Высотные характеристики трд кратко

Обновлено: 07.07.2024

До 11 км Суд снижается, оставаясь в дальнейшем постоянным, а тяга R падает менее сильно, чем на больших высотах. При этом до 11 км тяга R уменьшается в меньшей степени, чем рн и даже чем плотность воздуха ρн , что улучшает летные характеристики самолета.

Положительное влияние увеличения высоты Н на R и Суд до 11 км обусловлено исключительно снижением Тн, которое приводит к росту πобщ, а тем самым к увеличению Rуд и к менее быстрому падению Gв. Кроме того, рост πобщ повышает экономичность рабочего процесса, что и обусловливает снижение Суд.

В стратосфере, где Тн = const, πобщ и все удельные параметры остаются неизменными, а Gв и R падают пропорционально давлению рн. Поэтому наилучшая эффективность двигателя, обусловленная его использованием при низких Тн, достигается начиная с Н = 11 км (в условиях СА).

Приближенный расчет высотной характеристики выполняется тем же порядком, что и расчет скоростной характеристики, рассмотренный ранее. Однако следует иметь в виду, что на больших высотах, в стратосфере, показатели двигателя R и Суд в реальных условиях могут заметно ухудшаться по сравнению с получаемыми в результате приближенного расчета, что обусловлено влиянием двух не учитываемых при приближенном расчете факторов:

1. снижением КПД компрессора и турбины, а также других коэффициентов потерь в результате возрастания влияния сил трения при уменьшении давления, характеризуемого снижением числа Re;


2. ухудшением условий сгорания при сильном снижении давления в камерах сгорания, что увеличивает неполноту сжигания топлива, т.е. приводит к уменьшению коэффициента гидравлического сопротивления .

Высотными характеристиками называют зависимости и (и других параметров двигателя) от высоты полёта при и установленном режиме работы двигателя (см. рис. 5.4).



Рис.5.4. Высотная характеристика ТРД при

С ростом высоты до 11 км увеличивается , так как соответствующее уменьшение при приводит к и перемещению рабочей точки вверх вправо по линии рабочих режимов. Физически это можно объяснить тем, что более холодный воздух требует для повышения его давления меньшей работы, а поскольку при работа , происходит увеличение . При условии увеличивается степень подогрева воздуха в двигателе . Одновременный рости приводит к увеличению .

Расход воздуха с увеличением высоты резко уменьшается. Это объясняется падением давления и плотности воздуха. Так как падение расхода воздуха более интенсивное, чем рост удельной тяги , то падает тяга . Удельный расход топлива незначительно уменьшается до 11 км, что объясняется , а затем .

На высотах от 11 до 20 км температура наружного воздуха сохраняется неизменной. Поэтому удельные параметры ( , ,) остаются постоянными, а расход воздуха через двигатель и тяга изменяются пропорционально давлению наружного воздуха.

Глава 6. Выбор рациональных значений параметров рабочего процесса авиационных ГТД.

ГТД – наиболее распространенный на сегодня тип авиационного двигателя. Справедливости ради, необходимо отметить, что огромное количество авиации общего назначения, а это не один десяток тысяч лёгких одно-, двух-. пятиместных самолетов по–прежнему оснащаются поршневыми двигателями.

Коренная особенность авиационного ГТД заключается в том, что как таковой, вне ЛА, он не нужен, в отличие, например, от электродвигателя или ДВС, которые создаются для универсального применения. Правда имеются примеры применения авиационных ГТД на земле после отработки им ресурса и капитального ремонта: газо- и нефтеперекачка, вентиляционные и противопожарные установки, установки для очистки от снега и осушки ВПП на аэродромах и т.п.

ГТД – неотъемлемый элемент системы ЛА, без которого ЛА не существует. Следовательно, выходные данные ГТД (тягу, расход топлива, массу, габариты,…) нельзя рассматривать без согласования с ЛА. Летательный аппарат является сложной технической системой (СТС), включающей СУ, которая в свою очередь является также сложной системой.


На сегодня эффективность СУ во многом, более чем на 50 %, определяет эффективность современного ЛА. При этом эффективность СУ зависит от того, какими основными техническими данными (ОТД) обладает ГТД: .


скорости (числе М) полета и принятой программе управления.

Закономерности протекания высотных характеристик объясняются изменением по высоте полета параметров рабочего процесса  и , а также подводимой теплоты Q, относительное изменение которых представлено на рис. 4.6.

