Особенности рабочего процесса

Общие сведения

2.1.1. Назначение входных устройств.
Основные параметры режима и критерии эффективности

Назначение. Входные устройства, как уже указывалось в гл. 1, предназначены для подвода воздуха к двигателю и частичного преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную энергию сжатого воздуха.

Параметры режима. Как известно [1, 30], основными критериями газодинамического подобия установившегося течения теплоизолированного потока являются числа Маха М и Рейнольдса Re. Причем величина Reоказывает заметное влияние на работу газотурбинного двигателя большой и средней размерности только на высотах полета больше 8 … 10 км. Поэтому в качестве параметра режима течения потока, набегающего на ВУ, принимают число М п = V п / a н (отношение скорости полета к скорости звука).

Режим течения потока, проходящего через входное устройство, зависит, кроме того, от противодавления на выходе из него, т.е. от расхода воздуха, потребляемого двигателем в рассматриваемых условиях, или от пропускной способности компрессора. Пропускную способность целесообразно характеризовать относительной плотностью тока q (l в) – газодинамической функцией, которая однозначно определяется приведенной скоростью l в = c в / a кр (отношением скорости потока в сечении В на входе в компрессор к критической скорости звука).

Согласно сказанному, в качестве основных параметров режима входного устройства приняты число М п и функция q (l в) или l в.

Отметим, что величина l в = с в /зависит не только от режима работы двигателя (c в), но и от внешних условий, поскольку полная температура T *н определяется атмосферной температурой Тн и скоростью полета Vп. Следовательно, q (l в) – комплексный параметр, характеризующий режим работы двигателя и внешние атмосферные и полетные условия.

Критерии эффективности. Эффективность работы входного устройства оценивается с помощью двух основных коэффициентов: восстановления полного давления s вх и внешнего сопротивления c x. вх, а также с помощью коэффициента расхода j.

Коэффициентом восстановления полного давления называют отношение полного давления в сечении В на выходе из входного устройства к полному давлению в сечении Н невозмущенного потока перед двигателем:

s вх= p *в / p *н . (2.1)

Вследствие влияния трения, вихреобразования, а при торможении сверхзвукового потока еще и потерь в скачках уплотнения, полное давление по длине ВУ снижается и коэффициент s вх всегда меньше единицы. Потери полного давления (в процентах от исходного значения p *н ) оцениваются, следовательно, величиной (1 – s вх)100 %.

Снижение s вх ведет к уменьшению полного давления во всех сечениях двигателя, а поэтому, как показано в следующей главе, – к уменьшению степени расширения газа в канале сопла и, соответственно, скорости истечения газа из сопла и тяги. Тяга двигателя снижается также из-за уменьшения расхода воздуха через двигатель, который изменяется пропорционально полному давлению. Поэтому величина s вх оказывает весьма значительное влияние на основные данные двигателя (гл. 8, 17) и является одним из основных критериев эффективности входного устройства.

Коэффициент внешнего сопротивления c x. вх представляет собой отношение внешнего сопротивления ВУ к произведению скоростного напора набегающего потока на площадь миделевого сечения:

c x. вх = , (2.2)

где q н = = p н М п2 – (2.2а)

скоростной напор набегающего потока в сечении Н перед двигателем; Х вх – сила внешнего сопротивления ВУ – отрицательная составляющая тяги двигателя; F mid вх– площадь миделевого сечения ВУ.

Коэффициент с x. вх определяется обычно по результатам экспериментальных исследований на специальных установках, а по формуле (2.2) вычисляется сила внешнего сопротивления ВУ, необходимая для последующего определения эффективной тяги (гл. 6) при расчете характеристик двигателя. На промежуточных и трансзвуковых скоростях полета сверхзвуковых самолетов сила Х вх может достигать значительной величины (10 ... 20% максимальной тяги двигателя). В заданных условиях полета самолета она однозначно определяется, как следует из (2.2), величиной с x. вх. Поэтому коэффициент внешнего сопротивления, оказывая существенное влияние на тягу, является, как и s вх, одним из основных критериев эффективности ВУ.

