ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

2.1. Требования к авиационным двигателям

Независимо от типа, назначения и других особенностей авиационных двигателей, к ним предъявляется ряд общих требований, которые можно разделить на технические, производственные и эксплуатационные.

Основными техническими требованиями, предъявляемыми к двигателю с точки зрения его пригодности для выполнения поставленной задачи, являются:

экономичность, надежность, хорошая приемистость (малое время при переходе с одного режима на другой) и устойчивость работы, отсутствие вредного влияния на ЛА и окружающую среду, минимальные масса и габариты при заданной тяге, сохранение работоспособности в широком диапазоне изменения условий полета.

К производственно-экономическим требованиям относятся: простота и технологичность изготовления и сборки конструкции, высокая степень стандартизации и унификации элементов, использование недефицитных и дешевых материалов, низкая стоимость двигателя в целом.

К эксплуатационным требованиям относятся: удобство монтажа на ЛА, быстрота подготовки к запуску, удобство и безопасность обслуживания, возможность длительного хранения и транспортировки.

Некоторые требования являются взаимно противоречащими друг другу. Поэтому при создании двигателя приходится в той или иной степени идти на компромиссные решения, выполняя в первую очередь требования, которые для данного двигателя являются главными.

Степень соответствия двигателя предъявляемым требованиям характеризуется некоторыми количественными показателями (параметрами). Параметры могут быть: абсолютными, относительными (удельными) и безразмерными (например, КПД).

2.2. Абсолютные параметры двигателей

К абсолютным параметрам относятся тяга, а для ПД, ТВД, ТВаД и ТВВД - мощность, расходы воздуха и топлива, допускаемое время работы двигателя на различных режимах, масса и габаритные размеры.

Тяга ВРД прямой реакции при полном расширении газов в сопле (см. гл. 1) приблизительно равна произведению расхода рабочего тела на приращение скорости газа в двигателе (разницу между скоростью истечения газов из сопла c_с и скоростью полета V):

P = G_в (c_с - V).

У ТРДД тяга представляет собой сумму осевых сил, создаваемых внутренним и наружным контурами, а у ТВВД - винтовентилятором и проточной частью, аналогичной внутреннему контуру ТРДД.

Тяга современных ВРД составляет (1...400) кН.

Для ТВД основная доля полезной работы двигателя реализуется в виде энергии вращающегося вала или винта. Для этих двигателей в качестве абсолютного параметра, аналогичного тяге, используется мощность винта N_в (кВт) или эквивалентная мощность N_э (условная мощность на валу винта, создающая такую же тягу, какая получается за счет работы винта и реактивной струи). В некоторых случаях эквивалентную мощность указывают и для ТВВД:

N_э = N_в + P_с V/h_в ,

где P_с- реактивная тяга, создаваемая при истечении газов из сопла;

h_в- КПД винта. Отношение V/h_впринимают равным 68,2 кВт/кН для обычных винтов или 83,5 кВт/кН для винтовентиляторов [10].

ТВаД характеризуются мощностью на выходном валу N_е в кВт. В паспорте двигателя и его техническом описании указываются также другие абсолютные параметры и допуски на них. Если абсолютные параметры необходимы для оценки потребительских качеств конкретного двигателя, то удельные параметры позволяют сравнивать различные двигатели между собой.

2.3. Относительные параметры двигателей

К относительным (удельным) параметрам относятся удельная тяга, удельный расход топлива, удельная масса двигателя, лобовая тяга.

Удельной тягой называется тяга двигателя, отнесенная к расходу воздуха. На расчетном режиме работы сопла она равна

P_уд = P/G_в = (c_с - V).

При увеличении P_уд для получения заданной тяги требуется меньший расход воздуха. При этом уменьшаются поперечные размеры и масса двигателя, а его скоростные качества повышаются. Размерность удельной тяги: кН×с/кг.

