ВРД: Типы, характеристики и эффективность

1
Типы ВРД (классификация)
1.ГТД:
а) ТВаД б)ТВД (ТВВД) в)ТРД(Ф) г)ТРДД(Ф) д) ТРДДсм е)ТРДДсм(Ф) ж)ДИП(двигатель изменяемого
процесса)
2.Безкомпрессорные ГТД а)ПРРД б)РПД в)ГПВРД
На сегодняшний момент существует 4+ поколение, т.е 5 поколение в разработке. Каждое новое
поколение ГТД отличается от предыдущего существенным улучшением основных характеристик,
главным образом экономичности и удельной массы.
2
Требования к основным камерам сгорания
1)Устойчивый процесс горения во всем эксплуатационном диапазоне по составу топливно-воздушной
смеси, изменением давления и температуры на входе в к.с.
2)Высокая полнота сгорания топлива :  Г =0,97..0,98.
3)малые потери полного давления :  =4…8%
4)минимальные габариты и вес
5)Минимальная дымчатость и токсичность выхлопных газов
6)Надёжный запуск к.с. на земле и в воздухе
7)Высокая надёжность при заданном ресурсе
8)технологичность, ремонтопригодность
9)Обеспечение равномерного поля температур газа на выходе из к.с.
10)отсутствие резких пульсаций пламени.
3
Оптимальная степень повышения давления во втором контуре ТРДД
В отличие от ТРД,в ТРДД имеются ещё 2 параметра - степень повышения давления в вентиляторе

второго контура В и коэффициент, учитывающий распределение масс воздуха м/у первым и
вторым контурами- степень двухконтурности m.Возникает вопрос, какое сочетание оптимально м/у
 В и m?Следует иметь ввиду, что, выбрав какие-то значения  В и m,мы тем самым установили
работу на 1 кг газа внутреннего контура, передаваемую в наружный контур, а, следовательно,
определили и долю Lсв, затрачиваемую на привод вентилятора.
4
Критерии технико-экономической эффективности при выборе оптимального варианта силовой
установки самолета.
Главными требованиями, предъявляемые к двигателю и силовой установки самолёта гражданской
авиации, являются: наименьший расход топлива, высокая надёжность, малая удельная масса, низкая
трудоёмкость при производстве и эксплуатации, а также удовлетворению требований по шуму и
выбросу вредных веществ. В качестве основных параметров технико-экономической изолированного
двигателя обычно принимаются удельный расход топлива и удельная масса двигателя. Поэтому при
выборе типа двигателя и параметров его рабочего процесса основным, определяющим параметром при
оценке экономической эффективности самолёта является расход топлива на перевозку единицы
транспортной продукции на 1 км-критерий топливной эффективности самолёта. При проектировании
самолёта выбирается тот двигатель, который обеспечивает наилучшие данные и наименьшие
приведённые затраты на его эксплуатацию. В результате вариантных расчётов параметров
эффективности двигателя при различных параметрах рабочего процесса определяются оптимальные
параметры рабочего процесса, соответствующие минимальному значению каждого из параметров
эффективности двигателя и самолёта. Затем на основании полученных результатов определяются
конкретный двигатель с заданными параметрами рабочего процесса и двухконтурности (для ТРДД),
удовлетворяющий требованиям минимального расхода воздуха.
5
Уравнение сохранения энергии для форсажной камеры ГТД.
Точно не знаю, поэтому вы уж извините…
iТ  iф .к .  iс
6.
Основные отличительные особенности поколений ГТД.
Каждое новое поколение ВРД отличается от предшествующего существенным улучшением
характеристик, главным образом таких, как экономичность и удельная масса. Это достигается за счет
повышения температуры газа перед турбиной, регулирования степени повышения давления,
увеличение КПД элементов, применения новых прогрессивных материалов и технологий, перехода на
более эффективные схемы двигателей и совершенствования из конструкции.
7.
Характеристики основных камер сгорания.
Основными являются срывные характеристики, характеристики по параметру форсирования и по
составу смеси. Срывными характерестиками называют зависимости максимальных (αксmax)или
минимальных (αксmin) значений коэффициента избытка воздуха, при которых прекращается горение
(происходит срыв пламени), от величины скорости воздуха при входе в камеру сгорания C K. Для
устойчивого горения необходимо, чтобы в циркуляционной зоне или в ее части местные значения α
были равны ≈0,5…1,7 и время пребывания смеси было бы достаточным для протекания процессов
горения. Обеспечение этих условий в наибольшей степени определяется конструкцией фронтового
устройства, способом подачи и распыления топлива. Результаты исследования камер сгорания
показывают, что влияние величин GB,
p *K , TK* , VЖ на значение ηГ при α=const приближенно может
*1, 25
*
быть учтено с помощью параметра форсирования камеры сгорания KV=GB/( p K TK VЖ).
Приблизительно этот параметр можно интерпретировать как отношение времени химической реакции
ко времени пребывания смеси в жаровой трубе. Характеристика камеры сгорания по составу смеси,
которая представляет собой зависимость значений ηГ от коэффициента избытка воздуха в камере α Эта
зависимость представляет собой кривую с максимум при некоторых значениях α (αопт), однако в
пределах рабочих режимов она весьма полога (ηГ≥0,98). При существенном обеднении или
обогащении смеси (α>5…7 или α<1,7…2,0) происходит снижение значений ηГ главным образом из-за
замедления горения в чрезмерно обедненных или преобогащенных объемах смеси.
8.
Особенности характеристик ТРДД.
У ТРД повышение Tг приводит всегда к повышению удельной тяги и уменьшению удельной массы
двигателя, но экономичсность двигателя особенно на дозвуковых скоростях существенно ухудшается.
Поэтому в настоящие время ни одна страна не производит ТРД. Разрешить противоречия между
удельной тяголй и удельным расходом с ростом температурой газа перед турбиной позволил
двигатель ТРДД, которая позволяет при приемлемых значениях удельной тяги получить хорошую
экономичность. Основная причина развития ТРДД связана с тем, что у ТРДД с изменением
параметров рабочего процесса увеличивается и эффективный КПД и тяговый КПД.
9.
Основные уравнения математической модели ТРД.
Математическая модель – бывает разных уровней (в теории АД используют 0,1,2 уровня)
Для 0 уровня – в этой модели в виде таблиц или графиков используется зависимости
Pуд,Суд=f(  *ê , Tã* )
Для 1 уровня – особенность используется уравнения взаимосвязи параметров в различных сечениях
тракта
Для 2 уровня – переменная теплоемкость по каждому из узлов входящих в двигатель применяется
математическая модель узла 1 уровня
Уравнение неразрывности- построение математической модели двигателя начинается с определения
взаимосвязи между параметрами движущегося газовоздушного потока. При этом в основе
определения взаимосвязи лежат баланс расходов рабочего тела, которое применяется для каждого узла
двигателя.
Баланс температур (уравнение сохранения энергии) – применяется в тепловой форме, пишется через
теплосодержание
2
c
i
2
 i*
Баланс давлений – изменение давление связано с процессами происходящими в узле
Баланс мощностей – пишется для ротора двигателя
Баланс частот вращения -
N T ìåõ  N K
K  T
10.
Влияние давления атмосферного воздуха на тягу ТРД.
Тягу двигателя можно найти по формуле P  G B (c C  VH )  FC ( p C  p H ) . Как видно тяга
ГТД имеет две составляющие. Первая составляющая называется динамической и обусловлена
ускорением потока воздуха в двигателе. Вторая составляющая является статической составляющей
тяги. Она обусловлена наличием избыточного давления на срезе сопла. Если pc>pH, статическая
составляющая положительна, в случае pc<pH – отрицательна. В случае полного расширения газа в
сопле до атмосферного давления (pc=pH), формула тяги принимает вид P  G B (c C  VH )
11.
Принцип действия ВРД.
Воздушно-реактивные двигатели включает в себя два основных типа: прямой реакции и непрямой
реакции. У прямой реакции сам двигатель создает силу тяги, у непрямой – двигатель создает
мощность для привода винта, а винт создает силу тяги. Двигатели с прямой реакции, называется
двигатели со струйным движателем, а непрямой – с винтовым движателем.
12.
Вредные выделения камер сгорания и пути их снижения.
Камера сгорания ГТД выделяет большое количество токсичных продуктов: СО, несгоревшие
углеводороды, NOx, окись S, сажа (твердые частицы С). В настоящее время в основном
ограничиваются 4 вредные компоненты: СО, несгоревшие углеводороды, NOx, сажа. Каждый
двигатель должен иметь сертификат на ПДВ. В настоящее время разрабатывается новая конструкция
камеры сгорания, которые позволяет оптимизировать выброс вредных эмиссий. Улучшения
распыления топлива в камере сгорания и ускорения смешения топлива с воздухом можно снизить
индексы эмиссии по всем 4 нормируемым параметрам от нескольких раз до нескольких десятков раз.
Кроме конструктивных факторов применяемые при повышение ПДВ используется эксплутационные
факторы снижения эмиссии: повышение режимы работы при малом газе и рулении, уменьшение
времени работы на земле, сокращение времени работы вспомогательной силовой установки.
13.
Источники шума в ТРДД.
У ТРДД с малой степенью двухконтурности (m=1…2) основным источником шума становится
компрессор низкого давления (вентилятор). Шум от реактивной струи и турбины у них ниже, чем у
ТРД. У ТРДД с большой степенью двухконтурности главные источники шума – вентилятор (на
максимальном режиме) и турбина (на дроссельных режимах). Шум реактивной струи становится
незначительным .Общий уровень шума снижается в ТРДД по мере увеличения степени
двухконтурности, особенно на режимах максимальной тяги при взлете. У форсированных ТРДД при
включенной форсажной камере основной источник шума – реактивная струя.
14
План скоростей ступени осевого компрессора
Течение газа в СА сопровождается падением давления и т-ры. Относительная скор W1 на вх в РК
опред-ся из треугольника скоростей как разность векторов с- и u-. От вел-ны угла В1 зав форма
рабочих лопаток. Для предвращения срыва потока на РЛ вых кромки их должны быть ориентированы.
По вел-не скор W1. Межлопаточный канал РК тах же яв-ся сужав-хся как и межлопаточный канал СА
поэтому газ в межлопаточном канале РК так ж продолжается расштраться по относитель скор(с
падением дав и т-ры) т.о течение газа ч/з СА и РК можно рассматриваться как теч ч/з систему
неподвиж (СА) и вращ-ся сопел (РК), с увел в СА абсолют скор а в РК относитель скорости. При
обтекании газом вращ-ся лопатки на вогнутой стороне (корыто) (повыш дав) и на спынку –пониж
давление. Такое распределение дав связон с тем, что при повороте потока в межлопаточном канале
возникает центробеж сила. Равнодействующ сил давления и трение создает М кр приходящий РК во
вращ. Скорость абс С2 выхода из РК намного меньше чем С1 на входе РК(объясняется это тем, что
одновременно с пониж дав, газ совершает внш мех-ую знергию.
15.
Влияние эрозионного износа на параметры ГТД.
эрозионный износ турбины снижает эффективность работы теплообменного оборудования.
16,Схема и термодинамический цикл ТРД в Т-S координатах.
ВХ
Н
В
К
Г Т
СС
GВ
VП
С
nТК
Двигатель состоит из
воздухозаборника, компрессора,
камеры сгорания, турбины и
реактивного сопла. Сечения:
невозмущенный поток (Н), за
воздухозаборником (В) за
компрессором (К), за камерой
сгорания (Г), за турбиной (Т), на
срезе сопла (С).
Термодинамический цикл ТРД (цикл
Брайтона
Q1
При полете со скоростью Vп набегающая
Т
струя воздуха частично сжимается в
воздухозаборнике. В результате уменьшения
Т
кин энергии воздуха происходит его
К
динамическое сжатие (точка В). Дальнейшее
сжатие воздуха происходит в
С
компрессоре(точка К). из компрессора воздух
В
попадает в камеру сгорания, где в него
Q2
Н
впрыскивается горючее, а затем происходит
S
образование топливно-воздушной смеси, в
результате которого температура продуктов
сгорания повышается (точка Г). В турбине
часть потенциальной энергии газов преобразовывается в механическую работу вала, передаваемую
компрессору. Степень понижения давления газа в турбине равна работе затрачиваемой на сжатие
воздуха в компрессоре, и для преодоления потерь. Перед реактивным соплом избыточное давление
всегда больше давления в воздухозаборнике, перед компрессором, а температура перед соплом всегда
выше темпреатуры торможения набегающего потока. Поэтому скорость истечения продуктов
сгорания из реактивного сопла ТРД больше скорости полета, что и обуславливает появление
Г
реактивной тяги двигателя. PT
*
 PH G Г  C C  G В  V П  Р
17,Выходные устройства для дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей полета.
Дозвуковые выходные устройства современных ВРД силовых установок представляют собой канал,
заканчивающийся сужающимся нерегулируемым или регулируемым насадком. Нерегулируемый
насадок применяется на СУ с высоконапорным компрессором и при отсутствии форсажной камеры.
При наличии ФК необходимо регулировать выходное сечение
сужающегося насадка в широких пределах. В качестве
регулируемого сужающегося насадка применяется устройство,
образованное створками, укрепленными на шарнирах и
управляемыми гидравлической системой.
Использование регулируемого насадка с передвижным
центральным телом на ВРД с ФК затруднительно из-за
необходимости охлаждения центрального тела
Возможные компоновки.На современных ЛА возможны
различные схемы ВУ. Схема со срезом сопла, вынесенным за пределы мотогондолы или фюзеляжа
рекомендуется: для ЛА с Мп <1,6 и при системе привода створок, имеющей небольшую
строительную высоту. Если система приводов имеет большую высоту то более целесообразно
использование схему со срезом сопла внутри мотогондолы. Эта схема применяется при Мп>1,6 для
наиболее эффективного охлаждения выходного сечения.
18Полетный (или тяговый) КПД двигателя прямой реакции.
Полетный (тяговый) КПД хар-ет эффективность преобразования располагаемой работы двигателя в
полезную работу, затрачиваемую на продвижение летательного аппарата. Этот КПД оценивает
реактивный двигатель как движетель и для установившегося горизонтального полета определяется
отношением тяговой мощности двигателя к его располагаемой мощности. Используя определение
располагаемой работы и пренебрегая массой топлива, получим:
П 
PV П
P
 РУД  С С  V П , получим
. Имея в виду, что G
 С 2 С VП 2 
В

