Динамическая составляющая тяги. Для ее определения вос пользуемся теоремой импульсов (уравнение Эйлера о количестве движения).
Уравнение Эйлера является следствием второго закона Нью тона:
Rx = ma = т(сс - V)/AT => Лд Ат = тТсс- mBV. |
(3.8) |
Изменение количества движения тела массой m за некоторое время Дт равно импульсу равнодействующей всех сил, действую
щих на тело за то же время.
Преобразуем выражение (3.8) |
|
|
R |
=— сс - — V =М с - M V |
(3.9) |
д |
Ат с Ат |
|
При допущении, что Мт= Мв |
|
|
|
Rn= Мъ{сс - V). |
(ЗЛО) |
Тяга ТРД |
|
|
|
R = MIcc- M 1>V+Fc{pc- p B). |
(3.11) |
При расчетном режиме работы PC (рс =рв) величина тяги, оп ределяемая как R = Ra = Mrcc- MbV, максимальна.
На режиме недорасширения (рс >ря) статическая составляю щая тяги Rci = (рс ~ PB)FC больше нуля, однако снижение Ra
из-за «недоразгона» потока ( Н ) превьппает величину R„. Следо вательно, тяга ТРД уменьшается вследствие более энергичного снижения Ra (i- R =4Д Ra+ Т 7?ст).
3.4.Основные параметры ТРД
1.Тяга R = (Мгсс - Мъ V) + Fc(pc - Рв)-
2. Удельная тяга (тяга, создаваемая 1 кг газа в 1 с) Rya =
=R / M , = ( c Q- V ) +- j - ( p c - p H). М.
При расчетном режиме работы PC (рс = р в) Луд = сс - V.
При V = 0, Луд = сс. С помощью Луд оценивают эффективность ТРД как тепловой машины, т.е. долю подведенной к воздуху в КС теп лоты, превращенной в тягу ТРД.
3. Удельный расход топлива (масса топлива в килограммах, расходуемая в ТРД для создания тяги в 1 Н в течение 1 ч) cR= MJR,
где Мт- часовой расход топлива в ТРД. С помощью CR оценивают экономичность ТРД.
4.Удельная масса двигателя («сухая» масса двигателя, прихо дящаяся на единицу создаваемой им тяги) /ида = Мда/Л. С помощью /Яда оценивают конструктивное совершенство ТРД.
5.Тяговооруженность ТРД (iOT= 1/ш^ = Л/Мда.
6.Удельная лобовая тяга ЛР = Л/Лда, где Fm - сечение ми деля. ЛР характеризует поперечные размеры двигателя и, следова
тельно, |
величину |
внешнего |
сопротивления его |
мотогондолы, |
а при |
размещении |
внутри |
фюзеляжа - внешнее сопротивле |
|
ние JIA. |
|
|
|
|
7. Удельный объем двигателя (характеризует |
совершенство |
|||
объемной компоновки двигателя) Фда = Vm/ Л . |
|
|||
8. Удельная объемная тяга Rv = 1 / Фдв = Л / Удв. Ry и тЗдв осо
бенно важно учитывать при проектировании подъемных двигате лей для самолетов с вертикальным взлетом и посадкой.
3.5. Области применения реактивных двигателей
Ограничения по скорости и высоте полета летательного аппа рата (JIA) с реактивным двигателем (рис. 3.5) связаны с возможно стью реактивных двигателей соответствующего типа создавать достаточную тягу, а также с аэродинамическими свойствами и конструкцией летательного аппарата.
Рис. 3.5. Области применения различных типов РД
Наименьшую скорость полета имеют вертолеты с ТВаД, за ними следуют самолеты с ТВД, имеющие ограничения скорости из-за использования в качестве движителя воздушного винта. У самолетов с двигателями прямой реакции (ТРД) ограничение скорости полета наступает из-за «вырождения» двигателя.
При увеличении высоты полета с уменьшением плотности воздуха р уменьшается скоростной напор q = рК2/2, а значит, пада ет подъемная сила ( ly = cy4 tfS ). Для осуществления горизон тального полета ЛА (7 = GJIA) на большей высоте необходимо уве-
личить скорость полета V |
- ^ — |
И р-1 vг22 |
\ |
|
|
-S = const |
|
||
|
Y =GЯК=СУ |
|
|
|
При больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях поле та (ГГ?) происходит значительный аэродинамический нагрев элементов конструкции ЛА и снижается прочность конструкцион ных материалов, а динамические нагрузки возрастают. Возникает необходимость ограничения скорости и высоты полета.
3.6. История развития авиационных ВРД
Газотурбинные двигатели (ГТД) во второй половине XX века стали доминирующими в военной и гражданской авиации, как обеспечившие значительно большие отношения тяги к массе
двигателя по сравнению с предшествовавшими поршневыми двигателями.
Применение газотурбинных двигателей позволило совершить качественный скачок в грузоподъемности авиации, высоте и ско рости полета, освоить сверхзвуковые полеты с числом Маха до 3,0-3,3.
Несмотря на то, что принципиальные схемы турбовинтовых и турбореактивных двигателей были предложены в ряде стран еще в первой четверти XX века, они могли быть реализованы как эф фективные и надежные двигатели лишь после Второй мировой войны как синтез достижений одновременно и в аэродинамиче ском совершенстве лопаточных машин, и в металлургии.
Речь идет о достаточных коэффициентах полезного действия Г) компрессоров и турбин и длительной термопрочности конст
рукционных материалов, допускающей достаточно высокий уро вень температуры газа перед турбиной.
Наиболее серьезными проблемами, которые пришлось пре одолевать всем конструкторам-первопроходцам при создании тур бореактивных двигателей, также были:
•организация устойчивого горения;
•вибропрочность лопаток компрессоров и турбин;
•помпаж компрессора;
•высокий удельный расход топлива;
•психологический фактор недоверия.
Создание турбореактивных двигателей различных схем нельзя приписать одному изобретателю или одной стране, их создание является результатом исследований и экспериментов, начатых почти одновременно в ряде развитых государств.
Не умаляя роли передовых промышленных стран, таких как Германия и Англия, в создании первых газотурбинных авиацион ных двигателей, следует отметить достойный вклад русских уче ных и инженеров в развитие авиационной газотурбинной техники.
Основополагающими теоретическими разработками в области реактивного движения и лопаточных машин были еще дореволю ционные труды И.В. Мещерского, Н.Е. Жуковского, К.Э. Циол ковского. К началу XX века относятся первые проекты ГТД