Для ТВД и ТВаД вместо удельной тяги используют удельную мощность, измеряемую в кВт×с/кг:

N_уд = N_э /G_в (для ТВаД N_уд = N_е /G_в).

Удельным расходом топлива называется отношение часового расхода топлива к тяге, развиваемой ТРД, ТРДД, ТВВД, ПВРД:

C_уд = G_т /P

или к эквивалентной мощности N_э, развиваемой ТВД или ТВВД[1]:

C_э = G_т / N_э,

или к мощности на валу ТВаД: C_е = G_т / N_е.

Удельный расход характеризует экономичность процессов, сопровождающих преобразование энергии топлива в тягу или мощность двигателя. Измеряется C_уд в кг/Н ч (г/Н ч), C_э и C_е - в кг/кВт ч.

Удельной массой называется отношение массы двигателя к его максимальной тяге (для ТРД, ТРДД, ТВВД, ПВРД размерность - кг/кН):

g_дв.Р = M_дв /P,

или к максимальной мощности ТВД, ТВаД, ТВВД (размерность - кг/кВт):

g_дв.N = M_дв /N_э.

Удельная масса характеризует конструктивно-весовое совершенство двигателя. Снижение удельной массы СУ имеет важнейшее значение для улучшения характеристик ЛА, таких как располагаемый запас топлива, полезная нагрузка, а также дальность полета, потолок, скороподъемность и скорость.

Лобовой тягой называется отношение максимальной тяги к площади наибольшего (миделевого) поперечного сечения двигателя:

P_F = P/F_дв .

Чем больше лобовая тяга (P_F измеряется в кН/м²), тем меньше аэродинамическое сопротивление мотогондолы двигателя. P_F является важным параметром СУ для сверхзвуковых скоростей полета.

В табл.1 приведены величины основных параметров различных типов двигателей на максимальном режиме их работы, полученные из литературных источников [5,6,7,8,10] и статистического анализа данных существующих двигателей.

Таблица 1

Параметры авиационных двигателей

2.4. Коэффициенты полезного действия двигателя

Потери, возникающие в процессе преобразования энергии топлива в тяговую работу (работу по перемещению ЛА в пространстве), оцениваются коэффициентами полезного действия: термическим, эффективным, полетным (тяговым) и полным.

Термический КПД характеризует двигатель как тепловую машину и оценивает неэффективные потери тепла в его рабочем процессе. Рабочие процессы в ГТД описывает термодинамический цикл Брайтона (рис. 11) с подводом тепла при постоянном давлении. Для идеального цикла, который показан на рис.11 тонкими линиями, приняты следующие допущения:

а б Рис.11. Термодинамический цикл ГТД в p-u (а) и T-S (б) координатах. \

- процессы сжатия (линия Н - К_и ) и расширения (линия Г_и - С_и) протекают изоэнтропически (без теплообмена с окружающей средой), и цикл является замкнутым;

- процессы сгорания топлива (линия К_и - Г_и) и выброса рабочего тела в атмосферу (линия С_и - Н) проходят при постоянном давлении;

- рабочим телом является идеальный газ с постоянной теплоемкостью (c_р = const).

Линия Н - В_и - К_и характеризует процессы сжатия воздуха, идущие сначала во входном устройстве за счет скоростного напора (Н - В_и), а затем в компрессоре (В_и - К_и) за счет механической энергии, подводимой к нему через вал. При сжатии увеличивается температура воздуха (в современных ГТД температура воздуха за компрессором T_к достигает 1000 К). Дальнейшее повышение температуры происходит в камере сгорания (линия К_и - Г_и) в результате подвода к воздуху тепла Q₁, получаемого при сгорании топлива. На участке цикла Н - В_и - К_и – Г_и происходит увеличение энергии рабочего тела - повышение его давления и температуры. Начиная с точки Г_и, запас энергии газа расходуется сначала в газовой турбине (линия Г_и - Т_и) на привод компрессора и других потребителей механической энергии в зависимости от типа двигателя, далее - в реактивном сопле (участок Т_и - С_и) на ускорение потока для создания реактивной тяги. Наконец, остаток тепла Q₂ безвозвратно теряется в атмосфере (участок С_и - Н).