Суммарная степень повышения давления воздуха в двигателе равна

 = вх. Величина вх=при МН = const сохраняется неизменной, поскольку вх = const, а есть функция только МН. Величина же вследствие снижения температурыТН с высотой полета до 11 км возрастает. Это объясняется снижением в указанных условиях температуры воздуха на входе в компрессор, а значит ростоми.


Степень подогрева воздуха =увеличивается с ростом Н, т. к. в соответствии с принятой программой управленияТ*г= const, а Тн снижается.

Величина Q = сп(–) также повышается, но еще более медленно, чем , вследствие снижения температуры воздуха за компрессором с ростомН (рис. 4.6 в).

Одновременный рост  и  при увеличении Н от 0 до 11 км приводит к возрастанию работы цикла и к значительному повышению (примерно на 40…50%) Руд.

На высотах более 11 км, где температура ТН постоянна, параметры  и  также остаются неизменными, что объясняется подобием режимов работы двигателя.


Gв =. (4.4)

Отсюда видно, что расход воздуха определяется главным образом давлением перед турбиной , так как= const. Но при МН = const величина в диапазоне высот от 0 до 11 км падает медленнее, чемрН, поскольку =к.с= constрН. Увеличение с ростомН до 11 км несколько замедляет темп снижения давления по сравнению срН. Это замедляет снижение Gв.


На высотах более 11 км при МН = const, поскольку ТН = const и = const, в соответствии с теорией подобия,  и другие безразмерные параметры сохраняются неизменными, поэтому остаются постоянными Руд и Суд, а Gв и Р изменяются пропорционально Н.


Таким образом, тяга двигателя Р = Gв Руд до высоты 11 км снижается из-за снижения Gв, не смотря на увеличение Руд. Выше 11 км тяга снижается более интенсивно, т. к. Руд= const, а Gв снижается пропорционально рн, т. к. = const.


Удельный расход топлива. Снижение Суд =(гдеп = внтяг) в диапазоне высот полета от 0 до 11 км объясняется увеличением внутреннего КПД двигателя (из-за одновременного повышения  и ) и улучшением вследствие этого использования теплоты в цикле. Выше 11 км все параметры цикла постоянны, поэтому постоянны п и Суд.


Рис. 4.7. Высотно-скоростные

характеристики ТРД для режима


управления n = const, = const

Влияние числа Рейнольдса на высотные характеристики ГТД состоит в том, что при Re 11 км при принятых допущениях Суд = const,

Характеристиками ЖРД называют зависимости тяги и удельного импульса от тех или иных параметров, меняющихся в процессе его работы. На тягу и удельный импульс ЖРД оказывает влияние изменение расхода топлива, давления окружающей среды, массового соотношения компонентов топлива и при определенных условиях скорость движения ракетного аппарата.

В настоящее время практический интерес представляют две характеристики ЖРД:

– дроссельная, показывающая изменение тяги и удельного импульса ЖРД в зависимости от расхода топлива (давления в камере сгорания) при постоянном соотношении компонентов топлива и давлении окружающей среды;

– высотная, показывающая изменение тяги и удельного импульса в зависимости от давления окружающей среды при постоянном расходе и соотношении компонентов топлива.

Дроссельные характеристики будем рассчитывать в предположении о неизменности качества процесса в камере и при учете отношения pн/pк, когда расход газа через камеру не зависит от давления окружающей среды, т. е. в критическом сечении скорость газа всегда равна скорости звука.

На рис. 17.1 и 17.2 показаны дроссельные характеристики тяги и удельного импульса проектируемого двигателя. Выделены характерные давления окружающей среды: по результатам расчета при давлении в 1 атм. тяга проектируемого двигателя составит 1000 Н, при выравнивании давлений на срезе сопла и атмосферы (70 кПа) тяга вырастет до 1050,2 Н. Значения удельного импульса составят 2064 м/c и 2168 м/c соответственно.

Расчеты проведены без учета влияния расхода на завесное охлаждение на уменьшение удельного импульса.

Рис. 17.1. Зависимость тяги от давления в КС для различного давления окружающей среды.

Рис. 17.2. Зависимость удельного импульса от давления в КС для различного давления окружающей среды.

