TRiP111

1.Параметры и характеристики самолёта, определяющие требования к его двигателю (гражданский самолёт).

Целью пассажирского самолёта является максимальное осуществление взлёта на минимальной тяге. Уменьшение тяги при взлёте позволяет снизить уровень потраченного топлива и совершать более длительные перелётыДля установившегося полёта, проходящего на крейсерском режиме, справедливы два положения, основанные на законах механики:Подъёмная сила = вес и сопротивление = тяга двигателей

Подъемная сила определяется весом летательного аппарата, объёмом топлива и массой полезного груза. Сопротивление, показатель которого мы пытаемся минимизировать, должно быть согласовано с двигателями, сжигающими топливо.

Результаты, полученные по проведению полёта на высоте 35 000 футов, выявили отношение подъёмной силы к сопротивлению L / D. Показатель, при каждом числе Маха стремится к максимуму, до тех пор, пока дальнейшее увеличение коэффициента подъёмной силы не приведёт к его падению. Это падение вызвано срывом пограничного слоя с тыльной части крыла. Наблюдается постепенное снижение максимального значения показателя L / D до числа Маха М = 0.86, после которого происходит резкое падение показателя L / D и числа Маха. Это объяснятся тем, что сильные волновые явления и удары вызывают отделение пограничных слоёв верх по потоку.

Чтобы согласовать работоспособность самолёта с величиной CL, необходимо либо уменьшить скорость полёта либо уменьшить плотность воздуха, совершая полёт на большей высоте. Большие воздушные лайнеры обычно выполняют крейсерский полёт на высоте 31 000 футов, а затем увеличивают свою высоту, чтобы поддерживать значение коэффициента CL в пределах величины оптимального значения показателя L / D, поскольку топливо сжигается более полно и наблюдается уменьшение веса летательного аппарата. Они непрерывно увеличивали бы свою высоту, но при обычном увеличении высоты увеличивается дальность полёта.

2.Создание тяги в реактивном двигателе

Создание тяги - это простое следствие из законов движения Ньютона, применённое к установившемуся потоку. Тяга, требуемая для сообщения реактивному самолёту импульса, создается из того, что на выходе из двигателя поток имеет большую кинетическую энергию, чем на входе. Увеличение энергии в реактивном двигателе предполагает подвод энергии от горения топлива.

При расчёте тяги, рассматривается поток импульса перпендикулярный контрольной поверхности вокруг двигателя; давление по контрольной поверхности принято постоянным и оно не создаёт никакой силы. Рассматриваем импульс, совокупно перемещающийся с двигателем, следовательно, воздух, вошедший в контрольную поверхность, движется со скоростью полёта V. Большая часть воздуха, проходящая через контрольную поверхность, идёт вокруг двигателя, и только малая его часть попадает в двигатель. Рассматривая потоки, проходящие через контрольную поверхность и через весь двигатель, для каждого из них можно записать уравнение: Поток импульса на входе

6. Влияние степени двухконтурности ТРДД на удельное потребление топлива

Сравнивание удельных расходов топлива для «голого» и «установленного» двигателей изображено на рисунке 7.4. При увеличении степени двухконтурности от 6 до 10 произойдёт сокращение удельного расхода топлива на 2.0 %. Выгоды от увеличенной степени двухконтурности на тягу нетто будут также незначительны. При создании двигателя с более высокой степенью двухконтурности повысятся масса двигателя и габариты мотогондолы, которая также станет более тяжелой; такие увеличения в весе повлекут уменьшение полезной нагрузки и сокращение дальности полёта.

Нельзя забывать о том, что целью изготовителя является не создание наиболее эффективного двигателя, а увеличение дальности полёта летательного аппарата. Так как вес двигателя, несомненно, увеличивается, те же самые крылья способны поднять меньшее количество полезного груза, что существенно понижает доход. Во-вторых, для данных крыльев тяга – пропорциональна подъёмной силе, а малейшей увеличение в весе двигателя ведет к столь же малым, по величине, увеличениям тяги и расхода топлива. В- третьих, при увеличении степени двухконтурности увеличиваются габариты двигателя, что приводит к иным воздействиям на летательный аппарат; крылья должны располагаться намного выше поверхности земли, а их аэродинамическим характеристикам вредят подвешенные крупногабаритные двигатели. При креплении крыльев к фюзеляжу летательного аппарата на большой высоте от поверхности земли возникает новая проблема с увеличением стойки шасси, решение которой является тяжёлым, и позволит осуществлять посадку пассажиров только в специализированных аэропортах. На рисунке 7.4 представлен график функции изменения удельного расхода

топлива от степени двухконтурности (пустой и загруженный двигатели). Условия для построения графика взяты из графика, изображённого на рисунке 7.3, при условии, что:

sfcУСТАНОВЛЕННЫЙ 1.04 0.01 bpr 1 sfcГОЛЫЙ .

Рисунок 7.4. График функции изменения удельного расхода топлива от степени двухконтурности («голый» и «установленный двигатели»).