Положение точки Т_и характеризует распределение энергии между газовой турбиной и реактивным соплом. Для ТРД, ТРДД, ТВВД и ТВД эта точка последовательно снижается по линии Г_и - С_и, а у ТВаД - максимально приближается к точке С_и.

В диаграмме p - u (см. рис.11,а) площадь p_н - p_к - Г_и - С_и - p_н эквивалентна изоэнтропической работе расширения L_{р s}, а площадь p_н - Н - К_и - p_к - p_н - изоэнтропической работе сжатия L_{сж s} рабочего тела. Разность этих площадей (площадь фигуры, ограниченной вершинами Н - К_и - Г_и - С_и - Н) эквивалентна работе цикла, отнесенной к 1 кг рабочего тела:

.

Работа идеального цикла является располагаемой работой двигателя как тепловой машины. Она зависит только от параметров рабочего процесса - суммарной степени повышения давления p_S = p*_к /p_н и степени подогрева рабочего тела Q = T^*_г /T_н:

,

где k - показатель политропы, учитывающий физические свойства рабочего тела.

На практике вместо степени подогрева рабочего тела Q используется абсолютная температура газа на выходе из камеры сгорания (перед турбиной) T^*_г.

L_ц в T-S- координатах (см. рис. 11,б) равна разности количеств подведенного и отведенного тепла:

L_ц = Q₁ - Q₂.

Термический КПД h_t идеального цикла характеризует совершенство процесса преобразования тепла в работу цикла и равен отношению работы к подведенному теплу:

h_t = L_ц/Q₁ = (Q₁ - Q₂)/Q₁ = 1 - 1/ .

h_t учитывает потери тепла, уносимого рабочим телом из двигателя при идеальном рабочем цикле.

Для повышения h_t целесообразно увеличивать работу цикла, которая линейно возрастает с повышением T^*_г. Поэтому в ГТД T^*_г стремятся сделать максимальной, обеспечивая при этом надежную работу турбины. Именно уровень достигнутой температуры газа в первую очередь характеризует каждое поколение ГТД и определяет прогресс в авиадвигателестроении. Современные серийные двигатели имеют температуру T^*_г около 1650К, а максимальная достигнутая температура по состоянию на начало 1994 года составляла 1850К (у ТРДДФ М-88 фирмы SNECMA).

Характер зависимостей L_ц от степени повышения давления при разных значениях Q представлен на рис. 12, а. При каждой темпера туре T^*_г существует определенная оптимальная степень повышения давления p_опт, соответствующая максимальной работе цикла. На рис.12,б представлены T-S -диаграммы трех циклов с разными p_S при одинаковой T^*_г. С ростом T^*_г увеличивается и p_опт. Для современных ГТД p_опт = 25...50.

Влияние параметров T*г (а) и p (б) на работу цикла ГТД а б Рис.12.

В реальном ВРД все процессы необратимы и сопровождаются потерями. На рис.11 реальный цикл (Н – В – К – Г – Т – С – Н) при тех же p_S и T^*_г показан жирными линиями. Потери энергии в ГТД обусловлены неполнотой сгорания топлива и отводом тепла в окружающую среду через стенки двигателя и его агрегатов. При этом теряется часть тепла, полученного при сгорании топлива, а также тепло, выделяющееся при преодолении гидравлических сопротивлений проточной части двигателя и сил трения в подвижных элементах конструкции (подшипниках, зубчатых передачах, контактных уплотнениях). К дополнительным потерям следует отнести расход энергии на привод вспомогательных агрегатов силовой установки (насосов, электрогенераторов и др.). В реальном цикле ВРД изменяются и свойства рабочего тела (удельная теплоемкость c_р и показатель политропы k) после сжигания в воздухе топлива.