Коэффициентом расходаj называют отношение площади сечения невозмущенного потока воздуха, проходящего через двигатель, к лобовой площади входного сечения обечайки:

j = F н / F вх . (2.3)

Для выполненного входного устройства геометрическая площадь Fвх известна, поэтому величина j однозначно определяет площадь потока F н , а следовательно, расход воздуха через двигатель при известных внешних условиях (температуре Т н , давлении p н наружного воздуха и скорости полета V п ) по (1.5а) G в = F н r н V п .

С помощью коэффициента j описываются расходные характеристики сверхзвукового входного устройства. Далее будет показано, что величина j оказывает, кроме того, определяющее влияние на внешнее сопротивление сверхзвуковых входных устройств при их работе на промежуточных и трансзвуковых скоростях полета.

2.1.2. Степень повышения давления p V
и роль входного устройства в системе двигателя

Формулы для T *н и p V . Температура и давление воздуха увеличиваются во входном устройстве (в условиях работы, когда скорость полета больше скорости потока перед компрессором). Упрощенная схема изменения параметров по длине ВУ показана, например, на рис. 1.6, а соответствующая ей диаграмма i-s процесса сжатия воздуха – на рис. 2.1.

Формулу для полной температуры потока воздуха, проходящего через входное устройство, получим из уравнения энергии (1.1б), которое запишем в следующем виде:

Рис. 2.1. Упрощенная диаграмма i-s процесса сжатия воздуха во входном устройстве

с р T *в = с р T *н = с р T н + .

Выражая с р через газовую постоянную с р = R , а скорость полета через число М п и скорость звука V п = М п a н , где a н = будем иметь

T *н = T н . (2.4)

Выражая отношение давлений p *н / p н через отношение температур T *н / T н по уравнению изоэнтропы, на основании (2.4) получим

p V = p *н / p н = . (2.5)

Величина p V представляет собой степень повышения давления воздуха от скоростного напора при изоэнтропическом торможении. Она однозначно определяется числом М п , а полная температура T *н изменяется, кроме того, пропорционально атмосферной температуре Т н (величины p V и T *н зависят, строго говоря, еще и от свойств рабочего тела – показателя изоэнтропы k).

Действительная степень повышения давления во входном устройстве, т.е. отношение полного давления на выходе из ВУ к статическому давлению в сечении Н, зависит также и от коэффициента восстановления давления:

p *в / p н = p V s вх . (2.5а)

Роль входного устройства на силовых установках летательных аппаратов с различными скоростями полета. Зависимость степени повышения давления p V от числа М п , рассчитанная по формуле (2.5), приведена в табл. 2.1.

Таблица 2.1

М п					3,5
p V		1,9	7,8
p V s вх.ст	0,9	1,84	6,7
s п.с	–		0,72	0,33	0,21	0,14
T *н (Н = 11 км)

С увеличением числа М п величина p V весьма существенно повышается, особенно на больших скоростях полета: она увеличивается от 1 до 7,8 в диапазоне М п = 0 ... 2, от 7,8 до 150 в диапазоне М п = 2 ... 4, p V = 37 при М п = 3, p V = 80 при М п = 3,5.

Торможение сверхзвукового потока сопровождается волновыми потерями, которые на больших скоростях полета весьма значительно возрастают. В простейшем случае – в прямом скачке уплотнения, который возникает, например, перед дозвуковым воздухозаборником, с увеличением числа М п от 1 до 2 потери увеличиваются, а коэффициент восстановления давления в прямом скачке s п.с снижается от 1 до ~ 0,7. Дальнейшее увеличение М п приводит к еще более значительному снижению s п.с : до ~ 0,3 при М п = 3 и ~ 0,2 при М п = 3,5 (см. табл. 2.1).

