ВЛИЯНИЕ ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ

АВИАЦИОННЫХ ГТД

При анализе высотных характеристик ГТД прямой реакции мы принимали, что при Н > 11 км удельная тяга и не изменяются, а расход воздуха и соответственно тяга пропорциональны давлению атмосферы . Но это справедливо только при полёте с большими приборными скоростями (V_пр > 600…700 км/ч), когда давление воздуха на входе в двигатель не опускается ниже 40…50 кПа, чем обеспечивается сохранение автомодельности течения в элементах силовой установки по числам Рейнольдса.

В условиях полета на больших высотах с меншими приборными скоростями, а также у двигателей малой размерности, воз­можно снижение чисел Рейнольдса до значений Re<Re_кр. При этом происходит уменьшение степени турбулентности потока, утолщается пограничный слой и существенно возрастает роль сил трения. В результате этого снижаются КПД каскадов компрессора и турбины, а также , как показывают исследования, уменьшается приведенный расход воздуха через двигатель. Например, при снижении Re в компрессоре и турбине с 3×10⁵ до 1×10⁵ происходит, как показывают эксперименты, уменьшение – на 4...6%, –на 2...3% и G_в.пр – на 5...6%. В целом это вызывает уменьшение тяги (мощности) и ухудшение экономичности двигателя.

Дополнительное ухудшение экономичности при полетах на больших высотах с малыми V_приб связано с плохим качеством распыла топлива из-за снижения перепада давлений на форсунках, что отрицательно влияет на процессы смесеобразования и горения топлива в камерах сгорания. Это вызывает существенное уменьшение коэффициента полноты сгорания и сужает диапазон устойчивой работы основной и форсажной камер сгорания.

Снижение и вследствие уменьшения чисел Re в области режимов, где Re<Re_кр, приводит к уменьшению располагаемой работы каскадов турбины. Это вызывает нарушение баланса мощностей каскадов турбомашин. Если программой управления обеспечивается поддержание постоянства частоты вращения одного из роторов, то нарушение баланса мощностей неизбежно потребует увеличения температуры газа перед турбиной , которая может повышаться на несколько десятков градусов. Это отчасти компенсирует отрицательное влияние снижения КПД элементов и уменьшение приведенного расхода воздуха на тягу двигателя. Но рост температуры нежелателен по соображениям надежности и ресурса. Одновременно с этим на больших высотах ухудшается работа системы охлаждения двигателя. По этой причине на некоторых высокотемпературных двигателях на больших высотах (свыше 14...16 км) снижается уровень настройки ограничителя , что вызывает ухудшение тяговых характеристик двигателя на этих высотах.

Если программой управления предусмотрено условие =const, то нарушение баланса мощностей каскадов компрессора и турбины приводит к снижению частот вращения роторов двигателя. По этой причине снижаются степени повышения давления каскадов компрессора, уменьшается давление за турбиной и падение тяги усиливается. Опасность перегрева турбины снижается ценой ухудшения тяговых характеристик.

Как показывают исследования, уменьшение чисел Re при Re<Re_кр приводит также к снижению запасов газодинамической устойчивости каскадов компрессора. Это, с одной стороны, объясняется смещением границы устойчивости в поле характеристик компрессора в сторону рабочей линии. С другой стороны, рабочая линия смещается навстречу границе устойчивости вследствие снижения G_в.пр из-за роста .

Двигатели малых тяг (мощностей), отличающиеся меньшими линейными размерами, имеют более низкие числа Рейнольдса элементов проточной части и у них на меньших высотах достигаются условия Re<Re_кр, К числу таких двигателей относятся вертолетные ГТД,

У малоразмерных вертолетных ГТД с осевыми компрессорами влияние Re начинает проявляться уже на Н>3...4 км. У двигателей с центробежными компрессорами влияние Re меньше, чем с осевыми, так как размеры рабочих лопаток и, соответственно, числа Рейнольдса при равных расходах воздуха у них значительно выше.

1. ВЛИЯНИЕ УГЛОВ АТАКИ СКОЛЬЖЕНИЯ САМОЛЕТА НА РАБОТУ

СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

Силовые установки маневренных самолетов работают в широком диапазоне углов атаки a и скольжения b. При этом обычно диапазон возможного изменения углов атаки a существенно шире, чем углов скольжения b. При сверхзвуковых скоростях полета этот диапазон сужается.

Изменение углов атаки и скольжения может сопровождаться весьма значительным ухудшением тяговых и экономических характеристик силовой установки, а также снижением запасов газодинамической устойчивости ее элементов.

При больших углах атаки и скольжения на дозвуковых и, особенно на сверхзвуковых скоростях полета, как указывалось при изучении характеристик СВУ, может происходить значительное снижение коэффициента s_вх, увеличение с_х.вх и уменьшение запаса газодинамической устойчивости входного устройства. Степень влияния a и b на s_вх, с_х.вх и DК_у.вх зависит от схемы воздухозаборника, его расположения на летательном аппарате, схемы, параметров и программы управления двигателя и усиливается с ростом числа М полета. Снижение s_вх и увеличение с_х.вх ведет к уменьшению эффективной тяги силовой установки и ухудшению ее экономичности.

Наиболее сильное влияние на тягу двигателя при изменении углов a и b оказывает коэффициент s_вх. Снижение s_вх приводит к пропорциональному уменьшению расхода воздуха через двигатель. Помимо этого, снижается давление газового потока на входе в сопло, что уменьшает удельную тягу двигателя. Снижение коэффициента s_вх на 1% приводит к уменьшению G_вS на 1% и к падению удельной тяги в среднем на 0,3...0,5%. Поэтому тяга в указанном случае уменьшается на 1,3...1,5%, а удельный расход топлива повышается на 0,3...0,5%.

Меньшие потери тяги при больших положительных углах атаки обеспечивают входные устройства с верхним горизонтальным расположением клина и подкрыльевые входные устройства, для которых не очень значительное увеличение a приводит даже к повышению тяги, но у них значительно ухудшаются тяговые характеристики при отрицательных углах атаки. При верхнем расположении СВУ наблюдается наиболее сильное уменьшение тяги при увеличении a.

Влияние коэффициента с_х.вх на тягу и экономичность силовой установки является менее значительным, чем s_вх, но также должно учитываться в расчетах эффективной тяги силовой установки.

Кроме того, полет с большим углами атаки и скольжения может стать причиной снижения запасов устойчивой работы компрессора (о чем речь мы поговорим на следующей лекции) и воздухозаборника.

Для обеспечения устойчивой работы силовой установки при больших углах атаки применяется коррекция программы управления входного устройства в виде дополнительного выдвижения клина (или конуса). Это повышает DК_у.вх, но ведет к еще более значительному снижению s_вх и увеличению с_х.вх, а, следовательно, приводит к дополнительному ухудшению тяговых характеристик силовой установки.