Высотная характеристика. Будем рассматривать изменение параметров ЖРД не от высоты полета, а от давления окружающей среды. К тому же во все расчетные формулы входит именно давление окружающей среды, которое влияет на характеристики ЖРД.

Изменение давления окружающей среды влияет на основные параметры ЖРД — тягу и удельный импульс. Характер изменения последних зависит от ряда параметров ЖРД, которые должны выбираться таким образом, чтобы характеристики ЖАРД по траектории движения были наивыгоднейшими для ракеты, обеспечивали ей максимальную дальность при заданной массе или заданную дальность при минимальной массе.

В таблице 17.1 и рис. 17.3 приведены результаты расчета высотной характеристики двигателя на номинальном режиме его работы (pk=1,6 МПа).

Результаты расчетов показывают, что на расчетном режиме максимальный удельный импульс составит 2245 м/c, при коэффициенте тяги 1,44. Расчеты проведены без учета влияния уменьшения удельного импульса при использовании завесного охлаждения.

Рис. 17.3. Высотная характеристика – зависимость удельного импульса и коэффициента тяги от высоты полета.

Таблица 17.1. Высотная характеристика двигателя.

ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД И ТРДФ

Рассмотрим качественный характер протекания высотных характеристик ТРД, показанный на рис. 38.6.

1). Температура ТН линейно понижается с высотой (на 6,5 К за каждый км) до высоты Н ≈ 11 км, а затем до Н ≈ 20 км остается постоянной (минус 56,5 о С). Пропорционально ТН изменяется (при ) и . Поэтому при приведенная частота вращения возрастает, что ведет к увеличению и .


Рис.38.6. Относительное протекание высотных характеристик ТРД

2). По этой причине расход воздуха через двигатель уменьшается заметно медленнее, чем давление атмосферы рН. Это следует как из анализа формулы для расхода воздуха Gв= , так и из того, что вследствие возрастания давление перед турбиной падает медленнее, чем рН, а при расход газа через турбину пропорционален . На высотах более 11 км поэтому здесь расход воздуха через двигатель пропорционален рН .

3). С увеличением высоты полета (до Н = 11 км) из-за снижения ТН степень подогрева рабочего тела в цикле двигателя возрастает. Это ведет к возрастанию работы цикла и, соответственно, к увеличению удельной тяги.. В результате тяга двигателя уменьшается с высотой еще медленнее, чем расход воздуха. И при увеличении высоты полета до Н = 11 км, когда давление атмосферы уменьшается почти в 5 раз, тяга двигателя обычно уменьшается только в 3,2 … 3,5 раза. Выше Н = 11 км тяга уменьшается пропорционально рН .

4). Увеличение степени повышения давления и степени подогрева рабочего тела в цикле двигателя приводит к возрастанию внутреннего КПД и, как следствие, к повышению экономичности двигателя. В результате удельный расход топлива при подъеме на высоту (до Н = 11 км) несколько снижается. На высотах более 11 км параметры цикла уже не меняются, и поэтому здесь остается постоянным – режим работы двигателя сохраняется подобным режиму работы на Н = 11 км.

Но на больших высотах это подобие может быть нарушении из-за того, что числа Рейнольдса (пропорциональные плотности воздуха или газа) с подъемом не высоту уменьшаются и могут выйти за пределы области автомодельности И тогда из-за уменьшения чисел Re начнется заметное возрастание гидравлических потерь прежде всего в компрессоре, а может быть и в других элементах двигателя, что повлечет за собой увеличение удельного расхода топлива и дополнительное снижение тяги (см. штриховые линии на рис. 39.6 в области H > 11 км).

Относительное протекание высотных характеристик ТРДФ качественно не отличается от рассмотренных высотных характеристик ТРД.

Весь приведенный выше анализ протекания скоростных и высотных характеристик ТРД и ТРДФ был выполнен в предположении, что программа управления двигателем поддерживает все время неизменные значении n и . Но, поскольку при температура , как вы уже знаете, меняется незначительно, а при частота вращения изменяется также незначительно, протекание этих характеристик будет иметь аналогичный характер и при других программах управления. Исключением является только программы (или её часть), поддерживающая , так как в этом случае , а вместе с ней и степень подогрева , существенно возрастают с ростом скорости полета, а не снижается, что приводит к непрерывному возрастанию тяги двигателя с ростом V. А при увеличении высоты полета (и МН = const) режим работы двигателя сохраняется подобным и тогда .

