книги / Эксплуатационные характеристики авиационных газотурбинных двигателей

А. Л. КЛЯЧКИН

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ

ХАРАКТЕРИСТИКИ

АВИАЦИОННЫХ

ГАЗОТУРБИННЫХ

ДВИГАТЕЛЕЙ

ДОПУЩ ЕНО

Управлением учебных заведений Министерства гражданской авиации СССР

в качестве учебного пособия для высших учебных заведений

гражданской авиации

ИЗДАТЕЛЬСТВО «ТРАНСПОРТ» Москва 1967

УДК 621.454.004.12 (0,75.8)

ных газотурбинных двигателей — важного раздела общего курса теории авиа­ ционных двигателей. В ней излагаются термодинамические основы регулиро­ вания, дроссельные, высотные, скоростные, разгонные, пусковые, а также спе­ циальные характеристики турбореактивных, турбовинтовых и турбовентиля­ торных двигателей.

В книге уделяется внимание рассмотрению ряда важных вопросов, кото­ рые до последнего времени мало освещались в учебной литературе для авиа­ ционных высших технических учебных заведений: особенностям характеристик двухвальных ДТРД, в том числе при большой степени двухконтурности; оцен­ ке влияния на работу и параметры двигателя потерь по воздушно-газовому тракту, а также наружных условий (включая влажность атмосферы); методам борьбы с неустойчивой работой компрессора; характеристикам по уровню шу­ ма; кратким сведениям по эксплуатационной надежности двигателя.

Изложение характеристик авиационных ГТД производится в основном применительно к дозвуковым пассажирским самолетам, снабженным двигате­ лями с нерегулируемыми входными устройствами и реактивными соплами. По­ этому характеристики этих элементов ВРД в книге не рассматриваются.

При написании книги были широко использованы технико-информацион­ ные материалы о зарубежных авиадвигателях, опубликованные в периоди­ ческих авиационных журналах, а также накопленный опыт в авиационной промышленности и в летных подразделениях Министерства гражданской авиации по эксплуатации отечественных газотурбинных авиадвигателей кон­ струкции А. Г. Ивченко, Н. Д. Кузнецова и П. А. Соловьева.

Книга предполагает знание у читателей термодинамики, теории турбома­ шин и общей теории воздушно-реактивных двигателей.

Книга предназначена в качестве учебного пособия для высших учебных заведений гражданской авиации. Она может быть полезной для лиц, рабо­ тающих в области эксплуатации и ремонта авиационных двигателей. Рис. 151, табл. 4, библиографий 23.

Рецензент:

заслуженный деятель науки и техники РСФСР, доктор технических наук, профессор

И. И. КУЛАГИН

з —18—6

76—67

ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И ИНДЕКСЫ

СОКРАЩЕНИЯ

ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

3

ИНДЕКСЫ

ОСНОВНЫЕ СЕЧЕНИЯ ПОТОКА

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВИАЦИОННЫХ

ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

ИИХ ХАРАКТЕРИСТИКАХ

§1. КЛАССИФИКАЦИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Г а з о т у р б и н н ы м д в и г а т е л е м (ГТД) называют двигатель, состоящий из воздушного компрессора, камеры сго­ рания и газовой турбины. Последняя служит для вращения компрессора, с помощью которого осуществляется повышение давления рабочего тела (воздуха), поступающего в камеру сго­ рания, а также для передачи избыточной механической энергии потребителю. Таким образом, газовая турбина является опре­ деляющим элементом ГТД.

Наибольшее применение газотурбинный двигатель получил в авиации для создания движущей силы летательного аппарата — тяги. Тяга авиационных ГТД возникает при истечении газов из сопла двигателя —путем так называемой п р я м о й ре а кции . Она может быть /получена также посредством н е п р я м о й р е а к ц и и при передаче механической энергии от газовой тур­ бины, например, на воздушный винт, который при своем враще­ нии отбрасывает назад большие массы воздуха; при этом воз­ никает противоположно направленная движущая сила — тяга винта.

Газотурбинный двигатель, у которого тяга образуется в ре­ зультате прямой реакции, называется турбореактивным двига­ телем (ТРД). Мощность турбины ТРД всегда равна мощности

У ТРД энергия избыточного давления газа за турбиной рас­ ходуется на его расширение и истечение с большой скоростью.

У газотурбинного двигателя, в котором тяга получается пу­ тем непрямой реакции, мощность газовой турбины /превосходит мощность компрессора и избыточная ее доля передается .потре­ бителю. Такими /потребителями энергии турбины могут быть воздушный винт, вентилятор или компрессор второго контура:

5

В соответствии с этим ГТД называется т у р б о в и н т о в ы м (ТВД), т у р б о в е н т и л я т о р н ы м (ТВлД), д в у х к о н т у р ­ ным т у р б о р е а к т и в н ы м двигателем (ДТРД).

Авиационный ГТД непрямой реакции имеет два движителя: в качестве первого служит основной контур двигателя, состоя­ щий из воздухозаборника, компрессора, камеры сгорания, тур­ бины и реактивного сопла; в качестве второго применяется либо воздушный винт (ТВД), либо второй контур двигателя, вклю­ чающий воздухозаборник, компрессор или вентилятор и реак-

ные) могут быть снабжены форсажными камерами, которые по­ зволяют существенно увеличивать взлетную и особенно полет­ ную гягу, причем тем больше, чем больше скорость полета.

Для форсирования тяги турбовинтовых двигателей использу­ ют впрыск воды в компрессор. Впрыск воды с успехом может применяться и у ТРД (ДТРД), однако он менее эффективен, чем дополнительное сжигание топлива за турбиной.

