Зависимость удельных параметров двигателя от температуры наружного воздуха

Рис. 7.11. К влиянию температуры наружного воздуха на рабочий процесс основного контура ГТД при T г = const и L сж= const: –– – для T н ; - - - – для T ¢н > T н

С повышением температуры наружного воздуха суммарная степень повышения давления уменьшается (рис. 7.11) из условия сохранения постоянной работы сжатия. Одновременно повышается температура в конце процесса сжатия и уменьшается количество тепла, подведенного к рабочему телу.

Удельные параметры ГТД с увеличением температуры наружного воздуха значительно ухудшаются, так как уменьшаются два основных влияющих фактора: p S и Q 1.

7.5. ЗАВИСИМОСТЬ УДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ
ОТ ПОТЕРЬ В УЗЛАХ

Рис. 7.12. Влияние потерь в процессах сжатия и расширения на рабочий процесс основного контура ГТД: —— – для КПД h сж, h р; - - - – для h ¢сж < h сж, h ¢р < h р

При увеличении потерь в процессах сжатия и расширения общий КПД двигателя всегда снижается, а удельный расход топлива увеличивается.

При увеличении потерь в наружном контуре ТРДД или в винте ТВД (уменьшении h II ) снижается коэффициент h r II (6.13) и уменьшается удельная тяга.При этом, несмотря на увеличение h п, КПД движителя снижается из-за преобладающего влияния коэффициента гидравлических потерь h r II. Общий КПД изменяется пропорционально (а удельный расход топлива – обратно пропорционально) изменению КПД движителя.

Рис. 7.13. Влияние потерь на рабочий процесс в наружном контуре ТРДД: –– – для КПД h II ; - - - – для h ¢II < h II

При изменении коэффициента полноты сгорания топлива h г работа цикла и удельная тяга ГТД сохраняются неизменными, так как они не зависят от полноты сгорания при условии сохранения постоянными параметров цикла и движителя. Эффективный и общий КПД изменяются пропорционально изменению h г.

См. учебник, в том числе разд. 8.5.

ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЙ БАЛАНС ГТД

Проследим за преобразованием располагаемой энергии топлива Q 0 , приходящейся на 1 кг рабочего тела, проходящего через основной контур двигателя, в работу передвижения летательного аппарата для трех типов ГТД. Величину Q 0 примем за 100 %. Рассмотрим конкретный пример для частного случая, когда T *г = 1600 К, p S = 40, V п = 750 км/ч, T н = 216,5 К (рис. 7.14).

Вследствие неполного сгорания топлива часть тепла от располагаемой энергии Q 0 не выделяется в камере сгорания. Так, например, если коэффициент полноты сгорания топлива h г= 0,99, то 1 % топлива выбрасывается в атмосферу с продуктами неполного сгорания, остальное тепло подводится к рабочему телу. В основном контуре двигателя совершается процесс преобразования тепла, подведенного к рабочему телу, в механическую энергию. Часть этого тепла Q 2 выбрасывается в атмосферу с нагретыми выхлопными газами (величина Q 2 складывается из тепловых потерь Q 2 s , обусловленных термодинамическим несовершенством цикла, которые учитываются термическим КПД, и потерь L r р, возникающих под влиянием сил вязкости в процессе расширения). Остальное тепло (Q 1 – Q 2 ), называемое работой цикла, преобразуется в механическую энергию (см. гл. 5).

Рис. 7.14. Энергетический баланс ГТД (T *г = 1600 К, p S = 40, V п = 750 км/ч, T н = 216,5 К; m = 4 для ТРДД)

Так как отношение работы цикла к располагаемой энергии внесенного в двигатель топлива равно эффективному КПД, а энергия Q 0 принята за 100 %, то величина работы цикла количественно равна эффективному КПД (в процентах). В рассматриваемом случае работа цикла составляет 50 % от тепла, внесенного в двигатель с топливом.

В движителе механическая энергия, равная работе цикла, преобразуется в полезную работу передвижения летательного аппарата; для 1 кг рабочего тела, проходящего через основной контур двигателя, она равна произведению P удG I V п. При этом часть работы L e идет на преодоление потерь, которые складываются из гидравлических L r II m (см. разд. 6.3) и потерь кинетической энергии L с (m + 1 ).

Часть работы L e , идущая на преодоление гидравлических потерь, преобразуется в тепловую энергию и выбрасывается в атмосферу в виде нагретого рабочего тела, выходящего из наружного контура. Эти потери учитываются коэффициентом гидравлических потерь h r II. Для ТРД h r II = 1, так как движитель ТРД является одновременно основным контуром, потери в котором учитываются эффективным КПД. В ТРДД и ТВД на преодоление гидравлических потерь в наружном контуре (винте) затрачивается соответственно 5 и 8 % от Q 0.Это означает, что приращение кинетической энергии рабочего тела от работы цикла составляет 90 % (h r II = 0,9) и 84 % (h r II = 0,84).

На ТРД, ТРДД и ТВД потери L с (m + 1 ), представляющие собой кинетическую энергию рабочего тела, которое движется относительно неподвижной внешней среды, составляют соответственно 35, 15 и 2 % от Q 0. Это означает, что на этих движителях соответственно 30 (h п = 0,3), ~70 (h п » 0,7) и 95% (h п = 0,95) от приращения кинетической энергии составляет полезная работа передвижения летательного аппарата.

