1. Основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах

• Название: 1. Основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах
• Дата: 03.04.2021
• Размер: 1.66 Mb.
• Имя файла: 1.docx
• Тип: Документы; #190867
• страница: 2 из 3

Р_уд называется отношение тяги к расходу воздуха через двигательР_уд = Р/G_в. Так как для ТРД приближенно тогда

Р_уд = с_с – V.

Удельная тяга – один из наиболее важных параметров, повышение Р_уд снижает размеры и массу двигателя.

Удельной массой двигателя _дв (кг/Н) называется отношение массы двигателя m_дв к его тяге

_дв = m_дв/Р.

Снижение массы двигателя, а следовательно, и массы силовой установки, имеет важнейшее значение для улучшения летных характеристик летательного аппарата.

Лобовой тягой Р_лоб (Н/м²) называется отношение тяги к площади наибольшего (лобового) поперечного сечения двигателя F_лоб:

Р_лоб = Р/F_лоб.

Величина Р_лоб имеет важнейшее значение для оценки возможности обеспечения заданной тяги при габаритных ограничениях на максимальный диаметр двигателя (например, при размещении двигателя в фюзеляже самолета). При расположении двигателя в гондоле величина Р_лоб в значительной степени определяет внешнее сопротивление силовой установки. В однотипных двигателях увеличение Р_лоб косвенно свидетельствует об улучшении их массовых характеристик.

Задача 4.9. Определить полный КПД ВРД, если известно, что скорость исте-чения газа из сопла сс в 2 раза превышает скорость полета и 45% от введенной в двигатель теплоты используется на приращение кинетической энергии газа.

Решение.

Полный КПД ВРД любой схемы с общим соплом равен ηп = ηвн ηтяг .В условиях задачи сказано, что ηвн = 0,45 . А ηтяг = =0.67

Тогда ηп = ηвн ηтяг = 0,30.

5. Совместная работа элементов ГТД прямой реакции.

Совместная работа элементов одновального ТРД (и соответственно одновального ГГ) характеризуется двумя основными условиями: условием ба-ланса расходов и условием баланса работ.

1. Баланс расходов воздуха через компрессор и газа через турбину должен учитывать такие факторы, как отбор воздуха от компрессора на самолетные нужды, отвод воздуха из разных сечений проточной части компрессора на охлаждение элементов конструкции и возвращение этого воздуха в прочную часть двигателя, а также увеличение массового расхода газа через турбину по сравнению с массовым расходом воздуха через компрессор вследствие подачи топлива (рис. 2.4).

Предположим, что расход воздуха, требуемый для охлаждения турбины, отбирается от компрессора и обратно в тракт двигателя возвращается уже за

турбиной. Тогда расход воздуха на входе Gв равен сумме расходов воздуха во входном сечении камеры сгорания Gк.с и расходов воздуха Gохл и Gотб, отбираемых от компрессора, т.е.

Gв = Gк.с + Gохл + Gотб.

Расход газа через турбину Gг равен сумме расхода воздуха на входе в камеру сгорания и Рис. 2.4.

расхода топлива, т.е. G_г = G_к.с + G_т.

Исключая из этих двух соотношений величину G_к.с, получим

G_г =(1 – g_охл – g_отб)(1 + g_т) G_в,

где g_т = ; g_охл = ; g_отб =  относительные расходы топлива,

охлаждающего воздуха и воздуха, отбираемого на вспомогательные нужды.

Для краткости записи обозначим

(1 – g_охл – g_отб)(1 + g_т) = а,

тогда условие баланса расходов компрессора и турбины будет выражаться следующим соотношением:

аG_в = G_г. (1.1)

При определении коэффициента а величины g_отб и g_охл задают по статистическим данным, а g_т рассчитывают. В среднем для ТРД а = 0,96…0,98.

