода воз- духа при наличии только потерь на трение. Наконец, линия ABC соответствует фактической зависимости степени сжатия от расхода воздуха с учетом потерь на трение и на удар. Ординаты hi (косо заштрихованной площади) характеризуют уменьшение степени сжатия компрессора за счет потерь на трение, а ординаты h« (площади, заштрихованной вертикально) за счет по- терь на удар. Адиабатическая работа компрессора в зависимости от расхода воздуха будет изменяться примерно таким же образом, как и сте- пень сжатия. Поэтому эффективный к. п. д. компрессора, равный '• Л.'; • Г'Л'"?' '•'•:;•:. т Y1 =-' аД'К (э. к т > -^э. к будет, как и адиабатическая работа, достигать максимума вблизи расчетного значения расхода воздуха, а при значительном отклоне- нии расхода воздуха от расчетного как в сторону увеличения, так и в сторону уменьшения будет понижаться. Зависимость адиабатического к. п. д. от расхода воздуха будет иметь аналогичный характер, поскольку он по своей величине мало отличается от эффективного к. п. д. (см. рис. 57). ж д В осевом компрессоре эффективная работа при постоянном числе оборотов и при изменении расхода воздуха не остается по- стоянной. Она уменьшается с ростом расхода воздуха. Поэтому уже в случае отсутствия гидравлических потерь у осевого компрессора степень сжатия с увеличением расхода воздуха должна была бы уменьшаться. Это предопределяет в некоторой мере более крутой характер протекания характеристик осевого компрессора. Поясним, почему эффективная работа осевого компрессора при увеличении расхода воздуха и при постоянстве числа оборотов уменьшается. Для этого рассмотрим, как влияет изменение расхода воздуха на течение воздуха в рабочем колесе какой-либо его сту- пени. В верхней части рис. 60 показано обтекание воздухом лопаток рабочего колеса осевого компрессора на расчетном режиме, когда направление набегающего на лопатки потока оказывается близким к направлению передних кромок. ;; / г ь: ? /;*г При увеличении расхода воздуха по сравнению с расчетным воз- растает скорость ci и при постоянной окружной скорости и угол (-! (между направлением скорости w\ и плоскостью вращения колеса) увеличивается (средняя часть рис. 60). Направление потока, набе- гающего на рабочие лопатки, при этом уже не совпадает с направ- лением их передних кромок, результатом чего должно явиться уве- личение потерь на трение (из-за возрастания скорости движения воздуха в каналах между лопатками) и появление потерь на удар (из-за срывов потока воздуха с передних кромок лопаток). Однако направление потока воздуха на выходе из колеса (угол р2) при этом практически не изменяется, так как поток воз- 84 * •'.; духа за -колесом направлен примерно по касательной к средней линии профиля лопатки у задней кромки. Это, как видно из тре- угольника скоростей (на рис. 60), приводит к уменьшению закрутки воздуха \wu в рабочем колесе и к уменьшению эффективной ра- боты ступени, которая выражается формулой L &Wull а. ст S ./,^0 Расчетный режим Расход болыир расчетного Срыб потопа i>o Расход меньше расчетного /itfa i/V, / Срыв потопа Рис. 60. Обтекание воздухом лопаток колеса осевого , компрессора на различных режимах Уменьшение расхода воздуха по сравнению с расчетным приво- дит к увеличению закрутки &wu и, следовательно, к повышению эффективной работы каждой ступени. При этом уменьшаются по- тери за счет трения, так как снижается скорость движения воздуха относительно лопаток, а угол между направлением потока и перед- ними кромками лопаток возрастает, что способствует увеличению потерь на удар и приводит в конце концов к интенсивному срыву потока с выпуклых поверхностей лопаток и к возникновению пом- пажа, о чем подробнее будет сказано ниже. , ^ -5 У многоступенчатых осевых компрессоров, как уже указывалось, помпаж может наступать на правых ветвях характеристик. В этом случае левые ветви у них будут отсутствовать. Это объясняется тем что в многоступенчатом осевом компрессоре при уменьшении рас- хода воздуха помпаж наступает не во всех ступенях одновременно, а лишь в нескольких ступенях. Остальные ступени работают при этом еще на правых ветвях своих характеристик, т. е. в таких усло- виях, когда при уменьшении расхода воздуха их степень сжатия возрастает. Более крутое протекание характеристик по расходу воздуха в зоне высоких чисел оборотов, наблюдающееся у центробежных и в особенности у осевых компрессоров, объясняется следующими причинами. Компрессоры современных ТРД выполнены таким об- разом, что на расчетном режиме относительные скорости потока воздуха, набегающего на лопатки, оказываются близкими к скоро- стям звука. При увеличении расхода воздуха скорость в узких сечениях каналов, образуемых смежными лопатками (в сечении fa см. рис. 60) очень быстро достигает скорости звука (в особенности на последних ступенях осевого компрессора, где объемный расход растет значительно быстрее, чем на первых, из-за падения напор- ности компрессора). Дальнейшее увеличение объемного расхода воздуха на выходе из компрессора делается невозможным. Поэтому кривые, изображающие зависимости степени сжатия по расходу воздуха, в этой зоне становятся почти вертикальными. Чем выше исходная степень сжатия компрессора и чем больше расчетная величина скоростей движения воздуха относительно его лопаток, тем сильнее становится влияние указанных факторов и тем круче протекают характеристики. Поэтому, в частности, у цен- тробежных компрессоров с радиальными лопатками, имеющих срав- нительно невысокие расчетные значения степеней сжатия и дозву- ковые скорости воздуха на входе в лопаточный диффузор, характе- ристики оказываются более пологими, чем у высоконапорных мно- гоступенчатых осевых компрессоров, в особенности имеющих сверх- звуковые ступени. . "• -•"•','• :.:••'' ' •*.••''-.'..- -•'••'". * * • * Заметим, что весьма часто при построении характеристик ком- прессора зависимости его к. п. д. от расхода воздуха не даются в виде кривых, показанных на рис. 57 и 58, а наносятся прямо на напорные характеристики в виде линий постоянных значений к. п. д. Для того чтобы произвести такое перестроение, нужно на имею- щемся экспериментальном графике, показывающем зависимости ^ад.к от расхода воздуха Vi для разных значений чисел оборотов (рис. 61, а) провести горизонтальные сечения, соответствующие раз- ным значениям ^ад.*. Затем полученные точки пересечения каждой секущей горизонтали с кривыми к. п. д., соответствующими разным значениям чисел оборотов, следует перенести на напорные харак- теристики компрессора и соединить их между собой. В результате 86 ' . такого построения на характеристике компрессора появится ряд замкнутых кривых, соединяющих между собой те точки, в которых к. п. д. компрессора имеет одинаковые значения (рис. 61, б). '» Ш*;':.,;- * "••<%*-Т Л: 1\сен] л Рис. 61. Нанесение линий постоянных к. п. д. на характери- • • -'Л- стики компрессора __ -; V > Влияние атмосферных условий и режима полета на работу компрессора Характеристики по расходу воздуха показывают, как изменяются основные данные компрессора — его степени сжатия и к. п. д. — в зависимости от объемного расхода воздуха и числа оборотов. 87 В процессе эксплуатации авиадвигателя, помимо этого, могут из- меняться атмосферные условия и режим полета. Рассмотрим влия- ние этих факторов на работу компрессора и в частности на его характеристики. Будем считать, что компрессор работает с постоян- ным числом оборотов. Кроме того, предположим для определен- ности, что постоянству числа оборотов компрессора соответствует постоянство объемного расхода воздуха на входе. Это приблизи- тельно будет соответствовать условиям работы компрессора в системе ТРД. Опытами установлено, что при изменении давления воздуха на входе в компрессор давление во всех других сечениях компрес- сора изменяется пропорционально давлению на входе, а темпера- туры и скорости остаются неизменными. В этом случае, очевидно, степень сжатия и коэффициенты полезного действия изменяться не будут, а весовой расход воздуха и мощность, потребная на враще- ние компрессора, изменятся пропорционально изменению давления на входе. . •,..... f Изменение температуры на входе в компрессор оказывает более значительное влияние на его параметры. Оно приводит, в частности, к изменению степени сжатия компрессора и его к. п. д. При умень"- шении температуры входящего в компрессор воздуха степень сжа- тия возрастает, а к. п. д. обычно несколько уменьшается. Обратное явление наблюдается при увеличении температуры 7Y Это обуслов- лено следующими причинами. При постоянстве числа оборотов 'и объемного расхода воздуха работа, затрачиваемая на вращение компрессора, остается практи- чески неизменной. Это условие выполняется, конечно, приближен- но — оно в большей мере справедливо для центробежного компрес- сора, в меньшей — для осевого. Примерно постоянной остается и адиабатическая работа, равная 1ад = 102,5 7\ (ej»286 —1). По- этому чем ниже температура воздуха на входе в компрессор, тем выше создаваемая им степень сжатия. Физически это объясняется тем, что холодный воздух легче под- вергается сжатию. Весовой расход воздуха, а следовательно, и мощность, затрачи- ваемая на вращение компрессора, с уменьшением температуры воз- духа на входе значительно увеличиваются, что объясняется повы- шением еГО ПЛОТНОСТИ.. .;. .;•..,„„,;_,.......„„„„л,.........,,._.:.......„.... Изменение режима полета оказывает влияние на работу ком- прессора также благодаря изменению температуры и давления по- ступающего в него воздуха. Так, например, с увеличением скорости полета повышаются одновременно и температура и давление воз- духа на входе в компрессор (за счет его предварительного сжатия от скоростного напора). Как указывалось выше, увеличение темпе- ратуры воздуха, входящего в компрессор, приводит к уменьшению степени сжатия, а увеличение его плотности — к увеличению весо- вого расхода и потребляемой мощности. •- - С ростом высоты полета температура и плотность воздуха на входе в компрессор понижаются. Это приводит к возрастанию сте- пени сжатия и к уменьшению весового расхода воздуха и мощ- ности, затрачиваемой на1 вращение компрессора. Адиабатический коэффициент полезного действия в области ре- . жимов, близких к расчетным, с увеличением температуры воздуха на входе обычно слегка повышается. Это можно объяснить тем, что при увеличении температуры увеличивается местная скорость звука, равная, как известно, ^ 20 ]/Т", а поэтому при неизменном объем- ном расходе уменьшаются числа М в потоке воздуха, проходящем через отдельные элементы компрессора, что приводит к снижению гидравлических сопротивлений и к увеличению к. п. д. При уменьшении же температуры воздуха, входящего в ком- прессор, его к. п. д., напротив, несколько понижается. Итак, мы видим, что давление и в особенности температура воз- духа на входе в компрессор оказывают большое влияние на его основные данные. Поэтому и характеристики по расходу воздуха, снятые при различных условиях на входе, будут отличаться друг от друга. Это обстоятельство делает необходимым приведение дан- ных испытаний компрессоров к одинаковым (нормальным) атмо- сферным условиям или применение для построения характеристик таких универсальных координат, в которых они оставались бы не- изменными при любых изменениях атмосферных условий и режимов полета. Поскольку в качестве основных величин при построении харак- теристик принимают степень сжатия и к. п. д., которые не меняются при изменении давления на входе, давление pi может быть исклю- чено из рассмотрения. Поэтому при построении характеристик не- обходимо учитывать только влияние температуры на входе 7\. Если в качестве координат при построении характеристик ком- прессора вместо числа оборотов п и объемного расхода на входе Vi п У! взять величины —~=- и __. , то оказывается, что характеристики, построенные в этих параметрах, будут оставаться неизменными при любых изменениях давления и температуры воздуха на входе в компрессор, т. е. они станут универсальными. Объясним, почему параметры ..__ и _!_.• могут служить уни-. V т^ у т^ версальными координатами при построении характеристик компрес- сора. Для этого рассмотрим вопрос о подобии течений воздушных потоков в каналах, образуемых компрессорными лопатками/.., . О подобии течений воздушных потоков Напомним, прежде всего, что подобные течения осуществимы только в одинаковых каналах или в каналах, геометрически подоб- ных, т. е. таких, у которых все сходственные размеры пропорцио- нальны друг другу. ^ Течения в геометрически подобных каналах будут подобными (аэродинамически) только в том случае, если будет обеспечено по- W Jot добие всех сил, действующих на воздух. Таковыми при движении воздуха обычно являются силы инерции, давления и трения. Подо- бие сил, действующих на воздух, означает, что в сходственных точках (элементах объема) обоих течений эти силы должны быть пропорциональными, т. е. большими или меньшими в одинаковое число раз. В таком случае линии тока будут геометрически подобными, а скорости движения воздуха в подобно расположенных точках рас- сматриваемых течений — пропорциональными. Рис. 62, Подобные течения в каналах Простейший пример подобных течений в каналах показан на рис. 62. Если рассмотреть скорости на входе в канал и на выходе из канала (в сходственных точках, например, на оси канала), то указанное условие их пропорциональности запишется так * • :>•r.i'^-;'•'•••г•;:::•V.v;^^^;;^-V= <_ш • . •;"."''" ... .'-'.' '-.'-.•_ . ;-'.?:.::,-.. Ci C\ • _.;'..._ ;• Скорости в соответственных точках подобных течений будут параллельными. Это непосредственно следует из геометрического подобия линий тока. - г •/. , ;v * ; • ; f Из пропорциональности сил давления вытекает, что и сами давления в сходственных точках обоих течений должны быть про- порциональными, так как рассматриваемые силы выражаются про- изведением А/•/?, где А/— элемент поверхности, а р — действую- щее на него давление. В частности, для рассматриваемого примера (см. рис. 62) пропорциональность давлений запишется следующим образом: 'fL Pi Р\_ р; п Аналогичное соотношение при подобных течениях имеет место и для температур воздуха, т. е. • • , . . , .= •. , . 1 •:•".'•' '•'^V:;.;T' - ' - ^_i i;v' '; . -':>л:.'Л, •г;:-!---...,- '..' • т-1 ^ '' .--'.о -. • • '::-. •.-.-. Таким образом, подобные течения характеризуются тем, что у них скорости давления и температуры в сходственных точках про- порциональны. Рассмотрим теперь, какие условия должны быть соблюдены для того, чтобы течения в геометрически подобных каналах были по- добными. В зависимости от характера сил, действующих на жидкость (или газ), и от свойств самой жидкости эти условия могут быть различными. В частности, для воздуха, обладающего очень малой вязкостью, подобие течений обеспечивается подобием треугольников скоростей и равенством чисел М в каком-либо его сечении, например, на входе в канал или на выходе из канала. Тогда и в остальных сходствен- ных точках рассматриваемых потоков числа М будут равны, а ско- рости, давления и температуры — пропорциональны. Этими условиями можно достигнуть только подобия сил инер- ции и сил давления. Подобие же сил трения этим еще не обеспечи- вается. Для того чтобы получить подобие и сил трения, нужно, по- мимо равенства чисел М, соблюсти еще равенство чисел Рейнольдса (Re). Однако для воздуха (из-за относительно небольшой величины сил трения) влиянием числа Рейнольдса пренебрегают. Это допу- щение, как показывают опыты, не приводит тс существенным по- грешностям. Итак, подобие течений воздушных потоков обеспечивается подо- бием треугольников скоростей и равенством чисел М в каком-либо характерном сечении канала, например на входе. В компрессоре имеется множество каналов как неподвижных, так и вращающихся. Для подобия потоков в неподвижных кана- лах нужно иметь равенство чисел М по абсолютной скорости на- бегающего потока, во вращающихся каналах — по относительной скорости потока. ........ Воздух при входе в компрессор попадает сразу же в рабочее ко- лесо. Для того чтобы обеспечить подобие течения воздуха в колесе, нужно прежде всего обеспечить подобие треугольников скоростей и равенство чисел М на входе в каналы колеса. Это как раз и обеспечивается равенством двух параметров f^= и -?- • • Tl и т • I/ т •'•.••'-•>• ••;••••'>, V М •".•'v- • •' - ^.•-'•• . Для доказательства обратимся к рис. 63, где изображены тре- угольники скоростей на входе в колесо центробежного и осевого компрессоров на среднем диаметре. Для простоты рассмотрен слу- чай осевого входа воздуха. Как обычно, буквой с\ обозначены осе- 91 вые скорости, MI — окружные скорости, a w\ — относительные ско- рости на входах в каналы, образуемые лопатками колеса. Скорость с\ пропорциональна объемному расходу воздуха, по- скольку при осевом входе Vi = Cif\. Окружная скорость и\ пропор- циональна числу оборотов, так как их 71 Difl "60" , где DI — средний диаметр колеса. Число MI на входе в колесо определяется как отношение скорости w\ к местной скорости звука в сечении 1—1, оно равно м: Л!.----- "В. .-Л,. fll 1$)\ 20 У Т, и, и, Рис. 63. Треугольники скоростей на входе в колесо центробеж- П *о••;"• ного и осевого компрессоров •• ^;(Лч vv" '< ,'?".'•'•'• Скорость W] является гипотенузой треугольника скоростей на входе в колесо (см. рис. 63), поэтому • ^ •: .- V !. г •''• ' ••;•'•'. .- '.V ,.* - - ,. . . Wj = «2 4- cj. Если разделить это выражение на Гь получим ( щ \2 л->н ( к^у / «1 l/7-i =- i + j l/T1! (16) Величина -у.== пропорциональна числу М\, а величины -т==и ~j= пропорциональны параметрам -г==^ и —4= . Поэтому из условия (16) ' ""• -17" ' ' ' следует, что в случае постоянства величин —?=. и ——=. будет оста- о V 7i У TI w\ ваться неизменным -т=, а следовательно, и число М\ на входе V /1 в каналы колеса. Треугольники скоростей в этом случае будут по- добными, так как у них все стороны будут изменяться в одном и том же отношении (пропорционально У~Т\). Этим обеспечивается подобие течений воздуха во вращающихся каналах рабочего колеса, 92 . Можно показать далее, что течения воздуха в неподвижном лопаточном аппарате, стоящем за колесом, в рассматриваемом слу- чае также будут подобными, ибо на входе в его каналы треуголь- ники скоростей подобны, а числа М равны уже в абсолютном дви-ж жении, т. е. по скорости cz- * . \ Аналогичным образом подобие течений будет распространяться и на все остальные лопаточные венцы компрессора, что и означает подобие режимов работы компрессора в целом. Подобные течения могут иметь место, очевидно, у одинаковых компрессоров или у компрессоров геометрически подобных. Послед- нее обстоятельство может служить основанием для нахождения ха- рактеристик компрессора путем испытания его уменьшенной модели. Изображение характеристик компрессоров в параметрах подобия Итак, мы видим, что постоянство величин -j=. и —=обеспечи- V Т\ У Т^ вает подобие течений воздуха в компрессоре, а следовательно, и подобие режимов его работы. Поэтому они носят название пара- метров подобия. Очевидно, что при работе компрессора на подобных режимах отношения давлений, скоростей и температур на выходе и входе / Ps С* Т-, \ ------ ---- и — сохраняются одинаковыми, несмотря на различие \ г 1 с\ J1 ; в расходах воздуха, числах оборотов и условиях на входе. Одина- ковыми будут при этом также степень сжатия компрессора и его к. п. д., так как они зависят только от отношения давлений и тем- ператур на входе и выходе. Поэтому, в каких бы условиях ни испы- п l/i тывался компрессор, при равенстве параметров -/=. и ~т= всегда V т\ у т: будут получаться одни и те же значения степени сжатия и к. п. д. Этим доказывается, что характеристики компрессора, построенные я У! в координатах —.-==. и -j~, не зависят от условии, при которых они снимаются, т. е. они являются универсальными. r> -V\ Вместо параметра-=г часто используют пропорциональный ему ._ VT\ _ f \/ Т ^1/~Т \7 параметр —-----.. Легко доказать, что—-——отличается от—~ на постоянную величину. В самом деле, из уравнения расхода следует, что о=ЦТ1-=1Л р\ RT, ' ц Си-•--.•> * V *?'-.' .- '•';'•! : ,-•;;::;• •••'';-'.•- '' i ;«-8у. • '.>1./ы •• '* , „ ред компрессором параметры —-== и —-—L оудут уменьшаться и ра- г -1 ^' 1 бочая точка перейдет в область меньших степеней сжатия (из А в Л2). В разобранном способе построения характеристик компрессора все параметры приводились к условиям на входе. Характеристики, представленные таким способом, не зависят от условий входа воз- духа в компрессор и потерь во входных устройствах. Однако в этом • случае для определения абсолютных значений расхода воздуха и числа оборотов по точке, заданной на характеристике, нужно знать еще параметры на входе в компрессор (pi и 7\), нахождение кото- рых составляет определенные трудности. Экспериментальное полу- чение таких характеристик также представляет значительные труд- ности, поскольку при снятии каждой экспериментальной кривой нужно поддерживать постоянным не число оборотов, а пара- метр -Т^Р. : - Иногда стендовые характеристики компрессора строят в пара- . метрах, отнесенных к окружающим атмосферным условиям. Та- • кие характеристики дают зависимости общей степени сжатия ек = />2 G]/TQ — — от параметра расхода------- при различных значениях пара- метра оборота —г— .Еще чаще используют пропорциональные им V ?о ____. ___ ; . , \ . . ; ; /28Я г* /-» 760 / т _°_ и GnD = G0----- I/ _i°_ , называемые TQ np P0 V 288 приведенным числом оборотов и приведенным расходом воздуха. Эти параметры удобны тем, что при работе компрессора на стенде в стандартных атмосферных условиях они численно равны действи- тельным значениям числа оборотов и расхода воздуха. Характеристики компрессора, построенные в зависимости от па- раметров япр и Gnp, изображены на рис. 70. , : Указанный способ изображения характеристики более удобен в том отношении, что не требует знания давления и температуры воздуха на входе в компрессор. Чтобы решить вопрос о том, как с помощью стендовых харак- теристик, построенных в параметрах, отнесенных к окружающим атмосферным условиям, определить данные компрессора в полете, рассмотрим, в чем состоит основное различие условий работы ком- прессора на стенде и в полете. • д. На стенде компрессор засасывает воздух из неподвижной окру- жающей атмосферы (рис. 65, а). Воздух подходит к входному устройству равномерно со всех сторон, при этом его скорость по- степенно увеличивается, а давление и температура уменьшаются по сравнению с атмосферными. 95' Рис. 65. Представление о движении потока воздуха на входе в ТРД: а — на стенде; б— истинное в полете; в — условное в полете В полете воздух засасывается из набегающего воздушного по- тока. Поток воздуха, подходя к двигателю, притормаживается (см. рис. 65,6), поэтому давление и температура его на входе стано- вятся более высокими, чем в окружающей атмосфере. Таким образом, условия входа воздуха в компрессор на стенде и в полете являются-различными:, на стенде вход воздуха в ком- 96 прессор сопровождается расширением, а в полете — сжатием. Та- кие два течения не могут быть подобными хотя бы потому, что у них не соблюдается подобие линий тока. Чтобы уподобить работу компрессора в полете его работе на стенде, условия входа воздуха в компрессор в полете мысленно можно представить состоящими из двух процессов: полного адиаба- тического торможения воздуха на некотором расстоянии перед компрессором (двигателем) и засасывания воздуха как бы из непо- движной окружающей атмосферы, имеющей давления и темпера- туры адиабатически заторможенного потока р*н и Т*н (рис. 65, в). Если процесс входа воздуха в компрессор в полете рассматри- вать от сечения, где поток полностью заторможен, то этот процесс можно считать подобным процессу входа воздуха на стенде, что, однако, будет справедливо лишь в том случае, если потери в рас- сматриваемых процессах окажутся приблизительно одинаковыми. При испытании компрессора на стенде потери во входных кана- лах ничтожно малы и можно считать, что они совершенно отсут- ствуют. Поэтому как на стенде, так и в полете сопоставляемые ре- жимы (рис. 65, а <и в) следует рассматривать как относящиеся к случаю, когда потери во входных каналах самолета отсутствуют (эти потери обычно учитываются отдельно). * Давление и температура адиабатически заторможенного воз- душного потока, как известно из аэродинамики, определяются по формулам • • • :. •-...-:-..;.. •-.-;• (17) Приведенное число оборотов <и приведенный расход воздуха в полете запишутся так: • . , <-, ;..•;••.-. -* - Т -h -(• ч- *н Со \ : j k i н~ р'н - 1 н =р 100 )' 1 тн ^пр /288 ~""" ^760 , / т*н ,10ч ~т~н'• ?~?~7н\ ж;.,';•; ( } Неустойчивый режим работы компрессора — помпаж При уменьшении объемного расхода воздуха ниже определен- ного значения возникает, как уже отмечалось, неустойчивость в ра- боте компрессора, называемая помпажем. Помпаж характеризуется появлением периодических колебаний давлений и скоростей в по- токе воздуха, проходящем через компрессор, а также своеобразным звуком, не свойственным компрессору в нормальных условиях его работы. Среднее давление за компрессором падает. Обычно явле- ние помпажа сопровождается периодическим выбросом воздуха из компрессора во всасывающий патрубок. Помпаж — явление ненормальное, и нужно избегать его возник- новения в компрессорах, применяемых на авиадвигателях. При 7—3073 97 помпаже нарушается правильная работа двигателя и уменьшается развиваемая им тяга (мощность). В отдельных случаях помпаж приводит к выключению двигателя или к его преждевременному выходу из строя. Явление помпажа известно очень давно и наблюдается не только у авиационных центробежных и осевых компрессоров, но и у лопа- точных машин других видов, используемых для нагнетания воз- духа. Уже первые наблюдения показали, что помпаж у компрессора обычно возникает при работе его на левой ветви характеристики, где уменьшение расхода воздуха приводит к уменьшению степени сжатия. Исходя из этого, объяснение явления помпажа долгое время основывалось только на характере протекания характери- стики компрессора. Считалось, что если компрессор работает на правой ветви характеристики, то его работа будет устойчивой, а если он переходит на левую ветвь, его работа становится не- устойчивой. Быстрое развитие высоконапорных компрессоров, работающих как в поршневых, так и в реактивных двигателях, привело к необ- ходимости более детального изучения явления помпажа. Исследованию помпажа посвящены работы ряда советских и иностранных ученых. Они позволили глубже проникнуть в сущность этого явления, установить причины его возникновения и разработать практические мероприятия по его устранению. . •-••••• По современным воззрениям помпаж вызывается появлением в отдельных элементах компрессора периодических срывов потока воздуха значительной интенсивности. Как уже указывалось, появление срывов потока воздуха в ло- паточных аппаратах центробежных и осевых компрессоров воз- можно при значительном отклонении режима работы от расчетного. Выясним, в каких случаях возникающие срывы потока воздуха мо- гут нарушить устойчивую работу компрессора. Рассмотрим этог вопрос вначале для центробежных компрессоров. В центробежном компрессоре при значительном отклонении ре- жима его работы от расчетного происходят срывы потока воздуха с передних кромок лопаток рабочего колеса и лопаточного диффу- зора. -"•" • ; •• Это объясняется тем, что при отклонении режима работы ком- прессора от расчетного направление относительной скорости воз- духа w\ не совпадает с направлением передних . кромок лопаток колеса, а составляет с ним некоторый угол I (рис. 66). В зависи- мости от того, в каком направлении происходит отклонение режима от расчетного, возможны два случая образования срывов. В первом случае, когда компрессор работает при расчет- ном значении числа оборотов, но с расходом воздуха больше рас- четного, или при расчетном расходе воздуха, но с пониженным чи- V / у \ слом оборотов, т. е. при условии —>( —) расч> поток воздуха на- 93 бегает на выпуклую сторону лопаток. На вогнутых сторонах обра- зуются срывы, которые в этом случае локализуются у входных кромок и приводят лишь к некоторому увеличению потерь, не вы- зывая особых изменений в работе компрессора. В этом случае тре- угольник скоростей на входе имеет вид, представленный на рис. 66, б. Во втором случае, когда компрессор работает с относитель- •м ным расходом воздуха, меньшим расчетного, т. е. —L < П \ П /• расч% поток набегает на вогнутую сторону лопаток. Этот случай является менее благоприятным, так как срывы, образующиеся на спинке ло- паток, проникают вглубь компрессора. Треугольники скоростей на входе в данном случае имеют вид, представленный на фиг. 66, в. С увеличением угла набегания / о;с-е рас ч б) G?G расч в) G«?pacv Рис, 66. Треугольники скоростей на входе в колесо центро- бежного компрессора на различных режимах: а — расчетный режим; б — расход больше расчетного; в — расход меньше расчетного срывы усиливаются « при некоторой величине / > 1кр они стано- вятся столь значительными, что приводят к возникновению пом- пажа. . • . • Рассмотрим условия образования срывов воздуха в лопаточном диффузоре (рис. 67). Здесь так же, как и при входе воздуха в ра- бочее колесо, отклонение режима работы от расчетного приводит к несовпадению направления скорости воздуха с? с направлением передних кромок лопаток диффузора, что сопряжено с образованием срывов воздуха и с возникновением ударных потерь. При увеличении относительного расхода воздуха по сравнению с расчетным происходит удар набегающего потока о вогнутую сто- рону лопаток и срыв воздуха с выпуклой стороны рис. 67, б. Такой срыв не нарушает работы компрессора, но приводит к увеличению потерь. Это объясняется тем, что в случае отсутствия лопаток, как уже указывалось раньше, воздух двигался бы по более пологим траекториям (близким к логарифмическим спиралям), поэтому при наличии лопаток воздух прижимается к их выпуклой стороне и стремится оторваться от вогнутой стороны (даже на расчетном 7* Ш a G=c расч. 1*0 О G^Gpacy, »гг сги С2 в G . • Заметим, что в рассматриваемых условиях обтекания, т. е. при больших углах набегания потока воздуха на решетку профилей, на ней возникают значительные перепады давлений. Поэтому воз- можно выбрасывание воздуха через вихревые полости из зоны вы- сокого давления в зону низкого давления, т. е. в направлении, об- ратном его движению. Аналогичную картину образования и развития срыва потока можно наблюдать и в спрямляющих аппаратах (см. рис. 68 и 69). Из сказанного следует, что источником помпажа у авиадви- гателей является компрессор. Появление помпажа возможно при относительно малых расходах, когда возникают сильно развитые срывы струй воздуха в каком-либо элементе компрессора. Следует отметить, что возникновение срывного режима обтека- ния на одном элементе компрессора ведет к нарушению нормаль- ного течения воздуха и к возникновению срывных явлений в других его элементах. На поддержание и развитие колебательного процесса, возни- кающего при помпаже, значительное влияние оказывает также си- стема, на которую работает компрессор, в особенности длина вход- ных и выходных трубопроводов. В заключение необходимо отметить, что существующие воззре- ния на физическую природу помпажа не являются вполне завер- шенными и требуют дальнейшего уточнения. - * . Условия возникновения помпажа у компрессоров ; ., о турбореактивных двигателей -• i-t '•- У компрессоров, работающих в системе ТРД, помпаж может возникать на режимах, при которых эксплуатационная характери- стика в том или ином месте пересекает границу помпажа. Взаимное расположение эксплуатационной характеристики и границы пом- пажа зависит от типа компрессора, системы, на которую он рабо- тает, способа его регулирования и ряда других условий. Наиболее типичные случаи взаимного расположения эксплуата- ционной характеристики и границы помпажа у центробежного и осевого компрессоров, работающих в системе ТРД, показаны на 103 рис. 70. Расчетный режим работы компрессора отмечен на эксплуа- тационных кривых точкой В. Как видно из этого рисунка, эксплуатационная кривая вблизи расчетного режима проходит на некотором удалении от границы помпажа. Но по мере отклонения от расчетного режима как в сто- рону увеличения, так и в сторону уменьшения числа оборотов она приближается к границе помпажа. Точки пересечения последней с эксплуатационной кривой будут соответствовать началу возникно- вения помпажа в компрессоре ТРД. ; ,. а Рис, 70. Взаимное расположение эксплуатационной характеристики и границы помпажа у компрессоров ТРД: а — центробежный компрессор; б — осевой компрессор Это в одинаковой мере относится как к осевым, так и к центро- бежным компрессорам, хотя нужно заметить, что у одноступенчатых центробежных компрессоров с радиальными лопатками, широко применяемых в настоящее время, помпаж при приведенных числах оборотов, меньших расчетных, на равновесных режимах обычно не наблюдается, что объясняется сравнительно невысокими значениями расчетных степеней сжатия этих компрессоров. Возможность появления помпажа у осевого компрессора при значительном отклонении режима его работы от расчетного можно объяснить следующим образом. При прохождении через компрессор воздуха его плотность уве- личивается, поэтому площади проходных сечений на последних сту- пенях приходится делать значительно меньшими, чем на первых. 104 Благодаря такому профилированию проточной части (рис. 71) удается получить желаемое распределение осевых скоростей воз- духа по длине компрессора и оптимальные условия работы для каждой отдельной ступени (в случае одноступенчатого компрес- сора—для отдельных его элементов). Нужно заметить, однако, что полного соответствия между пло- щадями проходных сечений и плотностями проходящего через них воздуха можно добиться только на одном расчетном режиме. На нерасчетных режимах будет изменяться отношение плотности воз- духа на выходе из компрессора к плотности на входе. При постоян- ных площадях проходных сечений это приведет к перераспределе- нию осевых скоростей по длине проточной части компрессора и Рис. 71. Схема осевого компрессора с перепуском воздуха из средней сту- пени в атмосферу: , / — сечение на входе воздуха в компрессор; 2 — сечение на выходе воздуха из компрессора; 3 — заслонка перепуска воздуха из средней ступени в атмосферу к значительному отклонению режимов работы первых и последних ступеней (для одноступенчатого компрессора — его элементов, рас- положенных на входе и выходе) от оптимального. Рассмотрим вначале условия возникновения помпажа в много- ступенчатом осевом компрессоре. Напишем уравнение расхода воз- духа для сечений 1—/ и 2—2 (см. рис. 71) G = ACla4l=f2C2a"(2' - . - Из этого уравнения получим следующее условие неразрывности течения Т-С-д Yicia = const. (19) Заменив отношение плотностей через отношение давлений по уравнению политропы 1 • .••••••'. 1 JL 7i ?i\" — ^ PJ -в" получим _1_ вк" -?-..-. = const. с\а (20) 105 Это условие показывает, что изменение степени сжатия воздуха в компрессоре обязательно должно сопровождаться соответствую- щим изменением отношения осевых скоростей (объемных рас- ходов). . . ' г При работе компрессора с числом оборотов, меньшим расчетного, его степень сжатия уменьшается. При этом давление и плотность воздуха на последних ступенях понижаются, а на первых несколько повышаются по сравнению с их значениями на расчетном режиме. Y Это вызывает уменьшение отношения плотностей — . Площади Yi проходных сечений на первых и в особенности на последних ступе- нях оказываются не соответствующими изменившимся плотностям "С Т D' / \ \ \0 п=п п,>ар пг<пр I М у-_/*?- / сен Ct , Рис. 72. Характеристики ступеней многоступенчатого осевого компрессора: , ; а—первая ступень; б—последняя ступень < воздуха. Если через первые ступени воздух проходит свободно, то проходные сечения на последних ступенях для воздуха менее плот- ного становятся слишком тесными. Это приводит, как следует из формул (19) и (20), к увеличению отношения скоростей —^-. По Ма указанной причине объемный расход воздуха на последних ступенях может даже увеличиться, а на первых будет значительно умень- шаться по сравнению с расчетным. Произойдет отклонение режимов работы первых и последних ступеней от расчетного. Изменение режимов работы первых и последних ступеней на- гляднее всего можно проследить по их характеристикам. На рис. 72, а и б приведены характеристики первой и последней ступеней многоступенчатого осевого компрессора. Расчетные ре- жимы работы ступеней отмечены на этих характеристиках точ- 106 ками А. Точки С соответствуют режимам работы компрессора с приведенным числом оборотов, меньшим расчетного. Последняя ступень, на которой объемный расход воздуха воз- растает, переходит на правую ветвь своей характеристики. Поэтому ее степень сжатия и к. п. д. резко падают. При очень значительном отклонении от расчетного режима возможен даже переход одной- двух последних ступеней в область отрицательных напоров. В этом случае воздух в них будет уже не сжиматься, а расширяться. Та- кой режим работы компрессорных ступеней принято называть тур- бинным. Характеристика последней ступени вблизи точки С, как видно из рис. 72, становится почти вертикальной. Вызвано это тем, что по мере роста объемного расхода воздуха его скорости в узких се- чениях каналов, образуемых лопатками, постепенно приближаются к скорости звука. Когда скорость потока достигает скорости звука (число М становится равным единице), происходит «запирание» проточной части компрессора на последней ступени. Поэтому даль- нейшее увеличение объемного расхода воздуха становится невоз- можным. . •.' •-:•-' Такое дросселирующее действие последних ступеней приводит к значительному уменьшению объемного расхода воздуха на пер- вых ступенях. Первые ступени переходят на левые ветви своих ха- рактеристик, что также сопровождается резким падением их на- пора и к. п. д. и приводит в конце концов к появ'лению помпажа. Характерно, что переход только одной первой ступени на левую ветвь характеристики еще не приводит к появлению помпажа (хотя при испытании изолированной ступени на этих режимах на- блюдается помпаж). Помпаж становится ощутимым только тогда, когда на левые ветви характеристик (в неустойчивую зону) пере- ходят несколько ступеней. Резкое изменение характера течения воздуха в первых и послед- них ступенях еще до появления помпажа приводит к ухудшению их работы, которое выражается в резком падении степени сжатия и к. п. д. по оборотам, тем более значительном, чем большую сте- пень сжатия имеет компрессор на расчетном режиме. Поэтому у высоконапорных компрессоров характеристики по оборотам оказываются более крутыми, чем у компрессоров низкона- порных. • .•....,.--,,.- . > На рис. 73, а и б приведены характеристики двух осевых ком- прессоров, имеющих различные степени сжатия на расчетном ре- жиме, который принят условно за сто процентов. Из сравнения этих характеристик видно, что помпаж у высоко- напорного компрессора возникает при относительно большем числе оборотов по сравнению с расчетным, чем у низконапорного. По- этому в системе ТРД осевой компрессор, имеющий высокое значе- ние расчетной степени сжатия, почти во всем диапазоне чисел обо- ротов, меньших расчетного, работает неустойчиво. Помпаж у осевого компрессора может возникнуть и в тех слу- чаях, когда его степень сжатия становится значительно больше 107 расчетной. Это соответствует работе ТРД с большими приведен- ными числами оборотов. Увеличение степени сжатия по сравнению с расчетной приводит, как видно из формулы (20), к уменьшению отношения осевых ско- ростей -^-. Последнее уменьшается главным образом за счет сни- с\а жения скорости с?а на выходе из компрессора, так как возможное увеличение скорости с\й на входе оказывается не очень значи- тельным. . Это объясняется тем, что допустимая величина скорости воз- духа на входе в первую ступень компрессора на расчетном режиме очень велика. Поэтому уже при небольшом возрастании она 0,4 0,6 0,8 1,0 а Л G °Ъ 0,2 0,4 0,6 0,8 1.0 С, Рис. 73, Характеристики осевых компрессоров с различными степенями сжатия на расчетном режиме: а — низкая степень сжатия; б — высокая степень сжатия быстро достигает скорости звука, дальнейшее ее увеличение стано- вится невозможным. Начиная с этого момента, первая ступень как бы «запирает» вход в компрессор и приводит к еще более значи- тельному уменьшению осевой скорости и объемного расхода воз- духа на последних ступенях. Указанное обстоятельство может привести к появлению пом- пажа на последних ступенях. Нужно заметить, что возникновение помпажа на режимах, при которых степень сжатия значительно превосходит расчетную, яв- ляется наиболее типичным для центробежных компрессоров. В этом случае помпаж вызывается появлением срывов потока воздуха на лопаточном диффузоре за счет уменьшения в нем ради- альной скорости, а следовательно, и объемного расхода воздуха. На режимах, соответствующих степеням сжатия, меньшим рас- четной, можно было бы ожидать появления помпажа в центробеж- 108 ном компрессоре из-за возникновения срывов потока воздуха с пе- редних кромок лопаток рабочего колеса. Этого, однако, в эксплуа- тации не наблюдается, что объясняется низкими расчетными зна- чениями степеней сжатия современных центробежных компрес- соров. Рассмотрим, при каких режимах полета возможно появление помпажа у компрессоров ТРД. Приведенное число оборотов, как следует из формул (17) и (18), равно /288 Г 288 ,01Ч ~?~^п\------T^T^V ' (21) 7// V ^ + 5(w) ' . где Тн— температура на заданной высоте полета. У центробежных компрессоров помпаж возможен при значитель- ном увеличении приведенного числа оборотов. Как видно из формулы (21), /гпр будет достигать наибольших значений при максимальном числе оборотов, малых скоростях по- лета и низких температурах окружающего воздуха. Следовательно, в рассматриваемом случае возникновение помпажа наиболее ве- роятно зимой при полете на больших высотах с малыми скоростями и с максимальным числом оборотов. Характерным примером такого режима может служить набор высоты. Чтобы предотвратить помпаж, начавшийся в полете на большой высоте, нужно уменьшить /гпр. Уменьшение /гпр может быть до- стигнуто, как видно из формулы (21), снижением числа оборотов двигателя, увеличением скорости полета и уменьшением высоты полета (увеличением температуры Тн). У осевых компрессоров опасными с точки зрения появления помпажа являются такие режимы, на которых приведенное число оборотов значительно уменьшается. Как видно из формулы (21), уменьшение /гпр возможно при полете с большими скоростями или при значительном снижении числа оборотов. Регулирование компрессоров турбореактивных двигателей Регулирование компрессоров ТРД применяется для надлежа- щего изменения режима работы двигателя, предотвращения пом- пажа, а также для улучшения работы компрессора на нерасчетных режимах. Регулирование центробежных компрессоров ТРД в процессе их эксплуатации осуществляется обычно только изменением числа оборотов. Другие способы регулирования (например, изменение проходных сечений) применяются очень редко. Следует указать лишь на возможность перепуска воздуха из компрессора в атмо- сферу с целью устранения помпажа при больших приведенных обо- ротах, а также на целесообразность применения в некоторых слу- чаях поворотных лопаток диффузора с целью улучшения его ра- боты на нерасчетных режимах. 109 ^ Эксплуатация высоконапорных осевых компрессоров ТРД без специальных регулирующих устройств в ряде случаев оказывается вообще невозможной из-за появления помпажа в широком диа- пазоне чисел оборотов, меньших расчетных. В этом случае регули- рование требуется в первую очередь для обеспечения запуска дви- гателя и вывода его на расчетный режим, а также для улучшения приемистости. Одним из наиболее простых способов, обеспечивающих выход высоконапорного компрессора на расчетный режим, является пере- пуск воздуха из одного или нескольких сечений в атмосферу или на вход в компрессор. , Схема компрессора с перепуском воздуха из средней ступени в атмосферу изображена на рис. 71. Перепуск воздуха заметно увеличивает объемный расход через первые ступени, которые при пониженных числах оборотов рабо- тают на левых ветвях своих характеристик. В результате этого удается вывести их из зоны неустойчивой работы, а также увели- чить степень сжатия и к. п. д. Как видно из рис. 72, а, первая сту- пень компрессора переходит в этом случае с режима, отмеченного точкой С, на режим, соответствующий точке D. , Повышение степени сжатия первых ступеней вызывает увеличе- ние давления и плотности воздуха на последних ступенях, которые работают на правых ветвях характеристик (вблизи режима нуле- вого напора). В связи с этим объемный расход воздуха на послед- них ступенях уменьшается, и они также переходят на режимы, соответствующие более высоким значениям степеней сжатия и к. п. д. В частности, последняя ступень, как видно из рис. 72, б, пе- реходит на режим, отмеченный точкой D, что сопровождается зна- чительным повышением ее степени сжатия. - ; f ! Таким образом, перепуск воздуха не только устраняет помпаж на оборотах меньших, чем расчетные, но и позволяет также повы- сить степень сжатия и адиабатический к. п. д. компрессора на не- расчетных режимах. Регулирование осевого компрессора может быть также осуще- ствлено путем поворота лопаток направляющих аппаратов одной или нескольких ступеней. Теоретически поворотом всех направляющих аппаратов каждую ступень можно приспособить к новым условиям обтекания и при- близить тем самым ее работу к расчетному режиму. Чтобы рассмотреть, каким образом это достигается, обратимся к рис. 74 и 75. На рис. 74 показано, как изменяется режим обтекания рабочих лопаток, в случае если направляющий аппарат остается неподвиж- ным, а осевые составляющие скоростей изменяются. Направление потока воздуха на выходе из направляющего аппарата практиче- ски сохраняется неизменным, поэтому, как показано на рис. 74, изменяется угол его набегания на лопатки колеса. Случай а соот- ветствует обтеканию лопаток рабочего колеса на расчетном ре- 110 Рис. 74, Изменение скорости входа воздуха в рабочее колесо осевого ком- прессора на различных режимах при неподвижном направляющем аппарате: • а — расчетный режим; б —расход меньше расчетного; в — расход больше расчетного 6 Рис. 75, Изменение скорости входа воздуха в рабочее колесо осевого компрессора на разных режимах при регулируемом направляющем аппарате: а — расчетный режим; б — расход меньше расчетного; в — расход больше расчетного жиме, случай б — при объемном расходе, меньшем расчетного,, слу- чай в — при объемном расходе, превышающем расчетный. Из рис. 75 видно, что с помощью поворота направляющих ло- паток можно добиться (за счет соответствующего изменения на- правления потока воздуха), сохранения оптимального режима ра- бочих лопаток при изменении объемного расхода воздуха. Однако одновременный поворот всех направляющих лопаток приводит к • значительному конструктивному усложнению компрес- сора, в чем нет надобности, поскольку режимы работы сред- них ступеней мало отклоняются от расчетного. Достаточно ограни- читься поворотом направляющих аппаратов лишь нескольких пер- вых и последних ступеней (одной-двух). - ц Поворотом направляющих аппаратов первых ступеней на обо- ротах меньше расчетных можно уменьшить углы набегания потока на лопатки и тем самым сдвинуть границу помпажа в область меньших расходов. Поворотом направляющих аппаратов последних ступеней можно устранить режим запирания. На оборотах больше расчетных функции поворотных лопаток первых и последних сту- пеней поменяются местами. В ряде случаев известного эффекта в регулировании осевого компрессора можно добиться применением только одного направ- ляющего аппарата, расположенного на входе в компрессор. Это объясняется тем, что именно на первой ступени чаще всего возни- кает помпаж. Помимо этого, задание параметров воздуха на входе в первую ступень является определяющим для работы всех осталь- ных ступеней. В заключение заметим, что необходимость регулирования осе- вого компрессора значительно усложняет его конструкцию и вводит ряд эксплуатационных неудобств. Это становится особенно обре- менительным при очень высоких степенях сжатия компрессоров, когда может потребоваться применение одновременно перепуска воздуха в нескольких сечениях и поворотах лопаток для нескольких ступеней В таких случаях целесообразно применять двухзальные компрессоры, т. е. два последовательно расположенных компрес- сора, каждый из которых имеет независимый привод от собствен- ной турбины (рис. 76). Наряду с другими преимуществами, которых мы здесь касаться не будем/такой компрессор значительно лучше работает на нерас- Рис, 76, Схема ТРД с двумя последовательно расположенными компрессорами 112 Четных режимах и не требует (до определенных степеней сжатия) специального регулирования. В этом случае один высоконапорный компрессор заменяется двумя компрессорами с меньшей напорностью, имеющими более благоприятные характеристики. При запуске и выходе на режим второй компрессор будет быстрее набирать обороты, чем первый. Это объясняется тем, что на пониженных режимах расширение газа в турбине происходит почти полностью в ее первой ступени и мощность, развиваемая *на первой ступени турбины, оказывается намного большей, чем на второй *. В результате этого первый ком- прессор будет работать при относительно большом расходе воздуха (за счет просасывания через него воздуха вторым компрессором) и с относительно меньшим числом оборотов. В таких условиях на первых ступенях компрессора помпажа не будет. * Подробнее об этом см. «Характеристики авиационной газовой турбины» (стр. 126). 