  GВ

 2

2 

П 
выражение для полетного КПД:
2
2


С С или П
РУД . Как видно полетный
1
2
VП
VП
КПД зависит только от отношения скоростей полета и истечения газов из сопла двигателя. Полетный
КПД достигает максимального значения  ПMAX  1 когда скорость полета равна скорости
истечения газов. В этом случае потери мех энергии со струей выходящих газов равны нулю, так как
относительно земли они неподвижны С С  V П  0 . Полетный КПД становится равным нулю
когда скорость полета равна 0. для реальной области работы ВРД 0  V П / С С  1 , поэтому
полетный КПД всегда меньше 1.
h
П
1
1
Vп/ Сс
20.Дроссельная характеристика ТРДД. Номенклатура режимов.
При неизменных внешних условиях (высоты и скорости полета) каждому значению α руд
соответствует определенное сочетание всех термодинамических параметров по тракту двигателя, а
следовательно и тяга. P,Cуд=f (α руд, H=const,Мп=const) называется дроссельной характеристикой
двигателя. Дросселирование двигателя осущ-ся уменьшением расхода топлива при неизменных
проходных сечениях реактивных сопел, сопровождается снижением температуры газа перед турбиной
и частоты вращения вентилятора и компрессора внутреннего контура. Однако частота вращения
компрессора уменьшается в меньшей степени, чем частота вращения вентилятора. Вследствие этого
скольжение роторов двигателя по мере дросселировании двигателя не сохр постоянным, а растет.
Дросселирование ГТД приводит к монотонному уменьшению тяги.
n* В
nК
nК
n* В
nК
22.Выходные устройства для сверхзвуковых скоростей полета. Основные параметры и
способы оценки потерь.
Выходным устройством называется элемент ГТД состоящий из реактивного сопла с элементами
шумоглушения или без, реверсивного устройства и средства регулирования. ВУ предназначено для
преобразования потенциальной энергии в кинетическую энергию направленного движения.
Реактивное сопло имеет переменную уменьшающуюся площадь поперечного сечения в котором
происходит разгон газового потока. По форме РС могут быть: сужающееся, суж-расширяющееся,
эжекторное, сопло с центральным телом, плоские сопла. Реверсивные устройства предназначены для
изменения направления потока выхлопных газов в обратную сторону. Бывают: с отклоняемой
решеткой и ковшового типа.
Уменьшить потери тяги выходного устройства с сужающимся насадком можно используя
сверхзвуковые устройства. Существуют сверхзвуковые устройства с соплом Лаваля, с разрывом
сверхзвукового контура, эжекторное, соплом с центральным телом.
Сопло Лаваля представляет собой сужающее-расширяющийся канал, на входе в который скорость
потока дозвуковая а на выходе сверхзвуковая. Возможны следующие режимы работы сопла Лаваля: с
дозвуковыми скоростями по всему тракту сопла, течения со скачками внутри сопла, со скачками за
пределами сопла. Для авиационных ГТД характерными рабочими режимами в полете яв-ся режимы со
скачками за пределами сопла.
Эжекторным соплом называется такое сверхзвуковое выходное устройство, в котором расход воздуха
вторичного может быть большим. Величина расхода вторичного воздуха определяется геометрией
выходного устройства. Суть заключается в том, что из атмосферы забирается дополнительный воздух
эжектором (вторичным контуром) и за счет этого происходит разгон основного потока газовой струи
из реактивного сопла.
Сопло с центральным телом. При изменении положении центрального тела изменяется поперечное
сечение сопла. При определенном количестве расхода разовой струи из сопла путем изменения
площади поперечного сечения можно добиться разгона потока на сверхзвуковые скорости.
23)Схема и принцип действия осевой ступени турбины.
ГТ представляет собой лопаточную машину, в которой потенциальная энергия горячего газа
преобразуется в механическую работу на валу с помощью облопаченного диска. С точки зрения
преобразования энергии ГТ представляет собой обращенный компрессор. Бывают след. Видов:
Центростремительные, осевые, парциальная турбина.
ГТ яв-ся чрезвычайно большим концентратором мощности на ед площади, обладающей малой массой
и габаритами, высокой экспл технологичностью.
С0
0
2
1
КС
GГ
СА
С1
b
С0
РЛ
D
r1
СА
W1
W1
U1
Ru
D
S
R
Ra
C2
W2
Процесс расширения в ГТ состоит из ряда
U2
последовательно протекающих процессов
расширения в отдельных ступенях.
В сопловом аппарате за счет эффекта косого среза можно получить скорость потока на выходе больше
скорости звука. С2<<C1, W1<W2. течение газа в СА сопровождается падением давления и
температуры, часть пот энергии преобразуется в кинетическую. Течение газа через СА и РЛ можно
рассматривать как течение через систему неподвижных СА и вращ сопел в РК, с увеличением в СА
абсолютной скорости, в РК относительной скорости.
26)Схема и термодинамический цикл ТВД в Т-S координатах.
Известны отличные конструктивные схемы ТВД . Простейший двигатель –одновальный. Большое
достоинство такого двигателя – его хорошая приемистоть, однако, одновальность двигателя
затрудняет согласование работы компрессора, турбины и винта. Другой распространенной схемой
является ТВД с однокаскадным компрессором и так называемой свободной турбиной, расположенной
на отдельном валу и служащей только для привода винта. Именно по такой схеме обычно
выполняются ГТД для вертолетов. Этот более гибок, требует меньшей мощности пусковых устройств,
чем одновальный двигатель, но отличается худшей приемистостью. Находит применение также и,
ТВД с двухкаскадным компрессором, у которого винт и компрессор низкого давления приводятся
отдельной турбиной. По свойствам ТВД с двухкаскадным компрессором занимает промежуточное
положение между одновальным ТВД и ГТД со свободной турбиной.
27.
Термодинамический расчет ГТД. Основные уравнения математической модели для
установившихся режимов.
Термогазодинамический расчет двигателя. на РР выполняется по математической модели ГТД,
которая определяет физическое взаимодействие м/у ТГД параметрами д. в различных сечениях
довоздушного тракта.
ММ бывают разных уровней: 0 1 2
Для 0 Руд , Суд =f(πк* , Тг*)
1уровень – используются уравнения взаимосвязи и параметров в различных сечениях тракта.
Ср=const
Характеристика М 2уровня
Учитывается переменная теплоемкость по каждому из узлов входящих в двигатель применяется
математическая модель узла 1уровня.
1)
Gгт = Gгс (для сопла)
2)
Gвк+Gт= Gгг (для к/с)
3)
Gгг+Gв охл=Gгт
Построение математической модели двигателя начинается с определения взаимосвязей м/у
параметрами движущегося газовоздушного потока, при этом в основе определения взаимосвязей
лежат: 1 – баланс расходов рабочего тела (Ур. Нер. Которое применяется для каждого узла д.)
2) баланс температур (Ур. Сохр. Эн.)
Уравнение сохранения энергии применяется в тепловой форме
i - энтальпия
i+c2/2=i*
i*=CpT*
Изменение энтальпии (теплосодержащая) в каждом узле д. определяется только процессами
происходящими в этом узле.
iв*+hk=ik* ; GвTв*+Lk=CpвTk* ; ∆i*(в-к) ; hk=Cp(Tk*-Tв*); ik*+∆i*(к-г)=iг*; iт*=ic*
СргТт*=СрiТс*; Тг*=Тс*; Тт>>Тс
3) Баланс давлений (измен-е давлен-й связка с процессами происходящими в узлах) Pk*=Pв* πк* (для
комп-ра); Pг*=Рк*σкс (для К/с); Рт*=Рг*/ πт*;
Рс*=Рт*σр/с
4) Баланс мощностей для ротора двиг-ля Nтηмех=Nк; Nтηмех=Nк +Nагр
5)Баланс частот вращения nк=nт; nki=nг
Перечисляя группы уравнений формируют математическую модель (ММ)
1-го уровня.
Цель: («Завязка» д.)
1)
Определение термодинамических параметров в основных сечениях тракта д.
2)
Определение удельной тяги и удельного расхода топлива.
3)
Определения расхода воздуха для получения требуемой тяги
4)
Определение площадей проходных сечений проточной части д.
28.Скоростная характеристика ТРД.
Все виды хар-к зависят от способа регулирования д., но какое бы регулирование не рассматривалось,
необходимо, чтобы при любых сочетаниях внешних условий и режимах работы д. установилось такое
равновесное сочетание всех параметров проточной части д., которое удовлетворяет условию
совместной работы всех узлов д., наход-ся в проточной части.
При построении ВСХ режим работы д. αруд=const
1) H=const n=const
P=PудGв Pуд=Сс-Vп Cуд=Gт/P
С ростом VП увеличивается степень повышения давления во входном устройстве д. πV, но рост Cc
происходит медленнее, чем Vп
Gв на входе в д. увеличивается из-за повышение полного давления на входе в д., а => плотности
воздуха на воде в компрессор.
На начальном этапе изменения Vп рост Gв происходит слабее, чем падение Руд.
Р=Gв↑ Руд↓↓ Поэтому Р уменьшается
На послед-м этапе изменения скорости Gв изм-ся сильнее, чем уменьшается Руд.
Р = Gв↑↑Руд↓ => Р↑
31).Удельные параметры ВРД.
Удельные показатели – используются для сравнительной оценки конкурирующих д., используются 3
группы удельных параметров:
1) Тяговые (ли мощностные)
удельная тяга для д. со струйными движетелями
Удельная мощность для д. с винтовыми движетелями
Лобовая тяга, коэффициент тяги
2)Удельные параметры определяющие отношение затраты топлива (экономичность): удельный расход
топлива и удельный импульс
3)Параметры характеризующие конструктивное совершенство
удельная масса, удельный вес, удельный объем двигателя д.
Лобовая тяга PF=P/Fмиделя Л.т. яв-ся важной хар-ой д. предназначенной для сверхзвуковых скоростей
полета
Удельная объемная тяга PV=P/VD – характеризует компактность д.
Удельная тяга Pуд=Р/Gв; Руд=f(πk*,Тг*)
Коэффициент тяги Cp=PF/q используется для бескомпрессорных ВРД.
Nсуд=Ne/Gв
Экономичность:
Удельный расход топлива Суд=Gт/P (кг/Н*ч)
Суд=Gт/Ne (кг/кВт*ч) Суд,Се=f(πk*,Tг*)
Удельный импульс Iуд=Р/Gт=1/Суд Хар-ся величиной тяги которая образ-ся 1кг топлива в 1 сек-у
Удельный вес д. γд=gMд/Р
Удельная масса μд=Mд/P
32)Зависимость удельных параметров (Pуд,Суд) ТРД от основных параметров рабочего процесса.
Удельная тяга ГТД с увеличением скорости полета уменьшается,прчем на ТРДД и ТВД она
уменьшается более интенсивно.ГТД в определенном диапазоне скоростей полета вырабатывает
примерно постоянную работу,а из условия Руд*Vп=const следует,что удельная тяга изменяться при
этом обратно пропорционально скорости полета.Уменьшение подведенного к рабочему телу тепла
из-за увеличения температуры рабочего тела за компрессором.Это ведет к снижению работы, а
слдеовательно удельной тяги. На всех типах ГТД удельный расход топлива увеличивается по
скорости полета не смотря на повышение общего КПД,так как увеличение скорости полета
преобладает над ростом общего КПД. Это объсняется тем что величина Суд определяется как
отношение расхода топлива к тяге ,а не к работе передвижения. Максимум удельной тяги двигателя
одновременно по двум переменным практически равен максимум удельной тяги,которая достигается
при условии оптимальной степени двухконтурности,так как в этом случае обеспечивается близкое к
оптимальному распределение энергии между контурами. Удельный расход топлива в
рассматриваемом случае изменяется обратно пропорционально удельной тяге.
33)Оптимальное распределение энергии между контурами ТРДД.
Н
ВХ
К
В ВК
Г
ТВ
Т
С
GВ2
В
КС
К
GВS
ТК ТВ
РС1
GВ1
nТВ
nТК
В ТРДД Руд и Суд зависит от Т*Г , π*КΣ , m и π*В11. эти 2 дополнительные пареметры и определяют
долю работы цикла, создаваемую в первом контуре, которая передается во второй контур. Наличие 4
основных параметров усложняет задачу выбора их оптимальных значений. Зафиксируем 2 из
основных параметров m=const, π*В11=const. Реальный цикл ТРД:
T *
К
 *0.286 K 1    C   P
LЦ 
 RTH 
(
 1)   Г - степень подогрева. Т к реальный рабочий
0.286
TН *
К 1
C
 * K
процесс внутреннего контура ТРДД не отличается от рабочего цикла ТРД, то работа цикла
внутреннего контура определяется по такой же формуле. У ТРДД работа цикла внутреннего контура
может быть затрачена на : приращение кинетической энергии струи газа, частично передано во 2
контур (передающим звеном яв-ся турбина вентилятора, которая работает на верхнюю часть лопатки
вентилятора. В соответсвии с балансом мощностей:
NОТОБР из внутр Конт=NПОЛУЧ
GВ1*LК1= GВ11*L11 LК1=m* L11 . работа цикла 1 – го контура:
Cc 2  V П
L Ц 1  т  L K 11 
2
2
(1)
Подведенная работа во 2 – ом контуре тратится на увеличение кинетической энергии потока воздуха и
частично на преодоление гидравлических потерь во 2 – ом контуре.
Cc  V П
L К 11   11  11
2
2
2
(2)
11  0,78 ...0,86 - оценивает совершенство канала во 2 –
ом контуре. Если m=const то увеличение доли работы, передаваемой во 2 контур, приводит к
повышению скорости истечения С11 и следовательно РУД тоже повышается, но при этом в 1 –ом
контуре С1 снижается и РУД тоже понижается. Это может привести к тому что удельная суммарная