Приведенные на рнс. 1.1 ГТД могут рассматриваться как частные случаи двухконтурных газотурбинных двигателей. Эти двигатели различаются соотношением количества воздуха, про-

6

ходящего через второй и первый контуры, так называемой сте ­ пе нь ю д в у х к о н т у р н о с т и:

Св||

а также конструктивной схемой и принципом образования тяги во втором контуре. Если тяга самолетного или вертолетного винта создается в результате непосредственного сообщения от-

Рис. 1.2. Схема ТРД:

а — одновального; б — двухвального

брасываемым массам воздуха ускорения, то тяга второго кон­ тура ДТРД образуется в результате совершения термодинами­ ческого цикла, важнейшим .процессом которого является повы­ шение давления рабочего тела в компрессоре или вентиляторе. Работа этого цикла в конечном итоге попользуется для ускоре­ ния потока и, следовательно, создания тяги.

Степень двухконтурности у различных типов ГТД имеет сле­

= 200—700.

На рис. 1.2, 1.3 и 1.4 показаны типовые схемы современных авиационных ГТД.

7

»

^ ? г ^ 1

4

а — одновальный с раздельным выхлопом; 6 — двухвальный с раздельным вы­ хлопом; в — двухвальный с задним расположением вентилятора; г — двухваль­ ный с камерой смешения и форсажной камерой

Рис. 1.4. Схемы ТВД:

а — одновальный; б — двух­ вальный с однокаскадным ком­ прессором; в — двухвальный с двухкаскадным компрессором

8

§ 2. ПОНЯТИЕ ОБ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИКАХ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Э к с п л у а т а ц и о н н ы м и х а р а к т е р и с т и к а ми авиа­ ционных газотурбинных двигателей называют зависимости, по­ казывающие влияние условий эксплуатации на его основные па­ раметры: тягу, мощность, удельный и часовой расходы топлива.

К условиям эксплуатации относят: состояние наружной ат­ мосферы (давление, температуру, влажность воздуха), .пара­ метры полета (высоту и скорость движения самолета), програм­ му регулирования двигателя, определяющую выбранную зако­ номерность изменения регулируемых параметров в зависимости от положения регулирующих органов, особенности работы дви­ гателя на самолете.

Условия эксплуатации определяют р е ж и м работы двига­ теля. Последний оценивается режимными параметрами, к кото­

условия полета, состояние наружной атмосферы.

Эффективность двигателя определяется не только его основ­ ными параметрами, но и такими важнейшими эксплуатацион­ ными свойствами, как склонность к неустойчивой работе, уро­ вень производимого двигателем шума, степень надежности, ресурс двигателя.

Условия эксплуатации оказывают существенное влияние на надежность двигателя, вызывая механические нарушения и де­ формации газовоздушного тракта двигателя и его элементов (коробления, вмятины, коррозия, нагарообразованне, обледене­ ние), разрегулирование отдельных узлов. Это приводит к паде­ нию к. п. д узлов, вызывает ухудшение основных показателей двигателя, нарушает его тепловой режим.

ного расхода топлива и т. д.) от его режимных параметров (например, от числа оборотов ротора двигателя).

С к о р о с т н ы е и в ы с о т н ы е х а р а к т е р и с т и к и дви­ гателя показывают изменение основных его параметров в зави­ симости от условий полета (скорости и высоты) при заданной программе регулирования двигателя.

Иногда высотные и скоростные характеристики двигателя изображают в соответствии с конкретным профилем полета са­

9

молета. Такие характеристики весьма наглядны, так как они показывают, каким образом в полете производится согласова­ ние потребных тяг (мощностей) самолета и располагаемых тяг (мощностей) двигателя.

Дроссельные, высотные и скоростные характеристики двига­ теля должны учитывать возможные физические ограничения, возникающие в работе двигателя.

Ограничения обусловливаются: прочностью деталей (узлов);

появлением предельно допустимых температур газа; появлением неустойчивого режима работы; возникновением режимов газодинамического «запирания» га­

зовоздушного тракта; появлением режимов автоколебаний и вибраций.

К с п е ц и а л ь н ы м х а р а к т е р и с т и к а м двигателей относятся характеристики по уровню шума, по запасу устойчи­ вости, по эксплуатационной надежности, технико-экономические характеристики.

Методы получения характеристик двигателя

Характеристики двигателя получают экспериментальным пу­ тем— испытаниями двигателя на стенде или в полете на так называемых летающих лабораториях. Их также можно полу­ чить путем расчета (аналитически).

Обычные испытательные стенды, которыми снабжены авиа­ ционные серийные или ремонтные заводы, позволяют снять дрос­ сельные (стендовые) характеристики двигателя. Затем эти характеристики приводятся к стандартным атмосферным усло­ виям (/> = 760 мм рт. ст. и 7’=288°К при Мо=0 и Н = 0).

Для получения высотных и скоростных характеристик необ­ ходимо иметь специальные стенды с барокамерами, которые позволяют имитировать заданные условия полета, т. е. воспро­ изводить на входе в двигатель и выходе из него необходимые значения давления и температуры газа. Такие стенды представ­ ляют очень сложные, громоздкие и дорогостоящие устройства. Для приведения их в действие требуются затраты огромных энергетических мощностей, поэтому они устанавливаются только в научно-исследовательских и конструкторских организациях.

Наиболее доступным методом получения высотных и скоро­ стных характеристик двигателя является использование летаю­ щей лаборатории. Примером такой лаборатории является анг­ лийский самолет «Эштон», созданный на базе бомбардировщика «Вулкан» и снабженный четырьмя 'ГРД «Эвон». В качестве ле­ тающей лаборатории в США намереваются использовать сверх­ звуковой экспериментальный бомбардировщик В-70, рассчитан­ ный на полеты со скоростью, соответствующей числу М=3.

10