8—3073 113 1'.'•*}-':. ?'•' . r-m^V . '. ?-..№;;-. •;,;- . -..;'; ., , Доцент, кандидат технических наук : . ; ;,;:•-' • ' - •• • [- .'• ч г:. инженер-майор Л. П. АЛЕКСЕЕВ УСТРОЙСТВО И РАБОТА АВИАЦИОННОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ ТРД Газовая турбина представляет собой машину-двигатель, в кото- рой тепловая и кинетическая энергия газа, протекающего через нее, частично преобразуется в механическую работу с помощью вра- щающегося лопаточного аппарата. По сравнению с двигателями других типов газовая турбина имеет ряд преимуществ, основные из которых — простота и надежность конструкции, высокий к. п. д., возможность получения больших мощностей в одном агрегате при сравнительно малом весе и габаритах. Эти качества газовой тур- бины обусловили ее широкое применение в ТРД и ТВД для при- вода компрессора, винта и вспомогательных агрегатов. Схема и принцип действия газовой турбины В авиации широко применяется осевая одноступенчатая газо- вая турбина, принципиальная схема которой приведена на рис. 77. Основными элементами ее являются сопловой аппарат а и рабочее колесо б. Сопловой аппарат представляет собой неподвижный ряд лопаток, расположенных радиально между двумя соосными цилин- дрическими обечайками. Колесо турбины состоит из диска, на ободе которого расположены рабочие лопатки. Рабочее колесо крепится к валу турбины и вместе с ним образует вращающуюся часть — ротор турбины. • , • К турбине подводится газ, предварительно сжатый в компрес- соре и подогретый в камере сгорания. Проходя через турбину, газ расширяется, совершая при этом работу. Работа расширения газа частично преобразуется на вращающихся рабочих лопатках в ме- ханическую работу на валу турбины, а частично идет на увеличе- ние кинетической энергии газа и на преодоление различного рода потерь. На рис. 77 показаны основные размеры турбины (h — высота лопатки, Ц.р — средний диаметр турбины) и график изменения ско- рости и параметров состояния газа: давления р и температуры Т по тракту турбины. Характерные сечения газового тракта турбины 114 на графике обозначены: на входе в сопловой аппарат турбины Z—Z, на выходе из соплового аппарата /—1 и на выходе из рабочего колеса 2—2. Параметрам газа в раз- личных сечениях присвоены индексы в соответствии с ну- мерацией сечений. Рассмотрим изменение скорости и параметров со- стояния газа на различных участках турбины, а также механизм получения работы газа на лопатках колеса. Для этого рассечем лопатки тур- бины цилиндрической поверх- ностью, ось которой совпа- дает с осью турбины, и за- тем развернем это сечение на плоскость. На рис. 78 по- казаны полученные таким образом сечения соплового аппарата в виде неподвиж- ного ряда лопаток и рабочих лопаток, движущихся отно- сительно первых со скоро- стью, равной окружной ско- рости на радиусе сечения. На входе в сопловой аппарат поток газа движется в осе- вом направлении со скоро- стью, доходящей до 200 м/сек. Давление перед турбиной определяется степенью сжа- тия воздуха в двигателе, тем- пература в случае неохла- ждаемых лопаток не превос- ходит 850—900° Ц. Лопатки соплового аппа- рата, как видно на рис. 78, образуют криволинейные ка- налы, сужающиеся от сече- ния Z—Z к сечению /—/ (/z>-/i), поэтому течение газа на этом участке сопро- вождается падением давле- ния и соответствующим уве- личением скорости (до 500— 8* Рис, 77. Схема осевой одноступенчатой газовой турбины: а — сопловой аппарат; б — рабочее колесо . 115 -JrVrj 650 м!сек). Температура газа при этом падает. Направление потока на выходе из соплового аппарата определяется направле- нием выходных кромок сопловых лопаток и составляет с пло- скостью вращения колеса угол а{. В турбинах ТРД ах равно 22—32° на среднем радиусе. Таким образом, в сопловом аппарате поток поворачивается и одновременно происходит частичное пре- образование энергии давле- ния в кинетическую энергию вытекающей струи. *•••• Рассмотрим течение газа относительно движущихся рабочих лопаток. Для этого разложим абсолютную ско- . рость газа GI на две соста- вляющие, из которых одна равна окружной скорости и. Очевидно, что вектор Шь равный геометрической раз- ности абсолютной скорости истечения с- и окружной ско- рости и, определяет скорость движения газа относительно рабочих лопаток. Как видно из рис. 78, величина и на- правление относительной скорости W-L зависят при дан- — 2 Рис. 78, Треугольники скоростей газа в газовой турбине: а — сопловой аппарат; б — рабочее колесо — — ^ — -. ной скорости истечения GI от окружной скорости и. В турбинах ТРД окружная скорость на среднем радиусе равна 300—350 м/сек. Во избежание ударного входа потока в колесо на расчетном ре- жиме необходимо, чтобы направление входных кромок рабочих ло- паток совпадало с направлением относительной скорости w\. (угол pt). Лопатки рабочего колеса тоже образуют сужающиеся каналы. Уменьшение проходных сечений межлопаточных каналов рабочего колеса так же, как и в случае соплового аппарата, обес- печивается соответствующим профилированием лопаток и тем, что угол между направлением кромок лопаток и плоскостью колеса на выходе меньше, чем на входе (Р2<С Pi). • • ' .' В рабочем колесе газ продолжает расширяться; при этом отно- сительная скорость движения газа увеличивается, а его температура падает. Скорость газа в абсолютном движении за колесом с2 опреде- лится как векторная сумма относительной скорости ш2 и окружной скорости и. Следует отметить, что скорость с2 значительно меньше скорости с\. Это объясняется тем, что часть кинетической энергии, приобретенной газом при его расширении в сопловом аппарате, используется для вращения колеса. , Лопатки соплового аппарата и рабочего колеса, обтекаемые по- током газа, находятся под действием гидравлических сил давлений и трения, возникающих на их поверхности, 116 :' Результирующая этих сил для одной лопатки и есть усилие, раз- виваемое потоком газа на каждой лопатке. Окружные составляю- щие усилий на лопатках колеса создают крутящий момент на валу турбины. На рис. 79 показано распределение давлений по контуру тур- бинной лопатки: на вогнутой части лопатки образуется повышенное давление, а на выпуклой — пониженное. Такое распределение дав- лений является результатом изменения направления скорости по- тока, а также реактивного воздействия на лопатку, возникающего из-за увеличения скорости в относительном движении. Величина окружного усилия на рабочих лопатках Ри может быть подсчитана по изменению количества движения газа в колесе в окружном направлении: v G Р — 'и g Л-»„ где A wu = w^ cos Pi + Щ cos P2 сумма окружных составляющих относительных скоростей газа на входе и выходе из ко- леса (см. рис. 78). Очевидно, что работа 1 кг газа на окружности колеса определяется по фор- муле Т « А '-». т =-тг Awe> да; -у.:,-'..-,. «U 3 -с QJ ^ со а Ч Вогнутая сторона Выпуклая сторона S а мощность, развиваемая турбиной, рав- няется .... . .-.••• GL, м — ^L э-т 75 'Э. Т Рис. 79. Распределение да- влений по контуру турбин- ной лопатки 75 ' Перепады давлений, превышающие критический перепад, могут быть реализованы в соплах, имеющих на выходе расширяющийся участок. Однако такие сопла хорошо работают только на расчетном режиме, а при переходе на другие режимы потери в них резко воз- растают. Поэтому в авиационных турбинах, в которых перепады давлений в зависимости от числа оборотов двигателя меняются значительно, применяют обычно сужающиеся сопла, одинаково удовлетворительно работающие почти на всех режимах. Вследствие того, что выходное сечение составляет с осью канала острый угол, турбинные сопла имеют так называемый косой срез (треугольник ABC на рис. 80). Наличие косого среза дает возмож- ность получать сверхзвуковые скорости на выходе из соплового ап- парата. - : ./.., ... . -. На рис. ?0 показана схема течения газа в косом срезе при пе- репаде давлений, превышающем критический. В узком сечении сопла (сечение АВ) устанавливается критическое давление, а ско- 117 рость потока равна местной скорости звука. В косом срезе давление продолжает падать, а скорость увеличиваться; при этом увеличение площади струи происходит за счет возрастания угла направления потока (а,>а1к). В авиационных турбинах перепады давлений в сопловом аппарате и в рабочем колесе обычно не превышают кри- тического перепада. Если заданный перепад давлений не может быть сработан достаточно эффективно в одной ступени, турбину де- лают многоступенчатой (не- сколько ступеней, расположен- ных последовательно одна за другой). Мощность, получаемая в каждой ступени, передается на общий вал турбины. Снижение перепада давле- ний в ступени приводит к умень- шению скорости в лопаточных аппаратах и потерь в них. Вследствие этого с увеличением Рис. 80. Схема течения- газа в косом числа ступеней К. п. Д. турбины срезе на выходе из лопаток турбины возрастает Чтобы преобразование ра- боты расширения газа в работу на окружности колеса происходило достаточно эффективно, лопатки должны иметь определенный про- филь. Так, в случае Dcp = const и h = const (см. рис. 77) профили- рование лопаточных аппаратов должно обеспечить отсутствие ра- диальных перетеканий в осевом зазоре и за колесом, так как они вызывают дополнительные потери на вихреобразование, отрыв струи и т. д. Возможность радиального перетекания газа обусловлена тем, что газ вследствие вращения вокруг оси турбины находится под действием центробежных сил, отбрасывающих его к периферии колеса. Для устранения радиального перетекания газа в зазоре дей- ствие центробежных оил необходимо уравновесить разностью ста- тических давлений газа по высоте лопатки, т. е. давление газа в за- •зоре должно возрастать к периферии. Это достигается за счет раз- личного распределения перепада давления между сопловым аппа- ратом и рабочим колесом по высоте лопатки. Очевидно, что при этом скорость и температура газа по высоте лопатки в одном и том же сечении также меняются. Непостоянство параметров состояния газа, скорости истечения с\ и окружной ско- рости вдоль радиуса, приводит к тому, что треугольники скоростей также меняются вдоль лопатки, при этом в общем случае и работа газа на различных радиусах оказывается неодинаковой. В турбинах с относительно короткими лопатками изменение окружной скорости по высоте лопаток невелико и потому обычно не учитывается, а параметры состояния газа и треугольники скоростей, соответствующие течению газа на среднем радиусе турбины, при- нимаются за «средние значения» для всего количества газа, проте- щ I ч Рис. 81, Сечения лопаток турбины у корня (пунктир) и на периферии: а — сопловой аппарат; б — рабочее* колесо кающего через ступень. В этих турбинах лопатки делают прямыми с постоянным по высоте профилем. • Если лопатки имеют относительно большую длину, расчет по среднему радиусу в общем случае может привести к большим по- грешностям, поскольку параметры газа и треугольники скоростей существенно меняются по радиусу. Вместе с тем во избежание боль- ших потерь необходимо добиваться соответ- ствия формы лопаток и треугольников скоро- стей на каждом радиу- се Это достигается за счет применения «кру- ченых» лопаток, кото- рые характеризуются тем, что различные се- чения их по высоте сдвинуты друг относи- тельно друга на некото- рый угол, при этом про- филь лопаток от сече- ния к сечению также меняется. На рис. 81 показа- ны треугольники скоро- стей и сечения лопаток соплового аппарата а и рабочего колеса б у корня (пунктирные ли- нии) и на периферии. В процессе работы турбинные лопатки испытывают действие высоких термических « механических нагрузок, поэтому для них применяются специальные жаростойкие и жаропрочные сплавы. Для обеспечения надежности работы турбины необходимо охлажде- ние отдельных ее элементов. В современных ТРД охлаждение тур- бин, как правило, производится воздухом, отбираемым из ком- прессора. • Уравнение сохранения энергии г Полная энергия газа на входе в турбину определяется как сумма теплосодержания газа и его кинетической энергии. Для 1 кг газа эта энергия равна cpTz + ~2gА' ' . < В турбине часть энергии газа расходуется на вращение рабо- чего колеса и на теплообмен газа с окружающей средой через ко- с\ жух турбины. Вычитая из полной энергии газа срТг -f тт- А энер- Ш гию, затраченную 1 кг газа на вращение турбинного колеса AL3i T ц теплообмен с окружающей средой QBH кал/кг, получим полную энергию газа за турбиной, также состоящую из его теплосодержа- ния сТ2 и кинетической энергии А 2g ' т. е. cJ. + A-. 2g ~ А1-э. т <Зв* = сЛ + А- -?' .(22) Как показывает опыт, теплообмен с внешней средой, если ло- патки турбины специально не охлаждаются, составляет небольшую величину. Объясняется это тем, что расход газа через турбину большой, а поверхности, ограничивающие турбину, малы. Поэтому величиной QBH обычно пренебрегают. Уравнение (22) показывает, что в этом случае теплоперепад в турбине сD (Тг — ^2) равен сумме эффективной работы А?э.т * с\ it C2~cz и изменения кинетической энергии А—^— Уравнение Бернулли • Для процесса расширения газа в турбине уравнение Бернулли имеет вид ;..,.. .,,.•..,, . v;..... ,:. ,-• о '••,,.-; --'п. т ^-э. т г ---л т ~Г С2 cz (23) Из уравнения (23) следует, что политропическая работа расши- рения газа идет на создание эффективной работы на валу турбины, преодоление гидравлических сопротивлений и увеличение кинети- ческой энергии газа. Графическое изображение процесса расширения газа в турбине в координатах р — v .-.. На диаграмме (рис. 82) по вертикальной оси отложено давление газа р, а по горизонтальной — удельный объем газа v. Точка z ха- рактеризует состояние газа на входе в турбину. Линия z — 2' изо- бражает идеальный процесс расширения газа от рг до р% по адиабате, т. е. при условии, что потери на трение в турбине равны нулю и теплообмен с внешней средой отсутствует. В реальной машине процесс расширения газа сопровождается потерями: соответствующая кривая изменения состояния газа (поли- тропа) пойдет более полого, чем адиабата. Кривая z—2 показы- вает, как изменяется состояние газа в действительном процессе расширения газа в турбине. Точка 1 характеризует действительное состояние газа на выходе из соплового аппарата, а точка 2 — на выходе из рабочих лопаток турбины, • 120 Более пологий вид кривой действительного процесса расшире- ния по сравнению с адиабатой объясняется тем, что в действитель- ном процессе расширения газ подогревается за счет тепла, выде- ляемого в результате работы сил трения, вследствие чего при од- ном и том же давлении удельный объем газа будет больше, чем в идеальном адиабатическом р процессе. Политропическая работа газа в процессе расширения, так же как и в процессе сжатия, определяется на диаграмме в координатах р — v площадью, располо- женной влево от кривой про- цесса расширения, т. е. Ln т = __с ~0йг2"' При п = k (идеальный '------------------------------------*~v процесс расширения) ПОЛИ- Рис. 82. Графическое изображение про- тропическая работа расши- цесса расширения газа в турбине в коор- динатах р — v рения превращается в адиа- батическую /,ад. т = 6*^2'-. В ^: этом случае согласно уравнению Бернулли ?ад.т —А», т + C2~cz 2? т. е. вся работа расширения газа идет на совершение эффективной работы 1Э т и на увеличение кинетической энергии. Сумму 2 — с2 LS.T Н-----о—~ Условимся называть полезной энергией. В действительном процессе расширения Ln т > ?ад. т. Физически это объясняется тем, что газ подогревается за счет тепла, выделяю- щегося в результате работы сил трения, и его работоспособность увеличивается. Однако полезная энергия, определяемая согласно уравнению Бернулли как разность политропической работы и потерь на трение, будет меньше, чем располагаемая адиабатическая ра- бота. Действительно, при отсутствии теплообмена ' . L —L = L 4- •^П. Т --V. Т Э. Т ~ cz k 2g = _---/? (Г,-71). На диаграмме в координатах р — v величина k__ 1 R(TZ — Т2) определится площадью Sazdc, где точка d является пересечением адиабаты, проходящей через точку z, и изотермы, проходящей че- рез точку 2. Разности теплосодержаний ср(Тг—Т2,) = Нии ср(Т2 — — Т?) = h принято называть соответственно адиабатическим и дей- ствительным теплоперепадами в турбине. Аналогично различают адиабатический и действительный теплоперепады в сопловом аппа- рате (Яс и /У и в рабочем колесе (Нл и Ал). Величина теплопере- пада при заданной температуре Тг определяется перепадом давле- ний 2*.. Р*. ' 121 Распределение теплоперепада, а следовательно, и перепада дав- лений в турбине между сопловым аппаратом и рабочим колесом характеризуется степенью реактивности Р J^L н г где . "—cp('z ^2') "т" ~5g Если давления до и после колеса одинаковы (p\=pz), то Нл = 0 и соответственно р — 0. Такие турбины называются актив- ными. ЕслирХ), турбины называются реактивными. В авиации применяются реактивные турбины как более экономичные. Тур- бины ТРД имеют на среднем радиусе степень реактивности р = 0,35—0,45. Согласно уравнению сохранения энергии максимально возмож- ная величина эффективной работы турбины теоретически будет при адиабатическом процессе расширения и при С2 = 0, т. е. • 1 С2 / ___i_ r (т __т \ j___?_ .,; ; . *-э. т. макс А ^р\1г 2' ' * '2g ' Поэтому величина -т- Н называется располагаемой работой, а разность теплосодержаний cp(Tz — TZ,)=H, где срТ*г = срТг-\- {' 4S) ' ' ' :'•','-', .• '•' • • *• / •} -.'.;•' ' &LK— 2g~ ^ *•*'» где ф = -—------коэффициент скорости в рабочем колесе, равный 0,97—0,962/Д "..-.•--••:.•. ; Чем больше степень реактивности, тем больше скорость и тем больше потери в рабочем колесе. При неизменной степени реактив- ности и скорости истечения с\ уменьшение окружной скорости при- водит к возрастанию потерь в рабочих лопатках. Это объясняется увеличением скорости w\ (а следовательно, и ш2, см. рис. 78), а также уменьшением коэффициента скорости ф вследствие увели- чения угла поворота потока в колесе. Потери в радиальном зазоре объясняются тем, что часть газа проходит через радиальный зазор, не совершая работы на лопатках колеса. Кроме того, из-за разности давлений по обе стороны ло- патки происходит перетекание газа через радиальный зазор из одного канала в другой, что также уменьшает работу на окружности колеса. Суммарные потери в рабочем колесе реактивной турбины на расчетном режиме составляют 3—4% от располагаемой работы. Разберем потери с выходной скоростью. Газ после рабочих лопаток имеет абсолютную скорость с2 и обладает «инетиче- с2 ской энергией -f-. Очевидно, что эта кинетическая энергия не *"*§ используется на вращение рабочего колеса и с этой точки зрения является потерянной. Величина ее определяет потери с выходной скоростью. Они тем больше, чем больше скорость с2. Величина скорости за турбиной с2 зависит главным образом (при заданной степени реактивности) от отношения —. Скорость с2 будет наимень- н шей в том случае, когда она направлена вдоль оси турбины (см. рис. 78). Каждому значению р соответствует свое оптимальное т и значение —, при котором скорость с?, а следовательно, и кинетиче- . . и •; : ' с? -•••'•: екая энергия -2- будут минимальными. . г - . -•& . ..- ,.•;. ,-..,. - .' .: ;v_ ':;.. Для турбины с р ^ 0,5 оптимальное значение (—) равно с\ /опт cosc^, при этом потери с выходной скоростью составляют 6—10% от располагаемой работы. При отклонении— от (—) эти потери С\ \ CI/OIIT резко возрастают. В турбинах ТРД величина — выбирается из -•1 -) Cl/ опт вслед- условия получения высокого т\а^ т больше значения ствие чего потери с выходной скоростью в одноступенчатых турби- нах достигают 20% и более. В многоступенчатых турбинах ТРД относительные потери с выходной скоростью значительно меньше. Рассмотренные выше потери в турбине являются основными. По- тери на трение диска турбины о газ при больших расходах газа обычно невелики и ими можно пренебречь. Потери | Потери в ноле се \ 1 S сопле * \ ! т / / '////' /////, ^щ у/ /// ////// i 77 Lagr ^ЭТ -J 5 •о t 0,6 0,6 о.ь 0,2 0' ____ • ~ — •..•-• ,•1 '•• 1 CJ --х >з о \ ei QJ Р ^ сэ -5- •о =0 L-- с: о СЗ 1 о ~ -. lagr ? •~«-^ / S\ ^< / / [ ^эг / / ОС ,*30°p0.3i / 1 V=0pl$--Q.3b о,г ом о,б 0.8 1 -с L1 Рис, 83, Зависимость потерь и к. п. д. и турбины от отношения — ci :. •} Совершенство газовой турбины как лопаточной машины оцени- вается эффективным и адиабатическим коэффициентами полезного действия. Эффективным к. п. д. называется отношение эффективной ра- 124 боты на валу турбины к располагаемой, т. е, тг)э. т = А -~- = с2 ALcA + Д?к + ~- = 1 —-----------;-------—. Он показывает, какую часть от располагаемой "Т работы расширения газа составляет эффективная работа на валу турбины, и учитывает все гидравлические потери в турбине, а также потери с выходной скоростью. Эффективный'к. п. д. одноступенча- той авиационной турбины равен примерно 0,7. Сравнительно низ- кий эффективный к. п. д. одноступенчатой турбины объясняется тем, что значительная часть располагаемой работы расширения идет на увеличение скорости газов, которая на выходе из< тур- бины достигает 350 м/сек и более. Многоступенчатые турбины, в ко- торых относительные потери с выходной скоростью значительно меньше, имеют более высокий ?}э> т. В стационарных установках кинетическая энергия газа на вы- ходе из турбины обычно не используется, и поэтому для получе- ния высокого t)9. т стараются уменьшить скорость с?.. В турбинах, работающих в системе ТРД, кинетическая энергия газов на выходе из турбины используется в реактивном сопле для получения полезной работы, вследствие чего эта энергия может быть отнесена к потерям условно, в том смысле, что она не исполь- зуется для получения мощности на валу турбины. В связи с этим, помимо эффективного к. п. д., вводят адиаба- тический к. п. д., не учитывающий потерь на увеличение кинетиче- ской энергии газа ' : ^ "•'••- '•'•""• •'' '; '. У-.- г::', - -/9'T + 1F-1 AIcA + AL* - Чад. т ^V f/ А 1 • : .л:,:, •: : • • "т : : : '•'•., Адиабатический к. п. д. учитывает только гидравлические по- тери в сопловом аппарате и рабочем колесе и характеризует таким образом гидравлику проточной части турбины. Авиационная одно- ступенчатая турбина имеет т]ад т?«0,9. • • ;; На рис. 83 показано изменение потерь, а также Yj9 т и тг)ад> т реак- тивной турбины с р = 0,35 в зависимости от — при постоянных зна- чениях коэффициентов ср и <|*. ' Адиабатический и эффективный к. п. д. являются основными по- казателями, характеризующими работу турбины в системе ТРД. ;;.. - • • . • . . ' - : ч ; Профессор, доктор технических наук ..,:.:. . . инженер-полковник П. /С. КАЗАНДЖАН ХАРАКТЕРИСТИКИ АВИАЦИОННОЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ Нерасчетные режимы работы турбины Расчет газовой турбины, так же как и центробежного или осе- вого компрессора, производится для какого-то определенного ре- жима ее работы. Этот режим работы турбины принято называть расчетным режимом, он обычно соответствует максимальному числу оборотов двигателя. Данными для расчета газовой турбины, работающей в системе ТРД или ТВД, являются мощность, секундный расход, число обо- ротов, а также давление и температура газа перед турбиной. Сущ- ность расчета турбины сводится к определению ее проходных сече- ний, углов установки лопаток соплового аппарата и рабочего ко- леса, а также параметров газа за турбиной, обеспечивающих заданную мощность турбины с минимальными потерями и в мини- мальных габаритах. Таким образом, расчетный режим характери- зуется тем, что только на этом режиме лопаточные венцы турбины наилучшим образом соответствуют заданному расходу и кинема- тике потока в ступени, т. е. обеспечивается безударное и безотрыв- ное обтекание лопаток соплового аппарата и рабочего колеса тур- бины. •• . .," :, ;;;.,<• ••;..»•• Однако турбина большую часть времени работает в условиях, отличных от расчетного режима, или, как обычно говорят, на пере- менном режиме. Изменение режима работы турбины может быть обусловлено изменением числа оборотов ее ротора, изменением температуры и давления газа перед турбиной и противодавления за турбиной. В системе ТРД изменение режимов работы турбины осуще- ствляется изменением подачи топлива в камеру сгорания двига- теля, вследствие чего изменяются параметры газа перед и за тур- биной, а также число оборотов, расход воздуха, эффективная работа, к. п. д. и мощность турбины. При увеличении числа оборотов путем увеличения подачи топ- лива в двигатель увеличивается давление за компрессором, расход 126 воздуха через компрессор и, следовательно, давление перед турби- ной и расход газа через турбину. При уменьшении же числа оборотов турбины путем уменьшения подачи топлива происходит обратное явление. Во время эксплуатации турбореактивного или турбовинтового двигателя, не говоря пока об их пусковом режиме, число оборотов двигателя может меняться в очень большом диапазоне (от мини- мального, соответствующего режиму малого газа, до максималь- ного) . Достаточно сказать, что число оборотов малого газа для современных двигателей составляет 20-т-40% от максимального числа оборотов. , , Это говорит о том, что на практике число оборотов двигателя и, следовательно, турбины может увеличиваться или уменьшаться более чем в пять раз. «•мявЬк* * * Рис, 84. Схема регулируемого сопла ТРД Необходимо заметить, что режим работы турбины может изме- няться и при постоянных числах оборотов ее ротора. Так, например, если регулировать выходное сечение реактивного сопла двигателя, как это было принято на некоторых двигателях (рис. 84), то при уменьшении выходного сечения сопла (по тем или иным соображе- ниям) давление за турбиной увеличится и при постоянном давлении за компрессором (перед турбиной) перепад давления в турбине уменьшится. Это обстоятельство могло бы привести к уменьшению числа оборотов турбины. Однако регулятор постоянства оборотов двигателя автоматически компенсирует уменьшение перепада дав- лений в турбине увеличением температуры газа перед турбиной за счет впрыска дополнительного количества топлива в камеру сгора- ния, благодаря чему число оборотов турбины остается неизменным. При увеличении проходного сечения реактивного сопла, наобо- рот, давление за турбиной уменьшится, следовательно, перепад дав- . ления в турбине увеличится. Это могло бы привести к увеличению числа оборотов турбины. Однако регулятор постоянства оборотов уменьшает подачу топлива в камеру сгорания двигателя, в резуль- тате чего температура падает, а число оборотов остается неиз- менным. :; . В обоих этих случаях, несмотря на постоянство числа оборотов турбины, режим ее работы изменится, так как изменяются газо- динамические параметры в различных сечениях турбины. Таким 127 J2 Рис. 85. Схема многоступенчатой газовой тур- бины образом, диапазон изменения режимов работы турбины в системе ТРД или ТВД очень велик. • В связи с этим возникает вопрос, как работает турбина на ре- жимах, отличных от расчетных. Прежде всего, можно сказать сле- дующее: если на расчетном режиме путем выбора проходных сече- ний и углов установок лопаток мы получаем желаемые газодина- мические параметры в различных сечениях турбины, безотрывное и безударное обтекание лопаток соплового ап- парата и рабочего ко- леса, .то на нерасчет- ных режимах в общем случае проходные се- чения и углы установки лопаток уже не соот- ветствуют газодинами- ческим параметрам и треугольникам скоро- стей. Поэтому лопатки турбины будут обтекаться не по нашему желанию, а в соответствии с теми проходными сечениями и углами установки лопаток, которые имеются. При этом углы набегания потока на рабочие лопатки изме- няются, происходит удар газа о кромки лопаток, завихрение потока, отрыв струи с лопаток турбины и т. д. Очевидно, что чем больше нерасчетный режим будет отличаться от расчетного режима, тем сильнее будут указанные явления. • Остановимся на затронутых вопросах более подробно. Рассмо- трим многоступенчатую газовую турбину (рис. 85), для последних ступеней которой нерасчетный режим работы более характерен. Составим уравнение неразрывности для сечения Z—Z перед тур- биной и 2—2 за турбиной: ^ pt \ • •. • •• • '''••• •.•-.• • :.• '•.<.. . CzJzlz ~ ^2й/2Т2> _ "_' где ?г, уг и fz — осевая скорость, плотность « площадь проходного сечения, перпендикулярного оси вращения перед • турбиной; .. >; • С2й, у2 и /g — то же за турбиной. • .. . Имея в виду, что отношение плотностей можно заменить отноше- нием давления по формуле - •••••' 1 : '• ' •"•••'•'•''••'•. получим -2Я JA ----- (?*\ " Та V Pi J fz Тг ^ Л / Рг \ п /2 "b ^2 \ ^2 (24) Анализ уравнения (24) показывает следующее: поскольку турбина рассчитана на определенный перепад давлений 128 LL Р* и при этом для выбранных значений cz и с?а получены определенные значения пло- щадей проходных сечений /У и /2, то на всех нерасчетных режимах, когда — уменьшается по сравнению с расчетным значением, отно- Р2 и С- 5/у шение осевых скоростей —- также уменьшается, потому что / °г -тт~ = const. Причем, чем больше падает —, тем значительнее /2 PZ уменьшается с*а !- • сг Если на расчетном режиме четырехступенчатая турбина имеет Р с ^- = 16; сг = 150 м/сек; с2а = 450 м/сек, т. е. -^- = 3 и при этом -зД- «-5 2,87 (показатель политропы принят равным 1,29), то на ре- •^ «2 жиме, когда степень расширения -^ станет равной 10, отношение /^2 у> « осевых скоростей —^ получится 2,08, а если — станет равным 4, CZ Pi то -^- = 1,02 и, наконец, при степени расширения ^-=-2 полу- •*.. - • • v ,• '•.;•.•••. ;, Р* ,•-..,••:•.••:•<- , чим, что -^-^0,595. ': cz Из приведенных данных мы видим, что с уменьшением перепада « о **2/7 давлении от расчетного значения отношения осевых скоростей —- cz уменьшаются отчЗ (при -^-=16) до 0,595 (при — = 2), т. е. Ps Pz почти в 5 раз. Указанные данные были вычислены при условии постоянства показателя политропы на всех режимах. При уменьшении перепада давлений показатель политропы несколько уменьшится (так как увеличатся гидравлические потери) и отношение осевых скоростей будет немного больше, чем указано выше. Однако эта поправка бу- дет незначительной. Действительно, даже для наихудшего случая, простого дроссе- лирования воздуха, при котором можно принять, что процесс про- исходит по изотерме («=!), отношение -^-при •—• = 2 полу- сг Рз чится равным 0,695, а не 0,595 (при п— 1,29). ? F ; ; ; Итак, на нерасчетных режимах при уменьшении перепадов дав- лений отношения осевых скоростей уменьшаются. с2а по отношению к сг становится все меньше и меньше. Физически это объясняется тем, что на нерасчетных режимах (для всех перепадов давлений, меньших расчетного) все проходные сечения турбины по отношению к начальному сечению /г становятся велики, почему и падает осевая скорость с2а по отношению к сг. ••<•* ' •••<•••••••'>•' : Действительно, на расчетном режиме вследствие большого пе- репада давлений значительно падает и плотность газа; по этой при- чине для последней ступени турбины в целях сокращения высоты лопаток осевую скорость на выходе из турбины выбирают близкой 9-3073 129 к местной скорости звука. На нерасчетных режимах в результате уменьшения перепадов давления падение плотности также умень- шается, т. е. плотность газа за турбиной упала по сравнению с плот- ностью перед турбиной не так значительно, как это было на расчет- ном режиме. Причем, чем меньше перепады давления, тем меньше разница между плотностями до и после турбины. Так, в разобранном выше примере для расчетного режима при —= 16 отношение плотностей— = 8,6, а при — = 2 отношение Pa Та Ра — уменьшается до 1,7. Это обстоятельство приводит к тому, что Т° /; отношение площадей-т-, выбранное для расчетного режима, для JZ большого перепада давлений, становится велико для нерасчетных режимов работы турбины, когда перепады давления малы. Для со- хранения расчетного значения -^ необходимо уменьшить f'2 (и со- ^г . v. .. ответственно все проходные сечения), т. е. увеличить отношение —г Л /2 настолько, насколько уменьшается отношение (— } или — (см. \ Pz ' Та формулу 24). Но так как в действительности проходные сечения остаются постоянными, то отношение осевых скоростей падает. Л Сильнее всего отношение осевых скоростей -^- уменьшается на сг рабочих лопатках последней ступени и меньше'всего в сопловом аппарате первой ступени турбины. Это обстоятельство связано с тем, что для нерасчетных перепа- дов давлений проходные сечения от ступени к ступени как бы все более и более увеличиваются. ^ч< ; - v Вследствие этого на нерасчетных режимах расширение газа •в основном происходит на первых ступенях турбины. Этим же объ- ясняется то положение, что в двигателе с регулируемым реактив- ным соплом при увеличении выходного отверстия реактивного сопла (реактивное сопло рассматривается как сопловой аппарат после- дующей ступени) перепад давлений в предыдущей ступени турбины увеличивается. Таким образом, при уменьшении степени расшире- ния газа в многоступенчатой турбине самое сильное уменьшение перепада давления будет наблюдаться в рабочих лопатках по- следней ступени и наименьшее — в сопловом аппарате первой ступени. ... ,-. , В соответствии с этим в одноступенчатой турбине на нерасчет- ных режимах перепады давления в сопле уменьшаются не так сильно, как в рабочих лопатках или в ступени в целом. На режимах работы турбины, очень далеких от расчетного, вследствие сильного перерасширения газа в предыдущих ступенях .последующие ступени, в особенности последняя ступень турбины, могут переходить на компрессорный режим работы, т. е. газ в по- следней ступени будет сжиматься, а не расширяться. 130 При увеличении степени расширения газа сверх расчетного, как видно из формулы (24), отношения осевых скоростей увеличива- ются. Это происходит потому, что на перепадах давлений, больших расчетного, падение плотностей (отношение —) получается больше, 72 чем на расчетном режиме, поэтому проходные сечения турбины от ступени к ступени по отношению к изменению плотности оказы- ваются уже малы, чем и объясняется увеличение осевых скоростей на последующих ступенях. В этом случае самое незначительное увеличение степени расши- рения получится в сопловом аппарате первой ступени и наиболь- шее — в рабочих лопатках последней ступени. Необходимо отметить, что при перепадах, больших расчетного, увеличение осевых скоростей будет происходить до тех пор, пока осевая скорость на выходе из турбины не станет равной местной скорости звука. В промежуточных ступенях осевая скорость будет меньше местной скорости звука, так как наибольшая осевая ско- рость и наименьшая скорость звука (ввиду уменьшения темпера- туры газа) всегда будут на выходе из последней ступени. Случай, когда осевая скорость на выходе из турбины становится равной местной скорости звука, на практике получил название «запирания» турбины, поскольку он соответствует максимальному перепаду давлений в турбине. То обстоятельство, что изменение режима работы турбины в ту или другую сторону очень мало влияет на режим работы сопло- вого аппарата первой ступени даже в случае одноступенчатой тур- бины, позволяет сделать весьма важное заключение, имеющее боль- шое практическое значение для построения летных и стендовых характеристик ТРД. Для подтверждения этого напишем выражение для расхода газа через сопловой аппарат первой ступени. Из термодинамики из- вестно, что секундный расход выражается следующей формулой: G = -^L, (25) ->:-V ' - -" •- • r.,:-,^.'; . , VRT, ' v } \ • .-..--- * где рг и Tz—давление и температура газа перед соплом; ! ' /с—площадь проходного сечения сопла; X—коэффициент расхода воздуха. . ,- и- Коэффициент расхода воздуха зависит от перепада давлений в сопле. Так как перепад давлений в сопле при широком диапазоне изменения режимов работы турбины почти не меняется, то не будет меняться и коэффициент X. ___ u G\/~T7 На основании этого заключаем, что величина -------—, называе- Рг мая приведенным расходом, будет постоянной величиной, так как /с и R также постоянные. Постоянство приведенного расхода воздуха позволяет построить приближенную теорию аналитического расчета характеристик турбины и летных характеристик ТРД и ТВД. 9* 131 Перейдем теперь к рассмотрению нерасчетных режимов работы турбины с точки зрения обтекания лопаток соплового аппарата и рабочего колеса газовым потоком. На расчетном режиме работы турбины путем выбора профилей лопаток и густоты решеток стараются получить расчетные гидрав- лические углы. Лопатки рабочего колеса устанавливаются таким образом, чтобы воздух входил в них безударно (рис. 86). Наилучший результат получается в том случае, когда газ набе- гает на рабочие лопатки с небольшим отрицательным углом атаки /О___Q°\ . ' ' .•:••*.••.-•,• •• • • •-•.. •-; -ч-.;-,. ..-..,-•(•••= , • . ", •. ..- ,•'. \? ° /• ' ' ' '- ' ' ' ..: "v,"i,vV; •, .', •' ' .,: • ' .^ . . ^?_«_^ЛМ Рис. 86. Безударный вход газа на Рис. 87. Изменение режима работы лопатки рабочего колеса „ и , ,. турбины при постоянном отношении— ...•. ... .... .• .•• .. . -.', ••••..••.••.••.'..•••• ..-..- С\ На нерасчетных режимах работы турбины угол выхода абсо- лютной скорости -с*! (рис. 87) изменяется незначительно, однако угол PJ, определяющий направление относительной скорости, может меняться очень сильно. Так как конструктивные углы лопаток не меняются, то это приводит к ударному входу газа в рабочие ло- патки. Удара не будет только в том случае, если режим работы тур- бины изменится так, что — останется прежним, т. е. когда — = —г с\ ci q (см. рис. 87). Хотя при работе турбины в системе ТРД изменение окружной скорости происходит благодаря перепаду давлений и тем- пературы, т. е. с уменьшением абсолютной скорости с\ уменьшается и окружная скорость w, и, наоборот, эти величины не всегда могут меняться так, чтобы их отношение оставалось постоянным. В качестве примера разберем два частных случая. Предпо- ложим: — перепад давления в турбине уменьшается, следовательно, уменьшается скорость истечения газа из соплового аппарата тур- бины, а окружная скорость остается постоянной; — скорость истечения газа остается постоянной, а меняется только окружная скорость, ' • - • •• -.. . 132 ' ' Такие условия при работе турбины в системе ТРД или ТВД трудно создать, так как в действительности нерасчетный режим ско- рее всего будет соответствовать какому-либо промежуточному со- стоянию. Однако при испытании отдельной турбины (см. ниже) указанные режимы работы турбины можно создать путем измене- ния параметров газа перед турбиной и нагрузки на тормоз. ' Рис. 88. Обтекание лопаток рабочего колеса при перепаде давления меньше расчетного Рис.89. Обтекание лопаток рабочего колеса при окружной скорости меньше расчетной Треугольники скоростей газа для этих случаев показаны на рис. 88 и 89. Сплошными линиями и индексами «штрих» обозна- чены параметры нерасчетного режима, а пунктирными линиями — расчетные режимы. Как видно из этих рисунков, в первом случае происходит удар газа о спинки, а во втором случае — о корытце рабочих лопаток турбины. Если в первом случае скорость с\ будет больше расчетной, а окружная скорость не изменится, то газ будет уда- ряться о корытце лопаток. Точно так же, если во втором случае ско- рость истечения газа не изменится и окружная скорость будет больше расчетной, то газ будет уда- ряться о спинки рабочих ло- ,; " ; паток. - Как уже было сказано, при работе турбины в систе- ме ТРД или ТВД в чистом виде такие частные случаи нельзя создать. Однако во всех случаях, когда отноше- ние и с\ отличается от своего расчетного значения, газ вхо- дит в рабочие лопатки тур- бины с ударом. Рис. 90. Срыв потока с лопаток соплового аппарата на нерасчетном режиме 133 Удар газов о кромки лопаток сопровождается появлением вихрей в потоке, а при очень большом угле удара и отрывом струи газа со стенок лопаток. Срыв потока газа на нерасчетных режимах наблюдается и с лопаток соплового аппарата (рис. 90). Кроме того, на нерасчетных режимах возрастает удельный вес концевых потерь и потерь в зазорах. Все это приводит к увеличению общих потерь в лопатках сопло- вого аппарата и рабочего колеса и, следовательно, к уменьшению к. п. д. турбины. Для того чтобы количественно оценить влияние нерасчетных режимов работы турбины на ее основные показатели, как и для компрессора, строят характеристики турбины в виде сетки кривых в различных координатах, где расчетный режим для каждого параметра определяется одной точкой. Исходя из общей теории подобия, упомянутые характеристики строят в критериальных параметрах, которые универсальны и не за- висят от изменения атмосферных условий. ••''".' / ' ' ' .•' ;::' О подобных режимах работы турбины Общие соображения о применении теории подобия газовых по- токов к течению воздуха в лопаточных машинах, в частности, в центробежных компрессорах, были изложены на стр. 89. Здесь ограничимся изложением основных результатов применения теории подобия к процессам, происходящим в турбине. В общем случае изменение расхода газа, числа оборотов и пара- метров состояния газа на входе в турбину приводит к отклонению течения газа в отдельных элементах турбины от расчетной схемы. Результатом этого является изменение общей степени расши- рения, к. п. д. и других величин, характеризующих работу турбины. Для каждого заданного режима работы турбины можно указать много других режимов, удовлетворяющих следующему требованию: течение газа в отдельных элементах турбины остается подобным течению газа в тех же элементах на заданном режиме. Такие ре- жимы работы турбины называются подобными. При работе турбины на подобных режимах все относительные параметры (степень расширения, отношения скоростей и темпера- тур, к. п. д. и другие) для каждого элемента турбины, а следова- тельно, и для всей турбины будут оставаться постоянными. • Рассмотрим, при каких условиях режимы работы турбины могут быть подобными. ; -•.••. •...^•••'•• :*•*>:• •• <• :• Как было указано выше (см. стр. 91), условия подобия газо- вых потоков сводятся при наличии кинематического подобия к по- стоянству критериев подобия чисел М и Re. Влияние критерия Re на подобие газовых потоков практически заметно лишь при значениях чисел Re<3,5 • 10V В авиационных газовых турбинах числа Re, как правило, пре- вышают указанные значения и поэтому в большинстве случаев с до- статочной для практики точностью подобие режимов работы тур- 134 V бины может характеризоваться постоянством числа М и направления потока на входе в сопловой аппарат и в рабочее колесо в относи- тельном движении. Эти условия будут соблюдены, если, несмотря на изменение рас-, хода газа, числа оборотов и параметров состояния газа перед тур- и с биной, отношения , .-__ и —-= будут оставаться постоянными. V Т, У Тг г и с. Таким образом, параметры у= и -^== являются критериями подобия режимов работы турбины. Можно показать, что любые два независимые безразмерные отно- и cz с2 Tz pz шения \/f~ ' \/f~ ' "77" ' ~Т\ ' 77 и Т- п>) а также их комбинации * *• * Z могут служить критериями подобия режимов работы турбины. Кри- 13 С" териальными, в частности, будут параметры л/—$-ъ 4/%=> г^е Т\— * Z ' Z температура адиабатически заторможенного потока на входе в со- пловой аппарат. ; I о V f В практике широкое распространение получили параметры----~z * Gn Le n Pz ___ j — - __ _ . — и т> д4> также являющиеся критериями подо- Рг "2 VTz P* } бия режимов работы турбины. : Г * На основании изложенного можно сказать, что при подобных режимах работы турбины, несмотря на то, что параметры газа (р, Т, с] по абсолютной величине меняются, безразмерные отноше- ния этих параметров, взятые для любых двух сечений, остаются по- стоянными. Треугольники скоростей при этом остаются подобными. Однако чтобы убедиться в том, что режимы работы турбины являются подобными, не следует проверять постоянство всех без- размерных параметров. Для этой цели достаточно проверить только постоянство любых двух независимых безразмерных параметров, так как при постоянстве двух параметров остальные параметры автоматически останутся постоянными. Совокупность двух выбран- ных параметров принято называть критерием подобных режимов работы турбины. Выбор тех или иных параметров в качестве критериев подобия режимов работы турбины определяется удобством их практического использования. Выше указывалось, что обычно влияние числа Re на данные тур- бины незначительно, однако в области значений Re < 3,5-104 это влияние необходимо учитывать. ,: В газовых турбинах ТРД при работе двигателя у земли на месте число Re равно (6-Н7) X Ю4> но с подъемом на высоту вследствие падения плотности газа число Re падает. Падение числа Re приво- дит к росту потерь в лопатках соплового аппарата и рабочего ко- леса, в результате чего к. п. д. турбины падает, ; :•_...• ,.т..••;••/. -;;{ i3S Очевидно, в области малых чисел Re подобие режимов работы турбины будет определяться постоянством трех независимых пара- метров, из которых два характеризуют подобие режимов по чис- лам М потока на входе в сопловой аппарат и рабочее колесо, а третий учитывает влияние числа Re. Способы изображения характеристик турбины В общем случае под характеристиками турбины понимают за- висимости между различными безразмерными параметрами, харак- *\ г з.т V S / 1з.г х X U (~] \С /расч. Рис. 91. Графики зависимости к. п. д. и турбины от отношения — с\ теризующими работу турбины. Характеристики турбины могут иметь различное графическое изображение, что определяется выбором системы координат. - .ч :. Приведем некоторые способы изображения характеристик тур- бины. На рис. 91 показано изменение тг)ад<т и т\9Л в зависимости от — при постоянном значении степени реактивности р. Эти кривые по внешнему виду напоминают графики, приведенные на рис. 83 136 -' • (см. рис. 83 стр. 124). Однако по существу между ними имеется большая разница. Дело в том, что кривые, показанные на рисун- ках 83 и 91, относятся к расчетному режиму работы различных турбин, где каждому значению— соответствует новая турбина, конструктивные углы которой «1к, р1к и р2к отвечают треугольнику скоростей (см. рис. 87). ч ^ ,:•--! Кривые же, приведенные на рис. 91, относятся к одной турбине. Здесь любому значению — соответствуют одни и те же конструк- тивные углы. ':,?• И так как гидравлический угол р. в зависимости от и няется, а р1к остается постоянным, то происходит о кромки рабочих лопаток. На рис. 91 для сравнения показаны изменения т)'адт и ^тбез учета потерь на удар и эти же величины т]ад т и vj9 T с учетом по- терь на удар. Точки касания кривых цалл и ^д<т, а также t)e>T и ^ т соответствуют расчетному режиму работы турбины, т. е. безударному входу газа на рабочие лопатки. На рис. 92 показаны характеристики турбины в координатах Pz n Gn „ ме- с\ удар газа '" :•.-.'...•• .