Работа L_е, эквивалентная площади реального цикла, называется эффективной работой цикла. Эта работа в ВРД прямой реакции затрачивается на приращение кинетической энергии одного килограмма рабочего тела:

L_е = (с_с² – с_н²)/2,

где с_с - действительная скорость истечения газов из сопла.

Эффективным КПД h_е газотурбинного двигателя называют отношение эффективной работы цикла к располагаемой энергии внесенного в двигатель топлива Q₀:

h_е = L_е /Q₀= (с_с² – с_н²)/2Q₀.

Располагаемая энергия топлива Q₀, приходящегося на 1 кг воздуха, связана с теплом Q₁ через коэффициент полноты сгорания топлива h_г: Q₁ = h_г Q₀. Поэтому h_е = h_г L_е /Q₁.

Умножив числитель и знаменатель полученной формулы на L_ц (работу идеального цикла), получим

h_е = h_г h_t h_r ,

где h_r = L_е / L_ц - коэффициент гидравлических потерь.

Эффективный КПД характеризует ВРД как тепловую машину и учитывает потери реального цикла.

Полетный КПД h_п оценивает эффективность преобразования располагаемой энергии двигателя в полезную работу по перемещению ЛА. Этот КПД оценивает ВРД как движитель и для установившегося горизонтального полета определяется отношением работы тяги к эффективной работе цикла:

h_п = P_уд V /L_е.

После подстановки соответствующих выражений для P_уд и L_е, а также учитывая, что скорость невозмущенного потока воздуха перед входом в двигатель c_н равна скорости полета V, получим

h_п = 2 V /(c_с + V).

Полетный КПД характеризует потери, возникающие вследствие того, что часть кинетической энергии, вынесенная струей в окружающую среду и пропорциональная относительной скорости потока (c_с - V), рассеивается бесполезно. При увеличении скорости полета он возрастает и при c_с = V равен единице. Однако при этом тяга равна нулю. Для получения максимального h_п скорость полета должна быть близка к скорости истечения.

Полный КПД h_о учитывает все потери, сопровождающие преобразование энергии топлива в тяговую работу двигателя:

h_о = h_е h_п .

Полный КПД характеризует ВРД как тепловую машину и как движитель.

В табл.2. приведены КПД ВРД при одинаковых параметрах цикла.

Коэффициенты полезного действия ВРД Таблица 2

Из табл. 2 видно, что повышение эффективности при переходе от ТРД к ТРДД и ТВД определяется ростом полетного КПД, определяемого типом используемого движителя.

2.5. Влияние параметров рабочего процесса на удельную тягу и удельный расход топлива

Удельная тяга и удельный расход топлива ВРД зависят от параметров цикла: степени повышения давления p_S, температуры газа перед турбиной T^*_г и КПД процессов сжатия и расширения. Анализ зависимостей P_уд и C_уд от каждого из этих параметров позволит выяснить, в какой мере выбор тех или иных исходных параметров влияет на основные данные ВРД, а также более квалифицированно подойти к рассмотрению характеристик.

Характер зависимостей P_уд и C_уд от p_S определяется при условиях V = const и T^*_г = const. Выразив скорость истечения газов из сопла через формулу эффективной работы цикла и подставив ее в уравнение удельной тяги, получим

P_уд = c_с - V = .

Из выражения видно, что при V = const удельная тяга зависит только от эффективной работы цикла L_е.