9.Выбор тяги двигателя для гражданского самолёта

Самолёт должен как можно быстрее занять высоту крейсерского полёта и для этого имеются все эксплуатационные предпосылки. Так что скороподъёмности тоже уделяется большое внимание. Минимальная высота крейсерского режима оценивается по достижению скороподъемности 1.5 м/сек. Если самолёт поднимается под углом θ к поверхности земли, тогда легко найти подъёмную силу L (которая является перпендикуляром к направлению полёта): L w cos . где w - вес самолёта. Различие между тягой и сопротивлением равно компоненте веса в направлении полёта, то есть:

очень мала. Крейсерский режим при числе Маха M = 0.85 соответствует скорости 257 м/сек. При скорости подъёма 1.5 м/сек величина угла θ составляет 0.33º, отсюда следует, что cos θ ≈ 1, и разумным было бы взять приближённое значение взлётного веса весу летательного аппарата. Следовательно: FN / w D / w sin 1/(L / D) sin

.Требование о низком расходе топлива должно соответствовать условиям крейсерского режима, но двигатель должен иметь способность воспроизведения дополнительной тяги, чтобы позволить самолёту подняться выше, если это необходимо, и в условиях проекта обычно эти требования оговорены.

13 Задание характеристик вентилятора.

Компрессор низкого давления ТРДД или его часть, повышающие давление воздуха, который поступает одновременно в наружный и внутренний контуры.

Вентилятор, обеспечивает повышение давления перед компрессором, является одним из основных узлов газотурбинного двигателя. Техническое совершенство вентилятора, значительной степени определяет качество и эффективность двигателя и силовой установки в целом, а следовательно, и безопасность полета летательного аппарата. В связи с этим к вентиляторам авиационных ГТД предъявляются высокие требования. При необходимых степени повышения давления Пк и расходе воздуха G основными требованиями являются:

-минимальные габаритные размеры и масса;

-высокий КПД;

-достаточные запасы газодинамической устойчивости на всех режимах эксплуатации;

- высокая надежность и живучесть в эксплуатационных условиях в течение ресурса;

-технологичность;

-противопожарная безопасность;

-минимальное влияние на окружающую среду;

- удобство контроля технического состояния

Из всех перечисленных требование обеспечения минимальных габаритных размеров и массы является характерным для любых систем летательного аппарата в том числе для его силовой установки и двигателя непосредственно.

Вентиляторы современных ТРДД и ТРДДФ, имеющих низкую степень двухконтурности и степень сжатия Пк=2,0-5,0, выполняют многоступенчатыми(Zв=2-5). А вентиляторы ТРДД с высокой и сверхвысокой степенью двухконтурностиодноступенчатыми.

На валу вентилятора во внутреннем контуре часто устанавливаются дополнительные ступени, называемыми подпорными или бустерными. Они предназначены для увеличения расхода воздуха через внутренний контур и повышения мощности газогенератора.

14. Компрессор газогенератора (компрессор ВД). Характеристики.

Рисунок 11.5. Характеристика современного компрессора.На рисунке 11.5 представлена характеристика современного компрессора, выражающая зависимость степени

изоэнтропической эффективности от массового расхода m , вдоль линии безразмерной постоянной угловой скорости, исходя из параметров на входе в

центральный компрессор: m23 m CP T023

A P023

массовый расход выражается как процентное соотношение к расчётным данным. Максимальная отношение давлений для этого компрессора равна 5, значит, он подходит для трёхвального двухконтурного двигателя. Отношение давлений равная 6 представляет собой верхний предел, который может быть достигнут без регулирования статоров, причина этого будет рассмотрена ниже в этом разделе. Регулируемые статоры настраиваются так, что скорость в компрессоре падает, статоры нескольких передних рядов поворачиваются вдоль тангенциального направления потока, таким образом уменьшая угол атаки.

15. Статические и заторможенные параметры.

Термодинамический цикл теплового двигателя принято изображать идущим по часовой стрелке, и в технической литературе он обычно отображается в термодинамических или в статических (р, Т) параметрах, либо в полных ("заторможенных" - р*, Т*) параметрах. Статические параметры относятся к параметрам движущегося газа, а полные - к параметрам адиабатически заторможенного газа, имеющего скорость СА. В соответствии с уравнением энергии полная температура в точке А потока ТА* и его статическая температура ТА связаны уравнением: ТА* = ТА + СА2/2Ср.

Аналогично, давление выражается формулой рА*= рА(ТА*/ТА)к/к-1,

где для воздуха Ср приблизительно равно 1005 Дж/кг·К. Использование статических параметров соответствует физической картине течения, а использование параметров заторможенного потока достаточно условно, но позволяет представить на T - S диаграмме потери полного давления в узлах ГТД, что связано с ростом энтропии в этих узлах. Цикл ГТД традиционной схемы (с забором воздуха из атмосферы и выхлопом туда же) может быть назван замкнутым условно, учитывая, что параметры самой атмосферы вне двигателя достаточно постоянны.

Диаграмма is рабочего процесса основного контура ГТД: о - статические параметры; • -

полные параметры