-. : , т, •• ,р^ . . ^ Рис.92. Характеристики турбины в координатах —---, и Gn Р* ' К7! Р\ 137 В настоящее время советские ученые на основе трудов гениаль- ных основоположников авиационных наук Н. Е. Жуковского и С. А. Чаплыгина создали теорию характеристик турбины и раз- работали способы построения этих характеристик. Но характери- стики турбины, как и характеристики компрессора, могут быть по- строены также и экспериментально. Здесь мы остановимся только на экспериментальном способе по- строения характеристик турбины. ; . На рис. 93 показана одна из возможных схем установки для ис- пытания турбины. По такой схеме воздух, предварительно сжатый и подогретый, поступает по трубе 7 к лопаткам 3 испытываемой турбины, где он расширяется, совершая при этом работу, а затем выбрасывается в атмосферу. Направление входа воздуха Рис, 93. Схема установки для испытания турбины: г — вход воздуха в турбину; / — вход воздуха в колесо; 2—выход воздуха из турбины; 3 — лопатки турбины; 4 — нагнетатель; 5—мер- ное сопло; 6 — дроссельная заслонка; 7—подводящая труба I > 34* Мощность, развиваемая турбиной, поглощается центробежным нагнетателем 4, выполняющим роль воздушного тормоза. Воздух из нагнетателя также отводится в атмосферу. Мощность, потребляе- мая нагнетателем, регулируется изменением расхода воздуха через нагнетатель (регулирующей дроссельной заслонкой 6). Режим работы турбины изменяется в зависимости от числа обо- ротов ротора турбины, давления и температуры газа перед турби- ной, для чего необходимо иметь отдельную регулируемую компрес- сорную установку и камеру сгорания, расположенную между ком- прессорной установкой и турбиной (компрессорная установка и ка- мера сгорания на рис. 93 не показаны). Таким образом, в схеме установки, приведенной на рис. 93, тур- бина и воздушный тормоз работают автономно, что позволяет ме- нять режим работы турбины в широком диапазоне. При изменении давления на входе меняется степень расширения воздуха в турбине, поскольку противодавление за ней остается по- 138 стоянным и равным атмосферному. Изменение величины — до- VTl стирается за счет изменения числа оборотов или температуры или того и другого одновременно. Желательно, чтобы при изменении давления газа перед турби- ной величина \/—г оставалась постоянной, что можно осуществить •*г регулированием расхода воздуха через тормозной нагнетатель. Так, например, если увеличить давление газа перед турбиной pi, то вследствие увеличения степени расширения газа в турбине возра- стает ее мощность, что приводит к увеличению числа оборотов. Для п того чтобы величина 77= осталась прежней, необходимо приот- . - -,-. V Г, крыть дроссельную заслонку воздушного тормоза так, чтобы отно- шение_-7= достигло прежней величины. V T*Z При испытании турбины на каждом режиме замеряют число оборотов турбины п об/мин, расход газа через турбину G кг/сек, давление и температуру заторможенного газового потока в сече- ниях z—z и 2—2 (р*г, T*z, р*2, Т*2), а также статическое давление газа в сечениях z—z и 2—2 (рг, р2). Кроме того, весьма желательно замерить мощность турбины с помощью тензометра, располагаемого между турбиной и тормо- зом. Замер мощности турбины можно контролировать подсчетом мощности, потребляемой нагнетателем, для чего необходимо заме- рять температуру заторможенного потока на выходе из нагнета- теля, а также расход воздуха через нагнетатель. Для построения характеристик турбины надо на основании экспе- риментальных данных вычислить различные величины, приведен- ные на рис. 92. Перечисленные выше экспериментальные данные позволяют Р*г вычислить степень расширения газа —, параметры расхода газа Р2 Gn ., п .g —г-и оборотов |/-=- и построить характеристики турбины по типу Рг У Тг Л. . . ._ приведенных на рис. 93. Заметим, что в некоторых случаях более удобно изобразить ха- рактеристики турбины в других координатах. Действительный член Академии наук СССР Б. С. Стечкин пред- ложил весьма оригинальный способ построения характеристик тур- бины ТРД в координатах —э^ » — в зависимости от -?. • Харак- \ • п PZ Р* теристики турбины показаны на рис. 94. ' - " • Эти характеристики особенно удобны при исследовании совмест- ных режимов работы турбины и компрессора. 139 Удобство таких координат состоит в том, что они одинаковы и для турбины, и для компрессора. Действительно, давление воздуха за компрессором pi равно давлению газа перед турбиной рг\ число оборотов турбины равно числу оборотов компрессора, так как они соединены между собой Ьэт П2 2,00 1,90 Е-р% *ГР? б-г/,/0 МО 1,50 160 '>70 /,80 Оп_ '? Р? .....; .,.. Рис, 94. Характеристики турбины в координатах * •: ' . , .- V,, L, -э.т П2 Gn Pz —г и —• Рг Р* одним валом. Расход газа обычно принимают равным расходу воз- духа. Эффективная работа турбины в ТРД равна эффективной ра- боте компрессора, поэтому Gn\"^/Gn\ Р* /™„ \ '* /, » турб компр (1*-Л =(bdL\ - ' \ П? /турб \ П2 /компр' Кроме того, если за степень расширения газа в турбине взять степень расширения газа в турбине и в реактивном сопле, то —) -^° / компр Pz Р° /турб Если теперь отдельно испытать компрессор и турбину и по- строить их характеристики в одинаковых координатах, а затем со- вместить полученные сетки характеристик на одном графике, то точки пересечения кривых с одинаковыми степенями сжатия и рас- ширения дадут режим совместной работы турбины и компрессора. 140 На рис. 95 показаны примерный вид совмещенных характери- стик компрессора и турбины, а также линия совместных режимов их работы. • ,- ^ , --С: . • . •: • ; ; Подобные характеристики позволяют, во-первых, более пра- вильно подойти к подбору турбины для данного компрессора при проектировании и доводке двигателя, во-вторых, с их помощью по- строить летные и стендовые характеристики двигателя. 1*1 пг Линия помпажа -Характеристика компрессора Совместная работа турбины и компрессора Характеристика 'ины р.е„>/,5 \7 ,^2,^ • ?-Тр.с~рг-степень расширения газа 8 турбине 0 ц реактивно/i сопле ?п ..,..-. ~.v.. . ;: ••:: -... Рис. 95. Примерный характер совмещенных : характеристик турбины и компрессора Остановимся на объяснении совместных режимов работы тур- бины и компрессора. Прежде всего напомним, что на расчетном режиме работы ком- прессора или турбины воздух движется через лопаточные аппараты этих машин безударно, но при других оборотах и параметрах без- ударное движение воздуха через лопаточные аппараты не всегда возможно, так как лопатки жестко укреплены. Поэтому о работе турбины или компрессора на других режимах, отличных от расчетного, мы можем судить по характеристикам этих машин. Заметим, что на характеристиках турбины и компрессора рас- четный режим определяется только одной единственной точкой. Характеристики турбины и компрессора снимают при условии, если они работают независимо друг от друга. Схема установки для снятия характеристик компрессора прин- ципиально остается той же, что и для испытания турбины (см. рис. 93). Расход воздуха через компрессор можно регулировать дроссельной заслонкой 6, а число оборотов — изменением параме- 141 тров газа перед турбиной и таким образом снимать поле характе- ристик компрессора. ;•" Теперь возникает вопрос, как, имея отдельные характеристики турбины и компрессора, найти их рабочие характеристики при со- вместной работе? Иначе говоря, как найти режимы совместной ра- боты турбины и компрессора? Решение этой задачи по имеющимся готовым характеристикам турбины и компрессора облегчается тем, что в системе турбореак- тивных двигателей мощность турбины затрачивается на вращение компрессора. Кроме того, расход воздуха через компрессор равен расходу газа через турбину, а число оборотов турбины — числу обо- ротов компрессора. ,: „ ,. Поэтому при совмещении характеристик компрессора турбин и реактивного сопла на одном графике точки пересечения кривых с одинаковыми степенями сжатия (компрессора) и расширения (турбины и реактивного сопла) дадут нам режим совместной ра- боты турбины и компрессора. Из изложенного следует, что характеристики турбины и ком- прессора представляют большой интерес для практики: знание их и умение разобраться в них позволяют более грамотно и уверенно эксплуатировать турбореактивные двигатели. , , . ^ ' -m -•--.•;/ 4- — * . Доцент, кандидат технических наук • инженер-майор Ю. Н. НЕЧАЕВ РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Схема и принцип действия турбореактивного двигателя Турбореактивный двигатель состоит из следующих основных элементов: компрессора, камер сгорания, газовой турбины и реак- тивного сопла. Воздух подводится к двигателю через входные каналы, кото- рые в большинстве случаев относятся 'к конструкции самолета. Входные каналы должны иметь малые гидравлические сопротивле- ния и обеспечивать равномерность потока воздуха, поступающего в компрессор. Форма и размеры входных каналов зависят от размещения дви- гателя на самолете. Обычно добиваются того, чтобы скоростной на- пор воздушного потока, набегающего на самолет, преобразовывался в давление в основном еще до входа его в воздухозаборник вход- ного канала. В этом случае улучшается использование скоростного напора и уменьшаются скорости воздуха во входных каналах, что снижает гидравлические сопротивления в них. У современных ТРД процесс сжатия осуществляется преиму- щественно компрессором, так как при дозвуковых и относительно небольших сверхзвуковых скоростях полета сжатие воздуха за счет скоростного напора оказывается не очень значительным. Основные данные ТРД существенно зависят от совершенства применяемых компрессоров, которые^ должны обладать большими степенями сжатия, высоким значением адиабатического к. п. д. и по возможности малыми габаритами и весом. Для сжатия воздуха в ТРД применяются как центробежные, так и осевые компрессоры. Схема ТРД с центробежным компрессором изображена на рис. 96, а с осевым — на рис. 97. Центробежные компрессоры в настоящее время широко приме- няются в ТРД. Объясняется это простотой их конструкции и надеж- ностью в эксплуатации. Однако их адиабатический к. п. д. сравни- тельно невысок и не превосходит обычно 0,75—0,80. у- \ ,:. Осевые компрессоры имеют более высокий адиабатический к. п. д., достигающий 0,84—0,87, и позволяют получать большие 143 степени сжатия, чем одноступенчатые центробежные компрессоры. Кроме того, при одинаковых диаметральных размерах они обла- дают более высокой производительностью, т. е. пропускают большее количество воздуха. Поэтому осевые компрессоры получают все более широкое применение в авиационных газотурбинных двига- телях. Воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, где про- исходит сгорание топлива. Необходимо стремиться к тому, чтобы процесс сгорания происходил при постоянном давлении. Практи- чески давление в камере незначительно падает из-за наличия ги- дравлических потерь и увеличения скорости движения газа. ? г' ч. Рис. 96. Схема ТРД с центробежным компрессором Допустимая температура газа на выходе из камеры сгорания определяется жаропрочностью материалов турбины и эффективно- стью ее охлаждения. У большинства турбин современных ТРД, не имеющих специального внутреннего охлаждения лопаток и диска, эта температура не превосходит 850—900° Ц. Камера сгорания является весьма важной частью двигателя. При высокой полноте сгорания топлива камера должна обладать малыми гидравлическими сопротивлениями и небольшими габари- тами, обеспечивать устойчивость процесса сгорания и безотказность работы двигателя в целом. Из камеры сгорания газовый поток, обладающий высокой потен- циальной энергией, поступает в турбину. Расширяясь в турбине, газ производит работу, которая расходуется на привод компрессора и всех вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель. Турбина должна развивать большие мощности, имея по возмож- ности малое число ступеней и высокий адиабатический к. п. д. У ТРД обычно применяются одно- или двухступенчатые газовые турбины, адиабатический к. п. д. которых достигает 0,90. 144 , "., Если к. п. д. компрессора и турбины достаточно высоки, то ра- бота, которую способен произвести нагретый газ при полном его расширении до атмосферного давления, больше работы, затрачен- ной на сжатие воздуха в компрессоре; поэтому в турбине происхо- дит лишь частичное расширение газа, и за турбиной устанавли- вается давление выше атмосферного. В реактивном сопле осуществляется дальнейшее расширение га- зового потока и увеличение скорости его движения, в результате чего скорость истечения газа превышает скорость полета. .• * * * Рассмотрим, как изменяются средние значения давления, тем- пературы и скорости газа по тракту двигателя. Характерные сечения газо-воздушного тракта показаны на рис. 96 и 97, где приняты следующие обозначения: О—О — сечение в невозмущенном потоке перед двигателем, а—а — на входе в дви- гатель, /—/ — на входе в компрессор, 2—2 — на выходе из ком- прессора, 3—3 — на входе в сопловой аппарат турбины, в—в — на выходе из турбины, в'—в' — на входе в насадок реактивного сопла, 4—4 — в выходном сечении реактивного сопла, 5—5 — на некотором В' 4 5 Рис. 97. Схема ТРД с осевым компрессором. Изменение параметров потока . воздуха при движении его в двигателе 10-3073 145 расстоянии за двигателем, где газовая струя расширяется до атмо- сферного давления. v?i^ . Осредненным параметрам газа в каждом сечении принято при- писывать индексы, обозначающие это сечение. Например, давление за компрессором обозначают р2, температуру перед турбиной — Т3 и т. д. Давление и температуру воздуха в окружающей атмосфере при работе ТРД в статических условиях (на месте) обозначают /?о и Г0, в полете — рн и Тн. Изменение средних значений параметров газа по тракту двига- теля при его работе на месте (сплошные линии) и в полете (пунк- тирные линии) показано на рис. 97. При работе на месте воздух засасывается двигателем из непо- движной окружающей атмосферы, поэтому скорость его перед вхо- дом в двигатель (между сечениями 0—0 и а—а) возрастает, а дав- ление и температура понижаются. Входной канал двигателя вблизи компрессора (между сече- ниями а—а и /—1} иногда делают слегка суживающимся. Тогда давление в нем несколько уменьшается, а скорость увеличивается. Благодаря этому создается ускорение воздушного потока, что спо- собствует выравниванию поля скоростей и давлений на входе в ком- прессор. В сечении /—1 скорость воздуха обычно составляет 180—200 м/сек для осевого и 140—150 м/сек для центробежного компрессоров. Наличие столь больших скоростей объясняется же- ланием уменьшить диаметральный габарит компрессора. Заметим, что входной участок воздушного тракта от сечения О—0 до сечения /—1 условно называют входным диффузором. Если скорость полета больше скорости воздуха на входе в ком- прессор, во входном диффузоре происходит сжатие воздуха за счет использования скоростного напора. При работе двигателя на месте и при малых скоростях полета давление во входном диффузоре, на- оборот, понижается, что связано с ускорением воздушного потока. В компрессоре (между сечениями /—1 и 2—2) происходит сжа- тие воздуха, поэтому давление его значительно повышается, одно- временно увеличивается и температура воздуха, которая на выходе из компрессора может достигать более 200° Ц. - W'.-v Осевая составляющая скорости воздуха уже в самом компрес- соре снижается и ее величина в сечении 2—2 не превосходит обычно 100 -г-150 м/сек. Между компрессором и камерой сгорания делается небольшой диффузор (от сечения 2—2 до сечения 2'—2'), который служит для дальнейшего уменьшения скорости воздуха, что способ- ствует повышению его давления и обеспечивает устойчивость ра- боты камеры сгорания. При движении газа по камере сгорания (от сечения 2'—2' до сечения 3—3) средние значения его температуры и скорости уве- личиваются. Средняя допустимая температура газа на входе в тур- бину при отсутствии специального внутреннего охлаждения лопаток и диска может достигать, как указывалось, 850 -f- 900° Ц (1120—1170° абс.), а скорость газа 160-.-200 м/сек. 146 Увеличение скорости движения газа в камере сгорания объяс- няется значительным ростом его удельного объема в связи с подо- гревом в процессе сгорания. При этом проходные сечения на входе в сопловой аппарат турбины оказываются в состоянии пропустить увеличившийся объем газа только при движении его с большой ско- ростью. Ускорение потока газа, а также гидравлические сопротив- ления вызывают падение давления. Это может привести, как было указано, к ухудшению использования тепла в цикле; поэтому при- нимаются все меры к тому, чтобы падение давления в камере сго- рания было по возможности небольшим. В турбине (между сечениями 3—3 и в—в] давление и темпера- тура газа уменьшаются. Абсолютная скорость движения газа, как известно из теории турбин, в сопловом аппарате значительно уве- личивается, а в рабочем колесе уменьшается. При этом осевая со- ставляющая скорости газа все время возрастает, доходя на выходе из турбины до 300—400 м/сек. Увеличение осевой составляющей скорости движения газа в тур- бине объясняется значительным уменьшением его плотности и уве- личением объемного расхода. ; ч- :, гг В реактивном сопле осуществляется дальнейшее расширение газа. Давление его уменьшается, а скорость продолжает возрастать, достигая на выходе из двигателя 550—650 м/сек. Температура газа в реактивном сопле понижается примерно на 75—100° Ц и на вы- ходе составляет 550—600° Ц. - В том случае, когда расстояние от турбины до выхода газа из реактивного сопла велико, применяется так называемая удлини- тельная труба. Реактивный насадок в этом случае устанавливается в конце удлинительной трубы. Чтобы уменьшить скорость движения газа в удлинительной трубе и снизить ее гидравлическое сопротивление, непосредственно за турбиной (между сечениями в — в и в' —в') обычно делается не- большой диффузор, г :; гг При стендовых испытаниях двигателя, когда удлинительная труба отсутствует, реактивный насадок крепится к выходному фланцу этого диффузора. , . ., < На рис. 97 пунктирными линиями показано изменение параме- тров газа по тракту двигателя в полете у земли с большой скоро- стью. Воздух перед входом в двигатель сжимается за счет скорост- ного напора. В результате этого повышается давление воздуха во всей проточной части двигателя и увеличивается перепад давлений в реактивном сопле. Это приводит в свою очередь к некоторому возрастанию скорости на выходе из двигателя. " Сжатие воздуха за счет скоростного напора сопровождается по- вышением температуры как на входе в компрессор, так и на вы- ходе из него. Это обычно не вызывает заметного изменения тем- пературы газа перед турбиной. При постоянном числе оборотов она остается практически неизменной, что достигается соответствую- щим регулированием подачи топлива. ^ 10* „ 147 * * ..•'.- ..•••• * •-.:•-• - - • . '. . У существующих ТРД применяются суживающиеся реактивные сопла. Течение газа в таких соплах зависит от того, какой в них устанавливается перепад давлений: докритический или сверхкрити- ческий. Величина критического перепада давлений приближенно мо- жет быть определена из условия —-=1,86. Y Рн • . .— :••.-,;; a ::^r;iw- •,..,••.-.-,.•..•:. * • ••••-. •--,:•• -•• • •<•:-• При докритических перепадах, когда — < 1,86, газ может рас- Рн ширяться в реактивном сопле до атмосферного давления. В этом случае давление в выходном сечении будет равно рн. Только при наличии большой конусности реактивного насадка (превышающей 6—10°) давление р4 может оказаться несколько больше, чем/?я. « Р При сверхкритических перепадах, когда —- > 1,86, на срезе Р н реактивного сопла устанавливается давление выше атмосферного. Его величина может быть определена из условия * А- "' ' 1,86 ' ••••:••. > ' 'V- Скорость газа в выходном сечении реактивного сопла равна в этом случае местной скорости звука. У ТРД при работе на стенде перепад давлений в реактивном сопле может быть как докритическим, так и сверхкритическим. С увеличением скорости и высоты полета давление за турбиной р"в увеличивается, поэтому в полете перепад давлений обычно стано- вится сверхкритическим. При сверхкритических перепадах давлений или, как иногда го- ворят, при сверхкритических режимах истечения газа из реактив- ного сопла в нем происходит неполное расширение газа. В этом случае расширение продолжается вне двигателя (между сече- ниями 4—4 и 5—5). ,. •••;'.••....- •! ••:-' Изображение рабочего процесса ТРД ; •.->?'','-•'• На рис. 98 показана диаграмма изменения состояния газа по тракту двигателя в условиях полета в координатах р — v. Линия 0—1—2 изображает общий процесс сжатия воздуха, по- следовательно протекающий в диффузоре и в компрессоре; 'ли- ния 2—3 — изменение средних параметров состояния газа в камере сгорания; линия 3—в—4—5 — процесс расширения в турбине и в реактивном сопле. В совокупности рассматриваемые процессы образуют контур О—2—3—5, который может быть замкнут, изобарой 5—0, соот- 148 ветствующей рассеиванию в атмосфере тепла, уносимого из двига- теля выходящими газами. Процесс 5—0 протекает вне двигателя, и его изображение является условным. Полученный таким образом замкнутый контур 0—2—3—5—0 называется действительным цик- лом ТРД. • . ... "••• В С В' А В Рис. 98, Диаграмма рабочего процесса ТРД в координатах р — v Процесс 0—1 при работе двигателя на месте и в полете, как указывалось, протекает различно. При работе двигателя на месте между сечениями О—О и 1—1 (см. рис. 97) происходит не сжатие, а расширение воздуха. Изображе- ние действительного цикла ТРД в координатах р — v для этого случая показано на рис. 99. Общий процесс сжатия возду- ха в ТРД изображается политро- пой 0—1—2 (рис. 98). Площадь А012В, находящаяся слева от этой политропы, представляет со- бой политропическую работу сжа- тия Ln c. Отношение давления воздуха в конце процесса сжатия (на вы- ходе из компрессора) к давлению в окружающей атмосфере назы- вают степенью сжатия воздуха ... .; в двигателе (или степенью повышения давления). Она равна про- изведению степеней сжатия воздуха в компрессоре -и во входном диффузоре ; or' ;.) .?•-. 6 = -j^ = -j^ ' -J^ — ?к?диф- ., 1 .>»,.... »• "•«-,, 4 Л • , ; ; 1 * •* v ''•" '' i • Н\i .:.*.• Очевидно, что при работе двигателя на месте еДИ(Ь меньше еди- ницы и общая степень сжатия воздуха в этом случае оказывается меньше степени сжатия компрессора. При больших скоростях по- 149 __-Л, 1 д> Рис. 99. Диаграмма рабочего про- цесса ТРД при работе на месте лета сжатие воздуха от скоростного напора увеличивает общую степень сжатия по сравнению со степенью сжатия, создаваемой компрессором. ( J к* ^ ' ' - Иногда сжатие воздуха в компрессоре удобнее рассматривать не от статического давления на входе, а от давления полностью за- торможенного воздушного потока перед компрессором (двигате- лем). В этом случае __ Р* __ -°» Р\ ,' ?~л7~7Г"^Г" ..'' ; Если степень сжатия определяется по полному давлению за ком- прессором, тогда . ••••:..,...••• _J!L —J-L ____!__** "'^ .';.,••,.,'- ', г~ р ~ р*' р ~~ек?диФ- ^,,;..ги ". .-. РН Р\ РН Необходимо заметить, что давление р2* очень мало отличается от р2, поэтому степени сжатия, определенные по полному и по ста- тическому давлению за компрессором, по своей величине мало от- личаются друг от друга. Степень сжатия воздуха в ТРД изменяется в зависимости от из- менения режима полета и числа оборотов. При работе двигателя в земных статических условиях с максимальным числом оборотов степень сжатия е для двигателей с центробежными компрессорами, имеющими радиальные лопатки, составляет около 4,0—4,5, а для двигателей с осевыми компрессорами — б—8 и более. С увеличе- нием скорости и высоты полета степень сжатия воздуха в ТРД воз- растает. Рассмотрим процесс расширения газа в двигателе. Процесс рас- ширения осуществляется в основном в турбине и в реактивном сопле. Следует заметить, однако, что процесс сгорания также со- провождается падением давления, поэтому и его принято относить к процессу расширения. В таком случае общий процесс расшире- ния изобразится линией 2—3—5. Площадь В235А, расположенная слева от этой линии, в координатах р — v будет представлять собой работу всего процесса расширения Ln p, которая равна сумме поли- тропических работ расширения в турбине (площадь сЗЬВ'), в реак- тивном сопле (площадь В'Ь5А) и работы расширения в камере сго- рания (площадь В23С). п /; ; , Л Площадь 02350, представляющая собой действительный цикл ТРД в координатах р — и, носит название индикаторной работы и обо- значается Lr Как видно из рис. 98, индикаторная работа равна разности политропических работ расширения и сжатия, т. е. Lt = Ln.p ^п. с- (26) Выясним, как используется в ТРД индикаторная работа. С этой целью напишем уравнение Бернулли для процесса сжатия воздуха в двигателе (от сечения 0—0 до сечения 2—2): ... ; •.-"."••••• - ' с2 —с2 . :•• •••':'"'• ?9. к Н—2i~ ^ ^ц. р + А>с • (27) J50 Физический смысл уравнения (27) состоит в том, что эффектив- ная работа, затрачиваемая на вращение компрессора ?э. к, и изме- нение (кинетической энергии воздуха при его торможении от ско- рости Со до скорости сч (скоростной напор), идут на сжатие воз- духа и преодоление всех гидравлических потерь. Аналогичное уравнение можно написать и для процесса расши- рения (между сечениями 2—2 и 5—5): •• •-.'•:•:•-•'••• 2 2 ,•;,-;' • • - : . ; ^п.р = 4.т + -^р- + 1г.р. • (28) Уравнение (28) показывает, что политропическая работа расши- рения газа в ТРД расходуется на создание эффективной работы турбины /,э> т, увеличение кинетической энергии газа и преодоление всех гидравлических потерь в процессе расширения. Можно считать с большой степенью точности, что у ТРД вся ра- бота, создаваемая турбиной, идет только на вращение компрессора. Это следует из того, что работа, затрачиваемая на привод вспомо- гательных агрегатов и на преодоление трения в подшипниках у ТРД, сравнительно мала. Она составляет обычно не более 1—2% от ра- боты турбины и почти полностью покрывается за счет того, что фактический расход газа через турбину оказывается больше, чем расход воздуха через компрессор (на величину расхода топлива). Если вычесть из уравнения (28) уравнение (27) и воспользо- ваться принятым допущением, согласно которому L9t к = L9t T, по- лучим Г2 .2 •••- Г _ Т Т — 5 ° ЛУГ ' Ч --------- ^ V~~Ln. С------------------------2#------------------Г -----•-» , Д., где " .'•'""'''"'' ' .' ='• '•' '."'".v••"•"'•• •' , ' si, = ir.. + /.,.,. . Отсюда следует, что индикаторная работа идет на увеличение кине- тической энергии газовой струи, проходящей через двигатель, и на преодоление всех гидравлических сопротивлений в двигателе. Часть индикаторной работы, которая идет на увеличение кине- тической энергии газа в двигателе, будем называть полезной рабо- той цикла ТРД 2 2 L — L — 1>L == С'5 ~ С° ' (29>) *-д ^i ^^т— 2g * ; Ч^*7/ Как видим, работа цикла меньше индикаторной работы на вели- чину суммарных гидравлических потерь в двигателе. Работа цикла зависит от термодинамических параметров: степени сжатия и температуры газа перед турбиной, а также от коэффи- циентов полезного действия, оценивающих потери в процессах сжа- тия и расширения. Перечисленные величины, от которых зависит работа цикла, будем называть параметрами рабочего процесса ТРД. Заметим, что в отличие от к. п. д. компрессора коэффициент по- лезного действия процесса сжатия, обозначаемый ^с, учитывает 151 потери не только в компрессоре, но и во входных устройствах дви- гателя и самолета, т. е. оценивает все гидравлические потери в про- цессе сжатия. Коэффициент полезного действия расширения, обо- значаемый тг]р, учитывает потери в камере сгорания, турбине и реак- тивном сопле, т. е. оценивает все гидравлические потери в процессе расширения. Основными величинами, оценивающими совершенство ТРД, яв- ляются, как указывалось, удельная тяга и удельный расход топлива. Удельную тягу можно выразить через работу цикла, если восполь- зоваться известной нам формулой '^™&f-l^:^ (зо) Съ — Со РУД g Выразив скорость с5 через работу цикла из формулы (29) и подставив полученное значение в формулу (30), найдем, что />y* = 4-(v/^« + c2-^o). S Удельный расход топлива выражается через удельную тягу и коли- чество тепла, вносимое в двигатель с топливом на 1 кг воздуха 3600Q .-:.: •-,-: ;. :г-:'.:.•••:'•.• Со = '"«Лд Поэтому удельная тяга и удельный расход топлива, как и ра- бота цикла, будут зависеть от параметров рабочего процесса. Одним из важнейших вопросов теории ТРД является изучение влияния этих параметров на удельную тягу и удельный расход топлива. Эти вопросы описаны на стр. 160—172. .... . , . , _ „У-, 1 -о- ?• ">..-• v Ш •« . \ >? Доцент, кандидат технических наук 7ji •" ?] инженер-подполковник А. Н. ГОВОРОВ СИЛА ТЯГИ, К. П. Д. И ТЕПЛОВОЙ БАЛАНС ТРД Прежде чем приступить к сравнению и оценке различных ТРД, необходимо определить характер и величину потерь в процессе пре- образования тепловой энергии топлива в полезную тяговую работу, т. е. в работу, совершаемую двигателем при перемещении самолета в воздухе. Сила тяги и полезная тяговая работа ТРД Сила тяги ТРД представляет собой равнодействующую сил воз- действия воздушного и газового потоков на элементы проточной ча- сти и наружной поверхности двигателя. Это воздействие склады- вается из давления и трения. Как уже указывалось ранее, сила тяги ТРД определяется по формуле ,, } ;. . ^==~7г(с5 co)i (^1) где с5 — скорость истечения газов из реактивного сопла двигателя. В формуле (31) и в дальнейшем примем, что масса воздуха, входящего в двигатель, равна массе газов, выходящих из двигателя, т. е. пренебрегаем массой топлива. Это допущение не приведет к за- метной ошибке, так как весовой расход топлива в ТРД не превы- шает 1,5—2% от весового расхода воздуха. Для доказательства справедливости формулы (31) обычно пользуются уравнением коли- чества движения. Однако справедливость ее можно доказать и бо- лее простым путем, предложенным Н. Е. Жуковским. -. •-. Пусть ТРД работает на самолете, совершающем полет со ско- ростью С0 (РИС. 100). , (. ; , . . .Тягу двигателя, равную сопротивлению самолета, обозначим че- рез Р. Проведем три сечения: 0—0 в невозмущенном потоке перед двигателем; 5—5 за двигателем в том месте, где давление в струе : J53 газов, выходящих из реактивного сопла, равно атмосферному; и 6—6 за двигателем на таком удалении, что кинетическую энергию струи выхлопных газов в этом сечении можно уже считать полно- стью потерянной и скорость потока попрежнему равной CQ во всех точках сечения. Воздействие двигателя на воздушный поток сводится к увеличе- нию кинетической энергии проходящего через него воздуха; секунд- ная работа, затраченная на увеличение кинетической энергии, равна Рис. 100. К доказательству справедливости формулы силы тяги ТРД, установленного на самолете, совершаю- щем полет со скоростью с0 Полезная тяговая работа двигателя в одну секунду равна про- изведению силы тяги на скорость полета, т. е. PCQ. Что же касается потерянной работы, то она равна всей кинетической энергии газов, покидающих двигатель, так как в сечении 6—6 скорость всюду равна CQ. Газы, выходя из реактивного сопла, перемещаются отно- сительно двигателя со скоростью с*>. В это же время двигатель пе- ремещается в обратном направлении со скоростью с0. Следова- тельно, относительно окружающего воздуха скорость газов, поки- дающих двигатель, равна разности с5 — с0. Тогда секундная поте- >**» рянная со струей газов работа составит -^г (с5—с0)2. Очевидно, что увеличение кинетической энергии воздуха идет на получение по- лезной работы и на компенсацию потерь, т. е. • -' •- G_ I cl = Рс*+^- G (с6-с0Г * 2 154 Отсюда после простых преобразований находим ; • р — j?_/v __г \* '; -^— g \^5 LQ) J . что и требовалось доказать. В теории ТРД все расчеты обычно ведутся для 1 кг воздуха, проходящего через двигатель. Поэтому, кроме полной тяги Р, вво- дят понятие удельной тяги Яуд, под которой понимают отношение полной тяги к расходу воздуха. Удельная тяга ТРД в соответствии с приведенной формулой, оче- видно, равна '[''•".': '•;••'••, '•'**•" ' '' ' ' ' ". '• п __ Р'__сб — со /^ОЧ •.:•--•• rvv.-<:•>•;;,.v •.):, *УД ~~ IT ~~ ~Т~~' :^.:"v—V-v. "-V^:;\ * ' Коэффициенты полезного действия и тепловой баланс ТРД Потери в процессе преобразования тепловой энергии в полезную работу оцениваются коэффициентами полезного действия двигателя. Рассмотрим термический, тяговый и полный к. п. д. двигателя. Все величины будем относить к 1 кг воздуха, проходящего через ТРД. Термическим к. п. д. реального цикла называется отношение при- ращения кинетической энергии воздуха, проходящего через дви- гатель, к работе, эквивалентной теплу, внесенному в двигатель с топливом: С2 2 С5 С0 , ъ—jr- .::, <эз) , • . .А , . " . .: ... •.-....-., .....,, и, :,/,,:•> С5~С6 где —о-------приращение кинетической энергии 1 кг воздуха, ^& , . проходящего через двигатель; Q0 —тепло, внесенное с топливом на 1 кг воздуха. Термический к. п. д. показывает, какая часть тепла, внесенного в двигатель с топливом, переходит в кинетическую энергию воздуха, проходящего через двигатель. Таким образом, термический к. п. д. характеризует степень совершенства ТРД как тепловой машины, предназначенной для преобразования тепловой энергии топлива * Следует отметить, что эта формула справедлива лишь в том случае, когда давление в струе газов на срезе реактивного сопла р* близко атмосферному рн В современных ТРД очень часто />4 > Рн- ^ этом слУчае выражение для силы тяги должно быть , - . . -° = -f- (С* - Со) + (Р4 —PH)f* о ... где/4 — площадь выходного сечения реактивного сопла, а , с4 — скорость газа в обрезе реактивного сопла. Эта формула является общим выражением для силы тяги ТРД. 15$ в кинетическую энергию воздуха. Он учитывает все потери тепла в процессе этого преобразования. Потери тепла складываются из потерь тепла с выхлопными га- зами и потерь вследствие неполноты выделения тепла. Потери тепла с выхлопными газами составляют основную часть потерь в ТРД. Если обозначить температуру воздуха через Го, а температуру выхлопных газов через Г4, то эти потери равны ср(Т4 — TQ), где ср — средняя теплоемкость продуктов сгорания при постоянном давлении. Потери тепла с выхлопными газами дости- гают 67—73% от тепла Qo> внесенного с топливом. - "••••• Потери вследствие неполноты выделения тепла учитывают непол- ноту сгорания топлива и отвод тепла через стенки камеры сгора- ния, корпус турбины и стенки реактивного сопла. Эти потери равны (1 — ё) QQ. Обычно 8=0,96 -г- 0,97. Следовательно, потери из-за неполноты выделения тепла составляют 3—4% от тепла, внесенного с топливом. Поэтому термический к. п. д. турбореактивного двига- теля колеблется обычно в пределах t\t «=* 0,24 -f- 0,30. Величина тер- мического к. п. д. зависит от параметров рабочего процесса двига- теля — степени сжатия воздуха и температуры газов в конце про- цесса сгорания, а также от гидравлических потерь при течении воз- духа. • - > Тяговым к. п. д. называется отношение полезной тяговой работы, совершаемой двигателем, к приращению кинетической энергии воз- духа, проходящего через двигатель: ^-#^Ь • : , (34) /,-* .....••- -'• С5 ~ С0 . • ' ' 2^ где -°Уд^о — полезная тяговая работа, приходящаяся на 1 кг воз- духа. Тяговый к. п. д. показывает, какая часть приращения кинетиче- ской энергии воздуха в двигателе переходит в полезную тяговую работу. Он характеризует степень совершенства ТРД как движи- теля, предназначенного для преобразования кинетической энергии воздуха в полезную тяговую работу. Если термический к. п. д. можно сравнить с эффективным к. п. д. поршневого авиационного двигателя, то тяговый к. п. д. должен быть сопоставлен с к. п. д. воздушного винта. ? Заменив в формуле (34) удельную тягу через ее выражение (32), получим '..-•.•.•.«ч .•••<. ..у .1 • ff f\P - v < •'; "Л ГУ.-Г ••?•' .<&••>.-*&'-'i .;' >•"..".• . " - (сб — со) со ..... ....-.'. . \*. 'Ч' '•'>"••< • - ••;•'- V - • ' Ч%- i ' '- О ,' '. '•'•'.• xl g ___ --СО___ -- /OCX 1,.ч...с; ,.-ъ= cl_cl - — -—^-.^.^ (35) '•',.* ..-.t'..!--.;-"-.- .".'•' Тяговый к. п. д. в представленном виде впервые введен Н. Е. Жу- ковским, а для ТРД он был впервые применен академиком Б. С. Стечкиным. Тяговый к. п. д. учитывает потери кинетической 156 '•-."• энергии с продуктами сгорания, выходящими из двигателя. Потери ((, __ ? \2 эти, как уже указывалось ранее, равны -^-я— • Как видно из "8 формулы (35), тяговый к. п. д. зависит от отношения скорости исте- чения газов к скорости полета. Чем больше это отношение, тем pi меньше величина т\Р. Это и понятно: с ростом отношения —^ ра- Ч) стет скорость газов, выходящих из двигателя, относительно атмо- сферного воздуха (cs — CQ) и соответственно растут потери кинетиче- ской энергии. При CQ — 0 ч\Р = 0, что очевидно, ибо при этом по- лезная тяговая работа обращается в нуль и вся кинетическая энер- гия газов по выходе из двигателя является потерянной. Тяговый к. п. д. достигает единицы при с5 = со, так как в этом случае ско- рость газов по выходе из двигателя относительно атмосферного воз- духа равна нулю. Однако, как видно из формулы (31), тяга двига- теля при этом обращается в нуль. Поэтому на практике приходится заботиться о получении высокого тягового к. п. д. при приемлемых значениях удельной тяги двигателя. Для существующих ТРД ве- личина f]P колеблется в широких пределах в зависимости от ско- рости полета. Максимальная его величина обычно не превышает 0,5—0,65. Полным к. п. д. ТРД называется отношение полезной тяговой работы двигателя к работе, эквивалентной теплу, внесенному в дви- гатель с топливом - _ РУД с° , '••- - - - faftt ^п~~ _Qo ' г : ( ' . А г. . VV • ,: . Полный к. п. д. учитывает все потери в процессе преобразования тепловой энергии в полезную тяговую работу. Из сопоставления выражений (33), (34) и (36) видно, что Чп = Ч/ЧР- (37) При работе двигателя на месте полный к. п. д. обращается в нуль, ибо при этом f\P = 0. Физически это объясняется тем, что тяговая работа двигателя на месте равна нулю. В полете полный к. п. д. существующих ТРД обычно не превы- шает 17—19%. '- . Анализ термического, тягового и полного к. п. д. показываемого в процессе преобразования тепловой энергии топлива в полезную тяговую работу потери образуются: за счет неполного сгорания топлива и отвода тепла через стенки двигателя — 3—4%; за счет потерь тепловой энергии с выхлопными газами ср (Т5 — Тн) — 67— 73%; со струей газов (в виде кинетической энергии) - g около 7—11%. Следовательно, на полезную тяговую работу затра- чивается до 17—19% тепла, введенного в двигатель. Процесс преобразования тепла, внесенного с топливом, в полез- ную тяговую работу схематически изображен на рис. 101. Горизон- 157 Pa э Q0 A 100% 2-#ао А А 96+97% Г 2-Г 2 U5 °0 '-тяг =Руд'Со 17+1 'Э >% г Ц 4-fJ0° /0 слолагаел нергил Г 1 1 1 'ОЯ Полезная ~}работа ( } • «-*) % з+ь% °р (1 5 -Тн) •7J% (с5-с0)г А (' 67 + 29 7-f-//% Потери Рис. 101. Тепловой баланс ТРД тальные стрелки показывают последовательность преобразования тепла в тяговую работу, а вертикальные — потери на каждом этапе преобразования. На рис. 101 даны также средние для ТРД значе- ния всех потерь в процентах от тепла, внесенного с топливом. Основные удельные параметры, характеризующие совершенство ТРД Реактивные двигатели с точки зрения применения их в качестве силовых авиационных установок удобнее всего оценивать по удель- ным параметрам. Важнейшими параметрами ТРД являются: удель- ная тяга, удельный расход топлива, удельный вес двигателя и удельная лобовая тяга. , ' , Удельной тягой двигателя Яуд, как уже указывалось, называется отношение тяги двигателя к секундному весовому расходу воздуха через двигатель. Удельная тяга характеризует относительные размеры и вес дви- гателя: чем больше удельная тяга, тем меньше при данной тяге размеры и вес двигателя. Для существующих ТРД величина удельной тяги равна ; г- - ::•....- ., • : .: ОГУ;^ Г>- р^ __ gg _i_ gg j^ . СвК/Кг]. :' V „,. , \ "''''•'••'' ' •,.,". *Удельным расходом топлива СР называется отношение часового расхода топлива к тяге двигателя: г ^ UD = - G т. час [кг/кг-час]. ; >• Удельный расход топлива — величина очень важная, характери- зующая ТРД с точки зрения экономичности: чем меньше удельный расход топлива, тем больше дальность и продолжительность полета при данном запасе топлива. В настоящее время удельный расход топлива в ТРД находится в пределах СР = 0,9-т-1,1. 158 Удельным весом двигателя ?дв называется отношение сухого' веса двигателя С/дв к развиваемой им при работе на месте тяге: g^^-jr [кг/кг-тяга]. Удельный вес двигателя характеризует силовую установку в весо- вом отношении. Удельный вес ТРД составляет 0,2 ~- 0,4. Удельной лобовой тягой двигателя Рлоб называется отношение тяги двигателя Р при работе на месте к максимальной площади по- перечного сечения (лобовой площади) двигателя ^•'••^•^«ы,г'^'~^ Люб = -т?^-[кг/л*2]- ; " : •' "•• - лоб . Удельная лобовая тяга косвенно характеризует аэродинамиче- ское сопротивление силовой установки: чем больше при данной тяге Ялоб, тем меньше, очевидно, сопротивление, вызываемое сило- вой установкой. Для ТРД с центробежными компрессорами удельная лобовая тяга равна Рлоб= 1500-г 2200 [кг/м2], а для ТРД с осевыми ком- прессорами Рлоб -= 3500 -г- 5000 [кг/ж2]. Очевидно, что оценка совершенства ТРД может быть сделана правильно лишь при одновременном рассмотрении всех основных удельных параметров двигателя. •<• .•.•*.'• fv< •> • .«• v'5! -•, * . • «;.-v •/. »й * • »-,Л'",- "Г. <•••" " ••>. -"--i ;:;..; X . -p \ > Доцент, кандидат технических наук : инженер-майор Ю. Н. НЕЧАЕВ ЗАВИСИМОСТЬ УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ТРД ОТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА Для сравнительной оценки летных качеств турбореактивных дви- гателей принято пользоваться удельными параметрами. Основными из них являются удельная тяга Яуд и удельный расход топлива СР. Для улучшения данных ТРД стремятся повысить -°уд и понизить СР. Увеличение удельной тяги приводит к уменьшению секундного расхода воздуха через двигатель, необходимого для получения за- данной общей тяги. А это в свою очередь ведет к уменьшению диа- метральных размеров и веса двигателя. Уменьшение удельного рас- хода топлива при прочих равных условиях приводит к уменьше- нию его часового расхода и, следовательно, к улучшению экономич- ности двигателя. „ • ••:••.• • Удельная тяга и удельный расход топлива ТРД, как уже указы- валось, зависят от степени сжатия воздуха в двигателе е, темпера- туры газа перед турбиной Тв и коэффициентов полезного действия процессов сжатия и расширения ч]с и YJP. Рассмотрим зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива от каждого из указан- ных факторов в отдельности и в первую очередь от степени сжа- тия и температуры газа перед турбиной. Подобный анализ позволит выяснить, в какой мере выбор тех или иных исходных параметров влияет на основные данные ТРД. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива от степени сжатия воздуха Выясним прежде всего, какое влияние оказывает степень сжатия воздуха в двигателе е--= — на величину его удельной тяги. Примерный характер зависимости удельной тяги от степени сжа- тия при постоянной температуре газа перед турбиной показан на рис. 102. На этом рисунке видно, что при увеличении степени сжа- тия удельная тяга сначала возрастает, а затем, достигнув макси- мального значения, начинает уменьшаться. Степень сжатия, при ко- 160 торой удельная тяга достигает наибольшего значения, называется оптимальной степенью сжатия и обозначается е0пт- Указанное изменение удельной тяги от изменения степени сжа- тия находит простое физическое объяснение. Удельная тяга ТРД зависит от двух факторов: от количества тепла, сообщаемого каж- дому килограмму воздуха, проходящего через дви- k^yd гатель, и от эффективно- IV сти использования этого тепла. Количество подводимо- го тепла Q = ср (Г3 — Т2) лимитируется допустимой температурой газа Гз пе- ред турбиной. При по- стоянной температуре Ts количество сообщаемого газу тепла Q с увеличе- нием степени сжатия непрерывно уменьшается, так как возрастает темпе- 'ратура 7*2 на выходе из компрессора (см. рис. 102). С другой стороны, с увеличением степени сжатия (до определен- ного предела) улучшается эффективность преобразования подводи- мого тепла в полезную работу. В результате влияния этих двух противоположно действующих факторов удельная тяга при увеличении степени сжатия вначале возрастает до тех пор, пока преобладает улучшение использования тепла, а затем начинает падать вследствие уменьшения количества сообщаемого газу тепла. При очень высокой степени сжатия удельная тяга обращается в нуль. Объясняется это тем, что температура Т2 на выходе из ком- прессора приближается к допустимой температуре газа перед тур- биной Г3 и количество сообщаемой газу тепловой энергии оказы- вается уже настолько мало, что ее хватает только на преодоление гидравлических потерь в двигателе. Можно доказать, что степень сжатия, при которой удельная тяга обращается в нуль, равна ква- драту оптимальной. Оптимальная же степень сжатия еопт может быть определена по формуле . ч Рис. *опт 102. График зависимости тяги от степени сжатия 'ОПТ удельной "опт Т3 \1,75 г~ ^с^р Н Из этой формулы видно, что оптимальная степень сжатия ТРД возрастает с увеличением температуры газа перед турбиной Т3 и к. п. д. процессов сжатия и расширения. В частности, при постоян- стве перечисленных величин оптимальная степень сжатия несколько повышается с увеличением высоты полета (из-за уменьшения тем* 11-3073 • 161 пературы окружающего воздуха Тн) и остается неизменной при из- менении скорости полета. Напомним, что общая степень сжатия воздуха в двигателе равна произведению степеней сжатия воздуха во входном диффузоре и компрессоре, поэтому оптимальную степень сжатия можно пред- ставить в следующем виде: 'опт едиф ек. опт» где ек. опт—степень сжатия воздуха в компрессоре, обеспечивающая при заданном режиме полета максимальную удельную тягу. ••..,- Отсюда видно, что хотя с увеличением скорости полета е^,,. остается неизменной, но ек. опт уменьшается. Объясняется это уве- личением степени сжатия воздуха во входном диффузоре за счет "V./ If \J \J I - • ' w •** •• J 3 5 7 9 // A3 15 60 Рис. 103. Графики зависимости удельной тяги от степени сжатия для 162 скоростного напора. При очень больших скоростях полета оптималь- ная степень с-жатия воздуха в компрессоре может оказаться равной единице. Это будет означать, что при таких скоростях в целях обес- печения максимальной удельной тяги применение компрессора ста- новится нецелесообразным и нужно переходить к бескомпрессор- ному (прямоточному) ВРД. Скорости полета, при которых ек. опт уменьшается до единицы, весьма велики — они в 2,5—3 раза пре- восходят скорость звука. На рис. 103 приведены графики изменения удельной тяги в за- висимости от степени сжатия, рассчитанные для разных температур газа перед турбиной и различных режимов полета. На каждой кри- вой точками отмечены максимальные значения удельных тяг, соот- ветствующие оптимальным степеням сжатия. различных температур газа перед турбиной и режимов полета а* 163 Как видно из этих графиков, оптимальная степень сжатия ТРД при работе у земли, на месте (для допустимых в настоящее время температур газа перед турбиной) равна 6,5—7,5, а на высоте 11 км она увеличивается до 10—12. Кроме того, из этих графиков видно также и влияние темпера- туры газа перед турбиной на Яуд. Увеличение температуры газа перед турбиной приводит к увеличению удельных тяг, а также к смещению максимумов на кривых удельной тяги в сторону боль- ших значений степеней сжатия. Подробное влияние температуры газа перед турбиной будет рассмотрено далее. Графики на рис. 103, характеризующие работу ТРД в полете, имеют по оси абсцисс, кроме масштаба для степени сжатия е, еще и второй масштаб для степени сжатия е0, приведенной к земным статическим условиям. Она определена из равенства адиабатиче- ских работ компрессора на земле и в полете. Сравнение степеней сжатия е0 при различных режимах полета показывает, что с увели- чением скорости и высоты полета исходная степень сжатия ком- прессора, необходимая для получения- в полете максимальной удель- ной тяги, уменьшается. Характерным для рассматриваемых кривых является весьма ма- лое изменение удельной тяги в широком диапазоне изменения сте- пени сжатия, в особенности при высоких значениях температур газа перед турбиной. Из рис. 103 видно, например, что при температуре газа перед турбиной Г3 — 1200° абс. повышение степени сжатия воздуха от 4 до 7,5 при работе двигателя в земных статических условиях дает увеличение удельной тяги не более чем на 3%. Это говорит о том, что величина степени сжатия, если она не очень мала, не оказывает существенного влияния на удельную тягу ТРД. Рассмотрим теперь, как величина степени сжатия воздуха в ТРД влияет на удельный расход топлива. Для этого обратимся к фор- муле '. . 3600 Q ,QQv с-р= МНР—• .<. ' ; \м) Ч '.-„•..