тяга 2 контуров тоже будет уменьшаться. Значение L K 11 ( B11 *)
При котором РУДΣ=max называется оптимальным. Поскольку при неизменных параметрах цикла
тепловой машины количество подведенного тепла в двигателе сохраняется неизменным, то
выполнение условия РУДΣ=max соответствует условию СУД=min.
34
,КПД авиационного двигателя.
РУД  V П
Eп
P  VП
GВ
0 



QT
GT  Hu G В
qT  Hu
QT  GT  Hu
E п  P  V П  Np
1.
Интегральную оценку эффективности работы ВРД дает общий КПД.
общий КПД определяет долю тепловой энергии идущую на передвижение ЛА. Степень совершенства
ВРД как тепловой машины хар-ся величиной эффективного КПД. Еп- полезная работа. Qт –
подведенное тепло
2.
Эффективный КПД
С 2с  V 2п
2
е 
qT  Hu
при высоких параметрах термодинамического цикла  е =0,35…0,45.
- связяно с движетелем. Движетель создает тепловую мощность.
3. - КПД движетеля (полетный КПД, тяговый КПД) для ТВаД
П 
РУД  V П
С 2с  V 2п
2
В движетеле потери энергии обусловлены тем, что по отношению к неподвижному наблюдателю
теряется кинетическая энергия массы газа по разнице скоростей
С 2с  V 2 п
.
2
Величина  П зависит только от соотношения скорости полета к скорости истечения газов
VП
Сс
П 
V
1 П
Сс
2
 0  е   П
35) ВЛИЯНИЕ УГЛОВ АТАКИ И СКОЛЬЖЕНИЯ ла
НА РАБОТУ ГТД
36
ВРД как тепловая машина
Полное преобразование тепла в механическую энергию невозможно даже в идеальном цикле.
Часть тепла неизбежно теряется с выхлопными газами,
покидающие двигатель
Разность подведенного и отведенного тепла определяет
величину полезной работы цикла(свободной энергии)
Получаемая в результате термодинамического цикла полезная
работа в зависимости от типа двигателя может
использоваться по разному:
-в ТВД вся работа идет на привод винта
-в ТРДД часть работы идет на привод вентилятора внешнего
контура, а др. часть на приращение кинетической энергии в
сопле двигателя
-в ТРД вся полезная работа цикла идет на приращение
кинетической энергии цикла в сопле
Не зависимо от типа двигателя общим является наличие
тепловой машины (или газогенератора) реализующий термодинамический цикл.
За тепловой машиной (газогенератором) могут быть установлены разные типы движетелей (винтовые,
струйные)
Разделение двигателей на тепловую машину и движетель удобно с позиции рассмотрения
эффективности преобразования химической энергии топлива в тягу или мощность.
Рассмотрим идеальный цикл ВРД(газотурбинный)
37)
Зависимость удельных параметров ТРДФ от основных
параметров рабочего процесса.
Изменение Руд.ф. и Суд.ф ТРДФ в зависимости от параметров рабочего процесса ( П к* , Т г*иТ ф* ) при
различных условиях полета целесообразно рассматривать одновременно, поскольку характер
изменения Руд.ф. и Суд.ф. Определяется одними и теми же закономерностями.
Удельная тяга ТРДФ при полном расширении газа в реактивном сопле и коэффициенте изменения
массы
равна разности между скоростями истечения и полета
а удельный расход топлива при δотб = О можно записать в виде:
где
Суммарный относительный расход топлива
пропорционален общему количеству тепла
подведенному в цикле ТРДФ. которое в свою очередь, пропорционально разности температур
,
При неизменных условиях полета (Мп =const и Н=const) температура торможения на входе в двигатель
Т в* постоянная. Если при этом принять условие Т ф  const ,
*
и
следовательно
Отсюда приходим к выводу, что при поставленных условиях
у ТРДФ удельный расход топлива обратно пропорционален удельной тяге
У ТРДФ и ТРД с одинаковыми параметрами рабочего процесса ( П к* , Т г* ) с точностью до изменения
коэффициента восстановления полного давления в форсажной камере располагаемые степени
понижения давления в реактивном сопле одинаковы:
Если в качестве первого приближения принять, что
,
Введем понятие степени форсирования двигателя, которое при условии можно записать как:
При Vп= О степень форсирования будет иметь вид:
Анализ уравнения показывает, что с ростом скорости полета при
постоянном значении
степень форсирования увеличивается, а это в свою очередь
приводит к уменьшению относительного удельного расхода топлива с ростом скорости полета.
38)План скоростей .Удельная работа ступени осевого
компрессора по кинематическим параметрам.
Задача напр-го аппарата, вернуть поток на первоначальное или необходимое направление, при этом
обиспечить торможение потока по абсолютной скорости.
Течение воздуха, ч/з ступень компрессора можно рассматривать как течение ч/з систему вращения
(РК) и неподвижных (НА) дифф-х каналах. В раб. колесе давление увеличивается т.к. сообщается
работа мех-ая и канал дифф-ый. В НА только за счет диффузорности. (Работа не сообщается)
Осевые сост-е абс-й скорости (С1а, С2а) обычно или одинаковы или С2а <С1а
Плотность воздуха от входа к выходу из ступени увеличивается, поэтому меридиальное сечение
компрессора уменьшают высоту лопатки.
39)
Эксплуатационные ограничения и их влияние на работу ГТД.(может и не то)
1)
С изменением высоты и скорости полета изменяется температура и давление воздуха на входе
в компрессор.
— С изменением температуры
соответственно изменяется приведенная частота вращения nпр при
условии, что режим работы двигателя постоянный (n = Const). Это видно из формулы:
— Давление воздуха на входе в компрессор оказывает влияние на запас устойчивости компрессора
при его значительном уменьшении в связи с увеличением высот или уменьшением скорости полета,
когда начинает проявляться вязкость воздуха. лопатками.
2)
Различные формы искажения поля скоростей па входе в компрессор можно разделить на две
группы:
— радиальная неравномерность, при которой поток сохраняет осевую симметрию, но давление и
скорость воздуха существенно изменяются вдоль радиуса.;
— окружная неравномерность, при которой параметры потока не изменяются вдоль радиуса (вне
пограничной) слоя), но существенно изменяются по окружности.
3)
В условиях эксплуатации могут возникнуть нестационарности потока воздуха в компрессоре
При нестационарностях низких частот давление за компрессором изменяется в той же фазе, что и на
входе, и с той же относительной амплитудой. Следовательно, при медленном изменении давления па
входе в компрессор степень повышения давления в компрессоре не изменяется, режим работы всех
его элементов остается подобным.
4)
Искажение геометрической формы и размеров элементов проточной части и ухудшение
состояния поверхности лопаток в условиях эксплуатации может быть вызвано:
— обрывами лопаток из-за недостаточной их прочности;
— обрывами или повреждениями лопаток из-за попадания и компрессор посторонних предметов
(камней, кусков льда и т, д.);
— абразивным износом или загрязнением лопаток и прежде всего их передних кромок при работе на
пыльных или грунтовых аэродромах;
— увеличением радиальных зазоров (например, из-за износа уплотнения или небрежного ремонта).
Обрыв лопаток обычно приводит к таким разрушениям элементов проточной части, в результате
которых (если двигатель продолжает работать) степень повышения давления и КПД компрессора
резко падают, запас устойчивости существенно ухудшается.
Незначительные повреждения (забоины) приводят к менее резкому ухудшению данных компрессора.
К такому же результату приводит увеличение радиальных зазоров.
Абразивный износ или загрязнение лопаток относительно меньше сказывается на запасе устойчивости
компрессора, но приводит к снижению его КПД, которое при длительной работе в запыленном
воздухе может достигнуть нескольких процентов.
40) Коэффициент избытка воздуха.
1)
2)
qT
 -коэффициент избытка воздуха
Gв..дейсвитель ная
1


Gв ..теоретичес кая ..необход
L0  q T
L0  14,7...... 14,9
L0 -стехиометрический коэффициент (показывает какое количество воздуха необходимо для
полного скгорания топлива)

Если
=1, то смесь стехиометрическая(в процессе сгорания нет неиспользуемого кислорода и
топлива)
 <1(богатая топливом смесь)
 >1(бедная)
при работе двигателя на  >1 в продуктах сгорания будет набор элементов СО2,H2O,N2O2,NO2/
)
41)Изменение параметров газового потока по тракту ТРД (температура, давление,
скорость).
Точно не знаю пишу своими словами)))
Короче давление до КС растет а после нее падает
Температура всегда растет хоть и не много до КС, в КС растет быстро а потом падает.
Н
в
К
Г
Т
Т
Р
V
42
Понятие о характеристиках ТРД и их связи с регулированием.
Всякий авиационный двигатель должен работать в широком диапазоне режимов. Для совершения
летательным аппаратом того или много маневра: взлета, набора высоты, разгона, торможения,
снижения высоты, требуется различная величина тяги двигателей. При неизменных внешних условиях
(МП =. const и Н = const) каждому положению РУД соответствует вполне определенное сочетание всех
параметров двигателя. При изменении высоты и скорости полета самолета существенно меняются
давление и температура окружающей среды, а также полное давление и температура торможения на
входе в двигатель. Зависимость основных данных двигателя — тяги и удельного расхода топлива при
заданном режиме работы от МП и Н полета называют высотно-скоростными характеристиками
двигателя. Эти характеристики можно подразделить на скоростные—зависимости Р и Суд от МП при
Н=const и высотные—зависимости Р и Суд от Н при МП = const.
Зависимости основных данных двигателя — тяги и удельного расхода топлива от одного из
параметров, характеризуемого режим работы двигателя, при неизменных условиях полета (МП=const и
Н=const) называют дроссельными характеристиками двигателя.
Указанные характеристики зависят от способа регулирования двигателя. Но какое бы регулирование
двигателя не использовалось. необходимо, чтобы при любых внешних условиях на каждом режиме
работы двигателя устанавливалось такое равновесное сочетание всех параметров двигателя, при
котором удовлетворяются условия совместной работы его элементов.
Выбор закона и программы регулирования двигателя в конечном счете преследует цель получения
наивыгоднейшего протекания характеристик двигателя и обеспечения его надежной работы. С другой
стороны, задание закона регулирования обеспечивает на каждом режиме работы однозначную связь
всех его параметров с внешними условиями, а задание программы регулирования при постоянных
условиях полета
работы двигателя или с каким-либо ведущим параметром, характеризующим режим работы двигателя.
43
Высотные характеристики ТРД
Высотные хар-ки ТРД(MП=const, αруд= const) C увел.Мполёта изм-ся Т,и
давление окружающей среды.Темп умень-я обоих параметров при
увел.высоты-различны.До высоты 11км-tра уменьшается,в диапазоне
11-20км сох-ся постоян.,далее нач-ет расти.Давление по высоте уменься.
Рк  Рв   к 
Руд  Сс  VП
*
*
 р / с  РТ  / РН 
*
С ростом высоты полёта давление РН умень-ся, это приводит к умень-ю
масс расхода возд.,а т.к.влиян.расход воздуха на тягу,сильнее чем изм-е
Руд, то в целом тяга дв-ля Рдв=GВРуд с ростом высоты падает.
44)Уравнение сохранения энергии для сопла
iT  ic
TT  TC
C pГ  TT  C pГ  TC
TT  TC
45
Эмиссия вредных веществ ГТД и пути ее уменьшения
Камера сгорания ГТД выделяет большое количество токсичных продуктов: СО, несгоревшие
углеводороды, NOx, окись S, сажа (твердые частицы С).
В настоящее время существуют нормы на предельные допустимые выбросы установленные ICAO и
национальным комитетом. В настоящее время в основном ограничиваются 4 вредные компоненты:
СО, несгоревшие углеводороды, NOx, сажа. Каждый двигатель должен иметь сертификат на ПДВ.
Для комплексной оценки выбросов вводиться EJ – индекс эмиссии за стандартный взлетнопосадочный цикл который предусматривает собой относительное количество грамм вредного
вещества на 1 кг топлива.
Индекс эмиссии будет максимальным когда в КС реализуеться наименьшая полнота сгорания.
Индекс эмиссии по NOx будет макс когда наивысшая температура в КС.
E
J
NOx
CO
CmHn
МГ
1
P
Содержание дымка (или сажи) определяется методом фильтрации при пропускании определенного
количества выхлопных газов через белый бумажный фильтр. По степени загрязнения фильтра
определяют показатель SN-число дымности
В настоящее время разрабатывается новая конструкция камеры сгорания, которые позволяет
оптимизировать выброс вредных эмиссий. Улучшения распыления топлива в камере сгорания и
ускорения смешения топлива с воздухом можно снизить индексы эмиссии по всем 4 нормируемым
параметрам от нескольких раз до нескольких десятков раз. Примером такой КС является двух зонные,
вихревые КС.
В таких КС зоны горения могут располагаться последовательно или параллельно.
В двух зонной или 2-х ярусной КС на пониженных режимах работает внешний ярус, на повышенных
режимах работают оба яруса.
На режиме МГ включение только верхней зоны дает снижение по индексу эмиссии на 90% меньше по
сравнению с традиционной КС, однако при заходе на посадку с такой КС в связи с необходимостью
получаем более высокой располагаемой тяги включения второй зоны горения дает существенное
увеличение выбросов СО и CmHn.
При испытании 2-х данных КС выявляют след отрицательные моменты:
-увеличение дымности
-затруднение запуска такой КС
-ухудшение приемистости двигателя
Кроме конструктивных факторов применяют при ПВД эксплуатациооные факторы снижающие
эмиссию:
-повышение режима работы двигателя при МГ и рулении (за счет выключения других двигателей)
-уменьшение времени работы на земле
-сокращение времени ВСУ
46
Взаимосвязь между тягой и работой цикла
Р  G Г СС  GвVП  Gв (Сс  VП )
2
2
ht  (C c  V П ) / 2
Р  Gв 2 Lt
При VП=0
Р уд  Р / Gв  Сс  VП
Сс  2 Lt  VП
2
Р  Gв 2 Lt  V П  V П
2
47)
ВСХ ТРД
При построении
ВСХ режим работы
двиг.(αруд) сохр-ся
неизм-м.
H=соnst(СХ)
Р  РудGв
С уд  GI / Р
Руд  Сс  VП
Р  (G Г Сс  GвVП ) / Gв
С
степень
Рост С
рост
ростом V полёта увел.
повышения давл. Во
входном устройстве двиг.
сопла происх. медлен.чем
скорости полёта.
αруд =
const
Р  Р уд Gв
Расход
воздуха на входе в
двигатель увел.из-за
увел.полн.давления на входе в двигатель, и увел.плотность
возд.на входе в компрессор. На начальном этапе изм-ся
скорость полёта рост расхода воздуха происходит слабее, чем
падение удельной тяги. Полная тяга-уменьшается. На
последующем этапе изменяется сильнее,чем Руд, тяга увел-ся.
На посл-ем этапе темп роста расхода возд.уменьшается.
При увел. Vполёта (при ТГ*=const)
*
*
Q1  C p (Т Г  Т к )
При ТГ*=const Q1 умень-ся. след-но
умень-ся qГ
q Г  GГ / Gв
C уд  GT / Р  (3600qГ / Руд )
Темп падения qГ меньше чем
темп падения уд.тяги и уд.расход топлива будет возрастать.
Высотные хар-ки ТРД(MП=const,
αруд= const) C увел.Мполёта измся Т,и давление окружающей
*
*
Рк  Рв   ксреды.Темп