Высотная характеристика турбореактивного двигателя

Высотная характеристика ТРД показывает изменение тяги и удельного расхода топлива от высоты полета.

Высотная характеристика снимается при испытании ТРД при следующих условиях: с = пост., n = пост., Т3 = пост, т. е. при полете на неизменной скорости, при работе двига­теля на постоянных числах оборотов и неизменной темпера­туре газов перед турбиной.

Высотная характеристика одного из выполненных турбо­реактивных двигателей приведена на рис. 47. Как видно из рисунка, с увеличением высоты полета тяга двигателя непре­рывно уменьшается и на высоте 10 км составляет около 46% от максимальной тяги, развиваемой двигателем на земле Н=0).

Падение тяги объясняется уменьшением удельного веса воздуха с высотой, следовательно, уменьшением секундного расхода воздуха, протекающего через двигатель с увеличением высоты полета.

С подъемом на высоту температура окружающего воз духа понижается, это улучшает работу компрессора. Сте­пень сжатия двигателя повышается. Поэтому с увеличением высоты полета удельный расход топлива уменьшается. На высоте 11 км удельный расход топлива ТРД составляет примерно 80% от удельного расхода на земле (рис, 48).


Рис. 47. Высотная характеристика ТРД.


Рис. 48. Изменение удельного расхода топлива по высоте полета.

Турбореактивный двигатель более экономичен на боль­ших высотах. Самолет с ТРД при полетах на высоте проле­тит большее расстояние и продержится в воздухе дольше, чем при полете на малой высоте.

Скоростная характеристика турбореактивного двигателя

Скоростная характеристика ТРД показывает изменение тяги и удельного расхода топлива от изменения скорости полета.

Скоростная характеристика строится при следующих условиях: Н = пост., п = пост., Тз = пост., т. е. при полете, ни постоянной (неизменной) высоте, при работе двигателя на ‘постоянные числах оборотов и при неизменной темпера­туре газов перед турбиной.

Скоростная характеристика турбореактивного двигателя показана на рис. 49. Как видно из рисунка, тяга двигателя с увеличением скорости полета от нуля до 700—900 кмiчас медленно уменьшается, примерно до 80% от тяги, которую развивал двигатель при работе на месте (от РМАКС). При дальнейшем увеличении скорости тяга начинает возрастать.


Рис. 49. Скоростная характеристика ТРД.

Чем объяснить такой характер изменения тяги с увели­чением скорости полета?


Тяга, как мы знаем, определяется произведением секунд­ного расхода воздуха на разность скоростей воздушного Потока на выходе из двигателя и на входе в него:

До скорости полета 700—900 км/час секундный расход воздуха растет очень медленно, а разность скоростей с5 — со уменьшается очень сильно, поэтому тяга ТРД падает.

При скоростях полета свыше 700—900 км/час за счет скоростного напора секундный расход воздуха GСЕК начинает увеличиваться быстрее и, хотя разность скоростей с5 — со продолжает уменьшаться, тяга ТРД начинает увеличи­ваться.

Удельный расход топлива с увеличением скорости полета непрерывно увеличивается.


Удельный расход топлива определяется по уравнению:

При увеличении скорости полета будут изменяться разность температур Т3 — Т2 и удельная тяга.

С увеличением скорости полета за счет торможение потока увеличивается температура воздуха на входе в ком­прессор и соответственно увеличивается температура воз­духа на входе в камеру сгорания Т2.


Рис. 50. Изменение удельного расхода топлива по скорости полета.

При постоянной температуре газов за камерой сгорания Т3 разность Т3 — Т2 будет уменьшаться. Эта разность тем­ператур определяет количество тепла (а следовательно, и количество топлива), расходуемого на нагрев одного кило­грамма воздуха.

Удельная тяга с увеличением скорости полета умень­шается быстрее, чем разность температур Т3 — Т2, поэтому удельный расход топлива увеличивается.

Для выполненных турбореактивных двигателей удельный расход топлива при работе на месте (когда скорость полети с = 0) на максимальных оборотах лежит в пределах 0,80—1,05 (кг топл/кг тяги в час) и при увеличении скорости полета до 1000 км/час повышается до 1—1,5 (кг топл/кг тяги в час).

Удельный расход топлива на скорости полета 1000 км/час, превышает удельный расход топлива при работе двигателя на земле на месте примерно на 35—40% (рис. 50).

Читайте также: