|
|
 |
|
Межотраслевая Интернет-система поиска и синтеза физических принципов действия преобразователей энергии
|
Общий каталог эффектов
 | Дроссельные характеристики турбореактивного двигателя |
 |
Дроссельные характеристики турбореактивного двигателя
Анимация
Описание
Турбореактивный двигатель (ТРД) работает по термодинамическому циклу. На взлете воздух из атмосферы засасывается в воздухозаборник со скоростью 150 – 200 м/с. В полете на больших скоростях воздух подвергается динамическому сжатию в свободной струе и сверхзвуковом диффузоре. Дальнейшее сжатие воздуха происходит в компрессоре. (В современных ТРД основным типом компрессора является многоступенчатый осевой.) Общая степень повышения давления в ТРД достигает 100 – 200.
Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания, где в него впрыскивается топливо. В результате сжигания топлива температура рабочего тела за камерой сгорания доводится до ТГ* = 1550÷1650 К, в экспериментальных двигателях ТГ* ≈ 1700 К и выше. В отличие от идеального цикла, при смесеобразовании и сжигании топлива давление рабочего тела уменьшается на 3 – 5%.
Качество ТРД оценивается при помощи ряда параметров, характеризующих эффективность и экономичность его работы как тепловой машины и двигателя так называемых дроссельных характеристик. Реактивная тяга ТРД – основной его параметр.
Эффективная реактивная тяга – результирующая газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней (
) и наружной (
) поверхностям двигателя, с учетом внешнего сопротивления.
Эффективная реактивная тяга:
Пусть реактивный двигатель прямой реакции заключен в отдельную гондолу (или корпус). В этом случае режимы работы двигателя не влияют на обтекание летательного аппарата. Двигатель, тягу которого необходимо определить, вместе с гондолой следует мысленно заключить в контрольный контур.
Значение
определяется суммой сил давления и трения, действующих на все элементы двигателя, расположенные внутри гондолы. В соответствии с
теоремой Эйлера (изменение количества движения секундной массы газа в данном направлении равно сумме проекций всех внешних сил, приложенных в выделенной массе, на это направление),
Где
– секундный массовый расход газа и воздуха (на входе в двигатель и выходе из него);
– осредненная скорость рабочего тела в сечении на срезе реактивного сопла, в котором все параметры воздуха принимаются постоянными;
– равнодействующая сил давления воздуха и газа, приложенных к плоскостям в сечениях на входе и выходе из контура;
– проекция на ось двигателя силы, действующей со стороны наружного потока на контрольный объем.
В данном уравнении и в уравнениях, приведенных далее, для выбранного контрольного объема знаки сил приняты так, что при действии силы против направления потока ее знак положителен, а при действии силы по направлению потока – отрицателен. Положительные силы представляют составляющие силы тяги, а отрицательные – составляющие силы сопротивления.
Таким образом,
Значение
определяется суммой сил давления и трения на наружной поверхности контура и может быть записано так:
Где
dA – площадь проекции элемента на плоскость, перпендикулярную направлению полета;
– сила трения наружного потока о поверхность двигателя.
С учетом выражений (3) и (4), уравнение (2) примет вид:
Интеграл силы наружного атмосферного давления по всей поверхности контрольного объема тождественно равен нулю:
поэтому дополнение этим выражением правой части формулы (5) значения не изменит. В связи с этим
Сумма первых двух слагаемых правой части выражения (6) не зависит от внешнего сопротивления и является тягой, определенной по внутренним параметрам (внутренней тягой):
Причем P ≠ Pвн, определямой по формуле (3).
Интеграл
представляет собой дополнительное сопротивление входного устройства, а интеграл
– сопротивление сил давления, действующих на гондолу двигателя. Тогда сумма сил
определяет внешнее сопротивление двигателя. С учетом изложенного, выражение (6) принимает вид:
Поскольку входное и выходное устройства практически не влияют друг на друга как при звуковых, так и при сверхзвуковых скоростях полета, их сопротивление можно рассматривать каждое отдельно. Общее сопротивление установки в этом случае делится на сопротивление входного (Хвх) и кормового (выходного) (Хк) устройств. Тогда
Если двигатель располагается не в гондоле, а в фюзеляже или в основании крыла, то суммарное лобовое сопротивление установки относят к самолету. Тяга в этом случае высчитывается по формуле (7). Для выявления зависимости тяги от параметров рабочего процесса, высоты и скорости полета можно использовать более простую формулу
полученную из формулы (7) в предположении равенства
. Кроме того, при выводе формулы (10) предполагается, что
pC=pH. При сверхзвуковом перепаде давлений в сопле это условие выполняется при соплах типа
сопла Лаваля в случае полного расширения рабочего тела до состояния атмосферного давления.