умень-я обоих
параметров при увел.высотыразличны.До высоты 11км-tра
уменьшается,в диапазоне 1120км сох-ся постоян.,далее нач-ет расти.Давление по высоте
умень-ся.
Руд  Сс  VП
 р / с  РТ  / РН 
*
С ростом высоты полёта давление РН
умень-ся, это приводит к умень-ю масс расхода возд.,а
т.к.влиян.расход воздуха на тягу,сильнее чем изм-е Руд, то в
целом тяга дв-ля Рдв=GВРуд с ростом высоты падает.
48)Дроссельная характеристика ТРД
49)Уравнение баланса мощностей ротора ТРД
N Т  мех  N к
NТ  мех  N к  N агр
50Хар-ки входного устройства ВРД
Хаар-ми ВУ наз-ся завис-ти основных параметров его эф-ти от режимных пар-ов.Хар-еи ВУ бывают2х
типов:Скоростная и дроссельная
 вх ,  , с хвн   ( М П ,  , Gвпр )
 вх ,  , схвн   (Gвпр )  дроссельны е
 вх ,  , схвн  ( М П ,  )  скоростные
Д.Х. В дозвук. ВУ при снижении режимы раб.дв-ля Gвпр умень-ся,давление воздуха п/д к-ом будет
возр-ть, при этом σвх , из-за появления на внутре-ей пов-ти ВУ зон с отрывом теч-я от внутренней
поверхности, будет падать. При увел-и режимы работы двигателя давление воздуха п/д к-ом умень-ся,
VП увел-ся, сниж-ся не равномерность поля скоростей на входе в комп-ор, несколько возрастут
потери на трение, но σвх≈ const
С.Х. Пол-е раб.реж-ма относит.опасн.границы (помпажа) хар-ся коэф-ом Ку, этот коэф.численно
определяет удал-ть от опасного режима.
51
Основные параметры, влияющие на работу цикла.
π∑ - суммарная степень повышения давления π∑=РК*/РН
θ – степень подогрева θ = ТГ*/ТН
Lt  Q1  Q2 
к 1
к
1
RTH ( (1  к 1 )  (  1  1))
к 1
 1

ht   (  ,  )
Сущ-ет π∑ при ТГ=const , при котором рабю цикла будет равна 0,след-но min и max значением π∑ будет
сущест-ть π∑ ,котор.даст max значение Lt(работа цикла)
dLt/dπ∑=0
π∑опт=(ТГ*/ТН)-К/(2(К-1))
Левые части более крутые, чем правые.
Кроме работы цикла,второй важной хар-ой цикла является КПД,показывающий какую часть работы
цикла реализ-на по отношению к подвер.теплу.-термический КПД
η=Lt/Q1=(Q1-Q2)/Q1=1-1/π∑(К-1)/К
ηt=ƒ(π∑)
52Дроссельные характеристики ТРД
54)
52)План скоростей осевого компрессора.Удельная работа
55)Влияние водности на тягу ТРД .
Водность -относительное содержание воды в виде капель, льда, снега, но даже в ливень водность не
превышает 0,3-0,5 процентов. Вода в компрессоре в процессе сжатия испаряется отбирает часть тепла,
что приводит к увеличению степени сжатия и соответственно увеличению удельной тяги кроме того
гидравлических сопротивлений.
Поэтому величина Lu находится в пределах 15…25 кДЖ/кг для дозвуковых и 35…50 кДж/кг для
сверзвуковых ступеней. Увеличивается секундный массовый расход воздуха что увеличивает тягу.
Некоторые двигатели форсируют впрыском дисцилированной воды
56. Реальный цикл ВРД . Оптимальная степень повышения давления.
В действительном цикле все процессы сопровождаются потерями
.
57)Рабочий процесс ТРДД.Основные схемы и параметры.
Расчет параметров ТРДД, как и ТРД, включает в себя определение давлений и температур в
характерных сечениях проточной части двигателя. Исходные данные для расчета: тяга двигателя в
заданных условиях полета (на высоте Н и скорости по лета Vn); суммарная степень повышения
давления в компрессорах внутреннего контура пк∑; температура газа перед турбиной Тг; степень
двухконтурности m, степень повышения давления в вентиляторе пв. Расчет по параметрам
заторможенного потока при постоянных величинах показателей адиабаты в процессах сжатия и
расширения можно провести в такой последовательности.
У ТРД повышен темпер. газа перед турбин. приводит всегда к повышен. уд тяги и уменьш. уд массы
двигателя , экономичность
особенно на дозвуковых
скоростях полета существенно
падает.
В настоящ. время ни одна страна
в мире не производит
одноконтурные трд. Разрешить
противоречие м/у уд. тягой и уд.
расходом топлива с ростом
температуры перед турбиной
перейдя к трдд. При
приемлемых значениях уд тяги
получить хорошую экономичность.
Основные схемы и параметры трдд.
Применяются 2 схемы :
1 с раздельными соплами
2 с общим соплом со смешением
Роторная часть трдд как правило 2хвальная или 3хвальная . одновальных нет .
2хконтур. трдд конструктивно сложнее одноконтурных , но экономичность особенно на дозвуковых
скоростях полета выше.
Основная причина развития трдд связана с тем, что у 2контурных двигателей с изменением
параметров рабочего процесса повышается и эффективный кпд и тяговый кпд. В трдд работа цикла
(которая образуется во внутреннем контуре) частично передается во 2й контур , в зависимости от
степени 2хконтурности и степени повышения давления вентилятора во 2м контуре. У 2конт. двиг-ля
рост температуры газа перед турбиной не всегда, в отличие от одноконт. двиг-ля сопровождается
увеличением скорости истечения газа из сопел.
Дополнительные преимущества:
- менее существенное увеличение массы двиг-ля по сравнению с 1конт двиг-ем в зависимости от
увеличения общей степени повышения давления в компрессоре благодаря относит. Малым размерам
внутр контура.
- наружн контур дв-ля по отношению к внутр играет роль постоян, автоматич действующ. перепуска
воздуха .
- малые скорости истечения из сопла облегчают задачу шумоглушения
- конструктивно простая схема организации реверса тяги
58).Располагаемая и действительная степени расширения в выходном устройстве
ВРД.
1)Располагаемая степень расширения
 ðñ 
PÒ*
PÍ
;  ðñ   ÐÓÄ , Í , Ì
Ï
2) Действительная степень расширения реактивного сопла
ñ 
PÒ*
PÑ
Величина
 ñ зависит от  ðñ , типа сопла и от режима работы двигателя.
59)Влияние влажности атмосферного воздуха на тягу ТРД
Влажность-влияет на физические свойства воздуха т.к. водяной пар находящийся в воздухе имеет
более высокое значение газовой постоянной R=460 а не 287. При увеличении абсолютной влажности
от 0 до 5 процентов-тяга уменьшается на 3-4 процента Cудельное увеличивается на 4-5 процента.
60. Запас устойчивости работы компрессора
Положение линии рабочих режимов относительно границы газодинамической устойчивости
компрессора определяется коэффициентом устойчивости
(4.23)
Здесь индексы «гр» и «раб» соответствуют значениям параметров на границе устойчивости и на линии
рабочих режимов, взятым на одной и той же напорной ветви характеристики ком-прессора, т. е. при
nuр = const. Запас устойчивости определяется как:
(4.24)
Фактически запасы устойчивости, которыми располагает двигатель на различных режимах работы,
могут меняться в относительно широких пределах. В большой степени они зависят от напорности
компрессора, определяемой значением Л*K0. Для различных типов двигателей величины дельта(Ку)
практически укладываются в диапазоне от дельта(Ку) = 35 % до дельта(Ку)= 8 ... 12 %. Последние
цифры характеризуют минимально допустимый запас устойчивости на установившихся режимах
работы двигателей.
.
61).ВРД как движитель .Тяга двигателя по внутренним параметрам
Авиационная силовая установка самолета кроме тепловой машины включает движитель, в которых
создается сила, необходимая для передвижения ЛА.
Движитель преобразует полученную от тепловой машины работу цикла полезную работу
передвижения. В Винтовых движителях ТВД(ТВаД) через тепловую машину и движитель идут разные
рабочие тела у двигателя со струйным движителем идет одно и тоже рабочее тело. Главным
параметром движителя является тяга и непосредственно используемая на передвижения ЛА. Она
называется эффективной тягой. Эффективная тяга- осевая составляющая результирующих
газодинамических сил. Сил давления и трения, приложенных к наружным и внутренним поверхностям
двигателя. Величина эффективной тяги существенно зависит от компоновки силовой установки на
ЛА. Эффективная тяга определяется с помощью уравнения об изменении количества движения(2
З.Ньютона), для выделенного контрольного объема. Весь поток воздуха разделяется на 2 части:
внутренний, который пройдет через двигатель и внешний, который обтекает мотогондолу снаружи.
Pэф.=Pвн + Рнар
Рвнеш- суммарная сила проекции на ось двигателя, действующая на СУ со стороны внутреннего
потока
Рнар- суммарная сила в проекции на ось двигателя, действующая на СУ со сторны наружного потока.
Рнар возникает в результате взаимодействия неидеальной поверхности мотогондолы с вязким потоком
воздуха.
Рвну-сумма сил давления и трения со стороны потока, действующая на внутренние поверхности
силовой устновки.
Np=P*Vn-мощность воздушного винта.
62)Оптимальное распределение работы цикла между контурами ТРДД .
У ТРДД работа цикла внутреннего контура может быть затрачена на приращение Ек в струи газа,
частично переданное во 2 контур. Пердающим звеном является турбина или её часть, которая работает
на верхнюю часть лопатки вентилятора. В соответствии с балансом мощностей Nотобр из
внутреннего контура должно быть обязательно равно Nполуч
Nотобр = Nполуч
Gв1* Lк1= L2*Gв2
Lк1= L2*м*
Работа цикла 2-го контура
Lц1=м* Lк2+(С2с-Vп2)/2
Подведенная работа во 2 контур Lк2 тратиться на увеличение Ек потока воздуха и частично
затрачивается на преодоление гидравлических потерь во 2 контуре
Lк2*ή2=(С2с-Vп2)/2
Он оценивает совершенность канала 2 контура. Если степень м зафиксир., то повышение доли работы
передаваемой во 2 контур приводит к повышению скорости истечения из 2гоконтура и следовательно
Руд 2го контура будет повышаться. Но при этом в 1 контуре скорость истечения уменьшается,
следовательно Руд 1го контура понижается. Это может привести к тому что удельная суммарная тяга
тоже будет понижаться.
Значение работы цикла передаваемой во 2 контур или степени повышения давления при котором Руд,
но суммарное 2х контуров Руд будет максимальное.
Поскольку при неизменных параметрах циклов тепловой машины, количество подведенного тепла,
сохраняется неизменным, то выполнение условий Руд ­>максимально, соответствует условию Суд>минимуму.
63Линия рабочих режимов на характеристики
компрессора .
Характеристика компрессора представляет собой
функциональную зависимость следующих параметров
компрессора
Пк*= f1(Gвпр, nпр)
ήк* =f2(Gвпр, nпр)
Пк*= f1(Gвпр, nпр)
ήк* = L ад.сж/ L дейст.
При работе компрессора в системе двигателя положение рабочей точки на характеристики
компрессора определяется сетью элементов двигателя, стоящих за компрессором (узкие
сечения СА турбины, критическое сечение реактивного сопла). В процессе работы двигателя на
различных режимах рабочая точка на характеристике компрессора лежит на линии рабочих
режимов(ЛРР), это геометрическое место точек в которых гарнируется выполнение уравнений
неразрывностей потока по проточной части двигателя и уравнения баланса мощностей на
роторе турбокомпрессора.
Для количественной оценки степенью приближения рабочей линии к границе помпажа используется
критерий устойчивости (Кy):