-•. чПиГ уд . . « f Если е = 1, то удельный расход топлива СР стремится к беско- нечности, это объясняется тем, что при е = 1 удельная тяга равна нулю (см. формулу 38). С увеличением степени сжатия от 1 до еопт удельный расход топлива уменьшается за счет увеличения Яуд и уменьшения Q. Однако при еопт удельный расход топлива еще не достигает своего наименьшего значения. Это объясняется тем, что кривая удельной тяги вблизи максимума очень полога, a Q непрерывно убывает. Поэтому удельный расход топлива продолжает падать. В силу указанных причин степень сжатия, соответствующая наи- меньшему значению удельного расхода топлива, всегда больше оптимальной. Эту степень сжатия будем называть экономической или оптимальной по удельному расходу топлива и обозначим е9К. При степенях сжатия, больших еэк, удельный расход топлива уже начинает возрастать и при е^пт стремится к бесконечности, так как удельная тяга вновь становится равной нулю. 164 . '- 7 •'ОПТ "ЭК Рис, 104, График зависимости удельного расхода топлива от степени сжатия Характер зависимости удельного расхода топлива СР от степени сжатия показан на рис. 104. Здесь же пунктирными линиями изо- бражены кривые для Руд и Q, перенесенные с рис. 102. Графики изменения удельного расхода топлива в зависимости от степени сжатия, рассчитанные для разных температур газа перед турбиной, а также различ- ных режимов полета, приве- дены на рис. 105. Из сравнения этих гра- фиков с кривыми на рис. 103 видно, что при одинаковых температурах газа перед тур- биной и при прочих равных условиях степени сжатия, при которых достигается наи- меньший удельный расход топлива, значительно выше степеней сжатия, соответ- ствующих максимуму удель- ной тяги. Поэтому увеличе- ние степени сжатия позво- ляет значительно снизить удельный расход топлива. Так, например, из рис. 105 следует, что в статических условиях при температуре Т% — 1200° абс. повышение степени сжатия от 4 до 7,5 приводит к уменьшению удельного расхода топлива от 1,1 до 0,92, т. е. на 20%. Экономические степени сжатия, как видно из рис. 105, очень велики. При Гз = 1200° абс. экономическая степень сжатия полу- чается большей 20. При столь высоких степенях сжатия удельный расход топлива в статических условиях может быть доведен до 0,7 кг/кг • час. Следует обратить внимание также на то, что с увеличением тем- пературы газа перед турбиной экономические степени сжатия по- вышаются. Приведенные данные показывают, что для получения удельных расходов топлива, близких к минимальным, требуются очень высо- кие степени сжатия воздуха. Однако получение высоких степеней сжатия связано с усложнением конструкции двигателя, увеличением его веса и габаритов. Повышение степеней сжатия особенно затруд- нено у двигателей с одноступенчатыми центробежными компрессо- рами, имеющими радиальные лопатки, в которых, как правило, не удается получить степень сжатия более 5. Вместе с тем мы видим, что повышение степеней сжатия воздуха в ТРД является весьма эффективным средством улучшения их экономичности и имеет по- этому большие перспективы. —-,. .•,-*-> ->^ Рассмотрев зависимость удельной тяги и удельного расхода топ- лива от степени сжатия, можно высказать некоторые общие сообра- жения о выборе степени сжатия для ТРД. Т65 * Степень сжатия должна выбираться в зависимости от назначе- ния двигателя. Если двигатель предназначается для самолета-истре- бителя, рассчитанного на большие скорости полета, к нему в пер- вую очередь предъявляются требования малого удельного веса и большой удельной тяги. В этом случае целесообразно выбирать сте- пень сжатия, равную в земных статических условиях 5—7, обеспе- чивающую удельную тягу, близкую к максимальной, и приемлемый для таких двигателей удельный расход топлива. Двигатель, который предназначается для бомбардировщика или для транспортного самолета, должен в первую очередь иметь малый удельный расход топлива. В данном случае могут быть выбраны бо- лее высокие степени сжатия, порядка 8—10 и более. Двигатель с такой степенью сжатия должен иметь осевой компрессор и много- i. a 5 // /3 /5 /7 /3 2/? С D-L-T1 Рь\нг.час] 2,6 Г~=Ш° J 15 17 !9 2\ ? И /3 15 ?/, Рис. '105. График зависимости удельного расхода топлива от степени 166 ступенчатую газовую турбину. Его вес и габариты несколько увели- чатся, но он будет иметь низкий удельный расход топлива, близкий в условиях полета к минимальному. Таким образом, при выборе степени сжатия ТРД в процессе их проектирования исходят в основном из условия получения требуе- мого удельного расхода топлива, а не максимальной удельной тяги. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива от температуры газа перед турбиной Рассмотрим, как температура газа перед турбиной влияет на удельную тягу и удельный расход топлива ТРД при условии, что режим полета и степень сжатия остаются неизменными, , 7600* 7400е '500е 7200е 7000е г кг т нгчас} Г3=Ш' 7600е 1400° 7200е 7000" ' * * сжатия для различных температур газа перед турбиной и режимов полета 167 Зависимость удельной тяги от температуры газа перед турбиной при прочих равных условиях показана на рис. 106. Из этого ри- сунка видно, что температура газа перед турбиной весьма сильно влияет на удельную тягу ТРД. Повышение температуры Г3 вызы- вает значительный рост удельной тяги, а с уменьшением ее удель- ная тяга быстро падает и при некотором значении температуры ГзминОбращается в нуль. •••''...', ;•' Объясняется это тем, что при уменьшении температуры Г3 количе- ство сообщаемой тепло- вой энергии резко со- кращается и при Г3мин она полностью тратится на преодоление потерь в двигателе: двигатель начинает работать вхо- лостую, и,.,......... i..... • Удельный расход топлива с увеличением 600° 800е Ш00° 1200° К00° 1600°~~ температуры газа пе- 'змин ^зэн TjfaOc] ред турбиной вначале падает, при некоторой Рис, 106, График зависимости удельной тяги температуре Т3эк ДО- и удельного расхода топлива от температуры стигает наименьшего газа перед турбиной значения, а затем на- • s чинает незначительно увеличиваться. При температуре Г3мин удельный расход топлива, как следует из формулы (38), будет • бесконечно большим, ибо удельная тяга при этом равна нулю. Для того чтобы объяснить характер зависимости удельного рас- хода топлива от температуры газа перед турбиной, -рассмотрим предварительно, как температура Т3 влияет на тяговый, термиче- ский и полный к. п. д. двигателя. Тяговый к. п. д. *, как известно, выражается через скорость по- лета и скорость истечения следующим образом: '. _ . . - __ 2со ' ., .>':" люу . .^-cT+V ,-, ; / (6У) В рассматриваемом нами случае скорость полета остается по- стоянной, а скорость истечения связана с удельной тягой соотно- шением ?в = Со + ?"-°Уд- Поэтому при температуре Т3ша> когда удельная тяга обращается в нуль, тяговый к. п. д. равен единице. С увеличением температуры Т3 удельная тяга возрастает, а тяго- вый к. п. д., как видно из формулы (39), все время уменьшается. Уменьшение тягового к. п. д. с ростом температуры газа перед турбиной физически объясняется тем, что в данном случае увели- * См, стр. .156—157, 166 \ 600° 800°WOO" 1200° №0° WOO' 'змин Ъэн Гз[абс] чивается скорость истечения газа из реактивного сопла, а это ве- дет к увеличению потерь с выходной скоростью. Термический к. п. д. реального цикла ТРД при температуре Г3 мин равен нулю. С увеличением температуры газа перед турбиной он непрерывно увеличивается. Объясняется это тем, что с ростом Г3 общее количество тепловой энергии, вводимой в двигатель, возра- стает весьма интенсивно, а та ее часть, которая затрачи- вается при прочих равных условиях на преодоление гидравлических потерь в дви- гателе, остается практически неизменной. Поэтому относи- тельная доля полезно ис- пользуемого тепла увеличи- вается, а относительная доля теряемого тепла уменьшает- ся. Следует обратить внима- ние на то, что увеличение термического к. п. д. по мере роста абсолютного значения температуры Т3 становится все менее и менее заметным (рис. 107). Полный к. п. д., равный произведению тягового и тер- мического к. п. д., с ростом температуры Т3 вначале увеличивается до тех пор, пока преобла- дающую роль играет увеличение термического к. п. д., а затем, до- стигнув максимального значения при температуре Ts эк, начинает уменьшаться (см. рис. 107). Таким образом, уменьшение полного к. п. д. ТРД при значительном увеличении температуры газа перед турбиной объясняется интенсивным падением тягового к. п. д. при весьма малом увеличении термического к. п. д. . Удельный расход топлива при заданной скорости полета обратно пропорционален полному к. п. д., поэтому с ростом температуры газа перед турбиной он вначале уменьшается, пока интенсивно воз- растает термический к. п. д. (улучшается использование тепла), а затем начинает увеличиваться за счет уменьшения тягового к. п. д. Зависимости тягового, термического и полного к. п. д. от температуры газа перед турбиной приведены на рис. 107. На рис. 108 даются графики зависимости удельного расхода топ- лива от температуры 73, рассчитанные для различных степеней сжатия при работе ТРД на месте и в полете. Из этих графиков видно, что температура Г3эк возрастает с-увеличением степени сжа- тия. Вместе с тем при заданном значении г она возрастает и при увеличении скорости полета. Необходимо отметить, что в настоящее время в турбореактивных двигателях при существующих значениях степеней сжатия воздуха, 169 Рис, 107. График зависимости термиче- ского, тягового и полного к. п. д. от тем- пературы газа перед турбиной 600 °600° /000° 1200° MOO9 1600*j. забс fr-Г >H 2,0 1,8 .1,6 Ч* W 1,0 5 600° 800° WOO0 /200° /400° 1600?^ M Н=11нм;М0=С,9 600° 800° 1000° 1200° Ш0° 1600°т. За6с< "Ш° 600° 1000е Ш0° 1Ш° 16Щ. забс. Рис. 108. Графики за- висимости удельного расхода топлива от температуры газа Г3 при работе ТРД на месте и в полете ШН равных в статических условиях 5—7, температура газа перед тур- биной достигает 1150—1200° абс. и несколько превосходит свое наи- выгоднейшее по экономичности значение. Температура, при которой удельный расход топлива будет наименьшим, для тех же степеней сжатия равна 800—900° абс. (см. рис. 108). Такой выбор темпера- туры газа перед турбиной объясняется стремлением повысить удельную тягу и создать двигатель более компактный и легкий. ' " • ' • - • Таким образом, повышение температуры газа перед турбиной служит весьма эффективным средством увеличения удельной тяги. Удельный расход топлива при этом возрастает менее интенсивно, особенно в полете. Повышение температуры газа перед турбиной на 100° приводит к увеличению Яуд в среднем на 10—15%, тогда как Ср увеличивается всего на 5—8.%. Следовательно, при существующих значениях температуры Г3 дальнейшее уменьшение удельных расходов топлива у ТРД может быть получено за счет увеличения степени сжатия воздуха. Удель- ную тягу можно повысить путем увеличения температуры газа пе- ред турбиной, что связано с некоторым увеличением удельного расхода топлива. Для того чтобы при увеличении температуры Г3 удельный расход топлива не увеличивался, необходимо одновре- менно с этим переходить и на более высокие степени сжатия. Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива от к. п. д. процессов сжатия и расширения - При увеличении коэффициентов полезного действия процессов сжатия и расширения YJC и f\p (характеризующих гидравлические потери в двигателе) удельная тяга ТРД возрастает, а удель- ный расход топлива уменьшается. Это видно из графиков, представ- ленных на рис. 109. Коэффициент полезного действия процесса рас- ширения на удельную тягу оказывает большее влияние, чем к. п. д. процесса сжатия (см. рис. 109, а и б). Это объясняется тем, что сама работа расширения по своей величине превосходит работу сжатия. Поэтому потеря 1 % работы расширения сильнее сказы- вается на величине Яуд, чем такая же потеря работы сжатия. Рас- четы показывают, что изменение на 1 % к. п. д. процесса сжатия приводит к изменению удельной тяги в среднем на 1%, а такое же изменение к. п. д. процесса расширения — на 1,5%'. Коэффициент полезного действия процесса сжатия в большей степени влияет на удельную тягу, чем на удельный расход топлива. Это объясняется тем, что с ростом f\c увеличивается одновременно удельная тяга и количество тепла Q. Поскольку удельный расход топлива определяется как отношение этих величин, его изменение с увеличением f\c оказывается менее значительным. Расчеты пока- зывают, что при изменении YJC на 1 % СР изменяется всего на 0,3-0,4%. 171 • Уменьшение удельной тяги и удельного расхода топлива ТРД может произойти за счет уменьшения к. п. д. процессов сжатия и расширения, вызванных износом лопаток компрессора и турбины, появлением на них шероховатостей и царапин от песка и пыли. Руд 70 60 50 ео=5,0; ^=4,0; 77 =0,9 I и Р Руд 70 60 Ъ 1,2 50 V 10 0,9 е0 = 5,0;.-^-^0: ц =0.85 ' н с °Р 12 1,1 1,0 0,9 0,75 0,8 0,85 0,9 0,95 1,0 ц 0,75 0,8 0,85 0,9 0,95 1,0 ъ а ° 5 Р Рис. 109. Графики зависимости удельной тяги и удельного расхода топлива „;;;, ,,» >*\ у* -г, ТРД от величины к, п. д.: .•-"'... а — сжатия (т.); б — расширения (г ) Необходимо иметь в виду, что ухудшение состояния проточной части при работе ТРД с постоянным числом оборотов может приве- сти к повышению температуры газа перед турбиной, а это может вызвать преждевременный выход двигателя из строя. . г . ..:.'»;•'.'i •...'.- >v/ , • 1. ...• ' .'.'-. \ "•«< <•' • Г • .. Доцент, кандидат технических наук : : ( ' инженер-под полков ник А. Н, ГОВОРОВ "\ ПРОЦЕСС СГОРАНИЯ В ТРД " Устойчивость процесса сгорания в ТРД определяет надежность работы двигателя. Правильность организации процесса сгорания су- щественно сказывается на тяге и экономичности турбореактивных двигателей, а также на их важнейших эксплуатационных особенно- стях. Поэтому к камерам сгорания предъявляют ряд требований, основными из которых являются: — устойчивость процесса сгорания, обеспечивающая безотказ- ную работу двигателя на всех режимах; — высокая теплонапряженность, т. е. сообщение тепла воздуху при возможно малых объемах камер сгорания; — надежный запуск двигателя как на земле, так и в полете; — максимальная полнота сгорания топлива с минимальными потерями тепла и завершением процесса сгорания в самой камере сгорания так, чтобы факел пламени не достигал турбины; — возможно малые гидравлические потери при течении воздуха и продуктов сгорания в камере; _ . ': • — долговечность работы. Наиболее широко применяемые камеры сгорания ТРД можно разделить на три группы: индивидуальные (трубчатые), кольцевые и трубчато-кольцевые. Продольный разрез индивидуальной камеры сгорания показан на рис. 110. Камера состоит из жаровой трубы У, топливной фор- сунки 2, стабилизирующих устройств 3, выполненных в виде диа- фрагмы с рядом отверстий, завихрителя 4 и наружного кожуха 5. Одноименные части других камер на всех рисунках обозначены одинаковыми цифрами. -. к> :..•..••• :. Кольцевая камера сгорания (рис. 111) представляет собой коль- цевое пространство, заключенное между наружным и внутренним цилиндрическими экранами 6, предохраняющими корпус двигателя от воздействия высоких температур. Жаровая труба 1 камеры представляет собой кольцевую полость, образованную двумя ци- линдрическими сте.нками различного диаметра. 173 7 ,;/;;->,;: Рис, 110. Индивидуальная камера сгорания: : / / — жаровая труба; 2 — топливная форсунка; 3 — стабилизирующие устройства; 4 — завихритель; J—наружный кожух; 7—отверстия для подвода вторичного воздуха; 8 — соединительный , , патрубок; А — зона горения; Б — зона смешения Рис. 111. Кольцевая камера сгорания: / — жаровая труба; 2 — топливная форсунка; 3 — стабилизирующее устройство; 4 — наружный кожух; б — цилиндрический экран; 7—насадки для подвода вто- ричного воздуха; А — зона горения; Б — зона смешения • В трубчато-кольцевой камере сгорания (рис. 112) конструкция самой камеры сгорания — кольцевая, а жаровые трубы — индиви- дуальные. Наибольшее распространение в ТРД получили индивидуальные камеры сгорания. Они крепятся раздельно вокруг корпуса двига- теля, поэтому их удобно осматривать и в случае необходимости за- менять, не разбирая двигателя. Малые размеры индивидуальных камер сгорания удобны также при их испытаниях и доводке. На двигателях имеется от 6 до 16 камер. Кольцевые камеры менее удобны в эксплуатации и доводке из- за больших размеров и необходимости разборки двигателя для сня- 174 тия камеры. Однако габариты двигателя с кольцевой камерой меньше, чем с индивидуальными. Кольцевая камера при равных объемах имеет меньший вес, чем индивидуальные камеры, что также очень важно для ТРД. Кроме того, кольцевая камера обес- печивает большую равномерность температуры продуктов сгорания по сечению на входе в сопловой аппарат турбины. Трубчато-кольцевые камеры сгорания представляют собой про- межуточный тип между кольцевой и индивидуальной камерами. Рис, 112. Трубчатокольцевая камера сгорания: 1 — жаровая труба; 2 -- форсунка; 3 — стабилизирующее устройство; 4 — завих- ритель; 5—кожух; 6 — экран; 7—кольцевая щель; А — зона горения; Б — зона смешения Перейдем к рассмотрению особенностей процесса сгорания в ТРД. Как уже указывалось, материалы, применяемые для изго- товления лопаток газовой турбины, при отсутствии специального охлаждения допускают температуру газов на входе в турбину не выше 830—875°. При сгорании топлива с полным использованием кислорода ат- мосферного воздуха (при коэффициенте избытка воздуха а=1) температура продуктов сгорания намного выше. Нужную темпера- туру можно получить, сжигая топливо при значительном избытке воздуха (а = 3,6-:-4,0). При работе же двигателя на пониженных оборотах коэффициент избытка воздуха становится еще больше. Таким образом, в ТРД приходится сжигать очень бедные топ- ливо-воздушные смеси. Известно, что движущаяся топливо-воздуш- ная смесь горит устойчиво, если скорость сгорания достаточно ве- лика. При малых скоростях сгорания пламя срывается — уносится потоком и горение прекращается. Но с увеличением коэффи- циента а, т. е. с обеднением смеси, скорость сгорания уменьшается. Для смесей с а = 3,6-7-4,0 скорость сгорания очень мала. Если весь воздушный поток в камере сгорания ТРД направить в зону горе- ния, то процесс сгорания будет происходить очень вяло и потре- буются камеры большого объема для осуществления полного сгора- ния топлива. - 175 Для того чтобы обеспечить устойчивое горение и получить нуж- ную температуру продуктов сгорания, каждая камера сгорания ТРД имеет две зоны: зону горения Л и зону смешения Б (см. рис. 110— 114). В зону горения, расположенную в жаровой трубе вблизи топ- ливной форсунки, подается лишь часть воздуха (обычно 20—25% от всего расхода воздуха). Этот воздух называется первичным. Коэффициент избытка воздуха в зоне горения равен примерно еди- нице, что обеспечивает высокую скорость сгорания. Температура в зоне горения достигает 1800—2000° Ц. Остальной воздух, назы- ваемый вторичным, поступает в жаровую трубу через ряд отвер- стий или специальные насадки лишь в зоне смешения. В результате смешения продуктов сгорания, поступающих из зоны горения, с вторичным воздухом на выходе из камеры сгорания получается требуемая температура газов. На всех схемах камер, приведенных на рис. 110—112, направление движения первичного воздуха показано сплошными стрелками, а вторичного — пунктирными. В камере сгорания происходят следующие процессы: смесеобра- зование, горение топливо-воздушной смеси и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом. Смесеобразование в свою оче- редь включает в себя распыление топлива, перемешивание частичек его с воздухом и испарение топлива. Следует, однако, заметить, что такое разделение процессов, про- исходящих в камере сгорания, на элементы условно, ибо одновре- менно может происходить несколько процессов. При сжигании большого количества топлива в малых объемах, как это имеет место в камерах сгорания ТРД, быстрота и качество подготовки топливо-воздушной смеси ограничивают скорость сгора- ния, так как время, потребное на смесеобразование, превышает время собственно горения. Распыление топлива производится форсункой 2. Тонкость распы- ления зависит от давления топлива перед форсункой (точнее, от пе- репада давлений в форсунке). На номинальном режиме работы дви- гателя топливо подается под давлением 40—60 кг!1см?. На пони- женных режимах расход топлива уменьшается. При постоянном вы- ходном сечении канала форсунки уменьшение подачи топлива до- стигается уменьшением давления топлива перед форсункой, что, однако, неблагоприятно сказывается на качестве распыления. Для получения хорошего распыления топлива и на пониженных режимах часто применяют двухканальные форсунки (например, форсунка ка- меры на рис. 110). В этом случае на повышенных режимах топливо подается через оба канала, а на пониженных — через канал с мень- шим сечением (так называемый пусковой канал). Тогда и на пони- женных режимах топливо подается под большим давлением, чем обеспечивается хорошее распыление. Хорошие результаты дает распыление топлива при подаче его форсункой в сторону, противоположную направлению набегающего потока (см. рис. 112). Но гидравлические потери в камере сгорания, 176 изображенной На рис. И 2, сравнительно с другими камерами велики. =• • : Распыленное форсункой топливо перемешивается с потоком пер- вичного воздуха, поступающего в жаровую трубу / камеры сгора- Рис, 113, Камера сгорания с испарительными трубками: (;'-'•'"•'*• 7 — жаровая труба; 2 — топливная форсунка; 3—стабилизирующее устройство; 4 — наружный кожух; 5 — испарительные трубки; 6 — отверстия для подвода вторичного воздуха; 7—кольце- вые щели; 8 — пусковой блок; Л — зона горения; Б — зона смешения ния. Чтобы получить устойчивый факел пламени, скорость первич- ного воздуха при поступлении его в жаровую трубу понижают до 15—25 м/сек. Для понижения скорости первичного воздуха на пути Б 7545 \ / I / Л 4^A^">-»-Vtr-tfcr "«Г-tfcr- о\о©Ъо ооооо ©©©©© "^ _ _"^а_. .*-. / Рис. 114. Противоточная камера сгорания: / — жаровая труба; 2 — топливная форсунка; 3 — стабилизирующее устрой- < ....,,, ство; 4 — наружный кожух; 5—отверстия для подвода вторичного воздуха; : А — зона горения; Б — зона смешения Л' » его движения устанавливают стабилизирующие устройства 3 (иначе называемые стабилизаторами пламени), которые изготовлены в виде диафрагмы с рядом отверстий (рис. 110, 113, 114) или в виде конических насадков, расположенных вокруг форсунки (см. рис 111), или, наконец, в виде сплошной пластины, установленной поперек 12—3073 177 /" потока в конце зоны сгорания и отражающей факел пламени (см. рис. 112). Стабилизаторы также способствуют перемешиванию топлива с воздухом, создавая в потоке у форсунки интенсивные за- вихрения. Хорошему перемешиванию топливо-воздушной смеси способ- ствуют также специальные завихрители 4 (см. рис. 110, 112), уста- новленные на пути первичного воздуха в плоскости форсунки или перед нею. Завихрители представляют собой ряд радиальных косо поставленных пластин. Воздух, проходя через завихритель, закручи- вается, приобретая окружную составляющую скорости. Интересно, что наличие завихрителей приводит к образованию обратных токов вторичного воздуха в жаровой трубе из-за понижения давления в центральной зоне (около оси) вращающегося потока первич- ного воздуха (см. направление сплошных стрелок в зоне горения, рис. ПО). Обратные токи воздуха также способствуют перемешиванию топливо-воздушной смеси. В процессе перемешивания происходит испарение частичек топлива вследствие передачи тепла от факела пламени. Испарение топлива благоприятно сказывается на увели- чении скорости сгорания. Поэтому иногда принимают специальные меры для более полного испарения топлива. Так, в конструкции камеры, показанной на рис. 113, топливо подается форсункой в так называемые испарительные трубки 5. При движении по этим трубкам топливо испаряется благодаря передаче топливу через их стенки тепла от продуктов сгорания. Следует, однако, заметить, что эта камера предназначена лишь для сравнительно небольших рас- ходов воздуха и не может быть рекомендована для ТРД большой тяги, так как ее объем будет чрезмерно большим. • : ™ ., Хорошее смесеобразование достигается в противоточной камере (см. рис. 114), в которой направление движения продуктов сгора- ния обратно направлению входящего в камеру воздуха. Противо- точная камера не получила распространения из-за больших гидрав- лических сопротивлений на пути движения воздуха в ней. Образовавшаяся топливо-воздушная смесь сгорает в жаровой трубе, т. е. окисляется кислородом атмосферного воздуха, что со- провождается выделением тепла — нагреванием продуктов сго- рания. . . , . Продукты сгорания, двигаясь по жаровой трубе, поступают в зону смешения Б, где они перемешиваются со вторичным возду- хом. Вторичный воздух может поступать в жаровую трубу через ряд специальных отверстий 5 в ее стенках (см. рис. 114) че- рез кольцевые щели 7 (см. рис. 112 и ИЗ) или косые насадки 7 (см. рис. 111). Отверстия для подвода вторичного воздуха распо- лагают таким образом, чтобы создать соответствующее распреде- ление температур газа по сечению на выходе из камеры сгорания. Температура продуктов сгорания при их перемешивании пони- жается. Кроме того, происходит догорание топлива,- не успевшего сгореть в зоне горения. Этим обеспечивается завершение горения топлива до попадания газа в сопловой аппарат газовой турбины, 178 Необходимо указать, что устойчивое горение в камере сгораний при работе двигателя на месте еще не гарантирует устойчивой ра- боты камеры на всех высотах полета. Дело в том, что понижение температуры и давления атмосферного воздуха весьма неблаго- приятно сказывается на устойчивости процесса сгорания, ибо при этом ухудшается смесеобразование и уменьшается скорость горения из-за соответствующего понижения температуры и давления воз- духа на входе в камеру. Неустойчивость горения на большой вы- соте полета может привести даже к самопроизвольному выключе- нию двигателя. Выше уже указывалось, что камеры сгорания ТРД характери- зуются высокой теплонапряженностью. Под тешюнапряженностью понимают отношение тепла, введенного в камеру за час, к ее объему и давлению воздуха на входе в камеру С/т, час "ц , ... ч=^рГ' '••'•"• ! г;';':; : „ •••'.: •:'.•• •• !, (••'••''.:•..-••: где <3Т час — количество топлива в кг, внесенного в камеру за час; :• !,!./<;,. УК — объем камеры сгорания в ж3; ••-,••.-• р2 — давление воздуха на входе в камеру сгорания. /••'• Величина теплонапряженности относится, как видно из ее вы- ражения, к давлению на входе, равному 1 кг/см3. Поэтому иногда величину q называют удельной теплонапряженностью. Удельная теплонапряженность показывает совершенство камеры сгорания, так как чем выше давление и плотность воздуха на входе в камеру, тем легче сжечь в том же объеме камеры большее количество топлива. ; : Теплонапряженность камер ТРД достигает q — (35-МО)-106 = = кал/м3 атм. Эта величина во много раз превышает теплонапря- женность обычных топочных устройств и может быть достигнута лишь при хорошей организации процесса сгорания. При запуске ТРД первоначальное воспламенение топлива осу- ществляется обычно специальным устройством 8 (см. рис. ИЗ), со- стоящим из пусковой форсунки и электрической свечи. : Когда из пусковой форсунки подается в камеру сгорания топ- ливо и одновременно создается искра на электродах свечи, возни- кает пусковой факел, который воспламеняет топливо, подаваемое через основные форсунки. В индивидуальных камерах сгорания воспламенительные устройства устанавливаются лишь на несколь- ких камерах, а в остальные камеры пламя передается через соеди- нительные патрубки 8 (см. рис. ПО). Повторный запуск двигателя в воздухе при необходимости мо- жет быть осуществлен так же, как и на месте. Однако на больших скоростях и высотах полета запуск в воздухе затрудняется, ибо в этом случае камера сгорания продувается воздухом, имеющим большую скорость, низкие давление и температуру. Созданный в таких условиях факел пламени может оказаться неустойчивым из-за малой скорости сгорания. Поэтому для повторного запуска в таких условиях желательно уменьшить высоту и скорость полета. 12* 179 . Благодаря хорошей организации процесса сгорания в каме- рах ТРД достигается высокая полнота сгорания топлива. Потери тепла, связанные с неполным сгоранием топлива, отводом тепла через стенки камеры и поглощением некоторого количества тепла из-за разложения (диссоциации) молекул продуктов сгора- ния под действием высокой температуры, не превышают обычно 3—4% от тепла Q0, внесенного в камеру сгорания с топливом. Та- ким образом, воздух получает лишь часть тепла, внесенного в дви- гатель SQ0. -'.•''-': V.-<'•••••:•.•< " * •>;•..:•' •"••: ;-:\ •- . .; .V<;: - Л ;> •:-'.. г/' --•;"•'. В силу указанных выше обстоятельств (падение давления и тем- пературы воздуха на входе в камеру, ведущее к уменьшению ско- рости сгорания) на больших высотах полета коэффициент выделе- ния тепла несколько уменьшается, что неблагоприятно сказывается на экономичности двигателя. Процесс сгорания топлива в камерах ТРД происходит в непре- рывном потоке воздуха при почти постоянном давлении. Поэтому его называют процессом р = const. • .;••'" Фактически же давление р3 на выходе из камеры сгорания на б—10% ниже давления р2 на входе в нее. Это объясняется двумя обстоятельствами. ; . \; • ••»• Во-первых, вследствие увеличения удельного объема воздуха при нагревании его в камере скорость воздуха увеличивается от 40—60 м/-сек на входе в камеру до 160—200 м/сек на входе в соп- ловой аппарат газовой турбины. В соответствии с уравнением Бер- нулли увеличение скорости приводит к снижению давления. Во-вторых, давление в процессе сгорания снижается из-за нали- чия гидравлических сопротивлений в камере. i•••..•;•',.• .-,-•,.••••• Снижение давления вследствие роста скорости газа нельзя счи- тать потерей давления в полном смысле этого слова, так как оно связано с преобразованием потенциальной энергии воздуха в кине- тическую. А кинетическая энергия используется в последующем в газовой турбине и реактивном сопле двигателя. Правда, если бы мы захотели уменьшить скорость потока на выходе из камеры сго- рания до скорости потока на входе в нее, затормозив продукты сгорания, то давление не достигло бы прежней величины даже при отсутствии гидравлических потерь, поскольку при высокой темпера- туре для сжатия газа требуется большая работа, чем работа рас- ширения, совершенная воздухом в камере сгорания при меньшей температуре. Flo эта разница невелика и ею можно пренебречь. Снижение давления в камере из-за гидравлических потерь не- посредственно отражается на тяге и экономичности ТРД. Обычно это снижение давления составляет 3,5—5% от давления на входе в камеру сгорания. Чем меньше эти потери, тем лучше камера сго- рания. Особенно неблагоприятно падение давления в камере сказы- вается на работе ТРД, имеющего невысокую степень сжатия воз- духа. • ;.; .• : , /•.;.;••• *- . . г. . ' • ... ;:• • -П'^ , •: Долговечность камеры сгорания, подвергающейся действию вы- соких температур, обеспечивается надежным охлаждением ответ- ственных элементов конструкции. Жаровая труба охлаждается вто- 180 ричным воздухом. Часть воздуха для повышения эффективности охлаждения иногда отводят и пропускают через щели, образован- ные специальными экранами 6 и кожухом камеры 4 (см. рис. 111). В заключение заметим, что выполнение всех требований, предъ- являемых к камерам сгорания ТРД, осложняется тем, что боль- шинство процессов, происходящих в камере, не поддается точному расчету и зачастую при проектировании и доводке камер сгорания приходится опираться на опытные данные. Кроме того, некоторые требования, предъявляемые к камерам, противоречат друг другу. Поэтому для успешного решения задачи по созданию совершенных камер сгорания большое значение имеют как теоретические работы по вопросам сгорания, так и накопление опытных данных по про- цессам, происходящим в камерах сгорания. • ' ;•*•'• • i' * „•' •,-.'» .'• •' f-- '-.;-. -**'^«"W*- *4'*t".*''^;-'*W^»;Bi : ; - Доцент, кандидат технических наук ; инженер-майор Ю. Н. НЕЧАЕВ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Характеристиками турбореактивного двигателя принято называть зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа оборотов, скорости и высоты полета. Характеристиками ТРД пользуются при аэродинамическом расчете самолетов для определения их летно-тактических данных. При помощи характеристик определяют наивыгоднейшие режимы полета самолета (максимальной дальности, наибольшей продолжи- тельности полета и др.), сравнивают между собой данные различ- ных двигателей или одного и того же двигателя при различных спо- собах его регулирования и т. д. Характеристики ТРД получают опытным путем или при помощи теоретических расчетов. Определение характеристик опытным путем сравнительно просто только при испытании двигателя на стенде (в статических усло- виях), где могут быть сняты характеристики по числу оборотов. Та- кие характеристики носят название стендовых. ,,<..,-- Характеристики, относящиеся к условиям полета, называются летными. Определение летных характеристик опытным путем представляет значительные трудности, так как требует использования сложно оборудованных самолетов—летающих лабораторий или специаль- ных дорогостоящих высотных установок. Построение характеристик теоретическим путем всегда может быть осуществлено с меньшей затратой сил и средств. Кроме того, таким способом можно определять характеристики не только уже построенного, но и проектируемого двигателя. Поэтому теоретиче- ские методы расчета характеристик ТРД приобретают важное значение. Советскими учеными разработан ряд таких методов, даю- щих достаточно надежные результаты. Существующие теоретические методы расчета летных характе- ристик ТРД можно разделить на следующие: аналитические, по данным стендовых испытаний и по характеристикам компрессора и турбины. -о № В аналитических методах расчета характеристик за исходные данные принимаются параметры двигателя на каком-либо одном режиме, за который обычно выбирают номинальный или максималь- ный режим работы двигателя на стенде. Тягу и удельный расход топлива в полете находят как функции от известных параметров на исходном режиме. При аналитических расчетах характеристик удается учесть только основные физические закономерности, свойственные ТРД при работе его на нерасчетных режимах. Поэтому они носят приближен- ный характер. Такими способами обычно приходится рассчитывать летные характеристики вновь проектируемых двигателей, когда из- вестны все их данные только на одном расчетном режиме. В методах построения летных характеристик ТРД по данным стендовых испытаний за исходные данные принимаются имеющиеся стендовые характеристики двигателя и другие опытные данные. Та- кие методы позволяют находить летные характеристики с большей точностью, но они достаточно сложны и пригодны лишь для суще- ствующих двигателей, так как требуют знания большего количества экспериментальных данных Методы построения характеристик ТРД по характеристикам компрессора и турбины относятся к наиболее точным. Они осно- ваны на использовании характеристик лопаточных машин, полу- чаемых при их испытаниях в натуру или при испытаниях их моде- лей. Однако экспериментальное определение характеристик компрес- соров и турбин является весьма трудной задачей, так как требует применения сложных испытательных установок большой мощности. Успешное развитие теоретических способов построения характе- ристик компрессоров и турбин позволит значительно расширить возможности использования этих методов. ,> , Прежде чем переходить к рассмотрению характеристик ТРД, ознакомимся кратко с экспериментальными способами их опреде- ления. ...... •..........., > • Экспериментальные способы определения стендовых и летных : характеристик турбореактивных двигателей i Турбореактивные двигатели в процессе доводки, а также перед поступлением в эксплуатацию подвергаются стендовым и летным испытаниям. Задачи этих испытаний весьма разнообразны. Основная их цель состоит в определении характеристик, которые являются наиболее надежным средством проверки соответствия данных испы- туемого двигателя техническим условиям. Этим, однако, не исчерпы- вается роль стендовых и летных испытаний. Они служат также для проверки надежности работы двигателя, определения срока его службы, выявления слабых сторон конструкции, доводки системы управления и регулирования и решения ряда других вопросов. Снятие стендовых характеристик ТРД осуществляется на спе- циальных испытательных станциях, которые весьма разнообразны по своему устройству и оборудованию. -; . , . , 183 ••"•"•' Испытательная станция обычно состоит из испытательного (огневого) отделения, представляющего собой отдельное помеще- ние, в котором на стенде устанавливается испытуемый двигатель, и пульта, служащего для управления двигателем и контроля за его. работой. ...... Двигатель на стенде должен быть установлен таким образом, чтобы создаваемая им тяга без помех могла быть передана на при- способление для ее замера. Для этого нужно обеспечить возмож- ность свободного перемещения двигателя в направлении его оси, а также исключить действие сил трения и влияние коммуникаций, служащих для питания и управления двигателем, на замер тяги. Существуют различные способы установки двигателя на стенде, удовлетворяющие этим требованиям. Двигатель может быть подве- Рис. 115. Схема стенда для испытания двигателя с подвеской его на гибких лентах: / — весы; 2 — тарировочное приспособление; 3 — тарировочные грузы; 4 — испытуемый двига- •; v ^ * тель; 5 — подвижная платформа; 6 — неподвижная рама; 7—гибкие ленты шен на гибких лентах 7 (рис. 115) или установлен на подвижной платформе — обычно на шарнирном параллелограмме (рис. 116). Современные ТРД расходуют большое количество воздуха. Если двигатель устанавливается в закрытом помещении, подвод воздуха и отвод газа должны осуществляться через специальные шахты или отверстия в стенах. Правильный замер тяги в таких условиях мо- жет быть обеспечен только тогда, когда скорость воздуха вокруг двигателя практически равна нулю. Важно также, чтобы в поме- щении, где установлен двигатель, не возникало заметного разре- жения. Для этого как само испытательное помещение, так и про- ходные сечения в шахтах должны быть достаточно большими. При стендовых испытаниях ТРД наряду с тягой, числом оборо- тов и расходом топлива, которые необходимы для построения ха- рактеристик по числу оборотов, могут замеряться и другие пара- метры, в той или иной степени характеризующие работу двигателя. IK таким параметрам относятся: температура полностью затормо- женного потока газа за турбиной, по которой контролируется тем- пературный режим двигателя, расход воздуха, а также давление, •Л 84 \ температура и скорость газо-воздушного потока в различных се- чениях по тракту. Последние служат для определения степени сжатия, коэффициентов полезного действия отдельных элементов двигателя и других величин. Тяга двигателя замеряется весами, реже — специаль- ными гидравлическими динамометрами, к которым усилие от дви- гателя передается непосредственно или через систему рычагов. Число оборотов двигателя замеряется обычно суммар- ными счетчиками или электротахометрами, обеспечивающими точ- ность замера до 0,2%. • Точный замер числа оборотов двигателя имеет весьма важное значение, так как тяга и расход топлива крайне чувствительны к изменению числа оборотов. . .'"••• Рис, 116. Схема стенда с установкой двигателя на подвижной платформе: 1 —• испытуемый двигатель; 2 — эластичное уплотнение; 3 — проводка к манометру; 4— мерное сопло; 5 — гидравлический динамометр Расход топлива определяется путем замера веса или объ- ема топлива, потребляемого двигателем за определенное время. В первом случае пользуются весами, на которые устанавливают рас- ходный бак с топливом. При этом весовой расход топлива находится непосредственным взвешиванием количества топлива, расходуемого за определенный промежуток времени. Во втором случае с по- мощью мерной колбы определяют объем израсходованного топлива за известный интервал времени, по которому затем, зная удельный вес топлива, определяют весовой расход. Замер расхода воздуха представляет значительные трудности. При испытании двигателей с осевыми компрессорами его определяют, устанавливая перед входом в двигатель специаль- ное мерное сопло. Мерное сопло, имеющее достаточно большую длину, устанавливается отдельно от двигателя и соединяется с по- следним лишь эластичным уплотнением, предупреждающим подса- сывание воздуха в зазоре между соплом и входным каналом дви- гателя (см. рис. 116). При испытании ТРД с центробежными ком- 185 прессорами, имеющими двусторонний вход воздуха, такой способ становится непригодным. Один из возможных в этом случае мето- дов замера расхода воздуха заключается в полной герметизации Мерное сопло Рис. 117. Схема испытания ТРД с центробежным компрес- сором в герметическом кожухе ,, \.'j двигателя или всего испытательного помещения и в подаче в них воздуха через мерное сопло (рис. 117 и 118). В мерном сопле устанавливают в одном или двух взаимнопер- пендикулярных сечениях гребенки с некоторым числом приемников Отбойная Стена ~»5>и Рис. 118. Схема герметического бокса для испытания ТРД: ... 1 — мерное сопло; 2 — испытательное отделение; 3 — пульт управления; 4 — двигатель; 5—эластичное уплотнение для замера скорости, расположенных по диаметру. Эти гребен'ки позволяют определить поле скоростей и затем по нему найти расход воздуха. Более простой, но менее точный способ определе- ния расхода состоит в измерении перепада между статическим давлением на стенке сопла и давлением атмосферного воздуха. т Замер температуры газа перед турбиной осуществить трудно как в силу значительной неравномерности. температурного поля, так и из-за больших погрешностей в показаниях прибора (главным образом из-за сильного лучеиспускания факела пла- мени), поэтому температурный режим двигателя контролируют по замеру температуры заторможенного газового потока за тур- биной или на выходе из реактивного сопла. Зависимость этой тем- пературы от числа оборотов имеет примерно такой же характер, как и зависимость температуры газа перед турбиной. Снятие летных характеристик ТРД производится на специаль- ных самолетах — летающих лабораториях или на обычных само- летах, где испытанию подвергается двигатель, служащий одно- временно силовой установкой. • (В качестве летающих лабораторий используются самолеты с двигателями любого типа, на которых испытуемый двигатель подвешивается отдельно. Он может быть установлен под фюзеляжем, под крылом, на специальной подвеске сверху фюзеляжа или в ка- ком-либо другом месте. Управление двигателем дистанционное — из кабины летчика или экспериментатора. Сила тяги двигателя в этом случае может быть определена как путем непосредствен-- кого замера, так и с помощью расчета по параметрам, замерен- ным в газо-воздушном тракте двигателя. Для непосредственного замера тяги двигатель подвешивают на подвижной раме, позволяющей ему перемещаться в продоль- ном направлении. Усилие, возникающее при работе двигателя, точнее, его проекция в направлении оси двигателя восприни- мается пружинным динамометром или каким-либо измерительным приспособлением. .: 5;:> •• Усилие, действующее на динамометр, состоит из тяги дви- гателя, сопротивления гондолы двигателя и составляющей от силы веса самого двигателя, если он расположен под некоторым углом к горизонту. Для того чтобы найти силу тяги, создаваемую только одним двигателем, нужно определить силу сопротивления гондолы двигателя и составляющую от веса двигателя и прибавить их к силе R, замеряемой динамометром, тогда Р = Я + <Э + Олвыпа, . ; л;^;- где R — показание динамометра; - . .•••;•,.;--л, >"••,•• Q—сопротивление гондолы; •, ' с .у. . . ;: :; > Одв—вес двигателя; ;; N: a — угол наклона оси двигателя к горизонту. Внешнее сопротивление гондолы двигателя зависит не только от режима полета, но и от режима работы двигателя (главным образом от расхода воздуха через двигатель). Иногда условно считают, что при одинаковых режимах полета внешнее сопротив- ление двигателя при его работе имеет такую же величину, как и внешнее сопротивление неработающего двигателя с закрытым про- током воздуха. В этом случае сопротивление гондолы двигателя определяют в специальном полете с неработающим двигателем, 187 у которого отверстия входного и выходного каналов закрывают об- текателями. •< • • - v ОКроме того, тяга приближенно может быть определена косвен- ным путем — по замерам параметров газа. С этой целью на каж- дом режиме полета достаточно определить полный напор и тем- пературу заторможенного потока в реактивном сопле. Знание этих величин позволяет рассчитать расход и скорость истечения газа, а по этим величинам — тягу, пользуясь формулой G(c5~c0) р — g Летные характеристики могут быть определены также путем испытания двигателя на специальной высотной установке. Высот- ная установка простейшего типа представляет собой герметичную камеру, в которой устанавливается испытуемый двигатель. Воздух в камеру подается специальным нагнетательным устройством, обеспечивающим на входе в двигатель температуру и давление, соответствующие требуемым условиям полета. Газы, выходящие из двигателя, отсасываются вентилятором, создающим давление на выходе, соответствующее заданной высоте полета. Для определе- ния данных ТРД на каком-либо другом режиме полета нагнетаю- щее и отсасывающее устройства настраивают на новый режим, обеспечивая каждый раз соответствующие атмосферные условия на входе в двигатель и на выходе из него. Тяга двигателя, расход воздуха и топлива и другие параметры замеряются здесь таким же способом, как и при обычных стендовых испытаниях. Это гаран- тирует более высокую точность замеров по сравнению с испытанием двигателя на самолете. •••:>•• • , . '.•:•• ; •-. • •••• - •"• " '.' •'.'•.!• *.'''• •.'.'/ .-"'.-'•'....' ° . . Характеристики ТРД по числу оборотов* Характеристики ТРД по числу оборотов устанавливают зависи- мость тяги и удельного расхода топлива от числа оборотов двига- теля при заданном значении скорости и высоты полета. Характери- стики, полученные при испытании двигателя на стенде, приведены на рис. 119 и 120. На рис. 119 характеристики построены в виде зависимостей абсолютных значений тяг и удельных расходов топлива от числа оборотов. На рис. 120 те же характеристики даны в относитель- ных координатах, т. е. число оборотов, тяга и удельный расход топлива отнесены здесь к соответствующим их значениям на ма- ксимальном режиме работы двигателя. Для относительных значе- ний числа оборотов, тяги и удельного расхода топлива приняты следующие обозначения *: л . 7S . Р .7* СР ____ II t r-j ____ - t s*> ____ ti —— • . i ' , rv\ i '-'/> n (^%акс ' (Cp) макс v- ''«макс V />/лмакс * Все прочие относительные величины будем обозначать также соответ- ствующими буквами с чертой наверху. . 188 V 2000 1800 1600 то 1200 woo 800 600 ш гоо 1 0 кг) Ср 1 не нгчас] 1,8 1.6 7,4 '•2 /,о . <С ' . 1 V с/» / \ р- J \ / \ / \ / Y / /* \ X X' ч . =f- HHOM 1 --------- ^а/ ?Ц. ^" "нр ШО 6000 8000 1QOOO п°б/мин Рис, 119, Характеристики ТРД по числу оборотов to as ив DA 0,2 О 7 / \ \ / 1,8 1.В 1Л 1,г ю ол 0.6 0,8 1.0 п Рис. 120, Относительные характеристики ТРД по числу оборотов 189 Как видно из рис. 119 и 120, при увеличении числа оборотов тяга двигателя увеличивается, а удельный расход топлива умень- шается. Для кривой удельного расхода топлива характерно наличие слабо выраженного минимума в области больших чисел оборотов. Для того чтобы выяснить причины, обусловливающие указан- ный характер изменения тяги и удельного расхода топлива от числа оборотов, рассмотрим предварительно, как изменяются при этом расход воздуха, степень сжатия, температура газа перед тур- биной и к. п. д. компрессора и турбины, т. е. параметры, опреде- V 1,0 0,9 0,8 0,7 0,6 0.5 ОМ '.1 10 0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 4* 03 1/ 4 / /А У // '/ г / / / /& / / / / /\ * / / / / / / / / S /: / поз тэ / п ' Q3 Q4 Q5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 /,/ ' 0,3 Q* 0,5 0.6 0.7 0,8 0,9 1,0 1,1 - ,-.