В сверхзвуковых воздухозаборниках поток тормозится, как правило, в системе косых и замыкающем прямом скачке, что позволяет повысить коэффициент восстановления давления при высоких скоростях полета более чем в 2 раза. В современных воздухозаборниках при М п = 3…3,5 удается обеспечить действительную степень повышения давления p V s вх.ст= 24 … 40, что превышает степень повышения давления современных компрессоров. (Здесь s вх.ст – коэффициент восстановления давления по так называемой стандартной кривой, см. рис. 2.14.)

Приведенных материалов достаточно, чтобы сделать вывод: с увеличением числа М п роль входного устройства на силовой установке существенно возрастает, а при М п ³ 3,5 необходимость в компрессоре отпадает, так как обеспечиваемая им степень повышения давления может быть получена путем торможения сверхзвукового потока.

Одновременно с повышением роли входного устройства изменяются и его габариты относительно габаритов двигателя.

Из условия неразрывности потока для сечений невозмущенного потока и на входе в компрессор G н = G в, выражая расход воздуха через параметры потока в этих сечениях по формуле (1.5а), получим

= . (2.6)

По изменению отношения F н / F в можно оценить изменение диаметральных габаритов входного устройства (полагая, что F вх = F н ) относительно габаритов двигателя.

Для расчетных условий полета двигателей пассажирских и транспортных самолетов (Н = 11 км, М п » 0,8) правая часть формулы (2.6) не сильно отличается от единицы, и диаметральные размеры входного устройства не выходят за диаметральные размеры этих двигателей.

С повышением числа М п в сверхзвуковом диапазоне скоростей полета значительно возрастает степень повышения давления p V s вх и, соответственно, плотность воздуха перед компрессором r в . Это и оказывает определяющее влияние на отношение F н / F в , которое увеличивается при этом, т.е. увеличиваются диаметральные габариты входного устройства относительно габаритов двигателя. Так, при М п = 3,5 действительная степень повышения давления примерно равна 40, отношение r в /r н » 10, а F н / F в » 2,5. Следовательно, диаметр осесимметричного входного устройства в этих условиях должен быть заметно больше диаметра двигателя.

Итак, с повышением числа М п благодаря увеличению действительной степени повышения давления p V s вх повышается роль входного устройства в системе силовой установки, а вследствие соответствующего увеличения плотности воздуха снижаются диаметральные габариты двигателя относительно диаметральных габаритов входного устройства.

2.1.3. Основные требования к входным устройствам
и их классификация

Требования. Обеспечение потребного расхода воздуха при минимальных потерях полного давления (s вх max) и минимальном внешнем сопротивлении (с x. вх min) – основное требование, предъявляемое к входным устройствам.

На всех режимах работы двигателя и во всех условиях полета самолета, в том числе при различных углах атаки и скольжения, должна обеспечиваться надежная устойчивая работа ВУ. Неравномерность поля скоростей и давлений и их пульсации (нестационарность) на выходе из ВУ (на входе в компрессор) не должны превышать заданных (нормативных) значений. Это также весьма важное требование, так как его нарушение может привести к неустойчивой работе двигателя. Наконец, ВУ должно иметь малую массу, быть простым в изготовлении и обслуживании.

Предъявляемые требования во многом противоречивы. Например, достижение максимально возможного значения s вх может привести, как будет показано далее, к неустойчивой работе ВУ, а обеспечение минимально возможного значения с x. вх ведет к усложнению ВУ и системы его регулирования, а следовательно, – к увеличению его массы и снижению надежности. Поэтому под s вх max и с x. вх min здесь понимаются величины, при которых обеспечиваются надежная работа ВУ и другие требования, предъявляемые к нему.

Классификация. Входные устройства следует, прежде всего, разделить на два типа: дозвуковые, которые применяются на силовых установках летательных аппаратов с дозвуковыми и небольшими сверхзвуковыми скоростями полета, а также на неавиационных турбовальных двигателях (гл.1), и сверхзвуковые ‑ на летательных аппаратах с большими скоростями полета (М п > 1,5).