( ) г р.помпаж
Gв
Ky 

( ) лрр
G
ΔКу = (Ку-1)*100% (запас устойчивой работы компрессора).
Для двигателей ГА во всем диапазоне эксплуатационных условий должно быть более 20%. При
изменении геометрии реактивного сопла или СА турбины Л.Р.Р. будет сдвигаться. Причина изменения
точек на характеристики компрессора является противоречие, возникающее между кинематикой
потока воздуха движущемся по проточной части компрессора (треугольники скоростей и их
деформации с одной стороны, неизменное положение геометрических профилей лопаток с другой
стороны).
64). Требования, предъявляемые к турбомашинам ГТД.
Турбомашина состоит из компрессора и турбины.
К компрессору авиационного ГТД предъявляются следующие основные требования:
- высокий КПД (у выполненных конструкций к = 0,86...0,90);
- достижение заданной степени повышения давления при наименьших габаритах и массе;
- высокая надежность и большой ресурс работы;
- простота ремонта (ремонтопригодность);
- контролепригодность.
Основными требованиями, предъявляемыми к газовым турбинам, является:
- высокая надежность работа на всех возможных эксплуатационных режимах и большой ресурс;
- малая масса и габариты;
- высокий КПД;
- технологичность конструкции, обеспечивающая низкую стоимость производства, ремонта и
обслуживания.
65).Влияние эрозионного износа на параметры ГТД
Потеря КПД, разрушение лопаток компрессора и турбины, термические разрушения
камеры сгорания. Повышение расхода топлива, уменьшение тяги!
66.Мощность ВРД
Двигатели прямой реакции при полете с большими скоростями способны развивать
огромные мощности. Тяговую мощность ВРД в полете (т. е. работу, которую
производит сила тяги я единицу времени) можно определить по формуле Np = PVп
[Вт].
Тяговая мощность прямо пропорциональна скорости полета. У неподвижного двигателя
сила тяги не совершает работы и NP =0. При увеличении скорости полета тяговая
мощность ВРД значительно возрастает.
67). Особенности характеристик ТРДД.
Удельная тяга ТРДД уменьшается с ростом скорости полёта, при этом быстрее,чем выше степень
двухконтурности. Удельный расход топлива увеличивается с ростом скорости полёта. Удельная тяга
возрастает по мере снижения Тн, и поэтому тяга двигателя до 11км падает по высоте медленнее, чем
плотность воздуха. Экономичность двигателя до 11км улучшается вследствие роста π∑. В результате
увеличения nпр по высоте полёта степень двухконтурности уменьшается, вследствие растет Rуд.
Температура перед турбиной на максимальном режиме превышает оптимальную по экономичности.
Поэтому падение Т*г при уменьшении частоты вращения приводит вначале к снижению Суд. При
снижении Рн ведет к увеличению тяги двигателя, при ограничении Рк.
68).Запуск ТРД на земле и в полете
Запуск газотурбинного двигателя требует первоначальной его раскрутки от постоянного источника
мощности (пускового устройства или стартера).
Процесс запуска ГТД состоит из 3 этапов :
1)Раскрутка ротора пусковым устройством без подачи топлива в двигатель(до частоты n1<=n(min).
2)Совместной работы пускового устройства и турбины двигателя после подачи топлива в КС и его
воспламенения.
3)Самостоятельной раскрутки двигателя от частоты вращения,при которой отключается стартер, до
режима малого газа
В ряде случаев двигатель может оказаться выключенным в полете.Возникает задача его повторного
запуска за короткое время чтобы самолет смог продолжить устойчивый безопасный полёт без
существенной потери высоты.
В отличии от стартовых условий в полёте роторы выключенных ГТД под действием скоростного
напора набегающего потока воздуха вращаются, это так называемые режимы авторотации
двигателя.Авторотация-одна из разновидности установившихся режимов двигателя характеризуется