-•-' •' а •< ••' f г- • -:' б Рис. 121. Изменение параметров рабочего процесса ТРД по оборотам ъ ляющие рабочий процесс двигателя. Характер изменения этих па- раметров по оборотам в относительных координатах показан на • рис. 121, а и б. Как видно из рис. 121, а, расход воздуха G увеличивается при- близительно пропорционально числу оборотов, хотя фактически кри- вая расхода имеет слабо выраженный S-образный характер и в своей верхней части начинает отклоняться вниз от прямой, про- ходящей через начало координат и изображенной на рис. 121, а пунктиром. Замедление роста расхода воздуха при большом числе оборотов объясняется тем, что в различных местах по тракту дви- гателя достигаются звуковые или близкие к ним скорости, что ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости дви- жения газа. i Степень сжатия е ТРД при увеличении числа оборотов воз- растает очень быстро, что объясняется увеличением работы, за- трачиваемой на сжатие каждого килограмма воздуха, проходящего через компрессор. Работа эта увеличивается, как известно, прибли- зительно пропорционально квадрату числа оборотов. Коэффициент полезного действия компрессора */]к в области эксплуатационных режимов с увеличением числа оборотов умень- 190 • " '*. •> > >-.*?'•'' VWtf/f '/и. г макс 'мин шается (рис. 121, б). Это объясняется увеличением скорости дбй- жения воздуха в отдельных элементах компрессора и возраста- нием потерь на трение, а также появлением волновых потерь. Коэффициент полезного действия турбины ?]т с изменением числа оборотов почти не изменяется, что связано с малым откло- нением режима ее ра- боты от расчетного. /удй Только в области пу- сковых режимов, кото- рые нами не рассма- триваются, к. п. д. тур- бины может заметно снизиться. Особенный интерес представляет зависи- мость от оборотов тем- пературы газа перед турбиной Г3. Как видно из рис. 121,6, темпера- тура газа перед турби- ной достигает наиболь- шего значения при ма- ксимальном числе обо- ротов. При уменьше- нии числа оборотов она вначале снижается, а затем начинает немного повышаться. Такой характер из- менения температуры Т3 объясняется условиями совместной работы компрессора и турбины в системе ТРД. Мощность, потребная для вращения компрессора, при изменении числа оборотов изменяется, как указывалось ранее, пропорционально кубу числа оборотов. Рас- полагаемая же мощность турбины зависит не только от числа обо- ротов, но и от температуры газа перед турбиной. При заданной величине температуры Г3 мощность турбины при увеличении числа оборотов также возрастает, но кривая ее изменения оказывается более пологой по сравнению с кривой изменения мощности, потреб- ной для вращения компрессора. На рис. 122 изображен примерный характер зависимостей рас- полагаемых мощностей турбины -VT (при различных значениях температуры Г3) и мощности, потребной для вращения компрес- сора _VK, от числа оборотов. , v /> ....,..••,,,:..- .,.,.--.,,.. При совместной работе компрессора и турбины установившиеся (равновесные) режимы могут быть получены лишь при условии равенства их мощностей. Эти режимы, как показано на рис. 122, определяются точками пересечения кривых располагаемых мощно- стей турбины -VT, соответствующих различным температурам Г3, с кривой потребной мощности компрессора _VK. Отсюда видно, что 191 Рис. 122. График зависимости мощностей тур- бины NT и компрессора NK от оборотов каждому равновесному значению числа оборотов соответствуй своя, вполне определенная температура газа перед турбиной, кото- рая с уменьшением чисел оборотов вначале снижается, а затем начинает повышаться. Самая верхняя из кривых располагаемой мощности турбины соответствует постоянной предельно допустимой величине темпера- туры газа перед турбиной Г3макс. Она пересекает кривую потребной мощности компрессора в точках А и В. Точки А и В определяют собой максимальное и минимальное числа оборотов, которые мо- гут быть получены без превышения предельно допустимой для дан- ного двигателя температуры газа перед турбиной. •• . При числах оборотов, больших ямакс и меньших ямин, мощность, потребная для вращения компрессора, уже становится большей, чем мощность, которую может дать турбина при максимально до- пустимой температуре газа. Поэтому увеличение или уменьшение числа оборотов сверх указанных предельных значений может быть достигнуто только за счет увеличения температуры перед турби- ной сверх Гз макс» что приведет к перегреву турбины. - ;. г Следовательно, высокая температурная напряженность тур- бины и опасность ее перегрева имеют место как при наибольшем, так и при наименьшем числах оборотов. По этой причине число оборотов 'малого газа /гм г должно быть больше минимального числа оборотов, а время работы двигателя при максимальном числе оборотов ограничивается. Зная изменение основных параметров рабочего процесса ТРД от числа оборотов, легко объяснить характер зависимостей тяги и удельного расхода топлива (см. рис. 119 и 120). < - : ; ;- С увеличением числа оборотов интенсивно возрастает степень сжатия, а в области больших чисел оборотов еще и температура газа перед турбиной. Это приводит к повышению удельной тяги. Одновременно увеличивается и расход воздуха через двигатель. Оба указанных фактора способствуют увеличению тяги двигателя, кото- рая равна произведению расхода воздуха на удельную тягу. Интенсивность роста тяги с увеличением числа оборотов зна- чительно возрастает. Изменение числа оборотов на 1 % вызывает изменение тяги вблизи лмакс приблизительно на 3—4%. Нужно заме- тить, что при больших скоростях полета тяга с изменением числа оборотов меняется еще интенсивнее, чем в статических условиях. Зависимость удельного расхода топлива от числа оборотов определяется в основном характером изменения степени сжатия и температуры газа перед турбиной. Увеличение степени сжатия, как указывалось, приводит к уменьшению удельного расхода топ- лива, причем вначале СР уменьшается очень интенсивно, а затем интенсивность его падения замедляется. Повышение температуры газа перед турбиной, напротив, приводит к увеличению удельного расхода топлива, так как обычно во всем диапазоне чисел оборо- тов температура Г3 оказывается большей, чем Г3эк. С возрастанием числа оборотов, как видно из рис. 121, а, сте- пень сжатия е все время увеличивается, а температура газа пе- 192 ред турбиной Ts сначала незначительно уменьшается, а затем на- чинает повышаться. В результате этого удельный расход топлива с ростом числа оборотов вначале уменьшается очень интенсивно. Но по мере дальнейшего увеличения числа оборотов падение удель- ного расхода топлива постепенно замедляется как из-за повыше- ния температуры Тз, так и вследствие достижения двигателем высоких степеней сжатия. Замедлению падения удельного расхода ' топлива также способствует снижение к. п. д. компрессора. Влияние . двух последних факторов иногда оказывается настолько значитель- ным, что начинается даже некоторое увеличение СР вблизи макси- мального числа оборотов. Этим объясняется появление минимума на кривой, показывающей зависимость СР от числа оборотов. Рассмотрим основные режимы работы, обычно устанавливаемые для ТРД и отмечаемые на характеристиках или указываемые в фор- муляре двигателя. Максимальный (или взлетный) режим соответствует предельно допустимому числу оборотов и наибольшей тяге двигателя. Детали двигателя при работе на этом режиме подвержены наибольшим напряжениям, поэтому время непрерывной работы двигателя на этом режиме ограничено и не превосходит обычно 5—10 минут. Максимальный режим используется при взлете, наборе высоты, а также при кратковременном увеличении скорости полета самолета. Номинальный режим гарантирует надежность непрерывной ра- боты двигателя в течение более длительного времени, до 30 минут. - Число оборотов на номинальном режиме на 3—4% меньше макси- мального, а тяга составляет около 90% от-максимальной. Этот ре- жим используется при полете с большой скоростью, при длитель- ном наборе высоты и т. п. -» /. ;;^Л'.; На крейсерском (или эксплуатационном) режиме гарантируется непрерывная и надежная работа двигателя в течение всего установ-, ленного срока его службы (ресурса). Число оборотов составляет здесь примерно 90%, а тяга — 70—75% от их значений на макси-, . мальном режиме. Двигатель чаще всего эксплуатируется на крей- серском режиме, в частности при полетах на большую дальность • и большую продолжительность полета. На перечисленных режимах указываются гарантируемые для, данного двигателя значения тяги, допустимой температуры газа (обычно за турбиной) и расхода топлива. , Режим малого газа соответствует наименьшему числу оборо-, тов, при котором двигатель может работать надежно и устойчиво. Время непрерывной работы двигателя на режиме малого газа иногда ограничивается из-за высоких температур газа перед тур- биной и ухудшения условий работы термически напряженных де- талей двигателя. Тяга на режиме малого газа должна быть не- значительной (не более 3—5% от максимальной), чтобы не уве- личивалась длина пробега самолета при посадке. Введением указанных режимов достигается определенная стан- дартизация при проверке надежности работы двигателя и установ- лении его ресурса. 13-3073 193 Скоростные и высотные характеристики ТРД Перейдем к рассмотрению скоростных и высотных характери- стик ТРД. . ч • • Скоростными характеристиками ТРД называют зависимости тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на данной высоте при постоянном числе оборотов двигателя. Скоростные характеристики турбореактивного двигателя, соот- ветствующие нескольким высотам полета, приведены на рис. 123. Эти характеристики определены расчетным путем для двигателя, имеющего в земных статических условиях степень сжатия воздуха е0 = 5 и температуру газа перед турбиной Га =1150° абс. На рис. 123 видно, что при изменении скорости полета от нуля до 1800 км/час (500 м/сек] тяга ТРД на всех высотах вначале умень- шается, а затем, достигнув минимума, начинает возрастать. Минимальных значений тяга достигает при скоростях 600— 700 км/час. Величина тяги в этих точках меньше по сравнению с тягой в статических условиях на 10—15%. ...... ;: С увеличением высоты полета тяга ТРД очень интенсивно па- дает и на высоте 8—10 км оказывается приблизительно в два раза меньшей, чем у земли. На высоте 20 км тяга падает почти в 10 раз. Удельный расход топлива, как видно из рис. 123, с ростом ско- рости полета увеличивается, а с увеличением высоты полета до 11 км уменьшается. • 'Как уже отмечалось в теории лопаточных машин, эффективная работа, затрачиваемая на вращение компрессора (на 1 кг воздуха) при неизменном числе оборотов сохраняется примерно постоянной. Эффективная работа турбины также сохраняется примерно по- стоянной, так как у ТРД работа компрессора и работа турбины на установившихся режимах равны. Температуру газа перед турбиной у современных ТРД, имеющих в условиях полета сверхкритические перепады давлений в реактивном сопле, при ра- боте с постоянным числом оборотов приближенно можно считать также не изменяющейся. Оба эти положения подтверждаются ря- дом теоретических и экспериментальных данных, в особенности для ТРД, имеющих центробежные'компрессоры, и могут быть при- . няты при качественном рассмотрении процессов в двигателе. Из них следует, в частности, что и степень расширения газа в тур- бине должна оставаться неизменной при постоянном числе оборо- тов. Чтобы показать это, напишем выражение для эффективной работы турбины . / __ ^Г Р Т /1 __ * \ - -' .-"•:•'• *-». - ~ kr _ 1 АГ '8 / l kr —1 \ ''•. -' • Как видно из этой формулы, при сделанных допущениях и при условии постоянства эффективного к. п. д. турбины степень расши- рения газа в турбине ?т также остается неизменной. 194 . 0.9 500м/сек 200 400 600 800 ЮОО 1200 /-/00 /600 ЮООкм/час Рис. 123, Скоростные характеристики ТРД, соответ- . ствующие различным высотам полета ; • Другая особенность работы ТРД состоит в постоянстве у них GV Т приведенного расхода газа через турбину, равного-------- . Это ^з условие остается справедливым не только в широком диапазоне изменения режимов полета, но и при работе двигателя с различ- ными числами оборотов. Из условия следует, в частности, что при постоянстве температуры Гз расход воздуха у ТРД изменяется прямо пропорционально давлению газа перед турбиной. Таким образом, при работе ТРД с постоянным числом оборотов температура газа перед турбиной и степень расширения в турбине 13* 195 Остаются примерно постоянными, а расход воздуха (газа) изме- няется пропорционально давлению перед турбиной. Пользуясь указанными положениями, объясним зависимость тяги и удельного расхода топлива ТРД от скорости полета. Тяга, как известно, равна произведению расхода воздуха, про- ходящего через двигатель, на удельную тягу, т. е. : : Р=ОР„. . *» Для того чтобы объяснить характер зависимости тяги от ско- рости полета, рассмотрим предварительно изменение удельной тяги и расхода воздуха. С увеличением скорости полета повышается давление воздуха на Ёходе в компрессор (за счет скоростного напора) и, несмотря на то, что степень сжатия самого компрессора несколько уменьшается, общая степень сжатия воздуха в двигателе возрастает. Увеличение общей степени сжатия приводит к повышению дав- лений перед турбиной, а соответственно и за турбиной, так как степень расширения в турбине сохраняется постоянной. Это ведет в свою очередь к некоторому росту скорости истечения газа из реактивного сопла (или эффективной скорости истечения, если пере- пад давлений в реактивном сопле становится сверхкритическим). Необходимо отметить, однако, что скорость истечения газа из реактивного сопла с$, как показывают расчеты, увеличивается значительно медленнее, чем растет сама скорость полета; поэтому ^ Г\ удельная тяга, равная Рул =----------, с увеличением скорости по- о лета все время уменьшается. Расход воздуха с увеличением скорости полета, напротив, воз- растает, что объясняется увеличением плотности воздуха (газа) во всем тракте двигателя и в первую очередь — перед сопловым ап- паратом турбины. При сохранении постоянной температуры газа перед турбиной расход воздуха, как указывалось, увеличивается пропорционально давлению перед турбиной. Относительное изменение расхода воздуха и удельной тяги по скорости полета показано на рис. 124. Расход воздуха, как видно из рисунка, возрастает вначале очень медленно, затем интенсив- ность его роста значительно повышается. Это объясняется тем, что увеличение плотности воздуха в двигателе, в результате которого возрастает расход, вызвано действием скоростного напора, про- порционального квадрату скорости полета. При малых скоростях полета его влияние оказывается незначительным, а при больших скоростях сильно возрастает. Удельная тяга с увеличением скорости полета падает, причем интенсивность ее падения почти не зависит от скорости полета. iB результате влияния этих двух противоположно действующих факторов тяга ТРД по мере увеличения скорости полета вначале уменьшается, пока расход воздуха через двигатель возрастает медленнее, чем падает удельная тяга. Затем увеличение расхода т 700 200 300 WO 500 С0м/сек Рис. 124, График зависимости G, GT, Q и Рул от скорости полета воздуха начинает преобладать над уменьшением удельной тяги и суммарная тяга двигателя начинает возрастать. Относительное изменение тяги по скорости при полете у земли показано на рис. 125. Здесь же нанесена кривая относительного изменения удельного расхода топлива. » 1,6 1,5 W 43 12 /,/ 1.0 0,9 0,8 Н=0; 6=5 Т3=1150°а& .-^ ^ ..'•_ t", . ч ' -1 •. С0м/сек 00 г / S / / / ^СР / / / / / s -^ / \ ^ д ^ S ^^ ' ------- — — - 0 /00 200 300 400 5 Рис. 125. Относительное изменение тяги и удельного расхода топлива по скорости полета (при полете у земли) 197 Увеличение удельного расхода топлива с ростом скорости по- лета можно объяснить, воспользовавшись формулой г _ 3600 Q {-* р ---- "W7Г; &яируд ' (40) согласно которой удельный расход топлива прямо пропорционален количеству тепла, вносимому в двигатель на 1 кг воздуха, и об- ратно пропорционален удельной тяге. Величина Q=:CP(T3 — Г2), входящая в числитель фор- мулы (40), с ростом скорости полета незначительно уменьшается вследствие повышения температуры 7V Но падение Q при увели- чении скорости полета в пределах от 0 до 1800 км/час (500м/сек) составляет не более 15—20% (см. рис. 124). Удельная же тяга уменьшается весьма значительно (почти в два раза), поэтому Ср возрастает. Таким образом, увеличение удельного расхода топлива при возрастании скорости полета вызвано тем, что удельная тяга умень- шается значительно быстрее, чем количество тепла, вносимое с топ- ливом на 1 кг воздуха. ... - • '•• Часовой расход топлива Gr с ростом скорости полета также увеличивается. Физически это объясняется тем, что с увеличением скорости полета расход воздуха через двигатель возрастает и для подогрева всей его массы до требуемой температуры Г3 необхо- димо увеличивать подачу топлива. Вместе с этим из формулы 360000 /"''';/:'yV•;,,. .:•,,-,. (41) G- = w и видно, что расход топлива растет со скоростью полета медленнее, чем расход воздуха, так как уменьшается количество тепла Q, со- общаемого на 1 кг воздуха (см. рис. 124). Следует заметить, что увеличение расхода топлива на 1 кг тяги с ростом скорости полета не означает ухудшения эффектив- ности превращения тепла в полезную мощность. Полезная мощ- ность ТРД определяется не самой величиной тяги, а произведе- нием тяги на скорость полета ; >.'<•'.'' Рс, '...-! . . ' - \т __ / V -'" — •* пол 75 Поэтому работоспособность 1 кг тяги увеличивается со ско- ростью полета значительно быстрее, чем растет расход топлива, затрачиваемый на его получение. Так, например, 1 кг тяги на скорости 75 м/сек дает мощность, равную 1 л. с. Пусть при этом расход топлива, затрачиваемого на получение 1 кг тяги, составляет 1 кг/час. При скорости 300 м/сек 1 кг тяги будет уже развивать мощность, равную 4 л. с., а расход топлива на 1 кг тяги увеличится при этом, как видно из рис. 125, всего в 1,5 раза, Следовательно, расход топлива на 1 л, с. умень- шится. • . - 198 • ' • j Рассмотренный пример показывает, что более правильную оценку эффективности использования тепла в ТРД (его экономич- ности) дает удельный расход топлива на 1 л. с. полезной мощности двигателей, т. е. ^е— N. GT пол _ 75 г — ~7~ ^Р- со Однако на практике этой величиной пользуются редко, так как при работе двигателя на месте, когда -VnoJI-=-0, она становится неопределенной. Полный к. п. д. ТРД при увеличении скорости полета в рас- сматриваемых пределах возрастает. Это также говорит об улучше- нии использования тепла в двигателе с ростом скорости полета. О /00200 300 tOO 500 600 700 800 С0м/сек Mr. 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 '*° Рис, 126, Скоростные характеристики ТРД На рис. 126 приведены характеристики ТРД, построенные в более широком диапазоне изменения скорости полета. Из этих характеристик видно, что в области сверхзвуковых скоростей по- лета тяга Р вначале увеличивается, достигает максимума, а затем начинает быстро падать. Удельный расход топлива СР в этой области возрастает более интенсивно и стремится к бесконечности при том значении скорости полета, при котором тяга обращается в нуль. Падение тяги двигателя и интенсивное повышение удельного расхода топлива при сверхзвуковых скоростях полета объясняются значительным уменьшением удельной тяги Руд, которое уже не может быть компенсировано повышением расхода воздуха. Там, где удельная тяга достигает нуля, суммарная тяга также обра- щается в нуль, а удельный расход топлива становится бесконечно бОЛЬШИМ. ... У< V,.;.- ';<• • . ' • " 'ч- . Резкое падение удельной тяги при больших сверхзвуковых ско- ростях полета объясняется тем, что температура Т% в конце про- цесса сжатия по своей величине становится близкой к темпера- 199 туре TV Это приводит к значительному снижению количества под- водимого тепла. В предельном случае, когда удельная тяга обращается в нуль, количество подводимого тепла оказывается на- столько малым, что его хватает только лишь на покрытие гидрав- лических потерь в двигателе. Рассмотрим теперь высотные характеристики ТРД, под кото- рыми будем понимать зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты полета при постоянных значениях чисел оборо- тов и скорости полета. Высотные характеристики ТРД для скорости полета 300 м/сек приведены на рис. 127. Как видно из рисунка, тяга ТРД с увели- чением высоты полета от 0 до 11 км быстро падает. Удельный рас- ход топлива при этом уменьшается незначительно. Начиная с вы- 0 2 Ц 6 _|-------i__j—1, _ . I .,,, 1,1 ,i И км • " 8 Ю J2 № 16 18 20 , , Рис. 127. Высотные характеристики ТРД . для скорости полета 300 м/сек . соты 11 км, характер рассматриваемых кривых изменяется. Удель- ный расход топлива перестает уменьшаться, а тяга начинает падать еще более интенсивно. - Чтобы объяснить характер зависимости тяги ТРД от высоты по- лета, рассмотрим предварительно, как в этом случае изменяются удельная тяга и расход воздуха. Удельная тяга при прочих равных условиях зависит от степени Ps и степени подогрева воздуха в двигателе сжатия е = Рн л Гз А = Y~ 1 н С увеличением высоты полета до 11 км степень сжатия и степень подогрева увеличиваются за счет уменьшения температуры воздуха в окружающей атмосфере (см. рис. 127). Это приводит к увеличе- нию удельной тяги, которая до высоты 11 км возрастает примерно в 1,5 раза (рис. 128). На высоте больше 11 км атмосферная тем- пература перестает понижаться, поэтому степень сжатия, степень подогрева воздуха, а следовательно, и удельная тяга остаются по- стоянными, ../.... . 200 Заметим, что с подъемом на высоту общая степень сжатия воздуха в ТРД увеличивается, а степень расширения газа в турбине и тем- пература перед турбиной, как уже указывалось, остаются примерно постоянными. Это вызывает увеличение степени расширения газа в реактивном сопле, что и служит основной причиной увеличения удельной тяги, так как приводит к увеличению скорости с5. Весовой расход воздуха, как показано на рис. 128, с высотой очень быстро падает. Это объясняется значительным уменьшением плотности воздуха в окружающей атмосфере. Расход воздуха, как указывалось, изменяется пропорционально давлению перед турби- ной. До высоты 11 км это давление падает несколько медленнее атмосферного вследствие увеличения степени сжатия воздуха О Нкм о г 6 8 Ю 12 /-> /6 18 20 Рис, 128. График зависимости Руд, Q, GT, G и у// от высоты полета в двигателе. По этой причине и расход воздуха падает медленнее, чем давление наружного воздуха. Расчеты показывают, что расход воздуха падает не только медленнее давления, но и медленнее плотности окружающей атмосферы (см. рис. 128). На высотах, больших 11 км, степень сжатия перестает увеличи- ваться и расход воздуха начинает падать более интенсивно — прямо пропорционально давлению (плотности) окружающей атмосферы. Поэтому тяга ТРД до высоты 11 км уменьшается медленнее, чем плотность воздуха в окружающей атмосфере, а на высотах, боль- ших 11 км, — пропорционально последней. Удельный расход топлива до высоты 11 км несколько сни- жается. Это объясняется увеличением степени сжатия воздуха в двигателе и связанным с этим улучшением использования тепла, Указанный характер зависимости удельного расхода топлива от высоты можно установить также исходя из формулы (40), в которой до И км Q возрастает в значительно меньшей степени, чем Яуд. 201 Относительное изменение Q и Руд с высотой полета приведено на рис. 128. Увеличение количества тепла Q = ср (Г3 — Т2) следует объяс- нить некоторым уменьшением температуры воздуха за компрессо- ром с ростом высоты полета до 11 км вследствие понижения тем- пературы воздуха в окружающей атмосфере. Часовой расход топлива с увеличением высоты полета падает несколько медленнее расхода воздуха, что вызвано, как видно из формулы (41), увеличением количества тепла Q, сообщаемого на 1 кг проходящего через двигатель воздуха. : , - Заметим, что на величину удельного расхода топлива оказывает влияние еще и переменность коэффициента выделения тепла 8, ко- торый на больших высотах может несколько уменьшаться из-за ухудшения процесса сгорания. Это обстоятельство при расчете характеристик, приведенных на рис. 123 и последующих, не учиты- валось. Удельный расход топлива при прочих равных условиях изменяется обратно пропорционально коэффициенту выделения тепла. На характер зависимости тяги и удельного расхода топлива от скорости и высоты полета в значительной мере влияют также исходные значения степени сжатия и температуры газа перед тур- биной. На рис. 129 показано относительное изменение тяги и удельного расхода топлива по скорости полета у земли для пяти двигателей, имеющих различные значения степени сжатия воздуха в земных статических условиях и одинаковую температуру газа перед тур- биной, равную 1150° абс. Из сравнения этих характеристик видно, что повышение степени сжатия приводит к относительно более быстрому уменьшению тяги и увеличению удельного расхода ТОПЛИВа СО СКОРОСТЬЮ. . .••-..••• -;-^r* \ ,: V:;v7 ' 'Как следует из рис. 129, при высоких степенях сжатия (боль-' . ших десяти) кривые зависимостей тяги от скорости полета уже не имеют минимума: тяга непрерывно уменьшается. Объясняется это тем, что величина исходной степени сжатия влияет на характер изменения работы цикла по скорости полета. Изменение работы цикла ТРД по скорости полета при разных значениях исходной степени сжатия двигателя дано на рис. 130. У двигателей, имею- щих в земных статических условиях степень сжатия, меньшую оптимальной (оптимальная степень сжатия в рассматриваемом случае равна 7,2), работа цикла с увеличением скорости полета вначале увеличивается до тех пор, пока степень сжатия не достиг- нет указанного оптимального значения, а работа цикла — своей наибольшей величины. Дальнейшее увеличение степени сжатия приводит уже к паде- нию работы цикла. У двигателей, имеющих ?0 больше еопт, ра- бота цикла с увеличением скорости полета все время уменьшается. От величины исходной степени сжатия двигателя в земных ста- тических условиях зависит также относительное изменение по ско- рости полета степени сжатия, а следовательно, и расхода воздуха, 202 Р С е«=» о 200 300 цоо 500 С о м/сек Рис, 129. Относительнее скоростные характери- стики ТРД для различных степеней сжатия воздуха f/fg/Л 'Ц \_кг J 20000 12000 е„ = /7 ЬОО 500 С0/ч/сек РИС. 130. График зависимости ?ц от скорости полета для различных степеней сжатия воздуха 203^ С увеличением ?0 кривые относительного изменения е и G по скорости полета становятся более пологими (рис. 131). Это объяс- няется тем, что при больших абсолютных значениях степени сжа- тия компрессора ее падение с ростом скорости становится замед- ленным, а поэтому относительное возрастание ?=::г?к'?пиф стано- виться все менее и менее значительным. С0 м/сен Рис, 131, Относительные изменения величин е, G и Яуд от ско- * рости полета для различных степеней сжатия воздуха iB результате указанных причин при увеличении исходной сте- пени сжатия компрессора удельная тяга ТРД со скоростью полета падает более интенсивно, а степень сжатия и расход воздуха начи- нают возрастать медленнее. Это в свою очередь приводит к относи- тельному уменьшению тяги и увеличению удельного расхода топлива. На рис. 132 приведены относительные скоростные характери- стики нескольких ТРД, имеющих различные значения температуры газа перед турбиной и одинаковую исходную степень сжатия, рав- ную в земных статических условиях 9. Из сравнения этих кривых 204 ' •...................• ёйДно, что повышение температуры Тз приводит к увеличению относительных значений тяги и к некоторому замедлению роста удельного расхода топлива со скоростью полета. Объясняется это в основном также значительным влиянием температуры Тз на ха- рактер изменения работы цикла по скорости. Работа цикла при 73=7/50" Tf/Ш" 500 .{-• я/сек ; Рис, 132. Относительные скоростные характеристики ТРД при различных температурах газа перед турбиной низких значениях температуры Тз со скоростью полета обычно все время падает, поскольку степень сжатия в этом случае превосходит оптимальную. При увеличении температуры Т3 оптимальная сте- пень сжатия значительно увеличивается и может превысить ее зна- чение в земных статических условиях. Тогда работа цикла с ростом скорости полета вначале будет возрастать и только по достиже- нии 'ОПТ начнет уменьшаться. характер изменения Указанный работы цикла по скорости полета оказывается на удельной тяге: 205 интенсивность ее падения по скорости полета С ростом темпера- туры Гз замедляется. Это в свою очередь влияет на вид кривых зависимости тяги и удельного расхода топлива от скорости полета. Зависимость основных данных ТРД от атмосферных условий Выясним, как изменение давления и температуры воздуха в окружающей атмосфере будет влиять на основные данные ТРД при работе его с постоянным числом оборотов. Опытным путем установ- лено, что изменение одного 120 только атмосферного давле- ния приводит к пропорцио- нальному изменению давле- ний по всему тракту двига- теля. Температуры и скоро- сти газа в различных сече- ниях двигателя остаются при этом неизменными. В рассма- триваемом случае все отно- •-стельные величины, такие, как степень сжатия, отноше- ния температур, отношения скоростей, к. п. д. отдельных элементов двигателя и т. п., останутся неизменными, а расход воздуха, расход топ- лива и тяга двигателя бу- дут изменяться пропорцио- нально изменению атмосфер- ного давления. Более значительное влия- ние на работу двигателя оказывает изменение темпе- ратуры наружного воздуха. Рис, 133. График зависимости Р и Ср от На рис 13з приведены ОТНО- температуры атмосферного воздуха и отно- ГИТЛ„НЬТР ГТ(ГНлппыр хяпяк- сительных оборотов двигателя сительные стендовые харак- теристики ТРД, соответствую- щие постоянному давлению ро = 760 мм рт. ст. и различным темпе- ратурам окружающего воздуха. Из этих графиков видно, что уменьшение температуры приводит к-значительному увеличению тяги двигателя и уменьшению удельного расхода топлива. Так, например, при максимальном числе оборотов понижение температуры от -(-30° до —30° Ц приводит к увеличению тяги двигателя на 45 % и к уменьшению удельного расхода топлива на 10%. Для объяснения зависимости тяги от температуры окружаю- щего воздуха обратимся к формуле 0,8 1.0 P^GP, уд* 206 • Весовой расход воздуха G при уменьшений температурь! атмосферы значительно возрастает. Это вызывается увеличением плотности воздуха, входящего в двигатель. Удельная тяга Руд при этом также увеличивается, что объясняется повышением степени Т сжатия е и степени подогрева воздуха А = -^Л . Причина повы- 1 н шения степени сжатия воздуха при уменьшении его температуры была выяснена еще при рассмотрении характеристик компрессоров, где указывалось, что более холодный воздух легче подвергается сжатию, поэтому при постоянном числе оборотов компрессора его удается сжать до более высокого давления. Увеличение степени подогрева воздуха вызвано тем, что температура газа перед турби- ной при различных атмосферных условиях и при постоянном числе оборотов практически остается неизменной, поэтому уменьше- ние Тн приводит к увеличению А. Рассмотренные причины и вызывают значительное изменение тяги при изменении температуры окружающего воздуха. Уменьшение удельного расхода топлива при понижении темпе- ратуры атмосферы объясняется в основном увеличением степени сжатия воздуха в двигателе, что способствует лучшему использо- ванию тепла. Таким образом, атмосферные условия значительно влияют на тягу и удельный расход топлива ТРД. Это вызывает необходимость приведения их к стандартным атмосферным условиям. Приведение данных испытаний ТРД к стандартным атмосфер- ным условиям основано на использовании теории подобия газовых потоков и, в частности, понятия о подобных режимах работы ТРД. Установлено, что два различных режима работы ТРД будут подобными в том случае, если при наличии геометрического подо- бия они имеют одинаковые числа MQ и Мю равные соответственно: ^о = 77==; ми= " i/w-v где и — окружная скорость ротора. Числа MQ и Мю постоянство которых при различных условиях работы двигателя обеспечивает подобие его режимов, принято назы- вать критериями подобия. За критерии подобия для ТРД вместо чисел Ж0 и Ми могут быть приняты какие-либо два параметра, им пропорциональные или однозначно через них выражающиеся. На- пример, ' ••- ' ' с° и п ' "•'• • • ' и УТН ут„ , . . При работе двигателя на месте Ж0 -=» 0. Следовательно, в этом случае для получения подобных режимов ТРД требуется соблюде- ние только одного условия, а именно: , . . п , . • ;.___ = COllSt. : , У т. . . . . 207 На подобных режимах, как это отчасти уже известно из теорий компрессоров, отношения давлений, скоростей и температур в раз- личных сечениях двигателя, к. п. д. каждого из его элементов, числа М в каждом сечении и любые другие безразмерные пара- метры остаются неизменными. ..,.. f Подобие в турбореактивных двигателях обеспечивается за счет того, что при равенстве чисел А10 и Ми компрессор и турбина ра- ботают на подобных режимах. Тепловые процессы в камере сгора- ния при этом, строго говоря, не подобны, так как для их подобия, кроме равенства чисел М, необходимо еще постоянство ряда других критериев, которое в рассматриваемом случае не соблюдается. Однако эксперименты показывают, что подобие остальных рабочих процессов двигателя этим не нарушается. •, Отсюда становится ясным, что о подобии рабочих процессов ТРД можно говорить лишь приближенно, так как к ряду допущений, вы- сказанных в теории компрессоров и турбин, главное из которых со- стояло в пренебрежении влиянием числа Re на работу компрессора и турбины, добавляется еще отсутствие подобия тепловых процессов в камере сгорания. Тем не менее использование понятия о подобии режимов работы ТРД оказывается весьма плодотворным и позво- ляет решать ряд задач с достаточной для практики степенью точ- ности. . '.'•':' Сущность метода приведения данных стендовых испытаний ТРД к стандартным атмосферным условиям (САУ) состоит в следующем. При любых атмосферных условиях можно задать двигателю режим, подобный интересующему нас режиму его работы в САУ при числе оборотов п\ для этого нужно при испытании установить число обо- ротов п', равное ..-.-•• .-. , .. *'="/!• • • •.;> \ '..(«) » - . * где Г0 — температура наружного воздуха при испытании. На установленном режиме все относительные (безразмерные) параметры будут такими же, как и при интересующем нас режиме его работы в САУ, но тяга, расход воздуха и удельный расход то- плива у них будут различными (так как последние не являются без- размерными величинами). Однако они связаны между собой сле- дующими простыми соотношениями: . : . • • Я=Я'^; 0-0;5У5; C--C^-J5. (42') Эти формулы, устанавливающие взаимную связь данных ТРД на двух подобных режимах, получили название формул приве- дения. Принцип приведения данных стендовых испытаний ТРД к САУ по формулам (42) и (42') состоит в следующем. Пользуясь усло- вием (42), определяют число оборотов, при котором режим работы 208 • ' Р гзамер • в V рп *' '.& Р0=7 во 1 в 10 Я0=7< >° в 1 . 4 'г// в" 4 по ibj/: па f up ОБ +Ь м цо Пи / пи //: У I/O Л/, / ' цч (V* /. V/ ЦЧ 02 / Ц 6 й^ \sfii а" — — -- ---------- а' \аа п„л ( )2 0 Ь 0 в 0 8 /, 0*»ч>( 12 С Ц С IB q 8 !, 0 Р ТРД при заданных атмосферных условиях р0 и Г0 получается по- добным стандартному. Установив на двигателе найденное число оборотов, замеряют Р', G', С'Р и другие интересующие нас данные двигателя. Замеренные величины приводят к САУ по форму- лам (420. При испытании ТРД обычно снимают всю характеристику по числу оборотов, а затем по формулам (42) и (42') приводят ее к стандартным условиям. Если стендовые характеристики какого-либо двигателя, получен- ные при различных атмосферных условиях, привести к САУ, то они должны будут совпасть. ' Следует, однако, отметить, что точки, соответствую- щие одинаковым замерен- ным числам оборотов и различным температурам Го, попадут после приве- дения в разные места из-за различия в приведенных числах оборотов. Это мож- но проследить по рис. 134, где слева показаны кри- вые замеренных тяг при разных температурах на- ружного воздуха, а спра- рис т Кприведению данных испытания ва изображены те же кр<и- двигателя к стандартным атмосферным усло- вые после приведения их виям к САУ. Расположение кри- : / .i:-r - '. , ; ;: . вой ав после приведения осталось неизменным, так как она соответ- ствует стандартной температуре /0=-5°Ц. Кривая а'в', полу- ченная при температуре *о = —15°Ц, после приведения IK САУ сме- стилась вправо по отношению к кривой ав, так как при приведении абсциссы ее точек увеличились, а ординаты не изменились. Кри- вая а"в", соответствующая t0 = 45° Ц, сместилась влево. Из рассматриваемых графиков видно, что при температуре tQ > 15° Ц нельзя получить режим работы ТРД, соответствующий максимальному приведенному числу оборотов, так как в данном случае максимальному замеренному числу оборотов (точка в") со- ответствует приведенное число оборотов, меньшее максимального. В этом состоит основной недостаток метода приведения данных стендовых испытаний ТРД к САУ, основанного на использовании теории подобия. Этот метод не дает возможности в летних условиях, когда /о > -5° Ц, получить при испытании двигателя с наибольшим допустимым числом оборотов режима, подобного максимальному режиму работы ТРД при САУ. В этом случае невозможно прове- рить, удовлетворяет ли испытуемый двигатель техническим условиям на максимальном режиме, поэтому приходится ограничиваться про- веркой его данных на пониженных режимах (номинальном или крейсерском). 14-3073 . 209 Управление и регулирование турбореактивных двигателей . '• В процессе эксплуатации авиационных двигателей важное значе- ние имеет их управляемость, т. е. возможность быстрого изменения режима работы с целью получения требуемых значений тяги и рас- хода топлива. Это достигается системой регулирования. Система регулирования должна, с одной стороны, обеспечивать оптимальное протекание рабочего процесса двигателя, т. е. осуще- . ствлять такой закон изменения режима двигателя по скорости и вы- соте полета, при котором достигалось бы наивыгоднейшее протека- ние его характеристик. С другой стороны, система регулирования должна гарантировать устойчивую работу двигателя и быстрое про- текание переходных процессов. В соответствии с этим система управления и регулирования ТРД должна удовлетворять следующим основным требованиям: 1. Регулируемые устройства должны управляться таким обра- зом, чтобы при установке их в положение, соответствующее полному газу, достигалась наибольшая тяга при всех условиях работы двигателя, поскольку это возможно без опасности его повре- ждения. • .. . ; . .; 2. При установке регулируемых органов в положения, соответ- ствующие крейсерским режимам, должен достигаться возможно меньший расход топлива. 3. Во избежание повреждения двигателя система регулирования должна предотвращать возможность превышения допустимых зна- чений температуры газа перед турбиной и числа оборотов, а также работу двигателя в области неустойчивых режимов. ; -г ;< 4. Система управления и регулирования должна обеспечивать запуск двигателя, беспрепятственный вывод его на рабочий режим, а также способствовать улучшению приемистости. 5. Она должна обеспечивать надежную и устойчивую работу двигателя на всех режимах, и особенно на режимах малого газа, при больших высотах полета, а также на переходных режимах, т. е. при быстром увеличении или уменьшении числа оборотов. Под способом регулирования ТРД понимают совокупность тех средств, при помощи которых достигается поддержание регулируе- мых параметров или изменение их по определенному закону. - Число регулируемых параметров в зависимости от типа ТРД, его конструкции и назначения может быть различным. Наиболее простая система регулирования применяется у ТРД с центробежными компрессорами, имеющими постоянную площадь выходного сечения реактивного сопла. В этом случае ТРД является объектом с одним регулируемым параметром, за который могут быть приняты число оборотов или температура газа перед турбиной. Обычно за регулируемый пара- метр принимают число оборотов, так как им можно устанавливать режим работы двигателя и изменять его в широких пределах. Кроме того, число оборотов легче замерить, чем температуру газа перед турбиной. ^ . . , 210 Г . Однако такая система регулирования даже для ТРД с центро- бежными и в особенности для ТРД с осевыми компрессорами имеет ограниченные возможности и не всегда позволяет обеспечить оптимальное протекание характеристик рабочего процесса. ; Желательно иногда иметь независимое изменение числа оборотов и температуры газа перед турбиной, что возможно лишь при усло- вии одновременного изменения подачи топлива и площади выход- ного сечения реактивного сопла. •х- * * Рассмотрим, как должно осуществляться регулирование ТРД с целью обеспечения максимальной тяги в полете. Наибольшая тяга получается при максимальных значениях числа оборотов и температуры газа перед турбиной; поэтому для обеспе- чения максимально возможной тяги при изменении скорости и вы- соты полета нужно число оборотов двигателя и температуру газа перед турбиной поддерживать постоянными.. . . Поддержание постоянного числа оборотов при различных режи- мах полета достигается надлежащим изменением подачи топлива в камеры сгорания двигателя.-Уменьшение числа оборотов на 1% мо- жет привести к падению тяги ТРД в условиях полета на 4—6%. С другой стороны, повышение числа оборотов на 1 % против допу- стимого уменьшает запас прочности вращающихся деталей турбины и компрессора на 3—5%. Отсюда следует, что постоянство числа оборотов должно поддерживаться с высокой степенью точности. На существующих конструкциях реактивных двигателей приме- няются две схемы регулирования оборотов: замкнутая схема с цен- тробежным регулятором подачи топлива и незамкнутая схема с ба- рометрическим регулятором подачи топлива. В замкнутой схеме чувствительный элемент (измеритель скорости вращения ротора) находится под непосредственным воз- действием регулируемого параметра — числа оборотов, что позво- ляет обеспечить высокую точность регулирования числа оборотов. Однако в этом случае возникает ряд трудностей, связанных с обес- печением устойчивости работы и надлежащего протекания переход- ных процессов. . ,. , , , .... .,...,,, :, В незамкнутой схеме чувствительный элемент системы (барометрический регулятор) находится под воздействием не непо- средственно регулируемого параметра — числа оборотов, а некото- рых косвенных факторов, строго учесть влияние которых на вели- чину оборотов трудно. По этой причине при регулировании по не- замкнутой схеме трудно добиться строгого поддержания постоян- ства числа оборотов. В этом ее существенный недостаток.... • Обычно барометрический регулятор изменяет давление подачи топлива пропорционально полному давлению на входе в компрес- сор р\. В этом случае_ расход топлива изменяется приблизительно пропорционально Vр\. Расчеты показывают, что величина V р\ медленнее падает по высоте и растет по скорости, чем расход то- плива, требуемый для поддержания постоянного числа оборотов 14* - 211 двигателя. Возникает необходимость применения автоматического ограничителя максимального числа оборотов, а также специальных корректоров, изменяющих настройку регулятора подачи топлива по определенной программе, с тем чтобы приблизить подачу топлива к требуемой величине. Это усложняет систему регулирования и обеспечивает поддержание регулируемого параметра лишь с извест- ным приближением. Основное преимущество регуляторов, работаю- щих по незамкнутой схеме, состоит в том, что они более просты и позволяют получить лучшую устойчивость процесса регулирования. Поддержание неизменной температуры газа перед турбиной при постоянном числе оборотов требует в общем случае применения ре- гулируемого реактивного сопла. У двигателей с нерегулируемым со- плом при наличии регулятора постоянства числа оборотов темпера- туру газа перед турбиной можно только ограничивать. Как и при регулировании числа оборотов, здесь могут применяться регуляторы, реагирующие непосредственно на температуру Ts или косвенно обеспечивающие ее поддержание. В качестве чувствительных элементов в регуляторах первого типа должны применяться какие-либо малоинерционные термометры (термоэлектрические, дилатометрические и др.). Создание регуляторов, непосредственно реагирующих на темпе- ратуру перед турбиной, связано, однако, с рядом трудностей из-за зна- чительной инерционности датчика, а также сложности замера тем- пературы газа. Важное значение имеет выбор места замера температуры. Тем- пература газа перед турбиной распределяется неравномерно по се- чению и изменяется по времени, что вызвано нестационарностыо процессов сгорания и смешения. Исходя из этого, теплочувстви- тельный элемент удобнее помещать за турбиной, где температура 'более равномерно распределена по сечению и на 150—200° ниже температуры перед турбиной. Температура за турбиной, правда, не вполне однозначно определяет температуру перед турбиной, но это несоответствие невелико, и им обычно пренебрегают. Изменение площади выходного сечения реактивного сопла /4 при п = const следующим образом воздействует на температуру газа перед турбиной: при ее увеличении температура Г3 уменьшается, при уменьшении — возрастает. Это можно объяснить следующими причинами. Увеличение площади /4 приводит к уменьшению давления за турбиной и, следовательно, к увеличению перепада давлений на турбине. При неизменном расходе топлива это должно было бы вы- звать повышение числа оборотов двигателя. Для сохранения числа оборотов постоянным нужно уменьшить подачу топлива и, следова- тельно, снизить температуру газа перед турбиной, в результате чего установится новый режим работы двигателя, соответствующий прежнему числу оборотов и меньшей температуре 7\. При уменьшении площади выходного сечения реактивного сопла происходит обратное явление: степень расширения в турбине умень- шается, а расход топлива и температура Г3 увеличиваются. 2-2 * * .«. Перейдем теперь к рассмотрению регулирования ТРД с целью улучшения его экономичности на крейсерских режимах. Несколько улучшить экономичность двигателя при работе его на крейсерских режимах можно регулированием выходного сечения реактивного сопла. Это следует из того, что каждой степени сжатия воздуха в ТРД соответствует своя наивыгоднейшая температура газа перед турбиной, при которой удельный расход топлива получается минимальным. Если двигатель имеет нерегулируемое реактивное сопло, то в этом случае каждому числу оборотов (которым соб- ственно и устанавливается та или иная степень сжатия воздуха в двигателе) соответствует вполне определенная температура Г3. Величина этой температуры определяется балансом мощности ком- прессора и турбины и может не соответствовать ее наивыгодней- шему с точки зрения экономичности значению. Чтобы в этом убе- диться, достаточно рассмотреть в качестве примера режим макси- мального числа оборотов, на котором, как уже указывалось (стр. 171), температура Г3 оказывается на 200—300° выше Г3э1С. Уменьшение расчетной величины температуры Т3 при максималь- ном числе оборотов является невыгодным, так как приводит к уве- личению удельного веса и уменьшению удельной лобовой тяги дви- гателя. На крейсерских режимах, где требуются пониженные тяги, уменьшать тягу до некоторого предела можно за счет снижения температуры газа перед турбиной, путем увеличения площади /4 при сохранении постоянного числа оборотов. Эт»м можно добиться уменьшения удельного расхода топлива. • . * Нужно иметь в виду, однако, что в реальных условиях работы двигателя при изменении площади выходного сечения реактивного сопла и сохранении постоянного числа оборотов режимы работы компрессора и турбины изменяются. При увеличении площади /4 и уменьшении в связи с этим температуры газа перед турбиной рас- ход воздуха через компрессор возрастает. Это приводит к некото- рому снижению его степени сжатия и к. п. д. В турбине возрастает перепад давлений и число М на выходе. Если турбина на расчетном режиме имела на выходе высокие числа Af, это может привести к заметному снижению к. п. д. турбины и реактивного сопла. Все это говорит о том, что выигрыш, получаемый в экономичности ТРД в рассматриваемом случае, будет зависеть от характеристик ком- прессора и турбины. Закон изменения подачи топлива (числа оборотов) и площади выходного сечения реактивного сопла, требуемый для обеспечения наиболее рационального использования двигателя в полете, принято называть программой регулирования. Выбор программы регулирования может быть произведен путем непосредственной доводки системы регулирования в процессе лет- ных испытаний или расчетным путем. В последнем случае требуется знание характеристик компрессора и турбины или данных специаль- ных стендовых испытаний, 213 Применением регулируемого реактивного сопла можно добиться улучшения приемистости турбореактивного двигателя. Это объ- ясняется тем, что раскрытием сопла можно увеличить перепад да- влений на турбине и повысить тем самым избыток мощности тур- бины над мощностью, требуемой на вращение компрессора при усло- вии сохранения предельно допустимого значения температуры газа. В связи с применением регулируемых реактивных сопел для це- лей форсирования ТРД дожиганием топлива за турбиной, есте- ственно, возникает необходимость в использовании их также в це- лях улучшения приемистости и обеспечения оптимальных характе- ристик рабочего процесса. Заметим в заключение, что применение в современных ТРД осе- вых компрессоров с высокими степенями сжатия, а также много- ступенчатых газовых турбин должно привести и приводит к увели- чению числа регулируемых параметров и к значительному услож- нению системы регулирования. Как указывалось, у ТРД с высоко- напорными осевыми компрессорами не удается выйти на номиналь- ный режим без перепуска воздуха или без применения поворотных лопаток для одной или нескольких ступеней. Таким образом, появ- ляются еще дополнительные органы регулирования, которые при- меняются для облегчения запуска и улучшения приемистости, но могут быть использованы также и для улучшения рабочего про- цесса двигателя в полете. Условия возникновения помпажа у турбореактивных двигателей « и меры его предупреждения : Как уже указывалось, помпажем называют неустойчивую работу компрессора, при которой в его отдельных элементах появляются срывы потока воздуха значительной интенсивности. Помпаж может возникать при работе компрессора только в определенной области его характеристик, которую принято отделять от области устойчи- вых режимов работы компрессора границей помпажа. Отсюда сле- дует, что помпаж при эксплуатации компрессора в системе ТРД может возникать, начиная с того момента, когда линия .