Сверхзвуковые ВУ отличаются большим разнообразием и их классифицируют по различным признакам. В зависимости от расположения поверхности торможения сверхзвукового потока относительно сечения ВХ (вход в обечайку) их разделяют на три класса. Если сверхзвуковой поток в расчетных условиях работы тормозится до сечения ВХ, то такие ВУ называются входными устройствами внешнего сжатия. Если поток тормозится за этим сечением, т.е. в канале, то они называются входными устройствами внутреннего сжатия. Во входных устройствах смешанного сжатия поток тормозится как до, так и после сечения ВХ (рис. 2.2).

В зависимости от формы поверхности сжатия ВУ делятся на осесимметричные и плоские (рис. 2.3). Наконец, в зависимости от места расположения на летательном аппарате – на лобовые (силовая установка в отдельной мотогондоле) и примыкающие. Последние могут быть подкрыльевыми или надкрыльевыми, подфюзеляжными и надфюзеляжными, а также боковыми.

в)

а)

б)

Рис. 2.2. Схемы сверхзвуковых входных устройств внешнего(а), внутреннего(б)и смешанного(в)сжатия

б)

а)

Рис. 2.3. Схемы плоского(а)и осесимметричного(б)входных устройств [35]

2.2. Рабочий процесс и характеристики
дозвукового воздухозаборника

Особенности рабочего процесса

Дозвуковое входное устройство представляет собой простой воздухозаборник, состоящий из обечайки, с помощью которой образуется диффузорный канал, и кольцевого конфузорного канала перед компрессором. Они могут соединяться достаточно длинной цилиндрической трубой, если двигатель расположен, например, в конце фюзеляжа. Если силовая установка расположена в отдельной мотогондоле, то такая труба отсутствует и длина воздухозаборника примерно равна его диаметру, а на ТРДД с большой степенью двухконтурности – даже меньше диаметра.

На рис. 2.4 приведена схема воздухозаборника и показано изменение параметров потока от сечения Н невозмущенного потока до сечения В на входе в компрессор для расчетных условий работы, когда скорость полета больше скорости потока перед компрессором. Рассмотрим вначале течение потока перед воздухозаборником (от сечения Н до сечения ВХ), т.е. в гидравлических стенках (которыми будем называть разделительную линию тока абв, отделяющую поток, проходящий через двигатель, от потока, обтекающего его), а затем в проточной части (ВХ-В), т.е. в геометрических стенках.

Одна из особенностей течения потока в гидравлических стенках – отсутствие трения о стенки, а следовательно, потерь полного давления. Поэтому для обеспечения максимального коэффициента восстановления давления воздухозаборник проектируется таким образом, чтобы сжатие воздуха практически полностью совершалось перед ним в гидравлических стенках. Для этого достаточно выбрать для расчетных условий работы площадь сечения на входе F вх из условия значительного снижения скорости потока на участке Н-ВХ (с вх » 0,5 V п). В результате гидравлические стенки образуют диффузор, по длине которого площадь потока увеличивается, скорость снижается, температура и давление воздуха увеличиваются.

Как известно, диффузорный поток неустойчив, склонен к отрыву от стенок, что сопровождается вихреобразованием и приводит к неравномерному полю скоростей и давлений. Поэтому в проточной части дозвукового воздухозаборника на участке ВХ … В диффузорный поток переводится вначале в цилиндрический, а затем в конфузорный. В таком воздухозаборнике обеспечивается достаточно равномерное поле скоростей и давлений на входе в компрессор.

Рис. 2.4. Схема дозвукового воздухозаборника и изменение параметров
воздушного потока в его проточной части при V п > c в

Изменение параметров на этих трех участках легко проанализировать с помощью двух уравнений: из уравнения неразрывности [например, по формуле (1.5а)] определяется скорость потока, а из уравнения энергии (1.1б) – статическая температура воздуха; соответственно изменяется статическое давление. На диффузорном участке ВХ-е параметры изменяются так же, как и в гидравлических стенках, а на конфузорном (е-В) – изменение указанных параметров имеет противоположный характер. В цилиндрической трубе параметры изменяются несущественно – только вследствие потерь в пограничном слое.