отсутствием подогрева газа в КС, т.е условием T Г  TK .В отличии от режима работающего ТРД
, который в полёте определяется 2 параметрами –числом М и приведенным расходом топлива ,режим
авторотации ТРД(или ТРДД) при Gт.пр =0 определяется только числом Мп .Это означает, что все
характерные параметры ТРД будут зависеть только от числа Мп.Это положение справедливо в
области умеренных высот полёта, где число Рейнольдса не сказывается заметно на характеристиках
элементов двигателя, а мощность затрачиваемая на привод агрегатов и трение , относительно невелика
.
При запуске в стартовых условиях у земли обычно не трудно воспламенить топливо в КС.В полёте
условия воспламенения топлива в КС существенно осложняются. Из теории КС ТРД известно что
пределы устойчивого горения по возможным отношениям расходов воздуха и топлива сужаются при
увеличении объемного расхода воздуха, при снижении его температуры и особенно давления.Все эти
отрицательные факторы проявляются при запуске ГТД в полете на больших высотах.
69. Организация рабочего процесса в основных КС
Значение коэффициента избытка воздуха на рабочих режимах в основной камере сгорания составляет а —
2,5 ... 5, однородные смеси такого состава являются негорючими. В основных камерах сгорания подвод
воздуха распре-
делен по длине, а топливо вводится в головной части жаровой трубы через форсунки. Благодаря этому
в первой половине жаровой трубы смесь является значительно богаче (а = 1,2 ... 1,8), чем в целом по
камере, что обеспечивает интенсивное протекание здесь процесса горения (рис. 5.10). Покажем
типичное распределение . воздуха по длине камеры сгорания: (5 ... 15%) воздуха подводится через
фронтовое устройство (первичный воздух); (20 ... 40 %) через 1 ... 3 пояса крупных (основных) отверстий в первой половине жаровой трубы (вторичный воздух) и приблизительно столько же
через основные отверстия во второй половине жаровой трубы (смесительный воздух); (20 ... 30 %)
воздуха вводится через систему охлаждении тангенциально стенкам жаровой трубы (охлаждающий
воздух).
Фронтовое устройство камеры сгорания предназначено для обеспечения стабилизации процесса
горения и подготовки горючей смеси.
Расход воздуха, подводимого в первичную зону, недостаточен для полного сгорания топлива, и
значение коэффициента полноты сгорания топлива здесь в лучшем случае может приближаться к
значению коэффициента избытка воздуха (0,4 ... 0,7). Поэтому сгорание топлива продолжается ниже
по потоку (вторичная зона) по мере подвода вторичного воздуха. Процесс сгорания заканчивается в
том сечении, где средний коэффициент избытка воздуха составляет 1,5 ... 1,7. Часть жаровой трубы от
форсунки до этого сечения называется зоной горения. Далее расположена зона смешения, где горение
практически отсутствует. Благодаря подводу воздуха здесь происходит снижение температуры газа
до значений, определяемых суммарным коэффициентом избытка воздуха. От организации подвода
воздуха в зоне смешения в значительной степени зависит обеспечение требуемого поля температур
газа в выходном сечении.
70.Дроссельная характеристика ТРДД. Номенклатура режимов.
При неизменных внешних условиях (высоты и скорости полета) каждому значению α руд
соответствует определенное сочетание всех термодинамических параметров по тракту двигателя, а
следовательно и тяга. P,Cуд=f (α руд, H=const,Мп=const) называется дроссельной характеристикой
двигателя. Дросселирование двигателя осущ-ся уменьшением расхода топлива при неизменных
проходных сечениях реактивных сопел, сопровождается снижением температуры газа перед турбиной
и частоты вращения вентилятора и компрессора внутреннего контура. Однако частота вращения
компрессора уменьшается в меньшей степени, чем частота вращения вентилятора. Вследствие этого
скольжение роторов двигателя по мере дросселировании двигателя не сохр постоянным, а растет.
Дросселирование ГТД приводит к монотонному уменьшению тяги.
n* В
nК
nК
n* В
nК
72.Рабочий процесс ТВаД и ТВД. Схемы, основные параметры.
Турбовинтовой и турбовальный двигатели характеризуются тем, что в них основная часть свободной энергии
преобразуется в механическую работу, используемую для привода воздушного винта или винтовентилятора в
случае ТВД и ТВВД или для привода ротора несущей системы вертолета.
В случае ТВД и ТВВД совокупность двигателя и винта можно рассматривать как двухконтурный двигатель
без смешения со степенью двухконтурности 60 ... 100 и более (в зависимости от характеристики винта).
Оптимальная степень повышения давления вентилятора ТРДД зависит лишь от сопротивления (внешнего и
внутреннего) проточной части наружного контура, причем с уменьшением сопротивления оптимальная степень
повышения давления также уменьшается.
В случае ТВД и ТВВД отсутствие замкнутой проточной части наружного контура, а следовательно и лобового
сопротивления гондолы наружного контура, снижает оптимальное (пи)в* до 1.
С увеличением скорости полета на концах лопастей абсолютная скорость становится околозвуковой и
сверхзвуковой, и появляются дополнительные волновые потери, которые заметно снижают КПД винта.
.Рассмотрим схемы ТВД, их рабочий процесс и характеристики.
Известны различные конструктивные схемы ТВД. Простейший двигатель — одновальный (рис. 11.1, а)..
Большое достоинство такого двигателя — его хорошая приемистость, однако, одновальность двигателя
затрудняет согласование работы компрессора, турбины и винта. Другой распространенной схемой является
ТВД с однокаскадным компрессором и так называемой свободной турбиной, расположенной на отдельном
валу и служащей только для привода винта (рис. 11.1, в) (турбовальные двигатели). Именно по такой схеме
обычно выполняются ГТД.
73).Эффективная тяга ТРД- осевая составляющая
результирующих сгазодинамических сил давления и тренияприм-х к наружным и внутр. пов-тям двля.
Значение пар-ров на входе и выходе из контр. объема принимаются постоянными
.
Pýô  Pâí  Píàð
Pâí - суммар.сила в проекции на ось двигателя, действующая на СУ со стороны внутреннего потока.
Píàð - суммар.сила в пр. на ось дв-ля, действующая на СУ со стороны наруж. Потока.
Вводим правило знаков: силы против потока - «+», а по потоку – «-».
Pýô возникает за счет трения, в рез-те взаимодействия идеальной поверхности с вязким потоком
воздуха.
d
Píàð   a P  df  X òð ,где P -давление, df - проекция элемента жидкого контура на плоскость,
перпендикулярную набегающему потоку.
Pâí - сумма сил давления и трения со стороны потока, действующих на внутр. Пов-ти СУ.
Внутренняя сила опр-ся с пом. Уравнения об изменении кол-ва движения (II з-н Ньютона):
74.Типы движетелей
1) Винтовые движители (ТВД и ТВаД) – через тепловую машину идут разные рабочие тела.
2) У двигателя со струйным движителем через тепловую машину и движитель идет одно и то же
рабочее тело.
75.Требования, предъявляемые к входным устройствам:
1)Преобразование кин.энергиив потенциальную с наименьшими потерями
2)ВУ должно иметь минимальное внешнее сопротивление
3) Раб.процесс ВУ на всех режимах должен быть равномерным
4) на входе в компрессор после ВУ поле скоростей и давлений должно быть равномерным.
5) ВУ должно быть линейно устойчиво.
6) На старте и посадке ЛА в усл. Запыленной атмосферы ВУ должно обеспечить миним. попадание
пыли в проточную часть двигателя.
7)масса и габаритные размеры должны быть минимальными.
76. Диаграмма энергетического баланса ВРД.
77. Зависимость Се и Nуд от основных параметров рабочего процесса ТВД.
Удельная мощность:
Nуд=N/G.
[кВт*с/кг]
Удельный расход топлива:
Ce=Gт/N
[кг топл/(Вт*с)]
*
*
Ce=f(π к, T Г).
78Основные параметры входного устройства ВРД.
1. Степень повышения давления в ВУ: πвх=Р*в/РН.
2. Коэффициент восстановления полного давления в ВУ: σвх= Р*в/Р*Н.
Чем выше σвх, тем меньше газодинамические потери во ВУ. Увеличение σвх на 1% приводит к росту
тяги на 1,5% и снижению суд на 0,5%.
3. Коэффициент расхода: φ=Gв/Gв идеал.
4. Коэффициент внешнего сопротивления ВУ: сx вх=Xвнеш/q Fмид.
5. Коэффициент запаса устойчивой работы ВУ: ΔKy вх= .
6. Коэффициент неравномерности ВУ по полю скоростей:  c  ( c max  c min ) / c cp
7. Коэффициент неравномерности поля давлений:  P  ( Pmax  Pmin ) / Pcp
*
*
*
79. Типы компрессоров авиационных ГТД.
В авиационных ГТД широкое применение получили несколько типов компрессоров: осевые, в
которых движение потока в среднем происходит параллельно оси; центробежные, в которых поток
разворачивается и движется в радиальном направлении; осецентробежные, диагональноосевые,
состоящие из комбинации осевого и центробежного; диагональные, в которых движение потока
происходит по диагонали.
80. Изменение параметров в элементарной ступени Осевого Компрессора.
81. Основные функции топлив и возможные источники энергии в ВРД.
1.
Нагрев на линии горения рабочего тела.
2.
В ЖРД само топливо может являться и рабочим телом.
3.
Возможность охлаждения топливом других рабочих тел и элементов конструкции
двигателя.
Общие требования к топливу.
1.
Максимально высокая массовая удельная теплота сгорания, Hu [кДж/кг].
2.
Максимально возможная плотность топлива, ρ.
3.
Высокая удельная производительность, Ht=Hu/(1+L0), L0 – стехиометрический
коэффициент.
4.
Высокая термостабильность топлива.
5.
Высокое хладосодержание (характеризует охладительную способность топлива).
6.
Возможность подвода топлива в двигатель.
7.
Высокая хим активность при горении (особенно при низких температурах).
8.
Эксплуатационная пригодность.
9.
Умеренная стоимость.
Возможные источники энергии в ВРД.
1.
Химическое топливо.
2.
Ядерное топливо.
3.
Световые источники энергии.
В ВРД используются только химические источники энергии.
83). Течение воздуха через элементарную решетку
ступени ОК.
Течение воздуха через ступень осевого компрессораможно рассматривать как течение через систему
вращающихся и неподвижных диффузорн каналов.В рк растет,т.к. сообщяется мех. Работа и канал
диффузорный.В на только за счет диффузорн.Осевые составляющие абсолютной скорости С 1аи С2а
обычно или одинаковые или С1а больше С2а.
84). Степень реактивности ступени осевого компрессора.
Степенью реактивности ρ ступени называется отношение адиабатической работы рабочего колеса к
адиабатической работе ступени: ρ=Lад.к/Lад.ст.
Степень реактивности показывает, как распределяется общая адиабатическая работа ступени между
колесом и направляющим аппаратом.
Величина ρ в значительной мере зависит от вида треугольников скоростей, т.е. от того, как выполнена
ступень: с предварительной закруткой или без нее.
85). Виды характеристик авиационного ГТД.
ОТД – основные технические данные двигателя: абсолютные и относительные.
1). Абсолютные: тяга, мощность, расход топлива, расход газа, масса, габариты, ресурс, стоимость и
т.д.
2). Удельные показатели.
Используются для сравнительной оценки характеризуемых двигателей. Используется 3 группы
удельных параметров.
а). тяговые и мощностные.
уд.тяга – для двигателей со струйными движителями;
уд.мощность – для двиг с винтовыми движителями.
лобовая тяга
коэф тяги
б). определяющие относительные затраты топлива (экономичность)
уд расход топлива
уд импульс
в). параметры, характеризующие удельное совершенство
уд масса
уд вес
уд объем
86)Общие требования к топливам ВРД.
Требования, предъявляемые к топливам, различны для летательных аппаратов разного назначения.
Общие требования к топливам ВРД:
1. Максимально высокая массовая удельная теплота сгорания Hu [кДж/кг или мДж/кг]1,
определяющая при заданном подогреве рабочего тела в цикле минимальный расход топлива.
2. Максимально возможная плотность топлива ρT или его объемная удельная теплота сгорания Нv =
HuρT [кДж/дм3], определяющая минимальный объем и массу топливных баков, это требование
особенно важно для сверхзвуковых маневренных и малоразмерных летательных аппаратов.
3. Высокая удельная теплопроизводительность НT [кДж/кг], т. е. тепловыделение на 1 кг
стехиометрической смеси топлива с воздухом, определяющее максимальную температуру продуктов
сгорании:
HT =Hu/(1 + L0)
где L0 — стехиометрический коэффициент, т, е. количество воздуха (в кг), теоретически необходимое
для сжигания 1 кг топлива (безразмерная величина);
1 + L0 — масса продуктов сгорания, отнесенная к 1 кг топлива.
Очевидно, увеличение НT возможно как при росте Ни, так и при уменьшении L0. Величина НT, в
основном, определяет максимально достижимую тягу двигателя (например, ПВРД).
4. Высокая работоспособность продуктов сгорания, определяющаяся комплексом RT* (множитель в
выражениях работы газа, кинетической энергии истекающих газов и т. д.). Она может быть увеличена
при увеличении Т* или изменением молекулярного состава продуктов сгорания (при уменьшении их
средней молекулярной массы µср увеличивается газовая постоянная R = В /µср, где B — универсальная
газовая постоянная). Это требование выдвигается в случае использования топлива как рабочего тела (в
ракетных и комбинированных двигателях).
5. Высокая термостабильность при нагреве в баках при высоких скоростях полета и охлаждении
нагретых элементов. Она характеризуется температурой предельного нагрева топлива Тпред
6. Высокое «хладосодержание», т. е. теплопоглощение при нагреве от температуры топлива в баках
до Тпред, характеризующее охладительные возможности топлива.
7. Возможность подвода топлива (в общем случае тепла) в двигатель. Эта возможность затруднена
при использовании, например, твердых, порошкообразных, загущенных топлив, ядерного горючего и
др.
8. Достаточная химическая активность и возможность эффективного сжигания (для химических
топлив).
9. Эксплуатационная пригодность (умеренная токсичность, безопасность, транспортабельность,
стабильность при хранении и др.).
10. Умеренная стоимость и достаточные ресурсы.
87)Характеристики ТВД.
Высотная Характеристика ТВД (Рис. 11.20.):
до 3,8 км
возрастает, так что Nэ и Nв в этом диапазоне частот сохраняются примерно постоянными,
при дальнейшем увеличении высоты полета, величина
Nв уменьшаются.
Уменьшение Nэ и Nв при
поддерживается постоянной, а величины Nэ и
= const с увеличением высоты полета происходит из-за более интенсивного
уменьшения расхода воздуха, чем увеличение Nэ.уд и Nв.уд (рис. 11.21), обусловленного возрастанием
суммарной ∑ степени повышения давления в двигателе. На участке Н = 0 ... 3,8 км удельные
мощности растут более интенсивно, чем на высоте Н > 3,8 км, из-за одновременного роста
.
На рис. 11.22 представлено примерное изменение по высоте и скорости полета эквивалентной
мощности и удельного расхода топлива так называемого «невысотного» ТВД, у которого величина
по высоте полета сохраняется неизменной. Внешний вид высотных характеристик «невысотного» ТВД
соответствует протеканию высотных характеристик «высотного» ТВД на участке, где = const.
При увеличении скорости полета удельные мощности ТВД растут (рис. 11.23), так как растет
суммарная степень повышения давления в двигателе и, следовательно, величина свободной энергии.
Вследствие более интенсивного увеличения скорости полета, чем скорости истечения, величина
удельной реактивной тяги при этом уменьшается, становясь отрицательной величиной при больших
скоростях полета.
88)Течение газа в элементарной решетке ступени осевой турбины.
Межлопаточные каналы СА и РК в такой турбине суживающиеся (рис. 2.75). В каналах сопловых
аппаратов газ перемещается с абсолютной скоростью с, а в каналах рабочего колеса — с
относительной скоростью w. Так как каналы суживающиеся, то в сопловых аппаратах увеличивается
абсолютная скорость с, а в рабочих колесах увеличивается относительная скорость w, при этом
давление и температура уменьшаются как в СА, так и в РК. Абсолютная скорость с в рабочих колесах
уменьшается, так как газ совершает механическую работу на валу.
Таким образом, по длине проточной части турбины давление газа от ступени к ступени уменьшается.
89)Требования к выходным устройствам ВРД.
1. Минимальное гидравлическое сопротивление.
2. Высокая стойкость против короблений, прогара и коррозии. Не допускается коробления
подвижных элементов.
3. Надежная теплоизоляция для уменьшения тепловых потерь и защиты конструкции летательного
аппарата от перегрева.
4. Прочность и жесткость конструкции при минимальной массе.
5. Минимальные утечки газа через конструктивные элементы.
К реверсивным устройствам, помимо вышеуказанных, предъявляются дополнительные требования:
1. Время перехода (как от прямой тяги к отрицательной, так и обратно) должно быть не более 1,5... 2 с.
2. При включении реверсивного устройства и его работе не должны изменяться параметры газа за
турбиной.
90)Влияние условий эксплуатации на основные данные авиационного ГТД.
С изменением высоты и скорости полета изменяется температура и давление воздуха на входе
в компрессор.
— С изменением температуры соответственно изменяется приведенная частота вращения nпр при
условии, что режим работы двигателя постоянный (n = Const). Это видно из формулы:
n пр  n
288
TH
— Давление воздуха на входе а компрессор оказывает влияние на запас устойчивости компрессора
при его значительном уменьшении в связи с увеличением высот или уменьшением скорости полета,
когда начинает проявляться вязкость воздуха. При этом увеличиваются гидравлические
сопротивления и уменьшается КПД компрессора. Кроме того, уменьшается закрутка воздуха в
рабочем колесе, а следовательно, и работа, передаваемая воздуху рабочими лопатками.
5)
Различные формы искажения поля скоростей па входе в компрессор можно разделить на две
группы:
— радиальная неравномерность, при которой поток сохраняет осевую симметрию, но давление и
скорость воздуха существенно изменяются вдоль радиуса.;
— окружная неравномерность, при которой параметры потока не изменяются вдоль радиуса (вне
пограничной) слоя), но существенно изменяются по окружности.
6)
В условиях эксплуатации могут возникнуть нестационарности потока воздуха в компрессоре,
вызванные, например, периодическими срывами потока и неустойчивостью течения воздуха во всем
входном устройстве, вибрационными процессами в камере сгорания или быстрым повышением температуры при попадании на вход в компрессор газов от работающего впереди двигателя.
При нестационарностях низких частот давление за компрессором изменяется в той же фазе, что и на
входе, и с той же относительной амплитудой. Следовательно, при медленном изменении давления па
входе в компрессор степень повышения давления в компрессоре не изменяется, режим работы всех
его элементов остается подобным.
По мере увеличения частоты изменения давления на входе, изменение давления на выходе начинает
все больше отставать по фазе, а относительная его амплитуда уменьшается.
Искажение геометрической формы и размеров элементов проточной части и ухудшение
состояния поверхности лопаток в условиях эксплуатации может быть вызвано:
— обрывами лопаток из-за недостаточной их прочности;
— обрывами или повреждениями лопаток из-за попадания и компрессор посторонних предметов
(камней, кусков льда и т, д.);
— абразивным износом или загрязнением лопаток и прежде всего их передних кромок при работе на
пыльных или грунтовых аэродромах;
— увеличением радиальных зазоров (например, из-за износа уплотнения или небрежного ремонта).
Обрыв лопаток обычно приводит к таким разрушениям элементов проточной части, в результате
которых (если двигатель продолжает работать) степень повышения давления и КПД компрессора
резко падают, запас устойчивости существенно ухудшается.
Незначительные повреждения (забоины) приводят к менее резкому ухудшению данных компрессора.
К такому же результату приводит увеличение радиальных зазоров.
Абразивный износ или загрязнение лопаток относительно меньше сказывается на запасе устойчивости
компрессора, но приводит к снижению его КПД, которое при длительной работе в запыленном
воздухе может достигнуть нескольких процентов.
7)
91)Главные физико-химические свойства реактивного топлива.
Фракционный состав определяет такие свойства топлив, как температура начала
кипения, летучесть (температура испарения 10 % топлива), давление насыщенных
паров топлив и в надтопливном пространстве баков, температуру вспышки смеси паров
топлива с воздухом от искры и др. Эти свойства чрезвычайно важны для эксплуатации
топлива на самолетах, но требования к ним в известной степени противоречивы.
Высокая летучесть топлива и низкая температура вспышки (требующие пониженной
температуры начала кипения) необходимы для надежного запуска двигателя, особенно
в полете на больших высотах и при низких атмосферных температурах. Однако при
этом растут давление насыщенных паров, т, е. испаряемость топлива, и пожарная
опасность.
Вязкость топлива- Температура топлива L, при эксплуатации может изменяться в
широких пределах. В баках сверхзвуковых самолетов топливо может нагреваться до
100 ... 200 °С и выше. Кроме того, топливо дополнительно сильно разогревается в
топливо - подающих системах двигателя, насосах высокого давления и т. п. С другой
стороны, при длительных полетах дозвуковых самолетов в стратосфере (Н = 10 ... 12
км), где наружная температура может достигать — 60... — 65 °С, температура топлива
в баках может опускаться до —30... —40 °С. Вязкость зависит от фракционного состава
топлива (у тяжелых топлив она выше), от их группового состава и от температуры
топлива.
Стабильность и термостабильность являются важнейшими эксплуатационными
характеристиками реактивных топлив.
Стабильность при хранении топлив зависит в основном от окисления их кислородом
воздуха, которому в первую очередь подвержены непредельные углеводороды, поэтому
в результате процессов очистки, особенно гидроочистки, реактивные топлива
практически освобождаются от непредельных углеводородов.
Термостабильность при нагреве топлива определяется количеством образующихся
нерастворимых осадков, которое зависит от содержания в топливе непредельных
углеводородов, сернистых, азотистых соединений, смол и других примесей,
контактирующих с кислородом воздуха
92.Вспомогательные авиационные ГТД и их основные особенности рабочего
процесса.
Газотурбинные двигатели, устанавливаемые на летательных аппаратах не с целью создания силы тяги,
а в качестве генераторов мощности или сжатого воздуха (или того и другого одновременно), принято
называть вспомогательными двигателями. Типичными вспомогательными малоразмерными ГТД,
вырабатывающими мощность, являются турбокомпрессорные (газотурбинные) стартеры и
вспомогательные силовые установки для привода электрических генераторов. Рабочий процесс (и
соответственно расчет) таких ГТД принципиально не отличается от такового у ТВД или турбовальных
двигателей. Степень понижения давления в турбине во вспомогательных двигателях выбирается
максимально возможной, так как вся энергия газа за турбиной для таких двигателей теряется, и
лимитируется в основном габаритными размерами.
Рабочий процесс ГТД, вырабатывающих сжатый воздух (используемый, главным образом, для
питания воздушных турбостартеров), в основном аналогичен рабочему процессу двигателей,
вырабатывающих мощность. Свободная энергия цикла в таких двигателях используется для создания
мощности турбины, превышающей требуемую для привода компрессора с расходом воздуха
GВ=GT/(1+qT), необходимым для питания турбины. Избыточная же мощность позволяет обеспечить
привод переразмеренного компрессора, часть сжатого воздуха за которым (GОТБ) отбирается для внешних потребителей. В связи с невысокими требованиями к удельному расходу топлива такие ГТД
обладают умеренным уровнем
, который обеспечивается центробежными
компрессорами.
93)Регулируемые параметры и регулирующие факторы.
1)
Регулирование ТРД по одному параметру
I.
Закон регулирования: n = const.
При регулировании ТРД с неизменными проходными сечениями проточной части (Fc.а = const; Fс.кр, =
const) по закону постоянства частоты вращения ротора (n= const) регулирующим фактором является
расход топлива (GT = var).
II.
Закон регулирования: = const.
Поддержание постоянной температуры газа перед турбиной при изменении условий полета в
двигателе с неизменной геометрией проточной части может реализоваться путем изменения расхода
топлива по сигналу термоприемника, следящего за температурой или за температурой газа за
турбиной
, так как отношения температур
. При этом частота вращения n будет
изменяться в зависимости от температуры на входе в двигатель
.
III.
Закон регулирования: nпр = const.
При этом законе регулирования система автоматического регулирования при изменении М п и Н
изменяет подачу топлива в соответствии с сигналом датчика температуры так, чтобы изменение
частоты вращения n было пропорционально изменению
этом тоже будет меняться.
2)
Регулирование ТРД по двум параметрам
I.
Закон регулирования: n = const; = const.
. Температура газа перед турбиной при
В этом случае регулирующими факторами будут являться расход топлива (GT = var) и площадь
критического сечения реактивного сопла (Fc.кр = var). Данный закон регулирования наиболее
целесообразен, так как поддержание максимально допустимых значений n и обеспечивает на всех
режимах полета получение максимально возможной тяги.
II.
Закон регулирования: nпр = const; = const. Регулирующими факторами в данном случае
будут GT и Fс.кр.
3)
Регулирование ТРД по трем параметрам
I.
Закон регулирования: n = const; = const; ∆КУ = const.
При этом законе регулирования регулирующими факторами будут: расход топлива (GT = var),
площадь проходного сечения первого соплового аппарата турбины (Fc.a = var) и площадь
критического сечения сопла (Fс.кр = var).
4)
Комбинированные законы регулирования
I.
Комбинированное регулирование по законам n = const и nпр = const. Так как рассматриваются
законы регулирования по одному параметру, имеется в виду двигатель с неизменяемыми проходными
сечениями.
II.
Комбинированное регулирование по законам n = const, = const и nпр = const, = const.
Такое комбинированное регулирование возможно реализовать на двигателе с изменяемой площадью
Fc.кр.
94)Скоростная характеристика ТРД.
На рис. 8.48 показаны зависимости Руд, Суд, Gв и P ТРД от Мп при Н = const с различными значениями
. При
= const увеличение Мп приводит к уменьшению количества тепла, подводимого к 1 кг
воздуха в камере сгорания
из-за роста
и, соответственно,
.
Пропорционально Q1 уменьшается относительный расход топлива qТ. С другой стороны, с ростом Мп
растет степень повышения давления во входном устройстве
, что приводит к увеличению
располагаемой степени понижения давления на реактивном сопле
и скорости истечения газов сс
из него. Но рост сс отстает от роста скорости полета Vп из-за уменьшения Q1 вследствие чего
уменьшается с ростом Мп, как это видно из рис. 8.48. При больших Мп (в
случае
= 1400 К при Мп ≈ 3,5) подведенного тепла хватает только на преодоление внутренних
потерь в двигателе и
стремится к нулю. Нерабочая область характеристик с низкими значениями
дается на рис. 8.48 пунктирными линиями
.
95)Характеристика поколений авиационных ГТД.
От поколения к поколению при конструирование двигателя , увеличивают его основные параметры:
 K  , TГ , уменьшают удельный расход топлива, массу
96). Назначения и требования к ВУ ВРД.