2. Баланс работ компрессора и турбины составляется из того условия, что мощность турбины N_т равна мощности компрессора N_к и мощности N_отб, отбираемой от вала двигателя для вспомогательных целей (рис. 2.4). Тогда N_т = N_к + N_отб = N_к(1 + n_отб), где n_отб = N_отб/N_к – относительная доля мощности, отбираемой от турбины. Она мала и обычно не превышает 0,5…1,0% от N_т. Переходя от мощностей к работам и учитывая условие (1.1), получим

L_к = = а₁ L_т,

где а₁ – коэффициент, учитывающий g_охл, g_отб; n_отб и g_т. Заменим входящие сюда работы L_к и L_т их выражениями через параметры газового потока

= а₁ L_т = а₁ с_{р г} . (1.2)

Уравнение баланса работ компрессора и турбины (1.2) при = const и = const приводится к виду

= В (1.3)

В уравнении (1.3) при условии = const и = const коэффициент В, равный В = , сохраняется неизменным (В = const).

Поскольку В = const, температура газа перед турбиной в любых условиях полета пропорциональна работе компрессора L_к, так как согласно (1.2) при этом условии:

= const L_к.

Задача 5.1. Как изменится одновального ТРД, если при сверхкритических перепадах давления в сопловом аппарате первой ступени турбины и в сопле площадь критического сечения сопла увеличится на 20%? Принять показатель политропы процесса расширения газа в турбине равным n = 1,3 .

Решение.

В условиях задачи q( λкр )= const .Поэтому =const

Следовательно, (при n = 1,3) увеличение Fкр на 20% приведет к росту на 23%.

6. Характеристики ГТД прямой реакции

На протекание скоростных и высотных характеристик ТРД влияет много различных факторов. Закономерности изменения тяги Р и удельного расхода топлива Суд от скорости полета, высоты полета и режима работы двигателя зависят от расчетных параметров рабочего процесса двигателя ( ; ) , программы управления, эксплуатационных ограничений и ряда других факторов.

На уровень параметров, обеспечиваемых двигателем, влияет режим его работы, задаваемый положением РУД.

Высотно-скоростные характеристики принято рассматривать для максимального режима, характеризующего предельные возможности двигателя по создаваемой тяге, а его данные на пониженных режимах принято оценивать по дроссельным характеристикам. Предельные режимы работы двигателя определяются с учетом конкретных эксплуатационных ограничений.

Для качественного объяснения основных физических закономерностей, свойственных высотно-скоростным характеристикам ТРД, будем рассматривать программу управления

n = n_max = const;  =  = const

как обеспечивающую наибольшую тягу ТРД при всех условиях полета.

Для объяснения характера изменения величин Р и Суд в зависимости от различных факторов будем пользоваться следующими соотношениями

Р = G_вР_уд; С_уд =  или С_уд = ,

определяя величину удельной тяги по формуле Р_уд = с_с – V.

Скоростными характеристиками двигателя называют зависимости его тяги (мощности) и удельного расхода топлива от скорости (числа М) полета при постоянной высоте полета и принятой программе управления.

Тяга двигателя, равная Р = Gв Руд, зависит от характера изменения расхода воздуха Gв и удельной тяги Руд от скорости полета V (числа М).

Расход воздуха G_в = . 

при увеличении V на заданной высоте возрастает по причине повышения давления воздуха на входе в двигатель и далее по всей его проточной части.

Величина с ростом V повышается за счет сжатия воздуха от скоростного напора во входном устройстве. Темп повышения Gв, зависящий от интенсивности роста скоростного напора, тем выше, чем больше скорость полета V.

Удельная тяга Руд = сс – V при увеличении V уменьшается. Это объясняется тем, что с ростом скорости полета V скорость истечения газа из реактивного сопла сс повышается медленнее, чем растет сама скорость полета V.

Удельный расход топлива, с возрастанием числа М полета непрерывно повышается и стремится к бесконечности, когда Руд = 0.

Возрастание Суд с увеличением не означает ухудшения экономичности рассматриваемых ГТД. Увеличение внутреннего КПД объясняется улучшением использования теплоты в цикле за счет повышения π. Полный КПД резко падает лишь при тех числах МН, при которых Руд стремится к нулю и происходит «вырождение» двигателя.

Высотными характеристиками двигателя называют зависимости его тяги (мощности) и удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной скорости (числе М) полета и принятой программе управления. Закономерности протекания высотных характеристик объясняются изменением по высоте полета параметров рабочего процесса π и ∆, а также подводимой теплоты Q.

При увеличении Н до 11 км суммарная степень повышения давления воздухав двигателе возрастает.