Полная температура воздушного потока в проточной части сохраняется неизменной T *в = T *н , так как тепло к воздухозаборнику не подводится и не отводится от него, а полное давление снижается из-за влияния вязкости и в сечении В равно p *в = p *н s вх .

Диаграмма i-s процесса сжатия воздуха во входном устройстве, соответствующая его работе в условиях, когда скорость полета летательного аппарата больше скорости потока на входе в компрессор, показана на рис. 2.5, а. По ней легко проследить изменение не только температуры и давления, но и кинетической энергии потока в различных сечениях проточной части, поскольку она равна разности полной и статической энтальпий рабочего тела в каждом сечении двигателя.

Изменение параметров в проточной части дозвукового воздухозаборника и диаграмма i-s процесса сжатия приведены для случая, характерного для расчетных условий длительной работы. Однако в общем случае рабочий процесс на участке Н-ВХ изменяется от торможения (сжатия) до разгона потока (расширения), а форма гидравлических стенок потока – соответственно от диффузора до конфузора, что следует из условия неразрывности потока.

Выражая расходы воздуха в сечениях Н и В через параметры потока по формуле (1.5), запишем уравнение неразрывности в следующем виде:

= .

Откуда

F н q ( l п ) = s вх F в q ( l в ). (2.7)

б)

а)

Рис. 2.5. Диаграмма i–s рабочего процесса во входном устройстве
при V п > c в (а) и V п = 0 (б)

Поделив левую и правую части равенства на F вх (площадь входа во входное устройство), получим

j = = s вх`F в , (2.7а)

где`F в = F в / F вх – относительная площадь входа в компрессор.

Для выполненного воздухозаборника площади сечений F вх и F в постоянны, а изменением величины s вх, как показано в разд. 2.2.3, можно пренебречь. Поэтому коэффициент расхода j (площадь сечения F н), а следовательно, форма гидравлических стенок потока практически однозначно определяются отношением относительных плотностей тока в сечениях В и Н, т.е. параметрами режима: числом М п и приведенной скоростью l в, которые, как отмечалось в разд. 2.1.1, характеризуют внешние условия и режим работы двигателя. Коэффициент расхода увеличивается при увеличении скорости потока перед компрессором с в или при снижении скорости полета V п.

Если V п < с в , например при работе двигателя на стенде, когда V п = 0, в гидравлических стенках реализуется не диффузорное, а конфузорное течение. Соответствующая этому режиму работы диаграмма i-s приведена на рис. 2.5, б.

В общем случае коэффициент расхода изменяется от 0 при с в = 0 (двигатель не работает) до ¥ при V п = 0 и с в > 0 .

Таким образом, при работе двигателя с дозвуковым воздухозаборником потребный расход воздуха всегда обеспечивается путем изменения коэффициента расхода; входное устройство не лимитирует расход воздуха, который определяется компрессором. От воздухозаборника величина G в зависит только вследствие влияния коэффициента восстановления давления s вх, снижение которого приводит к пропорциональному уменьшению расхода воздуха.

Подчеркнем, что указанное изменение коэффициента расхода j самообеспечивается естественным путем (не требует регулирования) благодаря самой природе дозвукового потока: малые возмущения, распространяющиеся со скоростью звука, проникают навстречу дозвуковому потоку, что и приводит к деформированию гидравлических стенок из условия обеспечения неразрывности.

Автоматическое изменение формы гидравлических стенок потока и, следовательно, коэффициента расхода j в зависимости от режима работы двигателя и скорости полета самолета (точнее, от чисел l в и М п ) является второй характерной особенностью течения дозвукового потока на участке Н-ВХ.