Преобразование кин энер в потенц энерс наимень потерями

Ву должно иметь min внш сопротивление

Раб процесс на всех режимах д/б газодинамич устойчивым

На вх в компр после ВУ поле скоростей и давление д/б равномерным

Обесп. Мин уровень шума в передн. полусфере.

На старте и посадке Ла в условии запыленного атмосфера, ву дв-лей д/обеспечить мин
попадание пыли в проточной части дв-ля.

Мин габаритный размер и масса.
97). Условия совместной работы элементов ГТД на преходных режимах

Ур расхода для стац-х режимов приемлемы и для нестац-х режимов

Ур сохранение энергии

При анализе баланс мощностей на перех реж обязательно учитывать измение по времени
кинетич энер вращ-ся масс роторов.
Для стац N t *
 mex  N k  N B  N агр
dw k
dw   
dn
 Iz *w*
   * Iz *n*
Для НЕ стац N T  N K  N B  N СТАРТЕРА 
dt
dt  30 
dt
2
98)Изменение параметров газового потока по тракту ТРД в условиях полета.
Точно не знаю пишу своими словами)))
Короче давление до КС растет а после нее падает
Температура всегда растет хоть и не много до КС, в КС растет быстро а потом падает.
Н
в
К
Г
Т
Т
V
Р
П
99). Эффективный КПД тепловой Маш авиационного ГТД
c c2  v п2
2
Степень совершенства ВРД как Теплов Маш хар-ся вел-ной эффективного кпд.  e 
. При
qt * H u
высоких параметрах термодин-ого цикла, вел-на эфф кпд = 0,35..0,45 т.е 55-65% тепловой энергии
теряеться в тепловую Маш с выхлопными газами.
100). Обоснование выбора кпд компр при проект термодин расчете дв-ля.
*


L
Компр хар-ся вел-ной адиабатич кпд k
к ад / L k , max знач к-рого зав от степени повыш дав
и от вел-ны кпд применяемых ступеней. Кпд компр всегда ниже кпд его ступ., и в случае разнотипных
ступ с неодинаковыми значениями кпд ступ-ней опред-ся по ф-ле:
k 
L*к ад
 in1
L*cт адi
Для компр с однотипными ступенями при одинаковых знач
*
 CТ
*
 cт
i
*
*


f
(

рекомендуется зав-ть
к
k ).
101)ВУ для дозвуковых скоростей полета
Входное устройство , представляющее собой расширяющийся канал, должно хорошо работать в
диапазон значений Мп, от 0 до 0,7…0,95.Реальные ВУ имеют скруглённые входные кромки для
устранения срыва потока при работе на различных скоростях полета. Наилучшим условием работы ВУ
является режим при котором Cвх=0,5Vп.В этих условиях перед входом реализуется сжатие при
котором в потоке повышается давление на 75% от общего.
Экспериментальные исследования дозвуковых ВУ ЛА при Мп<0,8 показало , что значения коэфф-та
сохранения полного давления в них определяется потерями в погран слое и на вихреобразования.
Увеличение угла раскрытия канала приводит к росту потерь:они становятся особенно существенными
при Мп >0,5…0,6 .При центральном угле меньше 10 градусов и Мп <0,5 величина  вх

лежит в
пределах 0,96…0,98 .Для дозвуковых ВУ величина коэфф-та расхода
изменяется в широких
пределах и может принимать значения , больше или меньше единицы.
Очень важно яв-ся выбором радиуса входной кромки воздухзаборника…r=(0,04…0,05)F1/2вх
103)Запас устойчивой работы компрессора.
Для количественной оценки степенны приближения раб линии к границе помпажа исполь-ся параметр
Ку – критерия устойчивости. Кy=(π/Gв граница помпажа)/(π/Gв на ЛРР)
∆ Ку= (Ку-1)*100%- запас устойч раб компр
Для двигателей ГА запас устойч на всех диапазонах больше 20%.
104)Принцип работы ступени осевого компрессора
105) Кинематика потока в ступени осевой турбины.
Течение газа в СА сопровождается падением давления и т-ры. Относительная скор W1 на вх в РК
опред-ся из треугольника скоростей как разность векторов с- и u-. От вел-ны угла В1 зав форма
рабочих лопаток. Для предвращения срыва потока на РЛ вых кромки их должны быть ориентированы.
По вел-не скор W1. Межлопаточный канал РК тах же яв-ся сужав-хся как и межлопаточный канал СА
поэтому газ в межлопаточном канале РК так ж продолжается расштраться по относитель скор(с
падением дав и т-ры) т.о течение газа ч/з СА и РК можно рассматриваться как теч ч/з систему
неподвиж (СА) и вращ-ся сопел (РК), с увел в СА абсолют скор а в РК относитель скорости. При
обтекании газом вращ-ся лопатки на вогнутой стороне (корыто) (повыш дав) и на спынку –пониж
давление. Такое распределение дав связон с тем, что при повороте потока в межлопаточном канале
возникает центробеж сила. Равнодействующ сил давления и трение создает М кр приходящий РК во
вращ. Скорость абс С2 выхода из РК намного меньше чем С1 на входе РК(объясняется это тем, что
одновременно с пониж дав, газ совершает внш мех-ую знергию.
106).Входные устройсва для сверхзвуковых скоростей полета .
107).Запуск ТРД на земле и в полете
Запуск газотурбинного двигателя требует первоначальной его раскрутки от постоянного источника
мощности (пускового устройства или стартера).
Процесс запуска ГТД состоит из 3 этапов :
1)Раскрутка ротора пусковым устройством без подачи топлива в двигатель(до частоты n1<=n(min).
2)Совместной работы пускового устройства и турбины двигателя после подачи топлива в КС и его
воспламенения.
3)Самостоятельной раскрутки двигателя от частоты вращения,при которой отключается стартер, до
режима малого газа
В ряде случаев двигатель может оказаться выключенным в полете.Возникает задача его повторного
запуска за короткое время чтобы самолет смог продолжить устойчивый безопасный полёт без
существенной потери высоты.
В отличии от стартовых условий в полёте роторы выключенных ГТД под действием скоростного
напора набегающего потока воздуха вращаются, это так называемые режимы авторотации
двигателя.Авторотация-одна из разновидности установившихся режимов двигателя характеризуется


отсутствием подогрева газа в КС, т.е условием T Г  TK .В отличии от режима работающего ТРД
, который в полёте определяется 2 параметрами –числом М и приведенным расходом топлива ,режим
авторотации ТРД(или ТРДД) при Gт.пр =0 определяется только числом Мп .Это означает, что все
характерные параметры ТРД будут зависеть только от числа Мп.Это положение справедливо в
области умеренных высот полёта, где число Рейнольдса не сказывается заметно на характеристиках
элементов двигателя, а мощность затрачиваемая на привод агрегатов и трение , относительно невелика
.
При запуске в стартовых условиях у земли обычно не трудно воспламенить топливо в КС.В полёте
условия воспламенения топлива в КС существенно осложняются. Из теории КС ТРД известно что
пределы устойчивого горения по возможным отношениям расходов воздуха и топлива сужаются при
увеличении объемного расхода воздуха, при снижении его температуры и особенно давления.Все эти
отрицательные факторы проявляются при запуске ГТД в полете на больших высотах.
108).
Кинематика потока в ступени осевого компрессора с осевым выходом
Ступень осевого компрессора представляет собой совокупность двух облопаченных дисков. Передача
механической энергии движущемуся потоку воздуха осуществляется за счет силового воздействия
вращающихся и неподвижных лопаток. Принцип действия основан на
силовом взаимодействии лопатки с потоком воздуха.
Сила Ra-осевая составляющая(проталкивает воздух)
Сила Ru-окружная,осуществляет подвод механич энергии к потоку
воздуха,в результате чего скорость С2 на входе меняет направление и
велечину: С2 больше С1.
В результате этого вращающаяся от внешнего источника энергии
лопатка будет непрерывно проталкивать и сообщать механическую
энергию потоку воздуха
.
109).
Влияние влажности атмосферного воздуха на тягу ТРД
Влажность-влияет на физические свойства воздуха т.к. водяной пар находящийся в воздухе имеет
более высокое значение газовой постоянной R=460 а не 287. При увеличении абсолютной влажности
от 0 до 5 процентов-тяга уменьшается на 3-4 процента Cудельное увеличивается на 4-5 процента
110).
Коэффициент теоретического напора ступени осевого компрессора.
Коэффициент теоритеческого напора характеризует степень использования кинетич. Энергии по
окружной скорости,в создании работы сжатия на окружности рабочего колеса
H th 
Lu
U k  C uk
Uk
U k2

2

C u
U
111)Неустойчивая работа входных устройств.
Помпаж возникает на докритических режимах работы при высоких скоростях полета и низкой
пропусконой способности компрессора.Помпаж представляет собой автоколебательный процесс
изменения положения головной ударной волны,давления во внутреннем канале и расхода воздуха
через него.Колебания давления и расхода воздуха в проточной части двигателя могут привести к
нарушению нормальной работы и других узлов.В процессе помпажа существенно изменяется
тяга,поскольку на нее непосредственное влияние оказываю давление и масса воздуха поступающего к
двигателю.помпаж воспринимается ЛА как сльные продольные толчки,которые сопровождаются
хлопками и вибрацией.Узлы двигателя и ЛА испытывают при этом знакопеременны нагрузки,что
может привести к их разрушению.Зуд возникает на сверхкритических режимах работы ВУ врезультате
взаимодействия замыкающего прямого скачака уплотнения с пограничным слоем.Зуд представляет
собой высокочастотные(100-250Гц)колебания замыкаещего прямого скачка и давления воздуха в
канале ВУ.Как и помпаж,зуд в эксплуатации недопустим.Для выхода из этого режима необходимо
уменьшить интенсивность замыкающего скачка:увеличить распологаемый расход воздуха через ВУ
или уменьшить потребный расход воздуха через двигатель!!!
112)Источники шума ВРД.
Струя,вытекающая из двигателя,как источник шума,характеризуется высокой скоростью истечения
газа из внутреннего контура(500-600м/с) и температурой до 800-1200К.Шум выхлопной струи
обладает высокой интенсивностью.Физичесая природа звукоизвлечения реактивной струи
обусловленно не стационарным выбросом в атмосферу турбулентных вихрей горячего газа.
Источниками шума вентилятоора и компрессора являются в первую очередь пересечение
неоднородностей потока воздуха лопатками рабочих колес,взаимодействие неоднородных потоков с
лопатками статора,а также сход с лопаток вихревых следов.Кроме того вращающиеся лопатки даже в
однородном потоке генерируют так называемый шум вращения обусловленный периодическими
пульсациями скорости перед рабочим колесом и за ним.при сверхзвуковых относительных скоростях
поток на лопатках образуется система ударных волн и шум вращения резко увеличивается.Камера
сгорания содает широкополсный низкочастотный шум источником которого является:процессы
турбулентного горения;взаимодействие потока газа с лопатками турбины,а так же разонансные
явления в обьеме камеры.Значительную долю в уровень шума процесса горения вносят локальные
пульсации скорости химюреакции, связанные с неравномерностью распеределения топлива по обьему
потока воздуха перед фронтом горения.Турбиная является источником дискретного
высокочастотоного и сплошного широкополосного шума.Из других причин шума турбины можно
отметить неустойчивочть сходящих с лопаток вихрей,отрывными течениями на лопатках и
пограничными слоями.
113)Степень реактивности ступени осевого компрессора.
Степенью реактивности ρ ступени называется отношение адиабатической работы рабочего колеса к
адиабатической работе ступени: ρ=Lад.к/Lад.ст.
Степень реактивности показывает, как распределяется общая адиабатическая работа ступени между
колесом и направляющим аппаратом.
Величина ρ в значительной мере зависит от вида треугольников скоростей, т.е. от того, как выполнена
ступень: с предварительной закруткой или без нее.
114).
Работа газа на окружности колеса осевой турбины.
Окружные составляющие результирующей силы давления и трения на профиле РК (Ru) создают
крутящий момент. Для определения крутящего момента используется уравнение Эйлера об изменении
момента количества движения в окружном направлении Lu  C1u  U 1  ( C 2 u  U 2 ) . Правило
знаков: если проекция скорости на направление вращения совпадает с ним, то знак проекции +.
Lu  C1u  U 1  C 2u  U 2
U1  U 2
Lu  (C1u  C 2u )  U  U  Cu
Величина С 2 (закрутка потока) в ступени турбины значительно превышающей по
аэродинамическим допущениям закрутку в ступени. Поэтому работа в ГТ значительно превышает
работу одной ступени компрессора. Определяемая по уравнению Эйлера работа турбины не вся
передаётся компрессору. Из-за механических потерь в опорах ротора, за счёт потерь трения на
торцевых поверхностях диска, за счёт утечек газа через радиальные зазоры.
115).
Вредные компоненты при горении углеводородного топлива.
КС выдают большое количество токсичных продуктов: окись углерода (СО), несгоревшие углероды
(CmHn), окись азота (NOx), окись серы, сажа. В настоящее время существуют нормы на предельнодопустимые выбросы (ПДВ): ICAO и национальные комитеты. Каждый двигатель должен иметь
сертификат на ПВД. Выброс вредных веществ зависит от режима работы двигателя. Для
количественной оценки выбросов вводится EJ (индекс эмиссии – отношение количества вредного
вещества к 1 кг сгоревшего топлива) за стандартный взлетно-посадочный цикл.
Индексы эмиссии по СО и CmHn будут максимальными когда в КС реализуется наименьшая полнота
сгорания. Индекс эмиссии по NOx будет максимальным когда наивысшая температура газа в КС.
Содержание дыма (сажи) определяется методом фильтрации при пропуске определенного количества
выхлопных газов через белый бумажный фильтр. По степени загрязненности фильтра определяется
SN-число дымности. В настоящее время разработаны новые конструкции КС, которые подают
оптимизирующий уровень выброса на различных режимах.
116).
Характеристики входных устройств.
Характеристиками ВУ называются зависимости основных параметров его эффективности от
режимных параметров. Характеристики ВУ бывают 2 видов:
1.
Скоростная
2.
Дроссельная.
 вх , , С хвн  f ( M п , , Gвпр )
 вх , , С хвн  f (Gвпр )  дроссельны е
 вх , , С хвн  f ( M п , , )  скоростные
Дроссельные характеристики.
В дозвуковых ВУ при снижении работы двигателя
Gвпр
уменьшается, давление воздуха перед
компрессором будет возрастать, при этом  вх из-за появления на внутренней поверхности ВУ зон с
отрывом течения от внутренней поверхности  вх будет падать.
При увеличении работы двигателя давление воздуха перед компрессором будет уменьшаться, Vп
увеличиваться, снижается неравномерные поля
скоростей на входе в компрессор, возрастают потери
на трение, но  вх  const .
Скоростные характеристики.
Положение рабочего режима относительно опасной
границы (помпажа) характеризуется коэффициентом
∆Ку, этот коэффициент численно определяет
удаленность от опасного режима.
117)
СПОСОБЫ СНИЖЕНИЯ ШУМА В ВРД
Главный принцип шумоглушения реактивной струи заключается в максимальном сокращении длины
этого начального участка, в организации быстрого перемешивания выхлопных газов с воздухом. Для
этой цели предложены многочисленные устройства. В первую очередь следуют остановиться на
специальных шумоглшащих соплах с выходным сечением сложной формы :гофрированные,
лепестковые, многотрубчатые. Общий принцип построения таких сопел заключается в
преобразовании исходной крулого сечения струи в струю с поперечным сечением сложной формы с
развитой поверхностью смешения или в систему струй меньшего диаметра, которые определяется
сложным механизмом взаимодействия струй с друг другом и с воздухом, эжектируемым в зону
смешения между струями.
Если шумоглушащее сопло и начальный участок смешения окружить кольцевым эжекторным
насадком то степень шумоглушения ещё больше возрастёт, в частности ,из за экранирующего
действие стенок эжектора. Однако масса и габаритные размеры такого сопла заметно возрастут.
118).
Эксплуатационные методы снижения эмиссии.
Для улучшения распыления топлива в КС и ускорения смешивания топлива с воздухом можно снизить
индексы эмиссии по всем 4 норм. Параметров от нескольких раз до нескольких десятков раз.
Примером такой КС является двухзонные (двухярусные вихревые) КС. В таких КС зоны горения
могут располагаться последовательно или параллельно. В духзонной КС на пониженных режимах
работает внешний ярус, на повышенных режимах работают оба яруса. На режимах малого газа
включение только верхней зоны дает снижение по индексу эмиссии СО и EJ несгоревших
углеводородов на 90% меньше по сравнению с традиционной КС. Но при заходе на посадку с такой
КС в связи с необходимостью получения более высокой располагаемой тяги включение второй зоны
горения дает существенное увеличение выбросов СО и не сгоревших углеводородов. При испытании
двухзонных КС выявляются следующие отрицательные моменты:
1.
увеличение дымности
2.
затруднение запуска КС
3.
ухудшение приемистости двигателя
Кроме конструктивных факторов применяемых при повышении ПВД используются эксплуатационные
факторы, снижающие эмиссию:
1.
повышение режима работы двигателя при МГ и рулении(за счет выключения др.
двигателей)
2.
уменьшение времени работы на земле
3.
сокращение времени работы вспомогательных СУ.
119)Виды реактивных сопел ГТД .Располагаемая и действительная степени
повышения давления .
Работа ВУ в системе двигателя определяется значением
 с. расчетная  p ф / p с
Работа ВУ в системе двигателя определяется значением располагаемого отношения
 с. расчетная  pф / p H
По форме проточной части реактивные сопла делятся на два больших класса:
1)суживающиеся –используются при докритическом и небольшом сверхкритическом отношениях
давлений в сопле
2) суживающиеся-расширяющиеся-применяются при сверхкритическом отношениях давлений что
соответствует большим сверхзвуковым скоростям полёта.
Суживающиеся сопла могут быть :
1)Нерегулируемые , коническое
2) Нерегулируемые, с плавным контуром
3) регулируемые , с центральным телом.
4)С газодинамическим регулированием
5) регулируемые со створками
6) регулируемые с кормовым эжектором.
Суживающиеся-расширяющиеся сопла могут быть :
1)Профилированные
2)Эжекторные
3)С центральным телом
121).Камеры сгорания ВРД. Уравнения теплового баланса.
Основное назначение камеры сгорания - преобразование химической энергии топлива в
тепловую, что приводит, к увеличению температуры рабочего тела.
По общей компоновке камеры сгорания можно разделить на:
Трубчатая камера сгорания Недостатками камер такого типа являются большая масса и габариты, они
не входят в силовую схему двигателя, что требует массивного корпуса вала турбины.
Трубчато-кольцевые камеры сгорания нашли широкое применение в авиационных двигателях второго
поколения. Камеры достаточно удобны в эксплуатации, хорошо компонуются в двигателе.
Кольцевые камеры сгорания имеют существенные преимущества по сравнению с трубчатыми и
трубчато-кольцевыми камерами сгорания, вследствие чего этот тип камер используется почти во всех
современных двигателях. Кольцевые камеры сгорания хорошо компонуются в габариты двигателя;
входят в его силовую схему, имеют наименьшую массу (6-3% массы двигателя), меньшие
i k  i(k  Г )  i Г гидравлические потери, наименьшую поверхность жаровой трубы.
В кольцевых камерах сгорания имеется возможность обеспечить более равномерное поле температур
и скоростей в окружном направлении, однако, их труднее доводить и они удобны в эксплуатации.
122)Форсажные камеры сгорания.Организация рабочего процесса
.Вибрационное горение и методы его устранения.
1.Форсажные камеры предназначены для увеличения тяги за счет сжигания дополнительного
количества топлива за турбиной ТРД (а ТРДД в канале наружного контура или за смесителем обоих
контуров ).
Основными элементами форсажной камеры (ФК) являются: диффузор, стабилизаторы пламени,
устройства для подачи топлива, устройство для розжига, собственно камера сгорания.
2.Воспламенение горючей смеси в форсажных камерах затруднено вследствие большой скорости
газового потока. Поэтому для этих целей используют мощные источники зажигания. В форсажных
камерах сгорания,
показанных на рис.2.6.1, запуск форсажной камеры осуществляется с помощью специальной
форкамеры 4 (пускового воспламенителя), питаемой воздухом, подаваемым из компрессора, либо
топливо-воздушной смесью, подготовленной в карбюраторе; форкамера снабжается свечой 1
повышенной мощности. Воспламенение основного форсажного топлива осуществляется факелом,
выбрасываемым из форкамеры 4 и отклоняемым специальным охлаждаемым насадком 6;
далее пламя по \/ - образным желобам перебрасывается на все стабилизаторы пламени 5.
На некоторых ТРД используются безыскровые системы запуска ФК. В таких случаях воспламенение
топлива в форсажной камере достигается путем кратковременного впрыска дозированной порции
топлива в конце основной камеры сгорания и за турбиной с таким расчетом, чтобы в результате
воспламенения и сноса горящих капель газовым потоком образовалась огневая дорожка, проникающая
через турбину и поджигающая горючую смесь в форсажной камере.
В форсажных камерах иногда наблюдается вибрационное горение топливо-воздушной смеси. Оно
проявляется в виде акустических колебаний давления с частотой 100...1000 Гц и амплитудой 50 КПа,
вызывающих сильные вибрации элементов конструкции форсажной камера и ведущих к их быстрому
разрушению. Для предотвращения вибрационного горения используются следующие конструктивные
мероприятия:
- устанавливается антивибрационный экран с гофрированными перфорированными стенками,
способствующий рассеиванию и поглощению поперечных волн давления;
- увеличивается число стабилизаторов пламени и они эшелонизируются по длине (например,
помещают стабилизаторы пламени вблизи узлов стоячих волн давления).
123)Реверсирование тяги, требования к реверсивным устройствам.
Необходимость в отрицательной тяги возникает для тяжёлых самолетов с реактивными
двигателями в связи с увеличением длины пробега при посадке и для военных самолетов с целью
улучшения маневренности в воздухе и на земле. Для самолетов с ТВД можно иметь отрицательную
тягу для использования реверсивных винтов. Реактивная струя ГТД может быть использована для
создания отрицательной тяги.
Требования , предъявляемые к реверсивным устройствам .Для эффективного использования
реверсивного устройства необходимая значения коэффициента реверсирования составляют величину
0,5…0,6. Применение реверсивных устройств с большим значением Pрев является весьма
затруднительным при включении реверсивного устройства и при его работе недолжны меняться
параметры за турбиной. Выполнение этого требования достигается правильным выбором формы
проточной части всех элементов реверсивного устройства.
Конструкция реверсивного устройства должна быть прочной и обладать необходимой жесткостью
для предотвращения возникновения колебаний, которые могут передаваться на двигатель и самолет.
Реверсивное устройство является неотъемлемой частью силовой установки, что требует снижения его
массы до минимальной.
124)Основные уравнения математической модели ГТД на установившемся режиме
работы.
Построение мат модели дв-ля нач-ся с опр-я взаимосвязи м/у параметрами движ-ся газовоздуш
потока. При этом в основе опр-я взаимосвязи лежат:
1)Баланс расходов раб. Тела (Ур-е неразрывности), котор прим-ся для каждого узла.
1. Gг.т = Gг.с (для сопла)
2. Gв.к + Gт = Gг.т
3. Gг.т + Gв.охл = Gг.т
2)Баланс тем-р (в основе Ур-е сохран. Энергии,оно применяется в тепловой форме) .



i

i


i
Энтальпия воздуха за компрессором K
В
К



i

i


i
К
К .С
Энтальпия газа за камерой сгорания Г
Энтальпия газа за турбиной (без учета смешения охлаждающего газа с основным рабочим телом)
iT  iГ  iT
3)Изменение полного давления рабочего тела в проточной части двигателя. Изменение давления в
каждом элементе двигателя, как и изменение энтальпии, определяется процессами, проходящими в
этих элементах.
Давление за компрессором p K  p В   К


Давление за камерой сгорания
Г
К
к .с



p  p 
Давление за турбиной pT  p Г /  К
4) Баланс мощностей
Nт*ηмех = Nк
Nт*ηмех = Nк + Nагр
5) Баланс частот вращения



n к  nT
n к  i  nT
125)Зависимости удельной тяги и удельного расхода топлива ТРД от основных
параметров рабочего процесса.
Удельная тяга ГТД с увеличением скорости полета уменьшается,прчем на ТРДД и ТВД она
уменьшается более интенсивно.ГТД в определенном диапазоне скоростей полета вырабатывает
примерно постоянную работу,а из условия Руд*Vп=const следует,что удельная тяга изменяться при
этом обратно пропорционально скорости полета.Уменьшение подведенного к рабочему телу тепла изза увеличения температуры рабочего тела за компрессором.Это ведет к снижению работы, а
слдеовательно удельной тяги. На всех типах ГТД удельный расход топлива увеличивается по скорости
полета не смотря на повышение общего КПД,так как увеличение скорости полета преобладает над
ростом общего КПД. Это объсняется тем что величина Суд определяется как отношение расхода
топлива к тяге ,а не к работе передвижения. Максимум удельной тяги двигателя одновременно по
двум переменным практически равен максимум удельной тяги,которая достигается при условии
оптимальной степени двухконтурности,так как в этом случае обеспечивается близкое к оптимальному
распределение энергии между контурами. Удельный расход топлива в рассматриваемом случае
изменяется обратно пропорционально удельной тяге.