совместной работы компрессора и турбины (эксплуатационная характеристика) пересечет где-либо границу помпажа. Установим, когда такие слу- чаи возможны. Обратимся к фиг. 70. На фиг. 70, а изображена типичная характеристика центробеж- ного компрессора ТРД в координатах К 288 ~ п 1. —- и О„р =01/ 1 н ' - н 288 760 Рн с нанесенной эксплуатационной характеристикой. Эксплуатационная характеристика при больших значениях приведенных чисел оборо- тив пересекает границу помпажа. Эти обороты назовем крити- ческими. Помпаж у ТРД будет возникать при условии Яр 5^ **кр* 214 J Отсюда следует, что положение эксплуатационной кривой на харак- теристике компрессора должно быть выбрано так, чтобы критиче- ское число оборотов было больше максимального. Превышение критического числа оборотов над максимальным, выраженное в процентах, называют запасом устойчивости компрес- сора ТРД по помпажу. Следовательно, запас устойчивости. компрессора находится по формуле ^кр ^макс , - —.юо%. (43) *»МЯ1/Т *макс Рассмотрим, в каких случаях япр может стать больше якр. При работе двигателя на месте, как известно, 288 _ /288 ппр — п у ~f~ > где п—действительное число оборотов двигателя; Т0—температура наружного воздуха. Отсюда видно, что при работе ТРД на месте /гпр достигает наи- больших значений при максимальном числе оборотов и при низких температурах наружного воздуха. Так, например, для того чтобы отсутствовал помпаж при температуре наружного воздуха —40° Ц, необходимо, чтобы ,. ,.,,, . __ /288 ^кр ^ ^пр ^макс 1/ 233 ' Для этого компрессор должен обладать запасом устойчивости по помпажу ( /288 Л °„>У1-1>юо=и°/„,. При работе двигателя в полете приведенные обороты равны (см. формулу (21) ' •'••.•' ппр = п 1/ -— = л / '288 ___ / 288 У Т*~ПЪ./ т , с/с0 у Н §/ Тн + 5(ш) В этом случае приведенное число оборотов будет достигать наи- больших значений при максимальном числе оборотов двигателя, малых скоростях полета и низких температурах окружающего воз- духа. Поэтому наиболее неблагоприятными с точки зрения возмож- ности возникновения помпажа будут режимы работы двигателя на больших высотах, при максимальном числе оборотов с малыми скоростями. Наиболее характерным режимом полета, на котором могут одновременно выполняться все указанные условия, является режим набора высоты. 215 Потребный запас устойчивости ТРД в полете можно определить, подставив в формулу (43) пар вместо якр и полагая п — ягакс, тогда получим Ш -Л-1000/, 7\-+5' С° 2 а ' -V100 Из этой формулы можно определить минимальный запас устой- чивости компрессора ТРД, необходимый для того, чтобы помпаж не возникал в полете или, наоборот, зная запас устойчивости ком- прессора, определить, при каких режимах полета (М0 и Тн) будет появляться помпаж. - ; . ... Например, для того чтобы в условиях стандартной атмосферы на всех высотах и при С0 ^ 100 м/сек отсутствовал помпаж, необ- ходимо, чтобы 288 — lV 100 = 14,5%. 216'5 + 5(loo) Если учесть, что температура на больших высотах может быть меньше минимальной температуры по стандартной атмосфере (т. е. менее 216,5° абс.), запас устойчивости желательно иметь еще большим. • •" ' :" '••'••" v:"' г'•>• ;.-Л','- ; :: "''•""•' •''• .'•'-..:;' -.-". '• Для того чтобы выйти из режима помпажа, начавшегося в по- лете, нужно уменьшить япр с тем, чтобы ппр стало меньше /гкр Уменьшение ппр может быть достигнуто, как следует из форму- лы (21), следующими способами: уменьшением числа оборотов дви- гателя, увеличением скорости полета, уменьшением высоты полета. Для предотвращения помпажа в полете на больших высотах мо- жет быть применен перепуск части воздуха из компрессора в атмо- сферу или на вход в компрессор. Этим достигается увеличение рас- хода воздуха через компрессор (при сохранении практически неиз- менной величины расхода газа через турбину) и устранение усло- вий, благоприятствующих возникновению помпажа. * * * В осевых компрессорах ТРД помпаж может возникать при боль- ших и малых значениях приведенных чисел оборотов. Типичная ха- рактеристика осевого компрессора с нанесенной на нее эксплуата- ционной кривой была показана на рис. 70, б. В этом случае эксплу- атационная кривая, как видно из рис. 70, б, может пересекать гра- ницу помпажа как при малом, так и при большом значениях лпр. Необходимо напомнить, что при возникновении помпажа в осе- вом компрессоре критические значения расхода воздуха, соответ- ствующие началу помпажа, достигаются в разных ступенях неодно- временно: при уменьшении приведенного числа оборотов помпаж возникает на первых ступенях, а при значительном его увеличе- нии — на последних., 21Q Эксплуатация осевых компрессоров по сравнению с центробеж- ными особенно затрудняется возможностью появления помпажа при переходе с режима малого газа на рабочие режимы двигателя. Для того чтобы обеспечить выход двигателя на рабочие режимы, при- меняется, как указывалось, ряд специальных мер. Наиболее эффек- тивными из них являются постановка поворотных лопаток на входе в компрессор и перепуск части воздуха из-за какой-либо промежу- точной ступени компрессора в атмосферу или на вход в компрессор. Перепуском воздуха удается увеличить объемный расход воздуха через первые ступени, которые работают на левых ветвях своих ха- рактеристик. В результате достигается выход их из зоны помпажа, а также увеличение степеней сжатия и к. п. д. В связи с повыше- нием степени сжатия первых ступеней объемный расход воздуха че- рез последние ступени компрессора уменьшается. Это в свою оче- редь вызывает увеличение степеней сжатия и к. п. д. последних сту- пеней, работающих на правых ветвях своих характеристик (вблизи режимов нулевого напора). Таким образом, перепуском воздуха удается не только устранить помпаж, но и повысить степень сжатия и к. п. д. компрессора на нерасчетных режимах, а следова- тельно, облегчить выход двигателя на рабочие режимы и улучшить приемистость. Поворот направляющих аппаратов одной или двух первых ступе- ней позволяет уменьшить углы атаки потока, набегающего на ло- патки рабочих колес, что, как известно, сдвигает границу помпажа в область меньших расходов воздуха. Предупреждение помпажа при больших приведенных числах оборотов у ТРД с осевыми компрессорами при необходимости мо- жет быть осуществлено поворотом направляющих аппаратов одной- двух последних ступеней, а также перепуском воздуха из компрес- сора в атмосферу или на вход в компрессор. Заметим, что регулирование осевого компрессора перепуском воздуха и поворотом входного направляющего аппарата может при- меняться также для уменьшения мощности, требуемой на запуск двигателя (мощности пускового стартера). Помпаж у ТРД может появляться также при быстром увеличе- нии числа оборотов (на режиме разгона). Увеличение числа оборо- тов осуществляется путем подачи в камеру сгорания некоторого избыточного количества топлива по сравнению с тем, которое тре- буется для работы двигателя на установившемся режиме. Дополни- тельное повышение температуры газа в камере сгорания в процессе набора оборотов двигателя по сравнению с температурой на уста- новившемся режиме приводит к уменьшению расхода воздуха. Это объясняется тем, что величина расхода воздуха у ТРД зависит не только от размеров проходных сечений турбины и реактивного сопла, но и от температуры газа перед турбиной. Резкое повышение этой температуры в процессе набора оборотов воздействует на ком- прессор подобно прикрытию дроссельной заслонки (тепловое дрос- селирование). Поэтому эксплуатационная характеристика в про- цессе увеличения числа оборотов перемещается в области меньших ?!? расходов воздуха (по сравнению с эксплуатационной характеристи- кой для установившихся режимов) и подходит ближе к границе помпажа. Если она пересечет эту границу, может возникнуть помпаж. Чтобы предотвратить возникновение помпажа в этом случае, нужно уменьшить интенсивность подачи топлива в камеру сгорания в процессе набора оборотов, замедляя темп перемещения сектора газа. Регулировка интенсивности подачи топлива может достигаться применением специального автомата приемистости. • Устойчивость работы двигателя на режиме набора оборотов можно улучшить применением перепуска воздуха и поворотных ло- паток. 1 ,. t . • Доцент, кандидат технических наук . . инженер-подполковник Р. М. ФЕДОРОВ ФОРСИРОВАНИЕ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Одним из средств повышения скорости, скороподъемности и вы- соты полета современных самолетов является увеличение тяги установленных на них турбореактивных двигателей. Форсированием ТРД называется кратковременное увеличение тяги турбореактивного двигателя по сравнению с тягой на номи- нальном (расчетном) режиме его работы. Форсирование может при- меняться при взлете самолета для сокращения длины разбега или в полете, например, для кратковременного повышения максимальной скорости полета, скороподъемности, потолка самолета и т. п. В дальнейшем будут рассмотрены три наиболее часто применяе- мых способа форсирования ТРД. Тяга турбореактивного двигателя, как известно, равна произве- дению расхода воздуха на разность скорости истечения и скорости полета P = -j(c,-c*) = P,>G. ' . (44) Поэтому увеличение тяги при форсировании двигателя может быть достигнуто как за счет увеличения расхода воздуха G, так и за счет повышения удельной тяги. Первым и наиболее часто применяемым способом форсирования ТРД является увеличение числа оборотов двигателя за счет увели- чения подачи топлива в камеры сгорания. Увеличение подачи то- плива сопровождается повышением температуры газов перед турби- ной, что приводит к увеличению мощности турбины и соответственно числа оборотов двигателя. В результате давление воздуха за ком- прессором увеличивается и расход воздуха через двигатель возрас- тает. Кроме того, возрастание температуры газов перед турбиной способствует повышению удельной тяги двигателя *. Одновременное увеличение расхода воздуха и удельной тяги -приводит к резкому возрастанию тяги двигателя (примерно пропорционально четвертой степени числа оборотов). "• . ; :,- * См. стр. 160. . . 219 " ' ' /*"* Удельный расход топлива CP = -jj- кг/кг • час при форсировании двигателя путем увеличения числа оборотов почти не изменяется. Описанный способ кратковременного увеличения тяги приме- няется на многих турбореактивных двигателях для получения взлет- ного режима. Но значительное форсирование двигателей таким пу- тем оказывается затруднительным, так как рост температуры газов при одновременном увеличении числа оборотов двигателя ограничен прочностью рабочих лопаток турбины двигателя и других его деталей. Вторым широко распространенным способом форсирования ТРД является сжигание топлива за турбиной двигателя. Коэффициент избытка воздуха в основных камерах сгорания ТРД, как известно, 5 Форсажная камера- Рис, 135. Схема ТРД с форсажной камерой: , / — диффузор; 2 — стабилизаторы пламени; 3 — регулируемое сопло; 4 — термопара; 5 — 5 — се- чение за двигателем; в — в — сечение за турбиной; к — к — сечение перед реактивным соплом равен 4—4,5. Поэтому в газах, поступающих из камер сгорания че- рез турбину в реактивное сопло, имеется еще большое количество кислорода, которое может быть использовано для сжигания допол- нительного количества топлива. Для этого между турбиной и реак- тивным соплом помещается специальная камера с установленными в ней топливными форсунками (так называемая форсажная ка- мера). ; ; •.' ; Схема ТРД с форсажной камерой показана на рис. 135. Сгора- ние топлива, в камере происходит за счет кислорода, содержащегося в достаточном количестве в газах, выходящих из турбины. Для уменьшения скорости газов, которая на выходе из турбины до- ходит до 400 м/сек, между турбиной и форсажной камерой ста- вится диффузор 1. Снижение скорости газов в диффузоре и приме- нение стабилизаторов пламени 2 обеспечивают устойчивость сгора- ния в различных условиях полета. В результате сгорания топлива в форсажной камере значительно повышается температура газов перед реактивным соплом (в сечении к — /с) при почти неизменном их давлении. Соответственно увеличивается скорость истечения га.- зов из реактивного сопла, что приводит к возрастанию удельной тяги двигателя. Увеличение температуры газов перед реактивным соплом ведет к снижению плотности их в реактивном сопле, что при неизменной площади выходного сечения сопла привело бы к снижению рас- хода воздуха и к нежелательному изменению режима работы тур- бины и компрессора. Режим работы двигателя изменился бы при этом таким же образом, как и при уменьшении пло- Р щади выходного сечения сопла в двигателе без фор- Рг сажной камеры, т. е. в с сторону увеличения темпе- ратуры газов перед тур- биной « приближения ре- жима работы компрессо- ра к границе помпажа. р Для того чтобы сохра- нить неизменным режим , ; v- - л^ : '.-у;-,,:< •••...-. работы турбины и КОМ- Рис. 136. Диаграмма рабочего процесса ТРД прессора, форсажную ка- с форсажной камерой в координатах р — v меру обычно снабжают соплом переменного сечения 3, площадь которого увеличивается с увеличением температуры газов в форсажной камере. Если такое сопло правильно отрегулировано и число оборотов двигателя остается постоянным, то расход воздуха через двигатель при включении форсажа не изменится. Останутся неизменными и другие показатели режима работы турбины и компрессора, в част- ности, давление и температура газов на выходе из турбины, изме- ряемая термопарой 4 (см. рис. 135). На рис. 136 изображена диаграмма цикла работы ТРД с фор- сажной камерой в координатах р — v. Линия 0—2 изображает про- цесс сжатия воздуха в двигателе; 2—3 — процесс сгорания в основ- ных камерах двигателя; 3 — в — процесс расширения газа в тур- бине. При отсутствии форсажной камеры процесс расширения газа в реактивном сопле изобразился бы линией в — 5. Процесс сгора- ния в форсажной камере протекает при слегка падающем давлении, аналогично процессу в основных камерах сгорания ТРД, и изобра- жается линией в — к. Расширение газа в реактивном сопле, устано- вленном за форсажной камерой, изображено линией к — 5ф. За- штрихованная площадь эквивалентна увеличению работы расшире- ния газов в двигателе при включении форсажной камеры. Соответ- ственно увеличиваются индикаторная работа и работа цикла дви- гателя. Выясним, в какой мере может быть увеличена тяга двигателя за счет сжигания топлива в форсажной камере. При выключенной фор- сажной камере температура заторможенного газового потока в се- чении к—к (см. рис. 135) будет на основании уравнения энергии равна температуре заторможенного потока за турбиной Т*к=Т*&. 221 Полный напор р*к в сечении к — к будет несколько меньше, чем пол- ный напор за турбиной, вследствие гидравлических потерь в диф- фузоре 1 и стабилизаторах 2. При впрыске топлива в форсажную камеру пары его воспламе- няются (от горячих газов, находящихся в камере, или от специаль- ного источника зажигания) и сгорают в кислороде, содержащемся в газах, выходящих из турбины. В результате температура газов Перед реактивным соплом увеличится и станет равной Г* ф. Давле- ние заторможенного потока перед соплом при этом будет равно рк ф, причем, как показывают расчеты, повышение температуры сго- рания приводит к некоторому снижению полного напора, т. е. /*к. ф<С/С ^днако эта разница не имеет существенного значения и частично компенсируется ростом теплоемкостей газов при увели- чении их температуры. Поэтому при оценке возможности форсиро- вания двигателя без существенной погрешности можно принять, что К.Ф-К- ' " ' ' •• • •• ' • : ' Таким образом, подача топлива в форсажную камеру приведет к увеличению температуры газов перед реактивным соплом при практически неизменном их давлении. . • : ., - Работа расширения газов в реактивном сопле и соответствующая ей кинетическая энергия реактивной струи при неизменном началь- ном и конечном давлении пропорциональны начальной температуре газов. Поэтому при форсировании кинетическая энергия газов на выходе из реактивного сопла увеличится пропорционально росту абсолютной температуры газов в форсажной камере. Если с5 — скорость истечения газов из реактивного сопла при выключенной форсажной камере, а г?ф — скорость истечения газов при форсиро- вании, ТО • . v : ..:• • •••••:• " Н , VV''•* .. ' ' Г2 Г" ' '•• ..' ' :.' ••-.-•• - •<<•••'. " -.-:•:,-,- -^ = -^- •: '-: : (45) •*•••• •-• • • • с- /в *-. Извлекая квадратный корень из левой и правой частей этого ра- венства, получим _____ ' ' • " ' ^Ф_1/^.,' • - (4б) ' . .', ; ... -ч-/- •-:>.;•. ^, - ;• '?» :..: ' /^ '' ' ' ' V ' Таким образом, относительное увеличение скорости истечения за счет работы форсажной камеры равно квадратному корню из отно- сительного увеличения абсолютной температуры газов перед соплом. При работе двигателя на месте тяга его равна п __ о , , . .""' :"'•':'•:" . - n--yф = 2000° абс. Как видно из графика, при работе на месте (М = 0) увеличение тяги на 32% сопровождается при принятых в расчете параметрах двигателя уве- личением удельного рас- хода в два раза, тогда как при М=1,5 тяга возра- стает на 85%, а удельный расход топлива — всего на 52%. Рассмотрим третий спо- соб форсирования ТРД — путем впрыска легко испа- ряющейся жидкости в ком- прессор. В этом случае впрыск осуществляется с помощью форсунок, уста- щ- щ ••#[ "Щ '.•*.. •'. '•• I ц М ;: >,'-!' щ ш •0 W; Т3*1300°аб& Тк*ф =20 00е'абс. О М навливаемых на входе воздуха в компрессор. В качестве жидкости мо- жет быть использована вода или незамерзающая роста тяги и удельного расхода топлива ВОДО-СПИртОВая смесь. При ТРД с форсажной камерой по скорости полета 0,5 1-0 ., 15 Рис, 138, Изменение относительного при- испарении впрыснутой жидкости от воздуха от- нимается тепло, равное теплоте парообразования. Поэтому температура воздуха в ком- прессоре и его удельный объем уменьшаются, что ведет к умень- шению работы, необходимой для сжатия воздуха до заданного давления. Если же работа, затрачиваемая на сжатие воздуха в ком- прессоре, остается неизменной (например, при неизменном числе оборотов двигателя), то давление за компрессором возрастает. Со- ответственно возрастает и давление перед турбиной. , . f . ,, При сохранении постоянной температуры газа перед турби- ной перепад давления газа в турбине не изменится, а давле- ние за турбиной возрастет пропорционально росту давления за компрессором. Увеличение давления за турбиной (степени расширения газа в реактивном сопле) приведет к росту скорости истечения CB. Уве- личению скорости истечения несколько способствует также рост теплоемкости продуктов сгорания и их работоспособности (при не- изменной температуре перед турбиной), происходящий вследствие 226 значительного повышения содержания в них паров воды. Кроме того, возрастание давления и соответственно плотности газа перед сопловым аппаратом турбины приводит к увеличению расхода ВОЗДуха. ' • •.•:•;•"•:?.;• .'••:>/ '•'•>л:' ' • - •• '•• '" '" •'""'••• • Таким образом, впрыск воды в компрессор приведет к увеличе- нию тяги двигателя как за счет увеличения скорости истечения (удельной тяги), так и за счет возрастания расхода воздуха. Возрастание тяги при форсировании двигателя рассматриваемым способом будет сопровождаться не только расходованием воды или водо-спиртовой смеси, но и ^ некоторым увеличением рас- ' хода топлива, необходимым для поддержания постоян- ной температуры газов пе- ред турбиной. Расход топли- ва увеличится как из-за воз- растания расхода воздуха, ',2 так и вследствие понижения температуры на выходе из компрессора. На рис. 139 показано от- носительное изменение тяги и удельного расхода топлива ТРД при работе на месте в рис т зависимость относительного при /.5 /.4 1,3 и 1.0 CrOtf-r^-^OJIB 0 \Gec!3dJQ ' 0,01 0,02 0,03 0,0-/. 0,05 6бо8ы свозд. зависимости от количества воды, испарившейся в ком- роста тяги и удельного расхода топлива от количества воды, испарившейся в ком- прессоре, при ИСХОДНОЙ сте- прессоре при форсировании ТРД за счет пени сжатия воздуха (без впрыска воды впрыска воды) е =-= 3,9 и температуре перед турбиной Г3 = 1100° абс. По горизонтальной оси на графике отложено количество испарившейся воды в долях от рас- хода воздуха. Как видно из рисунка, форсирование ТРД путем впрыска воды в компрессор дает значительный эффект, но требует большого расхода жидкости. Так, при форсировании двигателя на 30% количество испарившейся воды должно в 2 раза превосходить расход топлива в двигателе. В действительности расход воды бу- дет еще больше, так как значительная часть ее не успевает испа- риться в течение короткого времени пребывания в компрессоре. В самолетных баках должен быть необходимый запас воды или другой жидкости, поэтому повышенный расход ее при форсировании двигателей так же отрицательно сказывается на дальности и продол- жительности полета, как и повышенный расход основного топлива. Возможно форсирование ТРД путем впрыска воды непосред- ственно в камеру сгорания двигателя. При впрыске воды в камеру сгорания для сохранения неизменной температуры газов потре- буется одновременно увеличить подачу топлива. При испарении впрыснутой жидкости образуется большое количество пара, кото- рый заменяет собой часть воздуха в газовой турбине, в результате чего расход воздуха через компрессор падает. Уменьшение 15* 227 расхода воздуха через компрессор при неизменном числе оборотов приводит к возрастанию давления за компрессором тем более ин- тенсивному, чем больше угол наклона кривых постоянного числа оборотов на характеристике компрессора. Несмотря на уменьше- ние расхода воздуха, расход газов через турбину и реактивное сопло возрастает за счет впрыснутой воды и увеличенной подачи топлива. Возрастание давления за компрессором (и соответственно за турбиной) и увеличение расхода газа приводят к увеличению тяги двигателя. Кроме того, увеличению тяги в этом случае также способствует рост теплоемкости продуктов сгорания. ? Количество воды, которое может быть впрыснуто в камеру сго- рания, ограничивается опасностью попадания компрессора в- об- ласть неустойчивых режимов его работы вследствие снижения расхода воздуха. Кроме того, при равном количестве впрыснутой воды тяга при впрыске в камеру сгорания растет значительно меньше, чем при впрыске в компрессор. Но в эксплуатации впрыск воды в камеры сгорания проще, так как при этом нет опасности обледенения или повреждения лопаток компрессора. Увеличение скорости полета оказывает благоприятное влияние на эффективность каждого из рассмотренных методов форсирова- ния двигателя. Поэтому с ростом максимальных скоростей полета различные методы форсирования двигателей будут получать все более широкое распространение. г •МОД •?? •!' : . . ' -:.''' г-яз ;«V-.f;f.V»rn;'. м-'-' \ ). .-, /TV; * Л > гг/л-г j.vrl' •'-"•« •vy.V " - /•.. к t . .,«-?.., •?.;•-.- •Л:-Ц, V i .;^?Л^'- :' ,''•': < \<г'} •'>'* .,V Т'4.'-". • Т • ,':• ' j ? ••'•it У/ :-Г '•' • -i Кандидат технических наук инженер-майор В. Ф. ПАВЛЕНКО ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД ПРИ НЕУСТАНОВИВШИХСЯ РЕЖИМАХ РАБОТЫ * Авиационный двигатель на самолете эксплуатируется на различ- ных скоростях, высотах полета и оборотах турбокомпрессора как на установившихся, так и на неустановившихся режимах. Для оценки свойств двигателя в полете при установившихся режимах работы применяются следующие характеристики: скоростные, высотные и по числу оборотов (или дроссельные). Скоростными характеристиками ТРД называются зависимости тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на заданной высоте при неизменных оборотах турбокомпрессора (ТК), высот- ными — зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты полета на заданной скорости при постоянном числе оборотов турбо- компрессора. Характеристиками ТРД по числу оборотов называются зависимости тяги и удельного расхода топлива ТРД от оборотов турбокомпрессора при заданной скорости и высоте полета. Все эти характеристики рассчитываются при условии равенства мощности турбины и компрессора. Однако в процессе эксплуатации двигатель не всегда работает на заданной скорости и высоте полета при каком-то вполне опреде- ленном числе оборотов. Обороты турбокомпрессора непрерывно из- меняются по времени, например, у двигателей на ведомых самоле- тах при полете в строю, причем изменяются они достаточно быстро, и режимы работы двигателя не успевают установиться. Мощность турбины оказывается больше мощности компрессора** (-VT>_VK), в этом случае происходит увеличение оборотов ТК, или меньше (_VT < _VK), тогда обороты ТК уменьшаются. * Ниже используются характеристики только одного типа компрессора одно- контурных турбореактивных двигателей (ТРД). Поэтому полученные результаты нельзя распространять на двигатели с компрессорами других типов. ** Под мощностью компрессора будем подразумевать мощность собственно компрессора, агрегатов двигателя и мощность, расходуемую на охлаждение. 229 При неустановившихся режимах работы ТРД его характеристики заметно отличаются от характеристик ТРД при установившихся режимах. Поэтому применение одних характеристик вместо других не всегда возможно. Так, в случае полета в строю или при выпол- нении фигур пилотажа, разгоне и торможении, уходе на второй круг и посадке существующие характеристики ТРД, полученные из условия установившихся режимов работы двигателя, оказываются непригодными. Вот почему весьма важно знать метод расчета ха- рактеристик ТРД при неустановившихся режимах его работы, оце- нить и проанализировать влияние различных параметров (темпера- туры газов перед турбиной, степени сжатия воздуха в компрессоре, к. п. д. и др.), скорости и высоты полета на эти характеристики. v- Характеристиками ТРД на неустановившихся режимах будем называть зависимости тяги и удельного расхода топлива от оборо- ? !?К Т! О ; Рис, 140, Схема ТРД и обозначение сечении в нем: О— 0—вдали от двигателя (воздух не возмущен двигателем); 1—1 — перед входом воздуха в компрессор; 2—2 — на выходе воз- духа из компрессора; 3—3—на входе газа в турбину; 4—4—за турбиной; 5—5 — сечение на конце реактивного сопла тов турбокомпрессора и времени при условии, что мощность тур- бины не равна мощности компрессора (NT^-NK), на различных ско- ростях и высотах полета. При построении таких характеристик ТРД сделаем следующие допущения. Характеристики компрессора и турбины на установив- шихся и на неустановившихся режимах одинаковы. Коэффициент выделения тепла в камере сгорания, а также коэффициенты, потерь давления в камере сгорания и в реактивном сопле при работе ТРД на обоих режимах равны. ,r v /:• ; v -;;-• ;;; ; , / :п, .... Наиболее точным аналитическим методом построения характе- ристик ТРД на обоих режимах работы является метод, при котором используются полные характеристики элементов двигателя (ком- прессора, камеры сгорания и турбины). Такой метод разработан для построения характеристик ТРД на установившихся режимах. Однако его применение затруднено тем, что не всегда можно располагать характеристиками того или дру- гого элемента двигателя, либо всех элементов. Чаще всего исполь- зуются полные характеристики компрессора, а характеристики камеры сгорания и турбины определяют приближенно. В настоящей статье мы воспользуемся таким же методом. 230 Примем в дальнейшем следующие обозначения сечений ТРД (рис. 140): О—О граница атмосферного воздуха, не возмущенного воздействием на него двигателя. В этом сечении и влево от него давление и температура воздуха равны атмосферным. Сечение /—1 проходит перед входом воздуха в компрессор, 2—2 — на выходе воздуха из компрессора, 3—3 — на входе газа в турбину, 4—4 — за турбиной, а 5—5 — на выходе из реактивного сопла. т? °L IK/O v :-. Уi: "''••' 90 ./-,^t-; 80 • i' ••• -••*'••• • " •.-.•-- ^ w : ЮО П -wr 75 50 0 f & • j& й^ичо Л > 1 20 UQ 60 80 100 Gfioy ———— /o Рис. HI. Характеристики компрессора и совместных режимов работы турбины и компрессора :?"•->- "V.--"Г • .;•-; :•; ' • - у;;;" ;) На рис. 141 представлена характеристика компрессора в виде зависимости степени сжатия ^- от параметра расхода воздуха _______ РО ,, , . ; ^ - > ' , GI/ГО r ?..... ' ' V при различных постоянных значениях параметра оборотов Ро п У Т0 (на эту характеристику обычно наносятся кривые постоянных к. п. д.) *. Линия А—Л на рисунке является линией совместных режимов работы турбины и компрессора при условии установив- шихся режимов работы двигателя при заданной постоянной пло- щади реактивного сопла. Для каждой точки этой линии характерно то, что мощность турбины равна мощности компрессора, а угловое ускорение турбокомпрессора равно нулю. Влево и вправо от этой линии — неустановившиеся режимы работы ТРД (на заданной ско- рости и высоте полета при постоянной площади реактивного сопла). В этих точках угловое ускорение турбокомпрессора не равно * Здесь и далее давление и температура по тракту двигателя от сечения О—о до 4—4 включительно являются параметрами заторможенного потока. 231 нулю: оно либо больше нуля (увеличение оборотов), либо меньше (уменьшение оборотов). - /-'• ?W l-••-• Линия П — П— граница помпажа. Влево от нее * наступает неустойчивая работа компрессора и резкое ухудшение его гидрав- ; лических качеств. Поэтому в этой области работа компрессора без применения специальных мероприятий недопустима. Располагая характеристиками компрессора и турбины, легко найти линию их совместной работы при установившихся режимах, а следовательно, и тягу, удельный расход топлива и другие данный двигателя. Можно также рассчитать и характеристики ТРД па неустановившихся режимах. ,; i Для определения характеристик ТРД при неустановившихся ре- жимах его работы задаемся зависимостью степени сжатия воздуха Кривые, характеризующие эту зависимость, могут быть самыми различными. Однако они ограничиваются слева линией помпажа и предельно до- пустимой температурой газа перед турбиной (увеличение оборотов), а справа — линией, характеризующей устойчивость процесса сгора- ния обедненных смесей в камере сгорания ТРД (уменьшение обо- ротов). ; ".....! В дальнейшем будем рассматривать характеристики ТРД лишь при его разгоне, поскольку методы определения характеристик при разгоне и сбросе оборотов принципиально не отличаются. Кривые изменения тяги и расхода топлива по оборотам на неустановившихся и установившихся режимах работы ТРД приве- дены на рис. 142. На рис. 143 даны кривые изменения относитель- Р» Оутй в компрессоре ---- от параметра расхода воздуха-------- Ро Ро Г. у. р , 10 *" )>' '• • , ' г 0,5 /; /; * <• Г\ Ст GT Г6т "ит мак с 7,0 Р~ Р Рма НС п = п n/ta НС / и л / / G- тн^, / / / J f 0,5 / /G ГУ\ / / / / А rf \ \ ^ / 0 \н /S / i^ ** >/ л h ^ ^Л г^ f п <**^ r,.-:-VrV'. Ч,Л J'f .SI!''. (f_TH ^ту 2,0 1,5 1,0 PH рц н ?тн Ply *^ ^ k *\ \ N \ РН 4рУ <-_^-— "~~~*> \ Ч 0,5 W. п. 0.5 W •п Рис, 142, Кривые • изменения" тяти и расхода топлива по оборотам на установившихся и неустановившихся : режимах работы ТРД ^ - 232 Рис, 143. Кривые изменения относитель- ных тяги и расхода топлива по относи- тельным оборотам-на неустановившихся ........ режимах работы ТРД - • -• ных тяги и расхода топлива по относительным оборотам на неуста- новившихся режимах работы ТРД. Относительные величины тяги и расхода топлива есть отношение тяги и расхода топлива на неуста- новившихся режимах к тяге и расходу топлива на установившихся режимах ТРД, а относительные обороты — отношение текущего значения оборотов к максимальному. Время разгона двигателя определяется из равенства момента сил инерции турбокомпрессора (произведения величины момента инерции вращающихся масс на угловое ускорение), разности мо- ментов сил, действующих на лопатки турбины и лопатки (крыль- чатку) компрессора (уравнение разгона) If ----- Л--. — М„, •'U) 1 К» где /— момент инерции турбокомпрессора; /0—угловое ускорение турбокомпрессора; УИТ—момент сил, действующих на лопатки турбины; Мк — момент сил, действующих на лопатки (крыльчатку) ком- прессора. ... _-.,р; у, ., ,:,',. j ,...,,..... Рис. 144, Изменения -т— в зависимости от отно- '- •""-•• ^ Ло сительпых оборотов турбокомпрессора ТРД Угловое ускорение турбокомпрессора (ТК) есть изменение оборо- <- . Д /г . тов в единицу времени, приолиженно уш = -д-г, где А п —интервал оборотов, А/—интервал времени, в течение которого число оборо- тов турбокомпрессора изменилось на величину А/г. Следовательно, для определения времени, в течение которого число оборотов ТК из- менится на величину Ал, необходимо-— умножить на А/г. Для •/ш этой цели строится график изменения — от оборотов ТК- Типич- rft) • ный пример такого графика представлен на рис. 144. 233 :., Время разгона ТРД условно обозначено на этом рисунке за- штрихованной площадью. Дл_я определения величины этой площади ось абсцисс в интервале от п = 0,2 до /г— 1,0 разбивают на рав- ные части (например, Ад = 0,1). На каждом участке кривую представляют в виде прямой и затем определяют площадь тра- пеции каждого участка. Время разгона от п = 0,2 до я — 0,1 бу- дет равно ,=[!-(')+(f)+(f)+...+i(f)]A*. : L -2 ХУшД \-/о>/2 ЧЛо/з L WioyyJ ........ ?,;,.. Кривая изменения оборотов по времени, вычисленная этим способом, приведена на рис. 145. Имея кривые изменения тяги и расхода топлива на неустано- вившихся режимах работы двига- теля по оборотам турбокомпрес- сора (ТК) и кривые изменения оборотов ТК по времени, можно построить графики изменения тяги и расхода топлива по времени. Рассмотрим кривые изменения тяги и расхода топлива на неуста- новившихся режимах, построен- ные для одного закона подачи топ- лива по оборотам. Они показы- вают, что тяга и расход топлива ТРД на этих режимах значительно t отличаются от тяги и расхода топлива того же ТРД, работаю- щего на установившихся режимах. Тяга ТРД будет на 15—20%- больше тяги этого двигателя при 4 ' установившихся режимах работы (в широком диапазоне оборотов ТК), а расход топлива — больше на 50—80% (в диапазоне от оборотов малого газа до 85% макси- мальных оборотов ТК). Наибольшее превышение расхода топлива на неустановившихся режимах по сравнению с установившимися режимами находится в диапазоне 70—75% от максимальных обо- ротов. В диапазоне от 95% до максимальных оборотов величина превышения расхода топлива непрерывно уменьшается, и на макси- мальных оборотах расход топлива будет практически одинаковым для обоих режимов. Удельный расход топлива ТРД для неустановившихся режимов больше на 20—50% в диапазоне оборотов от малого газа до 85% максимальных оборотов. Выше 85% максимальных оборотов про- цент превышения удельного расхода непрерывно уменьшается. Следует отметить, что приведенные цифры по тяге, расходу топ- лива и удельному расходу топлива на неустановившихся режимах работы ТРД изменяются при изменении параметров двигателя, за- кона подачи топлива по оборотам и условий работы двигателя. 234 *S п о5/сек ^ 100 1 50 / п-/( Ч 1 / f / -— •" У О 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 Рис. 145. Характер изменения оборо- тов турбокомпрессора ТРД по вре- мени Эти цифры относятся только к процессу разгона двигателя. При сбросе оборотов наблюдается обратная картина. ^••:>.:,с'-• ••; Увеличение тяги двигателя происходит главным образом вслед- ствие увеличения расхода топлива и вызванного этим повышения температуры газов перед турбиной по сравнению с установивши- мися режимами работы ТРД. Увеличение удельного расхода топлива связано с созданием из- быточной мощности турбиной для разгона ТК двигателя и повы- шением температуры газов перед турбиной при сравни- тельно малом увеличении степени сжатия воздуха в компрессоре. На рис. 146 представле- ны графики температуры газов перед турбиной и сте- пени сжатия воздуха в компрессоре по оборотам на установившихся и неуста- новившихся режимах ра- боты ТРД (при одном из за- конов подачи топлива в про- цессе разгона). Графики показывают, что при оборотах ТК, меньших максимальных, на установив- шихся режимах температура газов перед турбиной замет- но меньше, чем на неуста- новившихся режимах, а по- этому и удельный расход топлива также меньше. На неустановившихся режимах при незначительном увеличе- нии степени сжатия воздуха в компрессоре температура газов пе- ред турбиной существенно возрастает, что приводит к увеличению тяги и ухудшению экономичности двигателя. -:!-'-.:'• Отсюда следует, что длительная работа ТРД в условиях частого применения разгона двигателя заметно ухудшает его экономичность, повышает тепловые напряжения и вибрационные нагрузки на де- тали (двигатель работает при более высоких температурах и в об- ласти, близкой к началу помпажа). Грамотная эксплуатация в полете ТРД дает возможность умень- шить расходы топлива на режимах разгона и повысить надежность его работы. Это достигается непрерывным совершенствованием ма- стерства вождения самолета. Кроме того, экономичность и надеж- ность работы ТРД могут быть повышены путем применения более совершенных программ регулирования ТРД на неустановившихся режимах (т. е. применением закономерности подачи топлива по 235 0.5 Рис, 146, Зависимость температуры газов перед турбиной и степени сжатия воздуха в компрессоре от оборотов турбокомпрес- сора ТРД на установившихся и неустано- вившихся режимах оборотам и времени, обеспечивающей лучшую работу ТРД на неустановившемся режиме). " Влияние программ регулирования на характеристики ТРД при неустановившихся режимах приведено на рис, 147—149. На рисун- ках приняты следующие обозначения: Кривая 1 — соответствует программе регулирования, при ко- торой степень сжатия воздуха в компрессоре изменяется-пропор- ционально расходу воздуха до своего максимального значения, а при дальнейшем увеличении оборотов степень сжатия воздуха г " • •*- :< ; 7 -&K~^>f • ^з -переменная ' ' ^".:>.;.. j 4-. 2-?>н=Щ'>Тз = Н500абс.=постоянная Ь J-?K = 4,/; Tj~ 1500 °абс.=по cm оянная — 4 ~?н =6,0; 7j =1150° aSic.-постоянная •--о 0,6 О 0,2 0,4 OtB 0,8 1,0 I Рис. 147. Изменение тяги ТРД по времени разгона турбокомпрессора ТРД в компрессоре остается постоянной и равной 4,1 (на рис. 141 неуста- новившимся режимам соответствует сплошная линия АБА, а уста- новившимся— сплошная линия А1А]. При этой программе регули- рования температура газов перед турбиной в процессе разгона из- меняется; Кривая 2 — соответствует программе регулирования, при ко- торой температура газов перед турбиной постоянна и равна 1150° абс., а степень сжатия воздуха в компрессоре на максималь- ном режиме равна 4,1 (на рис. 141 неустановившимся режимам со- ответствует линия В2А, а установившимся — линия А1А}\ Кривая 3 — соответствует программе регулирования, при ко- торой степень сжатия воздуха в компрессоре на максимальном ре- жиме равна 4,1, а температура газов перед турбиной постоянна и равна 1500° абс. (на рис, 141 неустановившимся режимам соответ- ствует линия В2А, а установившимся — линия АА)\ i-^о > >г- ,•».- Кривая^ — соответствует программе регулирования, при ко- торой степень сжатия воздуха в компрессоре равна 6,0, а темпера: 236 ' . . тура газов перед турбиной постоянна и равна 1150° абс. (на рис. 141 неустановившимся режимам соответствует линия В2А, а установив- шимся— линия АЕЛ). Из этого следует, что мы рассматриваем влияние на характери- стики ТРД при неустановившихся режимах работы двух программ регулирования (кривые / и 2) и двух параметров рабочего про- цесса — температуры газов перед турбиной (кривая 3) и степени сжатия воздуха в компрессоре (кривая 4} при программе регулиро- вания, соответствующей постоян- ству температуры газов перед тур- биной в процессе разгона. Рис. 148, Зависимость тяги и рас- хода топлива от оборотов турбо- компрессора ТРД на неустановив- шихся режимах Рис, 149, Зависимость относительного расхода топлива от относительных оборотов турбокомпрессора ТРД Анализ результатов расчетов характеристики ТРД на режимах разгона при двух различных программах регулирования показывает, что экономичность ТРД при первой программе хуже экономичности ТРД при второй программе. Это вызвано главным образом резким возрастанием расхода топлива на режимах 90—95% от максималь- ных оборотов в первом случае. Изменение тяги по оборотам для обеих программ регулирова- ния приблизительно одинаково, а по времени более благоприятно при второй программе регулирования. На рис. 146 показано изменение температуры газов перед тур- биной по оборотам ТК для приведенных программ регулирования ТРД. Из рисунка видно, что при первой программе регулирования в широком диапазоне оборотов ТК температура газов перед турби- ной выше температуры, соответствующей максимальному устано- вившемуся режиму. Это отрицательно сказывается на надежности работы двигателя. Таким образом, первая программа регулирования явно неприемлема. . , Более целесообразной является вторая программа регулирова- 237 ния. Однако и она приводит к заметному ухудшению экономичности ТРД на режиме разгона. Вопрос об экономичности ТРД в полете на неустановившихся режимах должен решаться с учетом характе- ристик самолета. • ; •.., ; , •-.= Кроме выбора программ регулирования, на характеристики ТРД при неустановившихся режимах работы оказывает существенное влияние и выбор основных параметров двигателя (степени сжатия воздуха в компрессоре; температуры газов перед турбиной; к. п. д. элементов двигателя; величины расхода воздуха), а также и дру- гие факторы (скорость и высота полета; тип характеристик ком- прессора, камеры сгорания, турбины и др.)- •: Г ? !• 1 • •• ,'! Рассмотрим влияние главных факторов. V;.—r- -; :-;..... г j Повышение степени сжатия воздуха в ком- прессоре является одним из основных методов повышения эко- номичности ТРД. Поэтому весьма важно установить влияние этого параметра на характеристики ТРД на неустановившихся режимах работы. Расчеты показывают, что при увеличении степени сжатия воз- духа в компрессоре протекание характеристик ТРД на неустановив- шихся режимах более благоприятно. .....• •""^'- "-'^ "~ •"''"* '•""'• На рис. 147 представлены графики изменения тяги ТРД по вре- мени разгона при степени сжатия воздуха в компрессоре, равной 4 и 6 (кривые 2 и 4 соответственно). Моменты инерции вращающихся масс в обоих случаях одинаковы. ( Из графиков видно, что тяга достигает одного и того же значе- ния у ТРД со степенью сжатия б за время на '8—10% меньшее, чем у ТРД со степенью сжатия 4. Экономичность ТРД на неустановив- шихся режимах с более высокой степенью сжатия воздуха в ком- прессоре повышается. Так, удельный расход топлива ТРД со сте- пенью сжатия б в сравнительно широком диапазоне оборотов ниже примерно на 8—9% удельного расхода топлива ТРД со степенью сжатия 4 на этих же режимах. Отношение расхода топлива на неустановившемся режиме к рас- ходу топлива на установившемся режиме у ТРД со степенью сжа- тия 6 больше, чем у ТРД со степенью сжатия 4 при оборотах 90% от максимальных и меньших. Одной из причин такого протекания характеристик ТРД на неустановившихся режимах работы при увеличении степени сжатия воздуха в компрессоре является более резкое падение температуры газов перед турбиной у ТРД с большими степенями сжатия на установившихся режимах (рис. 150). В результате этого создаются, большие избыточные мощности турбины, главным образом в обла- сти малых и средних оборотов турбокомпрессора. Уменьшение удель- ных расходов топлива обусловлено сравнительно высокими значе- ниями степени сжатия воздуха в компрессоре во всем диапазоне оборотов. В данном случае рассмотрены характеристики ТРД при отсут- ствии специальных методов регулирования компрессора (перепуск воздуха из ступеней, поворотные направляющие аппараты), что для 238 степеней сжатия воздуха в компрессоре, равных 4 и б, можно счи- тать допустимым. При дальнейшем увеличении степени сжатия по- требуются специальные методы регулирования компрессора. В связи с этим характеристики ТРД на неустановившихся режимах могут существенно измениться. Повышение температуры газов перед турби- ной ТРД, как это следует из рис. 147—149, приводит к улучшению протекания характеристик ТРД на неустановившихся режимах. Тяга двигателя по времени нарастает значительно быстрее (кривые 3). Ъ 1,0 0,5 Л ?к= Щ;Т3--П5 I Оабс \ /1 ?<\ 6: Т3 ^150 \ °абс /} / ^^ ---•*_, ^^ <Ч^--. F* ^ S ------- —-. •"• Ъ -Ц\1 3=15QQaafa п 0,5 Ю Рис, 150. Изменение относительной температуры газов перед турбиной от оборотов турбокомпрессора ТРД на установившихся режимах О Рис. 151. Изменение избыточной мощ- ности турбины от оборотов турбоком- прессора ТРД Время разгона до максимальных оборотов уменьшается. Удельный расход топлива повышается. Увеличивается также отношение рас- хода топлива на неустановившихся режимах к расходу топлива на установившихся режимах при одинаковом значении числа оборо- rr-iTT" " - , •;' *':••"'-. '•'•' :• •', ' " тов ТК. Такое протекание характеристик ТРД при увеличении темпера- туры газов перед турбиной обусловлено в первую очередь харак- тером изменения температуры газов перед турбиной ТРД на уста- новившихся режимах по оборотам. Из рис. 150 ясно, что кривая от- носительной температуры газов перед турбиной значительно круче падает при уменьшении оборотов у ТРД с более высокой темпера- турой газов перед турбиной на максимальном режиме. Следова- тельно, имеется возможность значительного повышения темпера- туры газов на малых и средних оборотах, т. е. получения больших величин разности температур газов перед турбиной на неустановив- шихся и установившихся режимах. В связи с этим избыточная мощ- ность во всем диапазоне оборотов турбокомпрессора у ТРД с Т3 = 1500° абс. примерно на 25—30% больше, чем у ТРД, у ко- 239 торого температура газов перед турбиной равна 1150е абс. (рис. 151). Большие удельные расходы топлива обусловлены высо- кими температурами газа перед турбиной при несколько больших степенях сжатия воздуха в компрессоре. Расход воздуха. Избыточная мощность турбины на неуста- новившихся режимах работы ТРД прямо пропорциональна абсо- лютному значению расхода воздуха ••;.;- >>^-7:••': , *N=(LT a-Lf)GB, • (53) • '. С. 't ' "' "•' -' f" .J Л ?i'S\- . **) *.. I-: ^' * f где A TV—избыточная мощность турбины; ,".'. " V Lta — LK—разность работ турбины и компрессора; ' -;; ;,.:,-, *Л—расход воздуха при неустановившемся режиме; I a—отношение расхода газа к расходу воздуха. Из этой формулы следует, что чем больше расход воздуха, тем больше избыточная мощность, а следовательно, меньше время раз- гона. Значит, изменение тяги по времени в случае больших расхо- дов воздуха более благоприятно. г Кроме расчетного значения расхода воздуха, существенное влия- ние на характеристики ТРД на неустановившихся режимах оказы- вает закон изменения расхода воздуха при изменении оборотов турбокомпрессора. При более пологой кривой изменения расхода воздуха разгон двигателя улучшается. Это обусловлено увеличе- нием избыточной мощности на малых и средних оборотах вслед- ствие большего расхода воздуха при неизменном значении (LTa — LK) на заданных оборотах. Увеличение расхода воздуха может быть достигнуто за счет уве- личения диаметра двигателя или за счет увеличения производи- тельности компрессора на 1 ж2 площади и пропускной способности Турбины. ..... | .<.,,., В первом случае увеличится момент инерции вращающихся масс, поэтому характеристики ТРД на неустановившихся режимах бу- дут определяться не только расходом воздуха, но и моментом инерции. Во втором случае момент инерции вращающихся масс даже не- сколько уменьшится, поэтому характеристики ТРД на неустановив- шихся режимах будут более благоприятными. • * • ' . Следовательно, анализируя влияние расхода воздуха на харак- теристики ТРД на неустановившихся режимах, используют не абсо- лютное значение расхода воздуха, а производительность компрес- сора, т. е. расход воздуха на 1 м2 сметаемой площади компрессора. С увеличением скорости полета линия совместной работы тур- бины и компрессора при установившихся режимах на средних и ма- лых приведенных оборотах смещается вправо от Границы помпажа. Расход воздуха через двигатель с увеличением скорости полета воз- растает. В связи с указанным перемещением линии совместной ра- боты турбины и компрессора на установившихся режимах и увели- чением расхода воздуха при росте скорости полета характеристики ТРД на неустановившихся режимах улучшаются. Тяга по времени нарастает более интенсивно. Время разгона двигателя уменьшается. 240 При увеличении высоты полета расход воздуха через двигатель уменьшается, а точка совместной работы турбины и компрессора приближается к границе помпажа. В связи с этим характеристики ТРД на неустановившихся режимах ухудшаются. Такое влияние вы- соты полета было бы при условии, если бы обороты малого газа оставались неизменными. В действительности же обороты малого газа с увеличением высоты полета возрастают. Поэтому время раз- гона двигателя на высоте может быть лишь несколько большим, а иногда и таким же, как в земных статических условиях. Анализируя влияние степени сжатия воздуха в компрессоре, тем- пературы газов перед турбиной и расхода воздуха на характери- стики ТРД при неустановившихся режимах работы, мы считали, что момент инерции вращающихся масс турбокомпрессора остается постоянной величиной. В действительности же с увеличением сте- пени сжатия момент инерции возрастет из-за увеличения числа ступеней компрессора и турбины. Если температура газов перед турбиной увеличивается без охлаждения лопаток, момент инерции не должен существенно измениться, а при охлаждении лопаток воз- можно его увеличение. С увеличением диаметра двигателя момент инерции возрастает. Влияние момента инерции в каждом конкрет- ном случае учитывается по формуле разгона. На характеристики ТРД при неустановившихся режимах влияет также изменение к. п. д. элементов двигателя (компрессора, камеры сгорания и турбины) в процессе разгона турбокомпрессора. Абсо- лютные значения к. п. д. элементов ТРД на установившихся режи- мах практически не влияют на разгон. Объясняется это тем, что на установившихся режимах эффективные работы турбины и компрес- сора независимо от значений их к. п. д. будут равны. При переходе к неустановившимся режимам (из точки / в точку 2 на рис. 141) к. п. д. элементов ТРД изменяются, однако их влияние на разгон сравнительно невелико. Значительно больше разгон ТРД зависит от типа компрессора и особенностей его харак- теристик. Так, при пологом протекании характеристик компрессора сте- пень сжатия воздуха в компрессоре на неустановившихся режимах его работы практически не изменяется по сравнению с установив- шимися режимами, а расход воздуха заметно уменьшается. Это приводит к ухудшению разгона ТРД, так как избыточная мощность турбины уменьшается пропорционально уменьшению расхода воз- духа см. формулу (53). Если .кривые напорных характеристик компрессора имеют более крутой вид, на неустановившихся режи- мах ТРД работа компрессора возрастает вследствие увеличения сте- пени сжатия, а расход воздуха почти не уменьшается. Характери- стики ТРД на неустановившихся режимах улучшаются. Время раз- гона уменьшается. На разгон ТРД оказывает также влияние абсолютное значение числа оборотов турбокомпрессора, с которого начинается разгон. Чем больше число оборотов, тем больше должна быть избыточная мощ- ность для увеличения оборотов на одну и ту же величину. 16-3073 241 Если начальные обороты разгона ТРД увеличить и сохранить постоянными конечные, то мощность, потребная на разгон, умень- шается. Отсюда видно, что с развитием авиационных двигателей следует ожидать улучшения этих характеристик. Однако и сейчас их можно совершенствовать путем правильного выбора программ регулирования на неустановившихся режимах. При отсутствии характеристик компрессора и турбин, например для вновь проектируемого ТРД, характеристики его на неустано- вившихся режимах могут быть рассчитаны приближенно. При этом делаются следующие основные допущения. - . ;.,..,, f~*\/ ^f Величина В = —:—-, пропорциональная приведенному расходу л О газа через турбину, постоянна и одинакова для установившихся и . неустановившихся режимов работы ТРД (при неизменной площади реактивного сопла). Температура газов перед турбиной на неустано- вившихся режимах работы постоянна и равна максимально допу- стимой температуре газов перед турбиной на установившихся режи- мах. Считается, что все величины на установившихся режимах ра- боты известны. Характеристики компрессора в зависимости от его типа и степени сжатия изображаются в виде горизонтальных или вертикальных прямых. ч1'- Используя эти допущения, вычисляем необходимые данные для определения избыточной мощности на различных оборотах ТК, тягу и расход топлива при неустановившихся режимах работы и время разгона двигателя. Вычисления производим в такой последователь- •ности. Задавшись типом характеристики компрессора, например 3 виде горизонтальных прямых, определяем расход воздуха на -неустановившихся режимах по формуле i . .ч' ', ч ,'• ' ' ' .Gu = Gyl/-f—', . ' ' ; Г- -Зн где индекс н характеризует параметры на неустановившихся режи- мах работы ТРД; у — на установившихся режимах. Давление воздуха за компрессором на неустановившихся и уста- новившихся режимах работы в соответствии с принятой характери- стикой компрессора одинаково. Температура газов перед турбиной постоянна и равна максимально допустимой. Таким образом можно определить работу турбины и компрессора на неустановившихся ре- жимах, их разность и избыточную мощность по оборотам. • При вычислении работы турбины на неустановившихся режимах считается, что отношение эффективной работы турбины к адиабати- ческой работе расширения в турбине и реактивном сопле одинаково для обоих режимов на соответствующих оборотах турбокомпрес- сора. - ,;-">:;,H--VIV. .;>•••. ; • •• • : ; '-'•'-•' Выполнив расчеты, строим графики зависимости избыточной мощности, тяги и расхода топлива по оборотам и величины, обрат- ной угловому ускорению в функции оборотов, а затем вычисляем время разгона двигателя, после чего строим кривые зависимости тяги, оборотов и расхода топлива от времени разгона. 242 Если характеристики компрессора заданы в виде вертикальных прямых, то расходы воздуха на неустановившихся и установив- шихся режимах работы равны (<7В н = GB> y). Давление воздуха за компрессором на неустановившихся режимах определяется по фор- муле - __ ц/ ^зн Рчн —Pzy У -f^* Далее расчет ведется, как и для предыдущего случая. Для ориентировочных подсчетов времени разгона ТК ТРД можно использовать формулу t = kl 2 _ 2 "макс м. г 'в. макс (54) где п макс /— момент инерции вращающихся масс ТРД [кгмсек?]', — максимальные обороты ТК [об/сек]; G, пыг — обороты малого газа [об/сек]; в.макс расход воздуха на максимальном установившемся " ~ •;,'*'.. режиме работы ТРД [кг/-сек]; k — постоянный коэффициент, равный 0,022—0,028. Формула (54) выведена в предположении, что избыточная мощ- ность в процессе разгона постоянна и равна средней величине. В заключение следует отметить, что знание характеристик дви- гателей на неустановившихся режимах работы дает возможность точнее рассчитать полет в строю, взлет и разгон самолетов, уход на второй круг и другие элементы полета. ,->|;Г 16* if Профессор, доктор технических наук ^инженер-полковник П. К. КАЗАН ДЖАН ТУРБОВИНТОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ Газотурбинный двигатель, турбина которого развивает большую мощность, чем требуется для вращения компрессора, и передает эту избыточную мощность на воздушный винт, называется турбо- винтовым двигателем (ТВД). 1 I Рис. 152. Принципиальная схема ТВД г ч Принципиальная схема турбовинтового двигателя изображена на рис. 152. Из рисунка видно, что ТВД состоит из тех же узлов и агрегатов, что и ТРД, но, кроме того, он снабжен воздушным вин- том, вал которого соединяется с валом компрессора посредством редуктора. Необходимость применения редуктора вызвана тем, что ротор двигателя развивает значительно большее число оборотов, чем это необходимо воздушному винту. Передаточное отношение от вала компрессора к валу винта в существующих схемах ТВД до- ходит до 1 : 14. Другая особенность ТВД по сравнению с ТРД состоит в нали- чии у ТВД многоступенчатой турбины. При одинаковых степенях сжатия и подогрева воздуха в ТРД и ТВД число ступеней турбины ТВД всегда делают большим, чем число ступеней турбины ТРД. Это объясняется тем, что работа турбины, а следовательно, и сте- пень расширения газа в турбине ТВД при этих условиях всегда больше, чем в турбине турбореактивного двигателя. В современных 244 схемах ТВД число ступеней турбины доходит до шести и обычно не бывает меньше двух. Создание надежно работающей многоступенчатой турбины с вы- соким к. п. д., редуктора с большим передаточным отношением и воздушного винта составляет основные трудности на пути широкого внедрения в авиацию турбовинтовых двигателей. С точки зрения трансформации энергии основное отличие ТРД от ТВД состоит в том, что у ТРД тяга создается только за счет реакции газовой струи, проходящей через двигатель, а у ТВД в основном при помощи винта и частично за счет реакции газовой струи. Создание тяги за счет реакции газовой струи происходит более эффективно на больших скоростях полета, а при помощи винта — на малых и средних скоростях полета. Поэтому области примене- ния этих двух типов двигателей в зависимости от скорости полета Рис. 153. Схема ТВД с раздельными турбинами несколько различаются. ТРД обладает преимуществами при полете с большими скоростями, а ТВД — при взлете и полете на малых и средних скоростях. Заметим, что на практике встречаются и другие схемы ТВД. 1В схеме, изображенной на рис. 152, турбина приводит во враще- ние компрессор и винт (через редуктор); на рис. 153 компрессор и винт приводятся во вращение с помощью различных турбин. Пре- имущество последней схемы состоит в том, что здесь облегчается процесс запуска и улучшается приемистость двигателя. Это объ- ясняется тем, что при запуске и на переходных режимах энергия газа тратится в основном на вращение первой турбины и поэтому компрессор разгоняется быстрее, что способствует улучшению при- емистости двигателя. • ' - ••: Разновидностью турбовинтового двигателя является двухкон- турный двигатель, в котором избыточная мощность газовой тур- бины передается не на винт, а на вентилятор, заключенный в коль- цевой капот (рис. 154). 1Ка;к видно из рисунка, внутренний контур такого двигателя выполнен наподобие проточной части ТВД или 245 w ..; . • Рис. 154, Схема двухконтурного ВРД • •'? '; ;'" .;. ТРД, а наружный контур, в котором расположен вентилятор, об- разует кольцевой туннель, охватывающий внутренний контур. Вращение вентилятора, так же как и винта, может осуще- ствляться или той же турбиной, которая служит для вращения компрессора первого (центрального) контура, или же самостоя- тельной турбиной, расположенной за турбиной компрессора --!;,!= =^Кл -Р с*~ --^jiSiusmm:. нР7 '.'••• Рис, 155, Двухконтурный ВРД с вентилятором второго контура • над турбиной . •. . ' ' " I (рис. 155). 'Конструктивная схема двухконтурного ВРД впервые была разработана советским инженером А. М. Люлька в 1937 году (рис. 156). ' ; ••-• ....... . Широкого применения двухконтурные ВРД пока не нашли. Следует отметить, однако, что при туннельном расположении вен- тилятор сохраняет высокое значение к. п. д. до очень больших Рис. 156. Схема двухконтурного ВРД А. М. Люлька 246 скоростей полета. При необходимости можно осуществлять форси- рование двигателя путем сжигания топлива в наружном контуре. Все эти преимущества открывают возможность использования дву- контурных ВРД для сверхзвуковых скоростей полета. Рабочий процесс ТВД в значительной степени напоминает ра- бочий процесс ТРД. Скоростной напор набегающего на двигатель воздушного по- тока преобразуется в давление за счет торможения воздушной струи на входе в двигатель. Основное сжатие воздуха в ТВД так же, как и в ТРД, осуществляется посредством компрессора, так как степень сжатия воздуха, получаемая за счет использования скоро- стного напора, незначительна и практически не превосходит 1,2—1,3. Для сжатия воздуха в турбовинтовых двигателях применяют преимущественно осевые компрессоры. Воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, где ему сообщается тепло, получен- ное при сжигании топлива. Процесс сжигания топлива в ТВД про- исходит так же, как и в ТРД, при постоянном или незначительно уменьшающемся давлении в камере сгорания. На выходе из камеры сгорания газовый поток обладает высоком потенциальной энергией благодаря сжатию воздуха в компрессоре, скоростному напору и подводу тепла к камере. Весь этот газовый поток направляется-в турбину. Расширяясь в турбине, газы произ- водят работу, которая затем передается компрессору, находящемуся на одном валу с турбиной, и воздушному винту. В турбовинтовых двигателях в отличие от турбореактивных, расширение газа почти по шестью осуществляется в турбине. Поэтому давление газа за турбиной может оказаться равным или незначительно большим атмосферного. Часто для увеличения располагаемой энергии газа в турбине а следовательно, и увеличения мощности, передаваемой на винт, давление газа за турбиной даже несколько уменьшают (на 10—12% по сравнению с давлением окружающего воздуха). В этом случае реактивное сопло выполняет уже роль диффу- зора, в котором газы, выходящие из турбины, за счет использова- ния их кинетической энергии ежи- .•,.,,..,-••> ,*,-*• ..-,->. ,,,., маются до атмосферного давле- ния. Кроме того, увеличение теп- лоперепада в турбине приводит к уменьшению высоты лопаток по- следней ступени турбины. На рис. 157 изображен термо- динамический цикл турбовинтово- го двигателя в координатах р—и. Линия 0—2 изображает процесс сжатия воздуха в диффузоре и в компрессоре; линия 2—3 — про- цесс подвода тепла в камере сго- рания; линии 3—Ь и Ь—4 соответ- ствуют процессу расширения газа в турбине и реактивном сопле. Рис, 157, Диаграмма рабочего про- цесса ТВД в координатах р — v 247 Если составить уравнение движения газового потока, проходя- щего через ТВД, подобно тому, как это было сделано для ТРД, получим •'. ;л-;: ••< - ; : •>'•• *,+ q~co 2? JL-* Ц) (55) где Le— работа, передаваемая на воздушный винт; .. 1Ц — работа действительного цикла ТВД; ,,; С4—скорость истечения газа из реактивного сопла. Из формулы (55) следует, что в турбовинтовых двигателях в отличие от ТРД работа цикла расходуется не только на прира- щение кинетической энергии струи газа, проходящего через двига- тель, но и на получение эффективной работы на валу двигателя. Очевидно, что при одной и той же работе цикла /,ц и ско- рости полета CQ можно получить различные Le и с4, т. е. различ- ное распределение работы цикла между винтом и скоростной энер- гией газа, вытекающего из реактивного сопла. В частности, при с4 = CQ L^ — Le, т. е. работа, производимая реактивной силой, равна нулю, и работа цикла ?ц тратится только на получение ра- боты на валу винта. Когда же --^ = 0, ?ц = 2 2 С4 С0 2? а это определяет турбо- реактивный двигатель. Действительный член Академии наук СССР Б. С. Стечкин в 1945 году определил, что каждому режиму полета соответствует оптимальное распределение работы цикла между винтом и скоро- стной энергией газа, вытекающего из реактивного сопла. Из пред- ложенной им формулы „ _ со *)в (56) видно, что чем больше скорость полета и меньше «. п. д. Y]B> тем больше должна быть скорость истечения газа из реактивного сопла с4, а следовательно, и работа реактивной тяги, и тем меньше ра- бота, передаваемая на винт. Иначе говоря, чем меньше скорость полета и больше к. п. д. винта, тем больше надо загрузить винт и меньше оставить работы цикла на долю реакции, и наоборот. - Остановимся теперь на определении суммарной тяговой работы и суммарной мощности винта и реактивной тяги. Избыточная работа турбины Le (сверх потребной работы ком- прессора), как мы уже установили, передается на воздушный винт через редуктор. Учитывая механический к. п. д. редуктора 7)m = 0,97-:-0,98, получим работу LB, переданную на винт (работу на валу винта): ..... ' ; ' - ••/•; -' '' -.:в =-W • ••"•'•'^у ' ,. -- •'•; (57) Тяговая работа винта равна произведению работы на валу винта на к. п. д. винта, т. е. . , . ;-,.-. ?т.. = ?,ъ. / (58) 248 Что же касается тяговой работы от реактивной тяги, то она, как и в случае ТРД, определится формулой . / _- г Р __ Г С4 — CQ . /rq\ . ьт. р— Ч'уд— 60 g • \ОУ/ Суммарная тяговая работа ТВД будет равна 1Т = Лт. в + 1Т. Р (60) или LT = LB-na + cQc^. (61) Перейдем к определению суммарной мощности винта и реак- тивной тяги. При определении тяговой работы винта работу на валу винта LB следует умножить на к. п. д. винта, а чтобы получить работу на валу винта, тяговую работу надо разделить на «. п. д. винта. Эту работу обычно называют эквивалентной работой и обозна- чают буквой ?экв. Очевидно, что эквивалентную работу можно определить по формуле / __т \ CQ (c* ~ CQ) /?С)\ *-экв = ?в Н-----------^Г------- , (Ь4) а соответствующую ей эквивалентную мощность — по формуле д- /-ЭКВ G _g_ j , С0(С4 — Ср) "I xgo\ 'Уэ«в 75 75 L в^ ?Ъ J* ^ } Необходимо заметить, что слово «эквивалентная» относится в основном ко второму члену правой части формулы (63). Дей- G с0 (с4 — с0) ствительно, если мощность реактивной тяги равна —----------------, ?> о то эквивалентная ей мощность на валу винта должна равняться G С0 (c^ — С0) S ёЧя Эквивалентную мощность можно определить по формуле (63) при любой скорости полета, кроме сп = 0, так как при этом к. п. д. винта также равен нулю и получается неопределенность. При работе двигателя на месте мощность на валу винта и тяга винта, а также реактивная тяга не равны нулю. Однако мощность поступательного движения при этом равна нулю, ибо нет движения. В турбовинтовых двигателях, как уже было сказано, тяга в основном создается воздушным винтом. Поэтому большой инте- рес представляет определение мощности винта при работе двигателя на месте. Но, кроме того, имеется и некоторая реактивная тяга, которую также необходимо оценить, причем упомянутые величины необходимо оценить не только в отдельности, но и суммарно. Для определения суммарной эквивалентной мощности двигателя при его работе на месте поступают так: замеряют мощность у втулки винта N'e и реактивную тягу Р'. Мощность винта можно замерить тензометром или гидротормозом, соединенным с валом винта (при снятии винта), а реактивную тягу,— замерив расход . . 249 воздуха через двигатель G' и скорость истечения газа из реактив- ного сопла с±. Тогда D' °' г' Р*=-1С*- Принято считать, что при работе винтового двигателя на месте 1 л. с. приближенно эквивалентна 1,1 кг тяги. На этом основании суммарную эквивалентную мощность двигателя _V3KB при работе его на стенде находят из соотношения -V' экв = Л/в + 0,9Рр, а эквивалентную работу по формуле ;, ", . .':;.. • ••':* ;.•%• •• '• т __ /' I 0.9-75 •\" '•-''. •'•••: '• '"' ''':.:'-'• • *-ЭКВ---- --'я П ~ С* g (64) (65) . Не следует думать, что в формуле (64) не соблюдена размер- ность. Размерность при переводе тяги в мощность учитывается коэффициентом 0,9. Так, например, если при испытании двигателя замерены -VB = 5000 л. с. и Яр'=500 кг, то эквивалентная мощ- ность двигателя равна • •• •..:•;:••••.......; ,,/, ;,,; -. . \ ..r.v; :,.,>, А^;кв = 5000 + 0,9 - 500 = 5450 л. с. ^ , ., :- ••.'- yv ":;и-': »•''"••' • . ' '* Кроме эквивалентных мощности и работы, нас будет интересо- вать также удельный расход топлива. Под удельным расходом топлива обычно понимают отношение часового расхода топлива к эквивалентной мощности Gr.^C ^ Се = 'т. час Л/ ' •"'экв где <7Т. час -— часовой расход топлива. Для современных ТВД удельный расход топлива при работе на номинальном режиме на месте при стандартных атмосферных усло- виях равняется примерно 0,26—0,30 кг/л. с. час. Снижение удель- ного расхода топлива, т. е. улучшение экономичности ТВД, — одна из основных задач, стоящих перед конструкторами., , . л,; Улучшения экономичности ТВД можно добиться в основном путем увеличения степени сжатия и степени подогрева воздуха, улучшения гидравлики проточной части двигателя. 'Кроме того, экономичность турбовинтового двигателя можно улучшить, если использовать тепло отходящих газов. Улучшение экономичности и создание надежно работающего турбовинтового двигателя позволяют применить этот тип двигателя для транспортных самолетов дальнего действия. Следует иметь в виду, что удельный расход топлива ТВД с увеличением скорости и высоты полета заметно падает, поэтому турбовинтовой двигатель по сравнению с поршневым обладает преимуществами не только в отношении веса и габаритов, но и экономичности. * • : • Профессор, доктор технических наук , инженер-полковник П. К. КАЗАНДЖАН >. ЗАВИСИМОСТЬ РАБОТЫ И УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ТВД ОТ СТЕПЕНИ СЖАТИЯ И ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗА ПЕРЕД ТУРБИНОЙ ,. Определим, какие термодинамические параметры (степень сжа- тия и температура газа) следует избрать при проектировании турбовинтового двигателя, и выясним, как эти основные пара- метры влияют на характеристики ТВД. От степени сжатия воздуха и температуры газа перед турбиной зависят вес, габариты и экономичность двигателя. Чтобы улучшить основные данные ТВД, необходимо повысить работу, снимаемую с 1 кг воздуха, прошедшего через двигатель, и понизить удельный расход топлива. Увеличение работы и снижение удельного расхода топлива позволяют увеличить скорость и дальность полета са- молета. Работа, приходящаяся на 1 кг воздуха (эквивалентная работа) и удельный расход топлива определяются по следующим элемен- тарным формулам [см. формулы (62) и (66)]: со (С4 — со) .-.v <•.•;;• •.; -.; •'. '•• *-экв **в г gn !в •'•*•;; ' '. " f> __ Gr. час__ 3600GT 7-. : ^е М / П ' - -уэкв *-Экв u : Можно показать, что работа L3KB и удельный' расход топлива зависят от степени сжатия воздуха, температуры газа перед турби- ной, а также от коэффициентов полезного действия процессов сжатия и расширения YJC и тг)р, т. е. L3KB и Се являются функ- циями упомянутых параметров е, Г3, YJC, т)р. Математически такую функциональную зависимость можно представить в следую- щем виде: ?Экв=/(?, -^ *)с> ^Ip)» :..'. ' Се = ^(^ ТЪ IQc, TQp), ' . ^ где коэффициенты полезного действия ^с и TQP, как и при расче- тах ТРД, учитывают гидравлические потери в двигателе. 2SJ Кроме этих параметров, работа и удельный расход топлива за- висят от скорости и высоты полета. Для простоты будем считать скорость и высоту, полета постоянными. /•.••.. Определим зависимость работы и удельного расхода топлива от каждого из указанных параметров в отдельности. Подобный анализ позволит выяснить, в какой мере выбор тех или иных исходных величин влияет на основные данные ТВД. Влияние степени сжатия воздуха г = ~ на работу /,экв при постоянных значениях 7з, т\с, т\р, т. е. будем считать, что с изме- нением степени сжатия воздуха гидравлика' проточной части двига- теля не изменяется и температура газа перед турбиной остается опт ^2'^опт Рис. 158. График зависимости эквивалентной работы и расхода воздуха от степени сжатия при постоян- ных температуре, Yjp И Yjc постоянной. Конечно, эти условия вполне могут быть осуществлены. Используя приведенные формулы, можно графически представить зависимость эквивалентной работы от степени сжатия. На рис. 158 показан примерный характер изменения эквивалентной работы в зависимости от степени сжатия при постоянной температуре газа перед турбиной и постоянных значениях vjc и t\p. Если степень сжатия воздуха равна единице е- = 1, то ра- бота ТВД равняется нулю. По мере увеличения степени сжатия работа сначала возрастает, а затем, достигнув максимального зна- чения, начинает уменьшаться и доходит до нуля. Степень сжатия, при которой эквивалентная работа L3KB достигает максимального значения, называется оптимальной и обозначается буквой еопт. Буквой е2 обозначим степень сжатия воздуха, при которой работа вторично обращается в нуль. Зависимость работы от степени сжа- тия, изображенную на рис. 158, объясним с точки зрения физики явления. Когда еА = 1, работа равна нулю (см. рис. 158), так как при et = — = 1, р2 = ро, т. е. сжатия нет, С увеличением степени Ро 252 сжатия температура воздуха за компрессором возрастает. При очень больших степенях сжатия температура воздуха настолько увеличивается, что может дойти до допустимой температуры газа перед турбиной. В этих случаях в двигатель нельзя больше вводить тепла и поэтому работа обращается в нуль. Напомним, что аналогичное положение мы имели, рассматри- вая ТРД. Очевидно, что наименьший расход воздуха через ТВД при заданной мощности можно получить в том случае, когда сте- пень сжатия будет оптимальной (L9KB достигнет своего макси- мума). Действительно, так как эквивалентная мощность ?«-- G ^ ^*экв 'ЭКВ_ 75 то при -V3KB = const наименьший расход воздуха будет в том двига- теле, у которого работа 1 кг воздуха максимальна. Зависи- мость изменения расхода воздуха от степени сжатия показана на рис. 159. На этом рисунке видно, что при е--=е1-=1 и при е —е2 расход воздуха стремится к бесконечности. Физически это объясняется тем, что при указанных степенях сжатия работа стре- мится к нулю, и нужен очень большой расход воздуха, чтобы полу- чить заданную мощность. Это положение непосредственно вытекает из формулы (67). Поскольку площадь лба двигателя зависит от расхода- воздуха, можно сделать-вывод, что при оптимальной степени сжатия или, что то же самое, при максимальной L3KB получится минимальная площадь лба. Последний фактор является одним из основных при оценке лётно-тактических качеств турбовинтового двигателя. Но чтобы более объективно подойти к выбору степени сжатия воздуха, необходимо проследить, как зависит удельный расход топлива от степени сжатия, ибо нас интересует не только площадь лба двигателя, но и экономичность двигателя. Примерный харак- тер изменения удельного расхода топлива по степени его сжатия показан на рис. 159. На этом же рисунке для сравнения дана за- •'Жв ^опт бэке f =f - °2 C0-/r Рис, 159, График изменения удельного расхода топлива и эквивалентной работы от степени сжатия 253 > / висимость изменений эквивалентной работы от степени сжатия. Из этой зависимости видно, что минимальный удельный расход то- плива получается при степени сжатия, превышающей оптимальную, соответствующую максимальной работе. Аналогичную картину мы наблюдали и при рассмотрении турбореактивного двигателя: у него экономическая степень сжати-я еэк была значительно больше оптимальной еопт. Влияние температуры газа перед турбиной на эквивалентную работу и удельный расход топлива. Рост температуры газа перед турбиной приводит к увеличению работоспособности 1 кг воздуха, ' з Рис.160. График зависимости эквивалентной работы от степени сжатия при различных значениях тем- пературы перед турбиной, Н — 0 и М0 = О а также к уменьшению удельного расхода топлива. С увеличением температуры газа перед турбиной при прочих равных условиях эквивалентная работа увеличивается, а удельный расход топлива падает. ... • , • ; . Чтобы лучше представить себе, каким образом степень сжатия и температура газа перед турбиной влияют на основные показа- тели ТВД, рассмотрим рис. 160—165. На них даны зависимости ра- боты и удельного расхода топлива от степени сжатия при различ- ных температурах газа перед турбиной, скорости и высоты полета. Так, зависимости эквивалентной работы и удельного расхода топлива от степени сжатия при различных значениях температуры газа перед турбиной для случая, когда скорость (или число Л'10) и высота полета равны нулю, т. е. Я = 0 и Л10 = О, изображены на графиках (рис. 160 и 161), построенных при ir)c = 0,85 и 254 4 %=*=0,9. Как видно из графиков, в ТВД в отличив Of ТРД уве- личение температуры газа перед турбиной (независимо от выбран- ного значения степени сжатия) приводит к уменьшению удельного расхода топлива, т. е. к улучшению экономичности двигателя. Особенное улучшение экономичности ТВД наблюдается при одновременном увеличении температуры газа перед турбиной и сте- пени сжатия воздуха в двигателе. Так, например, при е — 10 и Т3 = 1400° абс. Се = 0,200 кг. л. с. час (см. рис. 161), что намного 0.150 Рис, 161. График зависимости удельного расхода.', •. ; -.. : топлива от степени сжатия при различных значе- . ниях температуры, Н = 0 и М0 = 0 . , ^ , лучше, чем у современных двигателей. Кроме того, увеличение температуры газа перед турбиной приводит к заметному увеличе- нию эквивалентной работы и, следовательно, при заданной мощ- ности к уменьшению расхода воздуха, а также связанных с ним веса и габаритов двигателя. Так, например, с ростом Т3 от 1000° до 1600° абс. (при е=10) эквивалентная работа увеличивается от 11 000 до 38500 кгм/кг (см. рис. 160), т. е. в 3,5 раза. Таким образом, для ТВД, если позволяют условия прочности применяемого материала или если можно осуществить надежное охлаждение лопаток турбины, увеличение температуры газа перед 255 турбиной целесообразно, так как это приведет к повышению эко- номичности, а также к улучшению весовых и габаритных данных двигателя. Зависимости эквивалентной работы и удельного расхода то- плива от степени сжатия при различных значениях температуры газа перед турбиной для Н = 0 и М0 = 0,9 представлены на рис. 162 и 163. Наконец, на рис. 164 и 165 изображены зависи- мости эквивалентной работы и удельного расхода топлива от степени сжатия при различных значениях Ts для Я = 11 км и М0 = 0,9. 1 , ;. , i Ф; РксЛв2. График зависимости эквивалентной работы * от степени сжатия при различных значениях тем-- - пературы, Н -= 0 и М0 = 0,9 • Сопоставление приведенных графиков позволяет оценить влия- ние числа М0 и высоты полета на эквивалентную работу и удель- ный расход топлива. Необходимо отметить, что, кроме повышения степени сжатия, температуры газа перед турбиной, а также к. п. д. сжатия и расши- рения, экономичность турбовинтового двигателя можно повысить за счет регенерации тепла. В ТВД с регенерацией тепла выходные" газы направляются в специальный теплообменник (регенератор), расположенный не- посредственно за турбиной. Там они отдают часть тепла сжатому воздуху, поступающему из компрессора в камеру сгорания. Газы в свою очередь, проходя через генератор, охлаждаются. Принцип действия регенератора ничем не отличается от принципа действия обыкновенного радиатора. Так как проходящий через генератор воздух получает некоторое количество тепла от уходящих газов, то количество тепла, сообщенное воздуху в камере сгорания, соот- 256 0/50 Рис. 163. График зависимости удельного расхода топлива при различных значениях температуры, Н — 0 и М0 — 0,9 Рис. 164. График зависимости эквивалентной работы от степени сжатия при различных зна- чениях температуры, Н — 11 км и MQ = 0,9 17—3073 257 Рис. 165. График зависимости удельного расхода топлива от степени сжатия при различных зна- . ^ • чениях температуры, //=11 км и М0 — 0,9 .;••' ветственно уменьшается. Поэтому при рациональном выборе основ- ных параметров это обстоятельство может привести к улучшению экономичности турбовинтового двигателя. Теория регенераторного цикла была детально разработана в трудах проф. Уварова В. В. еще в 1935 г., а позднее в трудах проф. "Кулагина И. И. и других советских ученых. При установке регенератора необходимо учитывать возрастание гидравлических сопротивлений, ибо чрезмерное падение давления в нем может свести к нулю любое увеличение к. п. д., полученное за счет регенерации. 'Кроме того, надо учитывать возрастание веса двигателя за счет веса регенератора. l ; В некоторых случаях вес регенератора может оказаться соизме- римым с весом двигателя без регенератора. Однако при изменении конструкции регенератора можно получить значительное увеличе- ние к. п. д. турбовинтового двигателя. Необходимо указать, что оптимальные параметры двигателя с регенератором по экономичности отличаются от оптимальных параметров двигателя без регенератора. Экономическая степень сжатия двигателя с регенератором при прочих равных условиях по- лучается значительно меньше/ 1В настоящее время наибольший интерес представляет турбо- винтовой двигатель без регенератора. Тактико-технические данные таких ТВД, как уже было сказано, можно значительно улучшить, применяя высокотемпературные двигатели. На это обстоятельство впервые обратил внимание еще более двадцати лет тому назад со- ветский ученый профессор Уваров В. В. Профессор, доктор технических наук инженер-полковник П. К. КАЗАНДЖАН ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОВИНТОВОГО ДВИГАТЕЛЯ Под характеристиками турбовинтового двигателя обычно пони- мают зависимости эквивалентной мощности (или мощности винта и реактивной тяги) и удельного расхода топлива от числа оборо- тов, скорости и высоты полета. В соответствии с этим обычно различают три вида характе- ристик. , .,. ••• 1. Характеристики ТВД по числу оборотов. Математически эту зависимость можно представить следующим образом: д/- __ f(n\ - V9KB J \'L h c.=«•• i ••-'..--. ,: '. > ->v-'V N3KR=ft(H), • -, ..'/,,-.'-.' .'"••'•;;, v:;:';:7.--.:'v!'.-;. c*=**w- "...;;,''. -.;' •.,v. Такие характеристики строят в предположении, что скорость по- лета и число оборотов двигателя остаются постоянными, т. е. с0 = const и п = const. Высотные характеристики ТВД строят для различных скоростей полета и различных чисел оборотов. 17* 259 Упомянутые характеристики ТВД могут быть построены как теоретически, так и экспериментально. Наиболее правильным спо- собом построения характеристик является экспериментальный, позволяющий точнее определить все неизвестные величины. Однако экспериментальное определение характеристик ТВД свя- зано с большими трудностями. Так, например, для построения летных (скоростных и высотных) характеристик необходимо иметь или летающую лабораторию, на которой не так легко правильно замерить различные величины, или специально оборудованную и очень дорогостоящую высотную установку. Наконец, эксперимен- тальные характеристики можно построить только для уже имею- щегося двигателя. На практике же очень часто бывает необходимо знать характеристики проектируемого двигателя. Теоретическим путем характеристики можно построить с наи- меньшей затратой сил и средств. 'Кроме того, такие характеристики можно построить не только для уже изготовленных, но и для вновь проектируемого двигателя. Чтобы точно построить характери- стики ТВД, надо знать не только характеристики его основных элементов — турбины, компрессора и камеры сгорания, но и способ регулирования двигателя. Следует, однако, отметить, что при построении характери- стик ТВД способ регулирования имеет еще большее значение, чем при построении характеристик ТВД, так как здесь имеется допол- нительный регулируемый элемент — воздушный винт. Так, напри- мер, зная характеристики компрессора и турбины ТРД и потери в камере сгорания, из условия совместной работы турбины и ком- прессора можно определить температуру газа перед турбиной и построить все его характеристики. В ТВД вследствие наличия винта характеристики турбины и компрессора, а также потери в камере не позволяют определить температуру газа перед турби- ной. Изменением этой температуры можно задаваться в пределах допустимых норм в значительной степени произвольно. Построение характеристик ТВД по числу оборотов Как уже было сказано, одними из наиболее важных характе- ристик ТВД являются его характеристики по числу оборотов, сни- маемые экспериментально. При построении таких характеристик замеряют основные параметры двигателя: число оборотов п об/мин., часовой расход топлива GT час кг/час, мощность воздушного винта -VB л. с., скорость истечения газа из реактивного сопла с4 м/сек и расход воздуха через двигатель G кг/сек. Оче- видно, что от точности замера этих величин будет зависеть и точ- ность построенных характеристик. Особенно точно следует замерять число оборотов двигателя вблизи его максимальных значений, ибо на этом участке работы двигателя 1 % числа' оборотов соответ- ствует 3,5-М % мощности. Помимо основных параметров, замеряют также температуру газа в реактивном сопле, давление топлива, давление и темпера- 260 туру масла и другие. По замеренным величинам можно построить кривые 7V9KB = / (п) и Се = у(п), причем ,,', А^экв = ЛГВ + 0,9 ^ - 7VB + 0,9PP, ;', где ;. ..'; ' _. | " ' .. _ ^ 4*4 = Л> и С,=0т'час g -4 — - р " ~е — дг экв Здесь так же, как и при построении характеристик ТРД, замерен- ные величины необходимо привести к нормальным атмосферным условиям. Формулы приведения основных величин (п, G, GT. час, Яр) для ТВД будут иметь такой же вид, как и для ТРД. Обозначим индексом «зам» замеренные величины, а индексом «пр» приведенные. Тогда формулы приведения примут следующий вид: число оборотов двигателя ' ____ ^пр *^зам 1/ 288 о зам расход воздуха о зам .--,-• с —с 76° ,/ ПР ^зам „ I/ 9R8 » . го зам г --С"0 расход топлива Г —С 760 / ^т. пр ^т. зам „ Т/ " fo зам г ______288 Ро зам г 'о зам реактивная тяга - .-.- .... .;: р -р 76° * г» пп -^п р. пр - р. зам п Ро зам • .i мощность .винта N ±=N -Ж_./-- -VB. пр •'ув.зам п 1/7 /^ о зам г - Т о зам " - о зам Зная _VB< пр и Рр. пр, можно определить приведенную эквива- лентную мощность и приведенный удельный расход топлива по следующим формулам: • , _V =N -Ю 9Р -уэкв.лр - VB. пр i VJ>;:7/p. пр» С^т. пр' .' i * = lv------• •"' ' • """• ' " , . ....-., -V9KB. Пр ?*'. •-•', i ; •-.'« •. >•' ,.•...'••:.• r •. :,• • • - - f '•.•••••. Типичные дроссельные характеристики ТВД изображены на рис. 166, где показано, как изменяются мощность винта, реактив- ная тяга и удельный расход топлива в зависимости от числа обо- ротов двигателя. Из этого рисунка видно, что мощность и реактив- ная тяга с уменьшением числа оборотов двигателя резко падают, * Этими формулами можно пользоваться в том случае, когда момент двига- теля замеряется гидротормозом, позволяющим создать условия подобных режи- мов работы двигателя. _: . .. / . . ..... 18-3073 . 261 а удельный расход топлива резко возрастает. Увеличение удель- ного расхода топлива объясняется в основном уменьшением сте- пени сжатия воздуха, температуры газа перед турбиной и некото- рым ухудшением гидравлики проточной части двигателя. Падение мощности двигателя связано с этими же факторами и, кроме того, с уменьшением расхода воздуха через двигатель. ft-ife- пс чау 3000 WOO 5000 6000 7000 П об/мин Рис.. 166. Дроссельные характеристики ТВД Объясняется это тем, что чем меньше число оборотов, тем меньше расход воздуха и, следовательно, тем меньше мощность и на- оборот. .. . - . - ,.. Построение характеристик ТВД по оборотам аналитическим способом затруднено, так как имеется еще очень мало экспери- ментального материала и нет установившегося мнения об опти- мальном способе регулирования двигателя. При аналитическом способе построения характеристик обычно исходят из условия, что площадь проходного сечения реактивного сопла не регулируется (/4 = const) и способ регулирования температуры газа перед ло- патками турбины задан, т. е. известна функциональная зависимость 262 . — •-* температуры газа перед турбиной от числа оборотов двигателя T3 — f(n). Кроме того, в диапазоне наиболее интересных для практики чисел оборотов делают допущение, так же как и для ТРД, что параметры расхода —V—2- и адиабатической работы сжа- L Рз тия —~-. а также к. п. д. v)c "ад^ Па На рис. 167 приведены относи- тельные характеристики ТВД по числу оборотов, построен- ные аналитически. Под относительными харак- теристиками понимают харак- теристики двигателя, построен- ные в относительных величи- нах. Так, например, под отно- сительной эквивалентной мощ- ностью понимают отношение эквивалентной мощности при заданных оборотах и эквива- лентной мощности двигателя при его работе на максималь- ных оборотах, т. е. Na И ^Р остаются постоянными. .V = -уэкв уу экв экв. о Под относительными оборота- ми понимают отношение числа оборотов двигателя к макси- мальному числу оборотов, т. е. — п п = По V № 0.5 И Т. Д., где -V9KB<0 Рис. 167. Относительные дроссельные характеристики ТВД для различных способов регулирования температуры газа перед турбиной по оборотам максимальная мощность; Л0— максимальное чи- сло оборотов. Графики изменения мощностей и соответствующих удельных расходов топлива на рис. 167 построены для трех случаев регули- рования температуры газа перед турбиной: . 1. Тз= T3f 0 = const — т. е. для случая, когда при изменении числа оборотов двигателя температура газа перед лопатками тур- бины сохраняется постоянной и равной максимальному ее значению. Т" 2. ------- = ---- -— т е м п е р а т у р а газа меняется п р о п о р ц и о н а л ь н о -3.0 ^0 . • числу оборотов. 3. Т3.о \ П0 п — температура газа меняется пропорционально квадрату чисел оборотов. 18* 263 При рассмотрении этих зависимостей видно, что наибольшее значение мощности и наилучшее значение экономичности полу- чаются при Т3 — TV0 --= const. Наименьшее значение мощности и наихудшее значение экономичности будут при изменении темпера- туры газа перед сопловым аппаратом турбины пропорционально квадрату чисел оборотов. Однако приведенные зависимости не позволяют еще сделать вывода о целесообразности регулирова- ния ТВД по оборотам при Г3 = -\0 = const, так как в этом слу- N* л с woo 900-800 700 КПП- 1 1 1 ___ ____ Огрс ------------- Лит WU4t тур ш п и п лаль иап< \ I • 1 1 1 ! >ние по помлажу и темпера е в реактивном сопле остоянного расхода топлив остоянного шага винта. чая рабочая кривая ^ ззон 11000- 15000 o$MW~r<&, 1 /У а - ? --], Нор* ~ Рабочий 6 <р м / / •If •/ /1 / — л // «1 / /: /_ -J '-L ._. ._. ._ 500- <*оо- 300- / 200-700- / ty /1 Т 1 г ё / />- -А --$ — - >- — -^- -- / / / s $/ / / / / & ? / // V ^_ _ — -1 / ^~ — — — — ^ лСГ/ / / ^- f ^ ^ / 7 ^ ^ ^ / Г / ^ ^ / i- ^ / -—-' •^ ,-" --" ^" ^ ~^- ,--' т ^ -^ **^ . ------ ' =-=• — — и —- — — - ,. — • — 500л/час U5Q МО 350 300 250 200 ISO % ^ н сз I- а ^ 'о а 43 ^ ^ с; О 5 fb О и о о. fiOOO 9000 ЮООО НООО 12000 13000 IWOO Под/мин Рис, 168. Экспериментальные характеристики ТВД с винтом изменяемого шага . чае для поглощения больших мощностей следует утяжелять винт с уменьшением чисел оборотов двигателя. Это обстоятельство мо- жет привести к заметному ухудшению приемистости двигателя. Кроме того, если температуру газа сохранить постоянной и на ма- лых оборотах, то это приведет к затруднению запуска двигателя, ибо при очень высоких температурах создается так называемое тепловое дросселирование двигателя и компрессор легко может переходить на помпажный режим работы. На практике запуск двигателя в целях улучшения его приеми- стости стараются осуществлять при минимальном шаге винта. С увеличением числа оборотов двигателя шаг винта постепенно увеличивают. , 264 Экспериментальные характеристики ТВД с винтом изменяемого шага приведены на рис. 168. На рисунке по оси ординат отложена мощность воздушного винта, а по оси абсцисс — обороты двига- теля. Кроме кривой изменения мощности по оборотам, нанесены также кривые постоянных значений расхода топлива в литрах в час, постоянного угла поворота лопасти винта, а также теорети- чески построенная кривая мощности на валу винта при постоян- ном максимальном значении температуры газа перед турбиной. Как видно из этого рисунка, рабочая кривая на 11 000 об/мин имеет перелом. Объясняется это тем, что до 11 000 об/мин шаг винта не меняется и равен минимальному его значению (около 12°). Начиная с 11000 и до 15000 об/мин, шаг винта постепенно увеличивается и доходит до 23°. Летные (скоростные и высотные) характеристики ТВД При построении летных (скоростных и высотных) характери- стик ТВД аналитическим способом принимают те же основные допущения, что и при построении аналогичных характеристик ТРД. Кроме того, в качестве условия регулирования принимают, что при номинальных оборотах двигателя температура газа перед сопловым аппаратом турбины для любой скорости и высоты полета остается постоянной. Здесь в отличие от ТРД условия постоянства температуры газа (для докритических перепадов давления в реактивном сопле) можно сохранить независимо от того, регулируется или не регули- руется выходное сечение реактивного сопла, так как в известных пределах можно перераспределять работу цикла между воздушным винтом и реакцией газовой струи. Характеристики ТВД — изменение относительной эквивалент- ной мощности N3KB = д,9*6' и относительного удельного расхода -*экв.о топлива Се = ге в зависимости от скорости полета,— построен- ^ео ные для различных высот, приведены на рис. 169 и 170. Они позволяют проследить,, как меняются основные данные двигателя в зависимости от скорости и высоты полета. Приведенные на рис. 169 и 170 характеристики ТВД показывают, что с увеличением скорости полета полная мощность увеличивается, а удельный рас- ход топлива падает. С увеличением же высоты полета падают и мощность и удельный расход топлива, причем удельный расход топлива, как и у ТРД, уменьшается только до высоты 11 км. Физически падение удельного расхода топлива, т. е. улучшение экономичности двигателя с увеличением скорости полета, объяс- няется возрастанием общей степени сжатия двигателя за счет ско- ростного напора. Увеличение же эквивалентной мощности с ростом скорости полета в основном объясняется увеличением расхода воз- духа, проходящего через двигатель. ; Что же касается изменения удельного расхода топлива и мощ- ности двигателя с изменением высоты полета, то оно объясняется 265 следующим образом. С увеличением высоты полета (при условии постоянства скорости полета) удельный расход топлива умень- шается за счет одновременного увеличения степени сжатия и сте- пени подогрева в двигателе. Вызвано это тем, что с увеличением высоты полета до 11 км уменьшается температура окружающего воздуха и, следовательно, увеличиваются степень сжатия и степень Т подогрева (отношение -~-). Очевидно, что удельный расход С м/сек Рис. 169. График зависимости изменения относительной эквивалентной мощности N9Ka от скорости и высоты полета - \ топлива будет уменьшаться только до высоты 11 км. На высотах более 11 км температура окружающего воздуха перестает пони- жаться, поэтому степень сжатия и степень подогрева воздуха остаются постоянными, постоянным остается и удельный расход топлива. Уменьшение мощности двигателя с увеличением высоты полета объясняется в основном падением расхода воздуха, проходящего через двигатель. До высоты 11 км мощность падает медленнее, чем после этой высоты. Объясняется это тем, что расход воздуха через двигатель до высоты 11 /сдчза счет увеличения степени сжа- 266 0,9 0,8 0,7 0,6 N S ^ \. ч \v\ WO ZOO X x; "x -\ X И 0. j? // 300 С0м/сек Рис. 170. График зависимости изменения_ртно сительного удельного расхода топлива Се от скорости и-высоты полета Л N.. лев 2.6 2ft 2.2 2,0 /.6 (ft 7.2 1.0 V 7 / /_ Т / / г ! е--з> п №0;17 = 0,85;Г)--0.9 -с 1р 100 ш зоо С0м/сеК' Рис, 171. График зависимости изменения отно- сительной эквивалентной мощности М,кв от ско- рости полета для различных степеней сжатия 267 тия уменьшается несколько медленнее, чем на высотах, боль- ших 11 км. Кроме того, работа цикла до 11 км увеличивается вследствие повышения степени сжатия и степени подогрева воз- духа, поэтому падение расхода воздуха частично компенсируется увеличением работы цикла и до высоты 11 км мощность падает медленнее. Начиная с указанной высоты, работа цикла остается постоянной, а расход воздуха и мощность двигателя уменьшаются пропорционально плотности окружающего воздуха. 