В ракетных двигателях расход воздуха через двигатель равен нулю, и вся масса газов, вытекающих из сопла, образуется только за счет сгорания топлива. В этом случае в уравнении (7) следует учесть, что
;
(
– расход топлива). Тогда реактивная тяга ТРД:
***
Характеристики ТРД в значительной степени зависят от характеристик компрессора. Типовая характеристика центробежного компрессора (расчетная степень сжатия 5,8) приведена на рис. 1
Зависимость степени сжатия компрессора от относительной плотности тока на входе в компрессор
Рис. 1
Линия сжатия рабочих режимов построена с учетом особенностей рабочего процесса в двигателе исходя из следующих зависимостей и условий:
При этом считается, что входное устройство правильно подобрано и обеспечивает необходимый уровень сохранения полного давления σB, т.е. минимальный уровень потерь в воздухозаборнике. Однако анализ конфигураций выпускаемых входных устройств, устанавливаемых на ТРД, показывает, что такие устройства могут не обеспечить требуемый уровень σB во всем диапазоне скоростей, на которых могут работать рассматриваемые двигатели.
Зависимость удельного расхода топлива и тяги по приведенной частоте вращения ротора
Рис. 2
Ключевые слова
Области техники и экономики
Используемые естественнонаучные эффекты
Разделы естественных наук используемых естественнонаучных эффектов
Применение эффекта
Подвод тепла в ТРД осуществляется при давлении, значительно большем, чем в прямоточных ВРД (воздушно-реактивных двигателях). Поэтому тепло у них при современных 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 скорости полета. Удельные расходы топлива у ТРД при скорости полета порядка 900 км/час и более становятся примерно такими же и а в ряде случаев даже меньшими, чем у винтомоторной установки с поршневым авиадвигателем. На малых скоростях полета ТРД менее экономичен, 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 скоростной авиации.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) — модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Между турбиной и соплом устанавливается дополнительная форсажная камера, в которой сжигается дополнительное горючее. В результате происходит увеличение тяги (форсаж) до 50 %, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой незаменим, как привод скоростных реактивных самолётов военного назначения — истребителей-перехватчиков. В этой нише сегодня у ТРД просто нет достойных конкурентов. Иногда он используется и как маршевый двигатель крылатых ракет. Пример — крылатая ракета «Томагавк»
Образцы самолётов, оборудованных ТРД. 1 - Истребитель- перехватчик Су-27 с двумя ТРД АЛ-31Ф. Заход на посадку. 2 - Тактический истебитель F-15 Eagle. Съёмка с самолёта-дозаправщика. 3 - Многоцелевой евроистребитель «Тайфун». ВВС ФРГ. 4 - Истребитель 4-го поколения с ОВТ МиГ-29 с ТРД РД-33.
Рис.1.
Реализации эффекта
Турбореактивный двигатель (ТРД) состоит из пяти основных частей: входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства (выходного сопла).
Рис.1.
При полете самолета на двигатель набегает воздушный поток. Во входном устройстве этот поток тормозится и скоростной напор преобразуется в давление.
Из входного устройства воздух поступает в компрессор, где осуществляется дальнейшее повышение давления.
Далее поджатый воздух направляется в камеру сгорания, где нагревается при сжигании топлива. Процесс подвода тепла в камеру, в отличии от поршневых двигателей, происходит при почти постоянном давлении.
Из камеры сгорания поджатый и подогретый газовый поток направляется в турбину. Расширяясь в турбине, газы совершают работу, которую передают компрессору и вспомогательным агрегатам, обслуживающим двигатель и самолет. При выходе из турбины давление газа значительно превышает атмосферное. Дальнейшее расширение газов до атмосферного давления происходит в выходном сопле. В результате скорость истечения газов из сопла получается намного больше, чем скорость полета. Разность количества движения секундных масс, вытекающих из ТРД газов и входящего воздуха равна силе тяги двигателя.
Турбореактивные двигатели получили широкое применение в летательных аппаратах развивающих большие дозвуковые и сверхзвуковые скорости полета, где они наиболее эффективны.
Литература
1. Теплотехника: Учебник для втузов/под ред. Архарова А.М., Афанасьева В.Н. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004. 272 с.: ил. С. 410-413.
2. Техническая термодинамика: учебник для машиностроит. спец. вузов/под ред. Крутова В.И. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Высшая школа, 1991. 384 с.: ил. С. 259-261.
3. Стечкин Б. С. Избранные труды. Теория тепловых двигателей. — М.: Наука, 1977. — 410 с.
4. Казанджан П. К., Алексеев Л. П., Говоров А. Н., Коновалов Н. Е., Ю. Н. Нечаев, Павленко В. Ф., Федоров Р. М. Теория реактивных двигателей. М. Воениздат. 1955
5. В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер, В. В. Поляков, В. А. Сосунов, С. М. Шляхтенко. Под редакцией С. М. Шляхтенко. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов. 2-е издание, переработанное и дополненное. М.: Машиностроение, 1987
6. Кулагин В. В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Изд. 2-е. М. Машиностроение. 2003.
7. Клячкин А. Л., Теория воздушно-реактивных двигателей, М., 1969