Увеличение полетного КПД с переходом от ТРД к ТРДД и ТВД повышает эффективность движителей ТРДД и ТВД: h дж ТРД = 0,3, h джТРДД = 0,6, h джТВД = 0,8, несмотря на увеличение гидравлических потерь. Соответственно полезная работа P уд GI V п ТРДД увеличивается в ~ 2 раза, ТВД – почти в 3 раза.

Полезная работа передвижения летательного аппарата при принятых допущениях численно равна общему КПД ГТД.

Из диаграммы энергетического баланса (см. рис. 7.14) следует, что в рассматриваемом примере в полезную работу передвижения летательного аппарата в ТРД преобразуется 15 % (~1/7 часть) располагаемой энергии топлива, в ТРДД – 30 % (~1/3 часть) и в ТВД – 40 %.

Значительное повышение эффективности преобразования тепла в работу на ТРДД и ТВД (по сравнению с ТРД) при дозвуковых скоростях полета объясняется улучшением двигателякак движителя.

Резюме

(по теме "Основные закономерности изменения удельных параметров ГТД")

1. Критерием эффективности ГТД служит общий КПД, который отражает степень преобразования располагаемой энергии внесенного в двигатель топлива в полезную работу передвижения летательного аппарата. В качестве частного критерия эффективности используется удельный расход топлива, который, однако, неоднозначно определяется общим КПД. Эффективность ГТД зависит от параметров цикла (T *г и p S ), параметров движителя (т и х), от внешних условий (V п и T н ) и уровня потерь в узлах двигателя. Общий КПД по параметрам цикла и движителя и по скорости полета имеет максимум.

2. Удельная тяга трех основных типов ГТД в зависимости от параметров цикла изменяется так же, как работа цикла: монотонно растет с увеличением температуры газа перед турбиной и имеет максимум по суммарной степени повышения давления. Повышение температуры T *г (при одновременном увеличении p *к (p S)) – основной путь увеличения удельной тяги, обеспечивающий снижение габаритов и удельной массы двигателя.

3. Наличие максимума общего КПД и минимума удельного расхода топлива по температуре газа перед турбиной объясняется противоположным влиянием двух факторов: увеличением коэффициента гидравлических потерь с ростом температуры T *г и одновременным уменьшением полетного КПД. Величина экономической температуры T *г. эк и соответственно изменение удельного расхода топлива по температуре T *г зависят от четырех параметров (V п , т, p *к (p S), T н) и от потерь в узлах. Их увеличение ведет к повышению температуры T *г. эк и расширению диапазона, в котором с увеличением T *г удельный расход топлива снижается.

4. Наличие максимума общего КПД и минимума удельного расхода топлива по суммарной степени повышения давления объясняется противоположным влиянием двух факторов: увеличением термического КПД и одновременным уменьшением коэффициента гидравлических потерь (в основном контуре двигателя и в движителе). Величина p S эк и, соответственно, характер изменения C уд по p S зависят от четырех параметров (V п , т, T *г , T н) и от потерь в узлах. Увеличение V п , т, T н и потерь или снижение T *г ведет к уменьшению p S эк и сужению диапазона, в котором с увеличением p S удельный расход топлива снижается. При заданной скорости полета определяющее влияние на p S эк оказывает температура газа перед турбиной.

5. При постоянных параметрах цикла, изменяя параметры движителя (т и х), можно получить целый ряд ГТД – от ТРД (т = 0, х = 0 ) до ТВаД с вертолетным винтом (т » 1000, х » 0,95 … 0,99 ). Увеличение параметров движителя при дозвуковых скоростях полета, т.е. переход от ТРД к ТРДД и ТВД, позволяет существенно улучшить экономичность двигателя благодаря повышению КПД движителя.

6. Основными путями повышения экономичности различных типов ГТД являются: на ТРД – увеличение p *к (p S) при умеренных значениях T *г; на ТВД – увеличение параметров цикла ( p *к (p S) и T *г ); на ТРДД –увеличение параметров цикла ( p *к (p S), T *г ) и параметров движителя (т, х). Повышение параметров цикла и движителя – основная тенденция авиационного двигателестроения.

7. При увеличении скорости полета удельная тяга всех трех типов ГТД снижается, а общий КПД имеет максимум по скорости полета. В целях достижения максимальной эффективности каждый тип ГТД эксплуатируется в определенном (экономичном) диапазоне скоростей. Оптимальные параметры движителя m opt и x opt снижаются с увеличением скорости полета, а оптимальный ГТД в широком диапазоне скоростей – это двигатель с изменяемым рабочим процессом (ДИП), точнее, с переменной степенью двухконтурности от т = т ТВД при М п = 0 до m = 0 (ТРД) на больших сверхзвуковых скоростях.

8. Повышение температуры наружного воздуха при постоянной температуре газа перед турбиной ведет к ухудшению удельных параметров двигателя: удельная тяга снижается, а удельный расход топлива растет. На удельные параметры двигателя аналогично влияет увеличение потерь в его узлах.