Степень подогрева воздуха ∆ = увеличивается с ростом Н, т.к. в соответствии с принятой программой управления Т*г= const, а Тн снижается.

Расход воздуха с увеличением высоты полета у всех типов ГТД очень значительно снижается вследствие уменьшения давления и плотности воздуха во всех сечениях их проточной части. Величина Gв определяется пропускной способностью соплового аппарата первой ступени турбины.

Таким образом, тяга двигателя Р = Gв Руд до высоты 11 км снижается

из-за снижения Gв, несмотря на увеличение Руд. Выше 11 км Р снижается более интенсивно, т.к. Руд= const, а Gв снижается пропорционально рн, т.к.

πк = const.

Удельный расход топлива в диапазоне высот полета от 0 до 11 км снижается, что объясняется увеличением внутреннего КПД двигателя (из-за одновременного повышения π и ∆) и улучшением вследствие этого использования теплоты в цикле. Выше 11 км все параметры цикла постоянны, поэтому постоянны ηп и Суд.

Дроссельными характеристиками называют зависимости тяги и удельного расхода топлива ГТД от частоты вращения одного из роторов (или расхода топлива) при заданных условиях полета и принятой программе управления. Дросселирование двигателя в целях снижения его тяги осуществляется снижением Gт в камеру сгорания за счет уменьшения угла установки РУД.
Задача 6.1. В формуляре ТРДД указаны следующие данные двигателя при работе на стенде на максимальном режиме в САУ: nНД0 = 10000 об/мин, Р0 =100кН,Суд0 = 0,070 кг/(H⋅ч). Какой режим надо установить при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде для проверки соответствия его параметров этим данным, и каковы должны быть параметры двигателя на этом режиме, если испытания проводятся зимой при температуре минус 20оC и атмосферном давлении рН = 740 мм рт. ст.?

Решение.

При приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде надо установить такую частоту вращения ротора КНД n , чтобы ее приведенное значение

соответствовало записанному в формуляре, т.е.

=n =10000 об/мин, откуда ( при = )

n = nпр =9370 об/мин.

При этом измеренные тяга и удельный расход топлива должны быть равны

(аналогично):

Р= = =97,4кН

Суд = Суд.пр =0,0660 кг(Н.ч)

7. Рабочий процесс и характеристики турбовальных, турбовинтовых и турбовентилляторных ГТД.

Основная область применения турбовальных двигателей в авиации -силовые установки вертолетов (ТВаД) и вспомогательные силовые установки, являющиеся источником мощности для запуска основных двигателей, привода генераторов, а также для снабжения ЛА сжатым воздухом. К этому же типу двигателей относятся турбостартеры.

На вертолетах используются преимущественно турбовальные двигатели, состоящие из автономного одно- или двухвального газогенератора и свободной (силовой) турбины.

Преимущество ТВаД со свободной турбиной состоит в том, что вал свободной турбины механически не связан с газогенератором. Это позволяет поддерживать постоянство частоты вращения вала свободной турбины nс.т = const при различных загрузках несущего винта независимо от частот вращения валов газогенератора, а также облегчает запуск двигателя.

Для передачи крутящего момента с вала двигателя к несущему и рулевому винтам вертолета применяется трансмиссия с редуктором.

Работа цикла у турбовальных двигателей

L_ц =L_е +

У ТВаД, применяемых на вертолетах, скорость истечения газа из сопла сс мала. Мала у них и скорость полета V. Поэтому у этих двигателей практически Lц = Lе. В этом случае мощность на валу двигателя выражается формулой

Ne = LеGв =LцGв.

Основными удельными параметрами ТВаД служат удельная мощность Nе.уд и удельный расход топлива Се.

Удельная мощность равна:

Ne.уд = Ne/ =Lе=Lц

Внутренний КПД термодинамического цикла ТВаД, как и для ГТД прямой реакции, определяется из соотношения

= =

Удельный расход топлива равен

С_уд =

Отсюда следует, что экономичность турбовальных двигателей полностью определяется их внутренним КПД, характеризующим совершенство двигателя как тепловой машины.

Для ТВаД принято рассматривать характеристики трех видов: вы- сотные, дроссельные и климатические