Величина работы цикла зависит от количества подведенного к рабочему телу тепла Q₁ = c_р (T^*_г – T^*_к) и эффективности его использования в цикле, т.е. от h_е. При T^*_г = const увеличение p_S ведет к росту T^*_к, что вызывает необходимость уменьшения Q₁. С ростом p_S увеличиваются h_t и h_е. Это приводит к тому, что величина L_e имеет максимум (см. рис.12). При p_мин = 1 L_e и, следовательно, P_уд равны нулю из-за очень малой величины h_t. Все тепло, подводимое при этом к рабочему телу, расходуется только на преодоление потерь в двигателе. С повышением p_S L_e и P_уд возрастают менее интенсивно, чем h_t (в связи с уменьшением Q₁). При p_S = p_опт L_e и P_уд достигают максимума (рис.13). Дальнейшее увеличение p_S приводит к снижению L_e и P_уд вследствие более медленного роста h_t и падения Q₁. При p_S = p_пр подвод тепла настолько мал, что его хватает только на преодоление потерь в двигателе.

а б

Рис.13. Зависимости работы цикла, полного КПД двигателя (а), удельной тяги и удельного расхода топлива (б) от p_S

Удельный расход топлива изменяется обратно пропорционально величине полного КПД h_о, равного произведению эффективного и полетного КПД. Увеличение p_S сопровождается одновременным ростом h_е и снижением h_п, связанным с повышением скорости истечения c_с. В результате h_о имеет максимум, а C_уд - минимум. При p_минh_о = 0 из-за h_t = 0 (C_уд®¥). Максимум h_о и соответственно минимум C_уд достигаются при некотором значении p_эк, называемом экономической степенью повышения давления. При дальнейшем увеличении p вследствие падения h_п общий КПД снижается. При p_S = p_пр h_о = 0, а C_уд®¥.

Для ТРД p_эк > p_опт. Так, например, при T^*_г = 1200 К p_эк = 20, а p_опт = 7,5. Следовательно, повышение экономичности двигателя с заданными температурой перед турбиной и величиной тяги неизбежно ведет к значительному увеличению его массы из-за роста количества ступеней компрессора и миделя двигателя, вызванного необходимостью увеличения расхода воздуха для сохранения тяги при снижении C_уд.

Рассмотренный характер зависимости P_уд, C_уд и массы двигателя от p_S дает возможность сделать практически важный вывод о том, что при выборе степени повышения давления в двигателе необходимо учитывать назначение проектируемого ЛА. Двигатель скоростного самолета должен иметь максимальную тягу при минимальных габаритах и массе. Экономичность здесь не является решающим фактором и поэтому выбирают компрессор со сравнительно небольшой степенью повышения давления. К экономичности двигателя транспортного самолета предъявляются более высокие требования, поэтому его компрессор должен иметь большую степень повышения давления.

Зависимость P_уд и C_уд от температуры T^*_г показана на рис.14 при условиях p_S = const и V = const. Рост T^*_г ограничен температурой T^*_{г доп}, допускаемой по условию сохранения прочности лопаток.

Работа цикла и удельная тяга при некоторой температуре T^*_{г мин} равны нулю (рис. 14), так как подведенное тепло расходуется лишь на преодоление потерь в двигателе. С увеличением T^*_г L_е и P_уд растут, причем темп роста удельной тяги замедляется вследствие более быстрого снижения подвода тепла Q₁ по сравнению с ростом h_е. Удельный расход уменьшается до температуры T^*_{г эк}, называемой экономической, при которой наблюдается минимум C_уд, а затем вновь возрастает из-за падения величины h_о.

В настоящее время у двигателей температура T^*_г больше T^*_{г эк}, а степень повышения давления - меньше p_эк. Такой выбор параметров рабочего процесса определяется стремлением повысить удельную тягу и создать более легкий и компактный двигатель.

Повышение температуры газа перед турбиной служит эффективным средством увеличения удельной тяги. Удельный расход при этом возрастает менее интенсивно. Так, повышение температуры T^*_гна 100° приводит к увеличению удельной тяги в среднем на (10...15)%, а C_уд при этом увеличивается на (5...7)%. Этим объясняется стремление повысить T^*_{г доп}, для чего разрабатывают новые материалы и совершенствуют системы охлаждения элементов турбины.

Лекция 3