0.9 0,8 0,7 0,6 N \ \ \ H'Qn\--Q,B5;Ti-Q,9 »е 'о \ C--1L ^ юо 200 300 С0м/сен Рис, 172, График зависимости изменения_отно \ сительного удельного расхода топлива Се от •• скорости полета для различных степеней сжатия Следует отметить, что характер изменения мощности и удель- ного расхода топлива от скорости и высоты полета в значитель- ной степени зависит от исходных степеней сжатия и температуры газа перед турбиной. Изменение эквивалентной мощности и удельного расхода топлива от скорости полета для двигателей, имеющих различные степени сжатия воздуха в земных статических условиях, представ- лено на рис. 171 и 172. Из них видно, что протекание скоростных характеристик двигателя изменяется в зависимости от степени сжатия, которую двигатель имеет при работе на месте. (К такому же выводу можно прийти, построив характеристики двигателя для различных температур газа перед турбиной. Характеристики ТВД, как мы видели, представляют большой интерес для практики. С их помощью можно всегда определить мощность и расход топлива при различных условиях полета и раз- личных числах оборотов двигателя. .. .. -• -;-••; Доцент, кандидат технических наук ••.,-•'. инженер-майор Л. П. АЛЕКСЕЕВ ПРЯМОТОЧНЫЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) — про- стейший воздушно-реактивный двигатель, в котором сжатие воз- духа осуществляется только за счет скоростного напора, а тепло подводится в камеру сгорания при постоянном или незначительно уменьшающемся давлении. При малых скоростях полета степень сжатия воздуха, получае- мая за счет использования скоростного напора, оказывается незна- чительной, в силу чего прямоточный ВРД имеет низкий к. п. д. и не обеспечивает достаточной тяги. В частности, при скорости по- лета, равной нулю, прямоточный ВРД не может создавать тяги. С ростом скорости полета степень сжатия увеличивается и дан- ные ПВРД улучшаются. Поскольку в ПВРД нет турбокомпрессора, в нем можно получить высокие степени подогрева, что позволяет увеличить тягу двигателя и улучшить его экономичность при боль- ших скоростях полета (М>3). Расчеты показывают, что ПВРД при таких скоростях полета могут иметь лучшие данные по некото- рым удельным показателям (удельная тяга, удельный вес и др.) по сравнению с ТРД. К преимуществам ПВРД следует отнести также простоту и надежность конструкции, живучесть и малый вес* двигателя. •ч-- Устройство и рабочий процесс прямоточного ВРД Рабочий процесс и основные показатели прямоточного ВРД су- щественно зависят от скорости полета. Это обусловливает разли- чие в устройстве и методах расчета ПВРД, предназначенных для полета на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Прямоточный ВРД для дозвуковых скоростей полета состоит из диффузора, камеры сгорания и реактивного сопла (рис. 173). Ха- рактерные сечения. газо-воздушного тракта двигателя на рисунке обозначены: в невозмущенной среде через 0 — 0, на входе в диф- фузор (двигатель) 1—1, на входе в камеру сгорания 2—2, на вы- ходе из камеры сгорания 3—3, на выходе из реактивного 269 / Рис. 173. Схема прямоточного ВРД для дозву- ковых скоростей полета и его характери- стика сопла 4—4. Скорости и параметры состояния воздуха в этих сече- ниях в дальнейшем обозначаются соответствующими индексами. График под рисунком показывает изменение скорости, давления и температуры воздуха на различных участках двигателя. Тепловая энергия в ГШРД преобразуется в полезную тяговую работу принципиально по той же схеме, что и в ТРД. Набегающий в полете на двигатель воздушный поток тормозится главным обра- зом до входа в диффузор двигателя и частично в нем самом. При этом в со- ответствии с уменьшением скорости давление повы- шается. Чем больше ско- рость полета, тем больше сжатие воздуха за счет скоростного напора. Сжа- тый воздух поступает да- лее в камеру сгорания, где он нагревается в резуль- тате сгорания топлива. При заданном расходе воздуха через двигатель размеры диффузора опре- деляются скоростью в се- чении 2—2; уменьшение скорости в начале ка- меры сгорания приводит при заданном расходе воздуха к увели- чению габаритов двигателя (площади F2) и его внешнего сопротив- ления. ..;.•• . -. - :•-, Рост скорости потока в камере сгорания ухудшает процесс сго- рания и приводит к падению ее к. п. д., что существенно отра- жается на тяге и удельном расходе топлива. Поскольку давление в конце сжатия вследствие уменьшения скорости при малых значениях М2 увеличивается незначительно, то Мч, как правило, берется максимально допустимым из условия надежной и устойчивой работы камеры сгорания. Обычно М% рав- няется 0,15—0,2. Подача топлива в камеру сгорания осуществляется через спе- циальные форсунки. • ' • При запуске двигателя топливо-воздушная смесь воспламе- няется от авиационной свечи, установленной на некотором расстоя- нии за форсунками. В дальнейшем, при установившейся работе двигателя, свеча выключается, и горение поддерживается благо- даря непрерывной подаче топлива и воздуха. На входе в камеру сгорания установлены турбулизаторы, обес- печивающие создание в ней устойчивых местных очагов горения. Процесс сгорания в прямоточных ВРД происходит при почти по- стоянном давлении, так что давление на выходе из камеры сгора- ния мало отличается от давления на входе в нее. Поэтому прямо- 270 точные ВРД относят к классу двигателей, работающих по циклу с подводом тепла при постоянном давлении. В действительности давление в камере сгорания цилиндрической формы несколько па- дает вследствие увеличения скорости газа в результате его нагрева, а также из-за гидравлических сопротивлений. Температура газа на выходе из камеры сгорания может быть 2000° Ц и более, а скорость — 400—500 м/сек. Продукты сгорания из камеры поступают в сопло. Оно представ- ляет собой сужающий- ся канал, в котором газы расширяются и приобретают скорость, превышающую скорость полета. Разность между ко- личеством движения вытекающих из двига- теля продуктов сгора- ния и количеством дви- 41 С 1 ' 1 2 3 0-5 ,т "•" f&*^< **\ 1 6г Ь^ ^--^????>fc s ] ъ*8&&- •^^Яавленц* жения поступающего в него воздуха опреде- ляет тягу, создаваемую Рис. 174. Сверхзвуковой прямоточный ВРД двигателем. и его характеристика При сверхзвуковых скоростях полета процессы сжатия в диффузоре и расширения в реактивном сопле сопровождаются переходом скорости потока воздуха через скорость звука. Из газодинамики известно, что этот переход может быть осуществлен в идеальном случае в кана- лах, имеющих сужающуюся и расширяющуюся части. Процесс расширения, как показывает опыт, происходит плавно, с малыми потерями как при малых, так и при больших перепадах дав- лений. Организовать же непрерывное сжатие воздуха с посте- пенным падением скорости и возрастанием давления при сверх- звуковых скоростях полета в каналах, имеющих указанные очер- тания, практически не удается. Объясняется это тем, что на входе в двигатель возникает ударная волна, или так называемый скачок уплотнения, в котором скорость мгновенно падает, а давление возрастает. Скачок уплотнения очень близок к прямому, поэтому скорость воздуха за ним становится дозвуковой, и надобность в су- живающемся участке диффузора на входе в двигатель отпадает. Сверхзвуковой прямоточный ВРД с прямым скачком уплотнения на входе показан на рис. 174. 'Кроме того, на рис. 174 показано, как изменяются скорость, давление и температура воздуха вдоль дви- гателя в рассматриваемом случае. Переход от сверхзвуковой скорости к дозвуковой через прямой скачок уплотнения сопровождается большими потерями, в силу чего давление торможения оказывается значительно меньше давле- ния торможения при адиабатическом сжатии. Это приводит к рез- 271 кому уменьшению тяги двигателя и ухудшению его экономичности. Поэтому в тех случаях, когда двигатель предназначен для скоро- стей полета, значительно превышающих скорость звука, процесс торможения струи воздуха стараются осуществить посредством системы косых скачков, заканчивающихся слабым прямым скачком. Правда, и в такой системе скачков потери все же будут, но, как показали советские ученые Петров Г. И. и Ухов Е. П., при соответ- ствующем выборе интенсивности косых скачков потери будут меньше, а следовательно, давление торможения выше, чем при 2 |3 4 ' *: Рис. 175. Прямоточный ВРД для сверхзвуковых скоростей полета с трехскачковым входным диффузором одном прямом скачке. Чем выше скорость полета и чем больше косых скачков, тем значительнее выигрыш в давлении торможения по сравнению со сжатием в прямом скачке. Косые скачки в процессе сжатия могут быть получены с по- мощью специальной профилированной иглы, расположенной в диф- фузоре двигателя и выдвинутой в сторону полета. Схема прямо- точного двигателя для больших сверхзвуковых скоростей полета с трехскачковым диффузором и соответствующее изменение пара- метров воздуха показаны на рис. 175. Интенсивность косого скачка определяется числом М набегаю- щего потока и углом отклонения потока и. Размеры конуса и углы косых скачков подбираются такими, чтобы на расчетном ре- жиме полета все скачки уплотнения пересекались в передней кромке диффузора. Таким расположением скачков уплотнения до- стигаются максимальный расход воздуха, минимальные потери в процессе сжатия и наименьшее сопротивление диффузора. Для данной системы скачков существует оптимальный вариант, соответствующий наибольшему восстановлению давления за послед- т ним скачком. Чтобы получить оптимальный вариант системы скачков, соответствующим образом подбирают углы конусов (8lf S2 и т. д.). Расчетные данные, характеризующие восстановление давления в диффузоре- по отношению к давлению адиабатического торможе- ния для оптимальных вариантов систем скачков, представлены на рис. 176, где цифры на кривых обозначают число скачков. Они по- казывают, что при М < 1,5 можно применять диффузор с одним прямым скачком. В области скоростей полета, соответствующих Р\ е=^ * 2а9о,в 0,6 0.4 0.2 \ ^ > \N ^ у N4 ,v к|\ V \ 4N ч sX ^^ ^ч -"-•--., О 1 2 3 Ц 5 М0 Рис. 176. График коэффициентов вос- становления давления в диффузорах по отношению к давлению адиабати- ческого торможения для оптималь- ных вариантов систем скачков (циф- рами обозначены числа скачков) -~V Рис, 177. Диаграмма рабочего процесса прямоточного ВРД с односкачковым диффузором в- координатах р — v при сверхзвуковых скоростях полета М = 1,5-:-2, целесообразно применять диффузор с одним косым и одним прямым скачком. При М ^> 2 должно быть не меньше трех скачков. '. • ' Следует заметить, что указанные на рис. 175 положения скач- ков отвечают только расчетному режиму. С изменением скорости полета система скачков деформируется, ибо при заданном угле отклонения потока угол скачка зависит от числа М набегающего потока. При уменьшении скорости полета утлы скачков обычно увеличиваются, что сопровождается уменьшением площади входя- щей в двигатель струи воздуха, а это приводит к более быстрому уменьшению расхода воздуха через двигатель и ухудшению его характеристик. ' Рассмотрим, как изменяются параметры состояния воздуха при прохождении его через двигатель с односкачковым диффузором в координатах р — v при сверхзвуковых скоростях полета (рис. 177). Линия 0—1 условно изображает процесс сжатия газа в прямом скачке, 1—2 — в диффузоре. Давление газа в конце сжатия в дей- ствительном процессе будет меньше, чем в адиабатическом, из-за по- терь в хжачках и в диффузоре. Температура газа в сечении 2—2 зави- сит от его скорости и согласно уравнению сохранения энергии равна %2 Г2=Г0 + со-с: 273 Подвод тепла в данном случае изобразится наклонной ли- нией 2—3 в соответствии с падением давления в камере сгорания по указанным причинам. Точка 3 соответствует состоянию газа в конце камеры сгорания. Если камера сгорания будет иметь ци- линдрическую форму, то скорость на выходе из нее ш3 будет больше, чем на входе, так как в результате повышения темпера- туры газа удельный объем его увеличивается. Расширение газа в реактивном сопле также сопровождается потерями: процесс рас- ширения — линия 3—4 — изобразится некоторой политропой с по- казателем п, меньшим k. Состояние газа на выходе из двигателя определяется точкой 4. Как видно из рис. 174, температура газа на выходе из двигателя значительно больше температуры окружаю- щего воздуха. Тяга Р, удельная тяга Яуд и удельный расход топлива СР пря- моточного ВРД определяются, как и в случае ТРД, по формулам: j Р=-7(-4--о); • уд==~1Г^4 С() Л_ •=!__,) г - _______ \ . Чс / CD = 3600 с0Т„ Р н\ т-с &ЯЦРУД где ?4— скорость истечения газа из реактивного сопла двига- теля; Т ..•'",-: Д = -тр—степень подогрева; •' ; -н '• -• • ••.'-..-'••..•••. т]с — к. п. д. процесса сжатия. Отличительной особенностью прямоточного ВРД является су- щественная зависимость его показателей от числа М полета. Объясняется это тем, что основные параметры, определяющие эффективность рабочего процесса прямоточного ВРД, такие, как степень сжатия, к. п. д. процессов сжатия и расширения, а также расход воздуха на заданной высоте, зависят главным образом от скорости полета. , ; Характеристики прямоточного ВРД ' бины. В последнем слу- , , , •" ";;•: , • .-',•- J-—2 чае турбина вместе с приводимыми ею топ- ливными насосами об- разует так называемый турбонасосный агрегат (ТНА) жидкостного ра- кетного двигателя. Работа на валу тур- бины ТНА обычно по- лучается за счет исполь- зования энергии про- дуктов разложения ма- ловодной (80—90 % концентрации) переки- си водорода-парогаза. Благодаря тому что парогаз имеет устойчи- вую и вполне приемле- мую для рабочих лопа- ток турбины температу- ру (500—700° Ц), пере- кись водорода нашла широкое применение в качестве топлива для привода ТНА. Разложение перекиси водорода производится в специальном агрегате, называемом парогазогенератором (ПГГ). Для ускорения разложения перекиси в ПГГ применяются спе- циальные катализаторы, которые могут быть как жидкими, так и твердыми. На рис. 183 представлена типичная схема ПГГ, рабо- тающего на твердом катализаторе. Парогаз, поступающий к турбине ТНА из ПГГ (см. рис. 183), имеет давление 20—30 кг/см2. Чтобы эффективно использовать та- кое высокое давление, турбину делают многоступенчатой (обычно применяют активные турбины, имеющие более простую конструк- . цию, чем реактивные). Наибольшее распространение в ТНА получили двухступенчатые турбины. '.'.,-<: ;•..-. и • . ; • \ • Как уже указывалось, температура продуктов сгорания в ка- мере ЖРД очень высока. Она обычно значительно превышает температуру плавления материала стенок двигателя. Охлаждение стенок ЖРД приобретает поэтому весьма важное значение. На- 19—3073 • 281 Рис. 183. Схема парогазогенератора: 1 — парогазогенератор; 2 — трубка подвода перекиси водо- рода; 3 — твердый катализатор; 4—парогаз; 5 — колесо двухступенчатой турбины & > дежное охлаждение — один из основных факторов безотказной ра- боты ЖРД. : : :-... : : .г • • Из.способов охлаждения жидкостных ракетных двигателей наи- большее распространение получило наружное охлаждение стенок компонентами топлива. При этом компоненты топлива (или один из них) сначала подаются в охлаждающую рубашку, а затем через форсунки — в камеру сгорания (см. рис. 182). Такой способ охлаждения весьма выгоден, так как тепло, ушедшее через стенки двигателя, вновь возвращается с топливом в камеру сгорания. 'Кроме того, предварительный подогрев компо- нентов способствует более быстрому испарению их в камере, а сле- довательно, и более полному сгоранию, т. е. улучшению экономич- ности, двигателя. (В тех случаях, когда наружное охлаждение оказывается недо- статочным, применяют другие способы охлаждения и, в частности, так называемое внутреннее охлаждение, когда топливо тем или иным способом подается на внутреннюю поверхность стенки двига- теля и защищает ее от прогара. . .- Рассмотрим более подробно процессы, происходящие в ка- мере ЖРД. .•;."..„,;:..;..•: • ,;,..:• •. ' ' ^ v . <• - ,Г< -г:,''-' ^, J : Топливо подается в камеру сгорания, как правило, из передней ее части — головки. В головке имеются изолированные полости или каналы для окислителя и горючего, из которых они раздельно по- даются в камеру сгорания через соответствующие форсунки. Топливо поступает в головку под давлением, превышающим давле- ние в камере, с тем, чтобы на форсунках был перепад, обеспечи- вающий хорошее распыление топлива на всех режимах работы двигателя. <••;•• ':•'-'' :.'''•;'" •*-•:. •-•• , ,: .•.;.v.. -,. ,-;r;,-.•••.-.::: ;п л,^ На режимах максимальной тяги этот перепад обычно равен 10—15 кг/см2. С уменьшением расхода топлива он уменьшается примерно пропорционально квадрату расхода и на режимах мини- мальной тяги обычно становится равным 0,5—1,5 кг/см2. 'Количество, расположение и тип форсунок выбирают с таким расчетом, чтобы получить равномерное перемешивание горючего и окислителя и возможно более полное сгорание их в камере. Образованная в начале камеры топливная смесь при запуске двигателя воспламеняется от электрической свечи, от пиропатро- нов или других средств зажигания. и - ;.:•;• v: v - -••'•.•?;.•"^•'•;>:'" iBo время работы двигателя специального зажигания не тре- буется: свежие порции топлива воспламеняются от продуктов сго- рания, находящихся в камере. Горение топлива в камере ЖРД представляет собой сложный процесс. Его обычно делят на ряд последовательно протекающих процессов, хотя такое деление, конечно, весьма условно. Движение впрыснутого топлива от форсунок вглубь камеры сгорания вызывает встречное движение продуктов сгорания, нахо- дящихся в камере, к головке. В результате интенсивной передачи тепла от продуктов сгорания капли топлива быстро испаряются. Одновременно с этим идет процесс перемешивания окислителя и 282 горючего. В образовавшихся зонах смешения горючего с окисли- телем начинается химическая реакция их соединения, которая ускоряет разогрев топлива. . По мере роста температуры процесс химического взаимодей- ствия окислителя и горючего все ускоряется, пока, наконец, при некоторой температуре медленная реакция окисления не перейдет в быструю реакцию горения, сопровождающуюся выделением боль- шого количества тепла и появлением пламени. Таким образом, в камере сгорания начальный участок I jK3 СМ2 1000- О 12 ib 3 кр -^ i С м/сен •2000 •WOO (рис. 184) соответствует про- 7"afc теканию подготовительных про- цессов, предшествующих по- 3000 явлению пламени, для кото- рых характерно незначитель- 2000- ное изменение средней темпе- ратуры. В следующей части камеры * сгорания происходит резкое повышение температуры (уча- сток II на рис. 184) за счет .интенсивного выделения тепла при соединении окислителя и горючего или продуктов их Рис. 184. График изменения давления, разложения, образовавшихся в температуры и скорости продуктов сго- зоне подготовительных процес- Рания ПРИ Движении по ЖРД , сов. • • Поскольку температура горения топлива в ЖРД очень высока (составляет несколько тысяч градусов), химическая реакция горе- ния протекает с очень большой скоростью. Поэтому часть топлива, которая к моменту начала горения образовала горючую смесь более или менее благоприятного состава, быстро вступит в реакцию и даст значительное повышение температуры. После этого будет идти дальнейшее перемешивание непрореагировавших компонентов и сго- рание образовавшейся смеси. Но теперь скорость горения будет определяться уже не скоростью протекания химической реакции, которая из-за высоких температур будет идти практически мгно- венно, а скоростью механического (турбулентного) перемешивания компонентов. На кривой температуры это проявляется в виде за- медленного роста температуры (участок III на рис. 184). Таким образом, общая продолжительность процесса сгорания определяется скоростью протекания химических реакций и интен- сивностью механического смешения компонентов топлива. -•• В зависимости от химического состава топлива и конструкции камеры сгорания преобладающее значение может иметь как первый, так и второй фактор, но во всяком случае интенсивное перемешивание компонентов топлива в камере сгорания — непре- менное условие достаточно быстрого и полного сгорания. 19' 283 Реальный процесс горения топлива в ЖРД значительно слож- нее описанной схемы. Указанные явления сопровождаются интен- сивным конвективным и лучистым теплообменом между газовым потоком и стенками. Химическая реакция непосредственного окис- ления горючего кислородом окислителя сопровождается промежу- точными реакциями разложения компонентов топлива на простые молекулы (О2, No, NO, CO, H2 и другие). Распределение скоростей, температур и концентраций в каждом сечении камеры сгорания оказывается очень неравномерным и т. д. 'Вследствие неравномерного распределения окислителя и горю- чего по поперечному сечению камеры сгорания, а также ограничен- ности ее объема, некоторая часть топлива не успевает сгорать внутри камеры и догорает в сопле и даже вне двигателя. Полнота сгорания топлива в камере сгорания ЖРД оценивается коэффи- циентом полноты сгорания ?, показывающим, какая доля хими- ческой энергии топлива переходит в тепловую. 'Коэффициент Е определяется на основании опытных данных и обычно равен 0,8—0,9. Так как в камере сгорания устанавливается очень высокая температура газов (2000—3500° абс.), то процесс сгорания сопро- вождается диссоциацией — распадом продуктов сгорания на от- дельные атомы или группы атомов. Это явление дополнительно уменьшает количество выделяющегося тепла. В результате коли- чество выделяющегося в камере сгорания тепла составляет лишь 70—80% от теплотворности топлива. В соответствии с количеством подаваемого топлива, температу- рой и составом газа в конце камеры сгорания (сеч. 3 на рис. 184), а также площадью узкого, критического, сечения сопла (сеч. «кр» на рис. 184) в камере сгорания ЖРД устанавливается вполне опреде- ленное и обычно довольно высокое давление — 20—30 кг/см2. - В реактивном сопле происходит расширение газа (увеличение удельного объема), сопровождающееся уменьшением его давления и температуры и увеличением скорости движения. На выходе из сопла скорость газа достигает 2000—2500 м/сек. Давление, как правило, равно атмосферному давлению у земли или несколько меньше его (при максимальном давлении в камере), а температура равна 1000—2000° абс. При изменении давления в камере или окружающего давления (высоты полета) давление в выходном сечении сопла может стать не равным окружающему. "В связи с этим различают три режима работы сопла: расчетн.ый — когда давление в выходном сече- нии сопла равно давлению в окружающей среде, и режимы н е д э- расширения и перерасширения (нерасчетные режимы), на которых давление в выходном сечении соответственно больше или меньше окружающего. Возможность существования нерасчетных режимов работы сопла ЖРД объясняется тем, что истечение газа из него происходит со сверхзвуковыми скоростями, когда возмущения из внешней среды не могут передаваться внутрь сопла. В этом случае степень расширения газа в сопле определяется лишь соотношением площа- 284 - дей выходного и критического сечений, составом газа и гидравличе- скими потерями. Поэтому в сопле заданных размеров давление в выходном сечении изменяется пропорционально давлению в камере сгорания. За счет истечения газа из сопла с большей скоростью двигатель развивает тягу, величина которой может быть подсчитана при ра- боте сопла на расчетном режиме по формуле J2__ G * ^~Т 4' а на расчетных режимах P=-~c^F,(p, Рн\ (56) (66) где G с\ и PI Л Рн секундный расход топлива;* скорость и давление газа в выходном сечении сопла; площадь выходного сечения сопла; давление окружающей среды. iB некоторых случаях вводится так называемая эффективная скорость истечения с5, определяемая из условия: ^ С, +Г,(р,—рн) = —-€,. Следовательно, тяга ЖРД на нерасчетных режимах может быть подсчитана и таким образом Я = -|с5. (67) При заданном расходе топлива G максимальная тяга двига- теля получается с таким соплом, которое обеспечивает расширение газа до атмосферного давления, т. е. работает на расчетном ре- жиме. Действительно, в сопле с площадью выходного сечения F/ больше расчетной (рис. 185) имеется участок, внутри которого дав- ление р меньше атмосферного. Сила, действующая на этот участок сопла, будет уменьшать тягу двигателя. Сопло с площадью /V меньше расчетной получается из расчетного путем удале- ния участка сопла, создавше- го некоторую тягу. Таким об- разом, тяга ЖРД с таким соплом будет также меньше, чем с соплом, работающим рис, jgS. Закон изменения внутреннего на расчетном режиме. и наружного давлении на участке сопла * Параметры газа в различных сечениях камеры двигателя будем в дальней- шем обозначать индексами, соответствующими обозначению сечений на рис. 184. ,, 285 Коэффициенты полезного действия ЖРД *ул И '..' " ;,-•..' Г ''•' ч'' ' V- Для оценки совершенства процессов преобразования тепловой энергии топлива в полезную тяговую работу вводятся коэффи- циенты полезного действия ЖРД. Различают три к. п. д. жидко- стных ракетных двигателей: термический, тяговый и полный. Термическим к. п, д. жидкостных ракетных двигателей t\t назы- вается отношение кинетической энергии, сообщенной газу в двига- теле, к теплотворной способности топлива • "• Jr .„—'Ж*---- ^~~ Ни *ЛГ. А (68) 1В процессе преобразования тепловой энергии топлива в кине- тическую имеются потери. Главная из них — это потеря тепла с уходящими из двигателя газами, которая составляет 30—40% от Ни. Кроме того, в камере сгорания происходит неполное выде- ление тепла, содержащегося в виде химической энергии в топливе, вследствие неполноты сгорания и диссоциации продуктов сгора- ния. Эти потери, как говорилось выше, составляют 20—30% от Ни. В результате термический к. п. д. ЖРД оказывается равным 0,3—0,4 (иногда несколько выше). Получаемая за счет работы двигателя кинетическая энергия продуктов сгорания частично используется на совершение полезной тяговой работы (на перемещение летательного аппарата), а ча- стично уносится с уходящими из двигателя газами и теряется, Для оценки этих потерь вводится тяговый к. п. д. _v>! Тяговым к. п. д. ЖРД называется отношение полезной тяговой работы к располагаемой кинетической энергии ••.:y-:v.n, . -:;••- W ;,'"-'М.:М, •,->- .-: -°% , .. УЧ : /:Ш:,-Г ' ; { fRQ. ~ . ' ••7ь»== Г2 , *•.. ч,.Л ,'/.: (69) * л ., ... . ' ' ' .'.' '. . ^ с5 + со ' . .... ..... '•..:• . :, \\. '" •" '•" '• -•••• - •" 2^ - •' ' ' ; За располагаемую кинетическую энергию принимается сумма кинетической энергии продуктов сгорания на выходе из двигателя и кинетической энергии, полученной топливом за счет предыдущей "ч '"• со ' работы двигателя (последняя равна G-^—). ....,.-.. .-...., Подставив в уравнение (69) выражение для тяги (67) и сде- лав преобразования, получим ; i)P=- 2_?о_ с5 1 + (^' С5 Таким образом, тяговый к. п. д. зависит лишь от отношения скоростей —2-, • ; ' .,, t,- .. .^ ...... f . 286 Зависимость t\P от —показана на графике рис. 186. При со- б временных максимальных скоростях полета тг]р^0,25, т. е. имеет малое значение, что объясняется большими потерями кинетической энергии с уходящими из двигателя газами. Величина этой поте- рянной энергии на 1 кг газа равна (с, - О8 2* ' Полный к. п. д. ЖРД. Чтобы определить, какая 0,8 доля полной энергии топ- лива (тепловая энергия °Л плюс кинетическая) ис- пользуется для соверше- ния полезной тяговой ра- боты, вводится полный к. п. д. ЖРД Рс0 Чп = - % 1.0 0,8 0,6 0,4 0,2 __, -и-~м •••^и --.ШН ssc *-^ --------« -«-. Со С5 ^ / ^ / / / / / / f / / О 0,5 10 1,5 Н„ о2 (70) Gl------ +-! V-4 + *g. Рис. 186. График зависимости тягового к. п. д. С0 от отношения скорости с6 После преобразования получим Чп _?о_ с5 1/ _?1 С5 + (-^-j На максимальных скоростях полета, достигнутых в настоящее время, Yjn -^ 0,06-7-0,10. Таким образом, полный к. п. д. ЖРД пока значительно ниже, чем у ТРД. Однако на больших скоростях полета, соответствую- ^„^ , щих примерно М0 = 10, полный к. п. д. ЖРД может стать равным 0,55—0,60 (рис. 187), что значительно превы- шает полный коэффи- циент полезного дейст- вия современных ТРД. и.ои 0,50 0,40 0,30 о,го 0,10 ^> +**• ------ ^ / / / / / А ( / / 1 * / ( 10 15 М о Рис. 187. График зависимости полного к. п. д. ЖРД от числа М0 Основные параметры ЖРД Очень важным па- раметром, характеризу- ющим жидкостный ра- кетный двигатель, яв- ляется величина разви- 287 ваемой им тяги. Тяга для реактивных двигателей — такой же важ- ный параметр, как мощность для поршневых, ибо тяга реактив- ных двигателей в значительно меньшей степени изменяется при изменении скорости полета, чем их мощность. Наиболее справед- ливым это положение оказывается для жидкостных ракетных дви- гателей, тяга которых совершенно не зависит от скорости полета. Поэтому мощность ЖРД изменяется пропорционально скорости полета . ^ ]..;-:• '; м=^[л.с.}. • ., ..;; k- . :• < : - ' . •••;.'.- -.- . •• , •...,.-, f. . Следовательно, характеризовать ЖРД величиной развиваемой им мощности нельзя, тогда как величина его тяги дает представ- ление о двигателе. , . , : : Жидкостные ракетные двигатели могут иметь тягу от несколь- ких десятков и сотен килограммов до нескольких десятков тонн. При этом весьма положительное свойство ЖРД состоит в том, что вес двигателя с тягой в несколько десятков тонн оказывается вполне приемлемым для летательных аппаратов. Совершенство ЖРД с точки зрения веса характеризуется его удельным весом, под которым понимается отношение веса двига- тельной установки к тяге двигателя *'.> '-...•': . ' _ °*в .'••>. . .'/У?-'"-'-.... _••'.. ' Тдв р • . Удельный вес современных ЖРД значительно меньше удельного веса любой другой самолетной силовой установки и изменяется /^? RPР Я примерно в пределах 7ДВ = 0,04-т-0,12-———-, где меньшие зна- /СО Тл I И чения удельного веса относятся к двигателям с большей тягой. ОКроме полной тяги, для характеристики ЖРД вводится еще удельная тяга Яуд, под которой понимается тяга, приходящаяся на 1 кг расхода топлива в секунду*: ...\:i:1 ••.;:•:;<(}. :v ; Яуд = -^- [кг-сек/кг]. •'-,,- • Значение удельной тяги ЖРД отлично от значения удельной тяги ВРД. Последняя, как известно, характеризует двигатель ;с точки зрения его габаритов и веса, ибо от величины удельной тяги ВРД зависит расход воздуха, необходимый для получения заданной полной тяги. Удельная тяга ЖРД характеризует его эко- ••""'" * При подсчете удельной тяги ЖРД необходимо учитывать расход топлива на привод ТНА, а также тягу, создаваемую за счет выброса массы газа из турбины. Мы ограничимся лишь рассмотрением удельной тяги камеры ЖРД. За счет расхода топлива на привод ТНА удельная тяга двигателя на максималь- ном режиме работы снижается по сравнению с удельной тягой камеры на 3—5%......... -:.-,.,.., ;..... ,.......-. '. , __- 288 комичность, так как она определяет величину удельного расхода топлива этого двигателя СР. Действительно, 1 г — С'3600 3600 LID ---- iFi = Р * ' уа Таким образом, чем больше удельная тяга ЖРД, тем меньше его удельный расход топлива, т. е. лучше экономичность. Современные ЖРД имеют Руд -= 200—250 кг-сек/кг; следова- тельно, удельный расход топлива СР = 14—18 кг/кг-час. Удельный расход топлива ЖРД оказывается значительно выше, чем у ТРД на современных скоростях полета. Это — основная при- чина, ограничивающая пока применение ЖРД в авиации. Боль- шой удельный расход топлива в ЖРД объясняется, во-первых, тем, что на самолете с ЖРД должны быть запасы не только го- рючего, но и окислителя. 1В соответствии с этим СР определяется не по одному горючему, .как в ТРД, а по всему топливу, включая и окислитель, расход которого в двигателе обычно значительно превышает расход горючего. Во-вторых, тем, что отношение ско- рости истечения газов из сопла ЖРД к скорости полета (при со- временных скоростях полета) очень велико и потери кинетической энергии с уходящими газами также велики (мал т\Р). С ростом скорости полета Со потеря кинетической энергии бу- дет уменьшаться. Поэтому при дальнейшем увеличении скоростей • полета Ж?Д может найти широкое применение в авиации. Удельная тяга ЖРД оказывает существенное влияние на даль- ность полета летательного аппарата с этим двигателем. Действи- тельно, на одном и том же летательном аппарате при данном за- пасе топлива два двигателя, имеющие различную удельную тягу, но одинаковую полную тягу, будут работать разное время. Более продолжительное время будет работать двигатель с большей удельной тягой. Следовательно, и дальность полета летательного аппарата с этим двигателем будет больше (при прочих равных условиях). Удельная тяга ЖРД на расчетном режиме работы может быть подсчитана по формуле fl g р __±1 "УД гг > а на нерасчетных режимах по формуле р — _?i_ i _?j_ (п __п \__ С6 •'уд — g ' G ^- РН' — g ' Рассмотрим, от чего зависит величина удельной тяги ЖРД. Из выражения для термического к. п. д. (68) следует, что P^==V ън* Ag-M Таким образом, величина Руд определяется теплотворностью при- меняемого топлива и термическим к, п. д. 289 ' : Наиболее эффективное средство увеличения Яуд — увеличение теплотворности топлива. Однако при этом обычно увеличивается температура газа в камере и осложняется задача охлаждения двигателя. - , . * у ' " ' '•-.. ".":'~ ' •/ . • -' •• (. Увеличение удельной тяги ЖРД возможно также за счет уве- личения термического к. п. д. двигателя путем повышения полноты выделения тепла в ка- мере сгорания (повы- шения полноты сгора- ния и уменьшения дис- социации), увеличения степени расширения га- за в сопле и уменьше- ния гидравлических со- противлений в камере и главным образом в сопле. л В связи с вышеска- занным Руд зависит от давления в камере сго- рания. На р«с. 188 дан гра- фик зависимости Р Руд, 260 240 220 200 180 кг. сек. р- fjc, кг _—— **~ _---: __— ^*яг *— • .— — ^ ^^ / / А г 1 Ю ZO 30 40 50 Рис. 188. График зависимости удельной тяги Руд от давления в камере сгорания р3 уд от давления в камере сгорания рз для топлива жидкий кисло- род +95% этилового спирта при условии полного сгорания и Р*— рн=\ кг/см2. Из рисунка следует, что с увеличением р3 удельная тяга возрастает. Объясняется это уменьшением потерь тепла в ка- мере сгорания на диссоциацию и улучшением использования этого тепла за счет увеличения степени расширения газа в сопле. Таким об- разом, для увеличения Рул давление в камере желательно увеличивать. Но при выборе рз надо также принимать во внимание влияние его на вес двигательной установки и условия охлаждения двига- теля. С ростом давления в камере сгорания соответственно возрас- тает и давление подачи топлива, что приводит к увеличению веса топливоподающей системы и веса всей двигательной установки. Кроме того, увеличивается теплоотдача от газа к стенкам и затруд- няется охлаждение двигателя. Поэтому в современных ЖРД дав- ление в камере выбирают в указанных выше пределах (20— 30 кг/см2). Увеличение t\t и Руд может быть достигнуто также за счет спе- циального профилирования реактивного сопла, обеспечивающего осевое или близкое к нему направление потока на выходе из сопла. Правильный выбор соотношения между окислителем и горючим в топливе также позволяет повысить величину удельной тяги. Со- отношение между окислителем и горючим в топливе ЖРД при- нято характеризовать коэффициентом избытка окислителя а, под которым понимается отношение действительного количества окис- лителя, приходящегося на 1 кг горючего, к теоретически необходи- 29.0 мому его количеству для полного сгорания 1 кг горючего. Как по- казывают эксперименты, максимальная удельная тяга получается при а= 0,7 -f-0,9 (для применяемых в настоящее время топлив). Выше было показано, что экономичность ЖРД характеризуется ^величиной его удельной тяги. В связи с этим остановимся на не- сколько особой роли, которую играют к. п. д. жидкостных ракетных двигателей. При обычно применяемых в ЖРД топливах, как уже указыва- лось, с ростом -теплотворности возрастает и температура газа в камере сгорания. Это приводит к увеличению степени диссоциа- ции продуктов сгорания и к уменьшению термического к. п. д. Тяговый к. п. д. в этом случае также уменьшается (за счет умень- г* шения —, см. рис.186). Из этого, однако, нельзя делать вывод -•б о нецелесообразности увеличения теплотворности топлива, ибо, не- смотря на уменьшение i\t и TJP, удельная тяга двигателя при этом возрастает, улучшается его экономичность, увеличивается дальность полета летательного аппарата. С уменьшением На увеличивается термический к. п. д. и при современных скоростях полета возра- 'стает тяговый к. п. д. (вследствие увеличения отношения — —за ?б счет падения с5). Однако удельная тяга пр-и этом уменьшается, т. е. ухудшается экономичность двигателя. Таким образом к. п. д. жидкостных ракетных двигателей, рабо- тающих на топливах с различной теплотворностью, характеризуют лишь совершенство отдельных процессов в ЖРД, но не экономич- ность двигателя. Топлива для ЖРД В качестве топлив для ЖРД могут применяться различные ком- бинации окислителей и горючих. Каждая конструкция ЖРД рас- считана на применение лишь одной какой-либо комбинации. Рассмотрим, каким требованиям должно удовлетворять топ- ливо ЖРД. К топливам ЖРД предъявляются весьма разносторон- ние требования, основными из которых являются следующие: — высокая теплотворность топлива (смеси окислителя и горю- чего), ибо от ее величины, как говорилось выше, зависит Руд> т. е. экономичность двигателя; . „• ; / — возможно больший удельный вес, поскольку при увеличении его возрастает вес топлива, размещаемого на летательном аппа- рате в баках определенной емкости, что увеличивает дальность по- лета; — возможно более низкая температура горения, так как это об- легчает охлаждение двигателя и уменьшает потери тепла на дис- социацию; . ' • • • — возможность использования компонентов топлива для охла- ждения камеры двигателя. -............... ~,- • Кроме того, компоненты топлива для ЖРД должны иметь удо- влетворительные качества как с точки зрения обеспечения нор- 291 мального протекания рабочего процесса двигателя (воспламеняе- мость, скорость сгорания и т. д.), так и с точки зрения производ- ства, хранения и эксплуатации. Топлива для ЖРД могут состоять из одного жидкого компо- нента, одного жидкого и одного твердого и из двух и более жид- ких компонентов. iB подавляющем большинстве для современных ЖРД используют топлива, состоящие из двух жидких компонен- тов: горючего и окислителя. • Топлива ЖРД могут быть самовоспламеняющимися и несамо- воспламеняющимися. Самовоспламеняющимися называются такие топлива, компоненты которых при впрыскивании в камеру сгорания воспламеняются вследствие возникающей химической реакции (через несколько сотых долей секунды после соприкосновения друг с другом) и не требуют какого-либо дополнительного зажи- гания. Компоненты несамовоспламеняющихся топлив при соприкос- новении не воспламеняются (или воспламеняются через продолжи- тельное время) и поэтому требуют постороннего зажигания. На практике применяются как те, так и другие топлива. Особенности того или иного топлива для ЖРД определяются прежде всего окислителем, входящим в его состав. Основными окис- лителями, нашедшими применение в ЖРД, являются жидкий кис- лород, азотная кислота и перекись водорода. Теплотворность применяемых в настоящее время топлив до- istsnfl стигает примерно 2300------*. Увеличение теплотворности топлива KZ- весьма желательно с точки зрения повышения удельной тяги дви- гателя. Оно может быть достигнуто как улучшением существую- щих, так и применением новых окислителей и горючих, Камера сгорания ЖРД (Камера сгорания — основной рабочий элемент ЖРД. Совершен- ство процессов, протекающих в ней, оказывает решающее влияние на экономичность двигателя. В настоящее время в ЖРД применяются почти исключитель- но прямоточные камеры сгорания, в которых общее движение топ- лива от форсунок к соплу проис- ходит все время в одну сторону, без поворотов. •• •.-..-. Наиболее часто встречаются камеры сгорания цилиндрической или сферической формы (рис. 189). Для обеспечения высокой полно- ты сгорания топлива в таких ка- мерах очень большое значение I Рис. 189. Схемы камер сгорания ЖРД * Для сравнения укажем, что теплотворность бензино-воздушной смеси со- ' -. ккал ставляет всего лишь около 700 -• , /V? • 292 имеет качество первоначального смешения компонентов топлива непосредственно после впрыска их в камеру. 'Качество же смеше- ния определяется главным образом числом и расположением фор- сунок. Увеличение числа форсунок положительно сказывается на полноте сгорания топлива, ибо улучшает равномерность распреде- ления компонентов по сечению камеры, уменьшает размеры эле- ментарных объемов паров окислителя и горючего, увеличивает площадь их соприкосновения. Поэтому в больших двигателях насчитываются сотни форсунок. Практически по конструктивным соображениям число форсунок ограничивают. Форсунки во избежание засорения должны иметь не слишком малые проходные сечения. • Расположение форсунок горючего и окислителя должно обеспе- чивать наилучшее перемешивание обоих компонентов. У стенки ка- меры располагают преимущественно форсунки горючего для за- щиты стенок от окисления. В ЖРД применяются центробежные форсунки и струйные (простые отверстия). Струйные форсунки обычно применяются для самовоспламеняющихся топлив (они обеспечивают большую пло- щадь соприкосновения горючего и окислителя в жидкой фазе и большую полноту сгорания). Течение газа в реактивном сопле ЖРД Реактивное сопло ЖРД предназначено для преобразования части тепловой энергии продуктов сгорания в кинетическую энергию струи. Степень расширения газа в реактивном сопле ЖРД на всех рабочих режимах значительно пре- вышает критическую степень * и, следова- тельно, скорость истечения газа из сопла превышает скорость звука. Поэтому реак- тивные сопла ЖРД всегда имеют сужи- вающийся и расширяющийся участки, т. е. имеют форму сопла Лаваля (рис. 190). Входной (докритический) и выходной (закритический) участки сопла обычно имеют форму конусов с прямолиней- р с пеактивнпгп о ,-• о оО о / гИС. 1Уи., L>XcMa реаКТИВНОГО нои образующей и углами 2р и 2а (см. сопла ЖРД по |орме сопла рИС. 190). Лаваля Течение газа в реактивном сопле ЖРД, помимо трения, имеющегося во всяких каналах, сопровождается рядом дополнительных явлений. Между потоком газа и стенками сопла происходит интенсивный теплообмен, приводящий к отводу тепла от продуктов сгорания. В то же время горение топлива, не закончившееся в камере сгорания, частично продолжается в сопле * Критической называется такая степень расширения, при которой на вы- ходе из сужающегося сопла достигается скорость истечения, равная местной скорости звука в газе. . • . » • 293 и сопровождается выделением тепла. Кроме того, понижение температуры приводит к уменьшению степени диссоциации га- зов, к изменению их состава и подводу тепла за счет ассоциации молекул. . ........ , ;;. . . ' ;.-. •.-,.; ... .- , л ( ; Характеристики ЖРД Характеристиками ЖРД называются кривые зависимости тяги и удельной тяги от скорости, высоты полета, а также от режима работы двигателя, характеризуемого расходом топлива или давле- нием в камере. Первые из этих характеристик называются скоро- стными, вторые — высотными, третьи — расходными- ,u . v ,, . з_ = 30 Рнг а 5000 4000 300Q гооо 1000 п :•,•:•*;. ;:.4 -/...• '. pfy - , -^ о Гнр=ЮОсм2 s ,, v '"•' ••'**•••••"'-' „ = 7,2 : ------ -^- ^ /, ?s ,-? S H=W H-St н=о^ км <м^ лА \ V.X1 ^^^ s< <&^ ^™rf= S ^ S /, ^у^ ^ S* s / s/ /л 'S s*^ ^ 7 — **• ^" о 10 15 го 25 30 Р3кг/см< Рис. 191, Расходные характеристики ЖРД г^'»';' Поскольку процессы, протекающие в камере сгорания и в реак- тивном сопле ЖРД, не зависят от скорости полета, тяга и удель- ная тяга также не зависят от скорости полета. Поэтому мы рас- 'смотрим лишь высотные и расходные характеристики ЖРД. Высотные характеристики (зависимость Р и Яуд от высоты по- лета) строятся для различных постоянных значений /?з или G. '>л Расходные характеристики (характеристики ЖРД по расходу топлива) строятся для различных постоянных значений вьюоты полета. Они могут быть построены, как указывалось, по расходу топ- лива и давлению в камере. Вид характеристик при этом не ме- няется, поскольку расход топлива . можно считать пропорциональ- ным давлению в камере. Эта пропорциональность нарушается только при очень сильном уменьшении расхода (главным образом за счет ухудшения распыления топлива и уменьшения полноты его сгорания). • На рис. 191 —195 представлены расходные и высотные характе- ристики ЖРД, полученные расчетным путем. Из рис. 191 и 192 294 р, № кг. сен кг %•* R=35HSM/Ke Т3=ЗЮО°абс '• 30 PjK8/CSf2 Рис. 192. График зависимости удельной тяги ЖРД от давления в камере сгорания следует, что тяга и удельная тяга двигателя увеличиваются при увеличении давления в камере сгорания. При этом удельная тяга увеличивается за счет роста скорости истечения ?&, а тяга — еще и за счет увеличения массы отбрасываемого газа. кг WOO 3000 ?Нп=100см2 к = 1,2 Р =30кг/с^ Р=20кг/смг РУЭ, ( 250 - А; ?пп кг. се к :,. '• . ' Р = 35нгм/нг° Т3--3100°абс к = 1,2 у^О,Вд кг i ^ р< 30 не/см2 ^*~ х — ' ***• ,-—• Р=20нг/см* X X ^ о X го нн„ о 10 15 20 Ним Рис, 193. Высотные характеристики Рис. 194. График зависимостей удель. ЖРД ной тяги ЖРД от высоты полета .' ':\'. - • •' " ' v '' : ' , :.\ . • 'J '..•','••-.-. При падении давления в камере уменьшается и давление в ре- активном сопле, поэтому часть стенки сопла оказывается в зоне разрежения, что уменьшает тягу двигателя. При некотором умень- шении ~рз в сопле наступает отрыв потока от стенок. Отрыв потока 295 уменьшает площадь стенки сопла, находящейся в зоне разрежения, и увеличивает тягу двигателя. Участки расходных характеристик, вычисленные с учетом от- рыва потока, показаны на рис. 191 и 192 пунктиром (принято, что давление на стенку сопла в месте отрыва потока ротр= = 0,4 рн, а давление на стенку сопла за местом от- рыва равно атмосферному). Из рис. 193 и 194 сле- дует, ЧТО Р И Руд Ж'ИДКОСТ- Ч 1 кг -сен '-.„-••' — ~» кг у on ^*— Нр -15км Нр=Юкм Ир- 5 км Hp'-Q 6OU ^ S* * — .-— и •• 260 2W 220 200 180 160 № _^ ^ — — _-— ' ... — .—•» •и I " и " P.I» '" ••«•Mi ••лд _l*f ^ ^•7 \** ^ У ^ у / г JT / / / / / О 10 15 ZO Ним Рис. 195. График зависимости удельной тяги ЖРД (с соплами, рассчитанными на разные расчетные высоты) от высоты полета уд ных ракетных двигателей при постоянном расходе топлива увеличиваются с поднятием на высоту. Это объясняется уменьшением давления на внешнюю поверхность двига- теля при неизменном рас- пределении давления на вну- треннюю поверхность. Характер протекания (вид кривых) высотных харак- теристик ЖРД зависит от расчетных высот реактив- ных сопел, т. е. от вы- сот полета, на которых сопла двигателей работают на рас- четном режиме р4 = р я- На рис. 195 показаны зависимости Руд жидкостных ракетных двигателей, имеющих реактивные сопла с разными расчетными вы- - • сотами, от высоты полета. Из рисунка следует, что с увеличением расчетной высоты удельная тяга двигателя на земле уменьшается, а возрастание ее по высоте становится более интенсивным. Ори построении высотной характеристики ЖРД с соплом, рас- считанным на высоту, превышающую примерно 5 км, следует иметь в виду, что на земле и на малых высотах в сопле может наблю- даться отрыв потока, улучшающий характеристику двигателя. Пунктиром на рис. 195 показан участок высотной характеристики ' ЖРД с учетом отрыва потока. 'Как видно из рисунка, отрыв потока заметно улучшает характеристику ЖРД. •. Из рис. 193—195 следует, что высотные характеристики у ЖРД более благоприятны, чем у других авиационных двигателей, так как сила тяги у них не только не уменьшается с высотой, а даже растет. Таким образом, ЖРД является не только двигателем для по- лучения больших скоростей полета, но и для полетов на больших высотах. : : .: