книги / Эксплуатационные характеристики авиационных газотурбинных двигателей

турбокомпрессора, однако вызывает падение расхода воздуха, удельной и полной тяг и ухудшение экономичности работы дви­ гателя. При докритическом перепаде давлений в реактивном соп­

ле снижение Овх уменьшает перепад давлений на турбине. Вследствие этого повышается температура газа перед турби­

ной, возможен помпаж.

Ухудшение к. п. д. компрессора при я=еоп51 и /,к = соп51 приводит при Лр.с>Л1ф к снижению тяги и росту удельного ра­

схода топлива. При Лр.с<Якр температура Тз растет и тяга ТРД увеличивается. Если падение т)к* вызывает пропорциональ­ ный рост /,к, то в результате наблюдается увеличение Тз, /?уд,

/? II Суд.

Ухудшение смесеобразования в камере сгорания вызывает снижение полноты сгорания и как -следствие увеличение удель­ ного и часового расходов топлива. Режим же работы двигателя при этом не меняется, остается постоянной и тяга ТРД.

§ 2. РЕВЕРСИРОВАНИЕ ТЯГИ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Непрерывный рост максимальных скоростей полета пасса­ жирских и транспортных самолетов в той или иной степени при­ водит к росту посадочных скоростей. Это обстоятельство требу­ ет в целях повышения безопасности посадки осуществления кон­ структивных мероприятии по торможению движения самолета, позволяющих уменьшить дистанции подхода его к аэродрому, выдерживания перед посадкой и пробега по ВПП после призем­ ления.

Одним из таких мероприятий и является применение так на­ зываемых реверсоров тяги.

Р е в е р с о р о м т я г и называют устройство или механизм, с помощью которого двигатель развивает отрицательную тягу, т. е. тягу, направленную в сторону, противоположную направле­ нию движения самолета.

Кроме создания отрицательной тяги при торможении самоле­ та, реверсор позволяет обеспечить: выполнение захода на посад­ ку без снижения числа оборотов, что дает возможность при необ­ ходимости быстро восстановить положительную тягу для ухода на второй круг; аварийное гашение скорости в полете; повыше­ ние маневренности самолета при рулении на земле, а также в полете.

Принцип действия реверсора тяги основан на отклонении струи газов, вытекающих из двигателя.

Существует множество различных схем и конструкций ревер­ соров тяга, но все они могут 'быть сведены к двум «классиче­ ским» типам:

171

1. Когда отклонение потока газов осуществляется с помощью поворотных створок, установленных на выходе из реактивного сопла (реверсор «ковшового» типа).

2. Когда отклонение потока газов осуществляется с помощью створок и аэродинамических решеток, установленных между турбиной и реактивным соплом (рис. 7.4).

Наибольшее распространение получил второй тип реверсо­ ров тяги, как позволяющий получить большую величину отрица­ тельной тяги.

Реверсоры тяги позволяют при пробеге самолета создать от­ рицательную тягу, равную 40—50% от максимальной стендовой. Это сокращает дистанцию пробега самолета на 40—60%.

Вес серийных реверсоров тяги составляет около 10% веса двигателя.

Реверсоры тяги должны обеспечивать необходимое быстро­ действие— изменение направления тяги за 1—1,5 сек.

§ 3. РЕСУРС И НАДЕЖНОСТЬ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Эксплуатационные характеристики авиационных ГТД опре­ деляются не только экономическими параметрами, закономерно­ стями изменения тяги и расхода топлива по скорости и высоте полета, теплонапряженностыо деталей, характеризуемой темпе­ ратурой газа в «горячей» части двигателя, но также ресурсом и надежностью двигателя.

Под ре с урс ом, или с р о к о м с л у ж б ы понимают вре­ мя (в часах) работы (наработки) двигателя без дефектов при определенном соотношении между основными режимами работы двигателя: взлетным, номинальным и крейсерским. Ресурс — это

172

время наработки двигателя между двумя его капитальными ре­

монтами.

Ресурс двигателя устанавливается заводами (фирмами)-пос­ тавщиками, а также эксплуатирующими организациями (авиа­ компаниями .по эксплуатации самолетов). Последние в зависимо­ сти от конкретных условий эксплуатации на данной авиалинии изменяют ресурс, увеличивая или снижая его. Так, например, ес­ ли авиалиния проходит через тропические страны с тяжелыми условиями эксплуатации, то доля времени наработки на взлет­

ном режиме (т. е. более напряженном) из-за большого падения тяги при высоких температурах окружающего воздуха возраста­ ет по отношению к соответствующей наработке взлетного режи­ ма на других авиалиниях с более легкими условиями эксплуата­ ции. Следовательно, на тропических авиалиниях ресурс работы двигателя следует уменьшить. Чем больше беспосадочная даль­ ность полета самолета (т. е. меньше количество взлетов), тем больше устанавливаемый ресурс двигателя.

Ресурс работы газотурбинных двигателей определяется уста­ лостными явлениями в конструкции (в лопатках турбины и компрессора и т. д.), возникающими под действием знакопере­ менных и вибрационных нагрузок, а также износом узлов.

В течение последних лет гарантированные авиационными фирмами ресурсы авиационных ГТД резко возросли. Например, ресурс двигателей английской фирмы Роллс-Ройс составляет: «Эвон» — 4000 ч, «Дарт»— 5000 ч, «Тайн» — 3200 ч, «Конвэй» («Конуэй») — 7200 ч. Фирма Роллс-Ройс является своеобразным «держателем» мировых рекордов ресурса авиационных ГТД.

На рис. 7.5 приведены кривые увеличения ресурса упомяну­ тых выше четырех двигателей фирмы Роллс-Ройс по годам. Из рисунка следует, что установление ресурса в 2000 ч у совре­ менного авиационного ГТД происходит в течение 2—3 лет.

173

Увеличение ресурса авиационных двигателей является важ­ ным фактором, позволившим резко снизить амортизационные затраты авиадвигателей и в итоге повысить экономичность авиа­ перевозок.

Важной эксплуатационной характеристикой авиационных двигателей является их н а д е ж н о с т ь . Надежность авиацион­ ных ГТД определяется вероятностью их отказа в летной эксплу­ атации, например в полете. Она характеризуется количеством наработанных часов на одно досрочное снятие двигателя с само­ лета в эксплуатации (или на один отказ в полете) либо обратной величиной — количеством досрочно снятых двигателей (отказав­ ших в полете двигателей), приходящихся на 1000 ч их наработки.

Из хорошо зарекомендовавших себя в эксплуатации серий­ ных двигателей наименьшее число отказов зарегистрировано у ДТРД «Конвэй» КСо-12 (0,04 отказа в полете, которые прихо­ дятся на 1000 ч эксплуатации).

гл а в а О ХАРАКТЕРИСТИКИ АВИАЦИОННЫХ

®ГТД ПО УРОВНЮ ШУМА

Уменьшение шума современных авиационных газотурбинных двигателей является одной из серьезных проблем гражданской авиации.

Массовое развитие воздушного транспорта, увеличение мощ­ ности силовых установок современных летательных аппаратов приводит к тому, что резко увеличивается число лиц, страдаю­ щих от шума. Воздействию его подвергаются не только экипаж и пассажиры самолетов на земле и в воздухе, но и обслуживаю­ щий персонал в зоне аэропортов, а самое главное — население близлежащих районов.

Шум препятствует нормальной трудовой деятельности чело­ века, вызывает преждевременную утомляемость, снижает произ­ водительность труда, нарушает нормальный отдых человека, мо­ жет привести к различным нервным заболеваниям.

Проблема борьбы с авиационным шумом становится настоль­ ко острой, что правительства различных стран вынуждены вво­ дить специальные жесткие ограничения эксплуатации самолетов по времени и направлению полетов, допустимому уровню шума, штрафовать авиационные компании, которые превышают допу­ стимые его нормы.

174

В табл. 4 приведены уровни силы звука различных шумов (в децибелах).

Т а б л и ц а 4

Уровни силы звука различных шумов

новным из них является струя газов, истекающая из реактивного сопла. Смешиваясь с окружающей средой, она создает интенсив­ ные турбулентные пульсации, а при сверхкритическом истече­ нии — систему скачков которые являются мощными генерато­ рами шума.

На режимах взлета и набора высоты самолета перепады дав­ ления в реактивном сопле, как правило, недостаточны для воз­ никновения сильных скачков уплотнения. Поэтому на взлете уровень шума вытекающей струи в основном определяется тур­ булентными пульсациями. На крейсерском режиме полета ин­ тенсивный шум может порождаться скачками уплотнения и тур­ булентными пульсациями. Возникающие вихреобразования, в которых кинетическая энергия струи рассеивается, переходя в тепло, порождают колебания давления; последние и являются источниками шума.

Турбулентное смешение струи с окружающей средой охваты-

1 При неполном расширении газа, например, в суживающемся сопле.

173

вает область, осевая длина которой равна 15—25 диаметрам сопла. В этой области и генерируется практически весь шум струи, истекающей из двигателя (рис. 8.1).

Другим мощным источником шума является вращающийся компрессор, а также акустическое взаимодействие струй, обтека­ ющих лопатки ротора и статора. Вокруг каждой лопатки возни­ кает поле давлений. Если окружная скорость лопаток велика, то поля давлений будут переходить через входное устройство ком­ прессора в свободное пространство в виде волны с возрастаю­ щей интенсивностью.

Рис. 8.1. Схема свободной турбулентной струи

Уровень шума компрессора (вентилятора) обычно ниже уровня шума вытекающей из двигателя струи, однако он харак­ теризуется высокочастотными колебаниями давления, «свистом», который оказывает наиболее неприятное физиологическое воз­ действие на человека.

Источником шума в турбовинтовом двигателе является так­ же вращающийся воздушный винт. При этом возникают так на­ зываемый в и х р е в о й шум, вызываемый периодически срыва­ ющимися вихрями с лопасти винта, и шум в р а ще н и я , гене­ рируемый пульсациями давления и скорости вблизи ометаемой винтом плоскости. Эти пульсации связаны с вытеснением возду­ ха лопастями и образованием перепада давления по обе сторо­ ны лопасти. Уровень шума воздушного винта тем больше, чем больше число М на конце лопасти, меньше число лопастей винта, больше подводимая мощность к винту.

При нормальной работе ГТД шум возникает, кроме того, в турбине, а также в камере сгорания из-за нерегулярного тур­ булентного горения. Однако он обычно маскируется шумом вы­ текающей струи.

При доводке и испытании форсажных камер, а также при их эксплуатации в некоторых случаях возникает особый вид пульсационного горения — так называемое «резонансное» горение. Последнее сопровождается резким звуком, «визгом», напомина­ ющим органную трубу.

176

§2. ОЦЕНКА УРОВНЯ ШУМА ВЫТЕКАЮЩЕЙ СТРУИ

Всоответствии с экспериментально проверенной теорией Лайтхилла акустическая мощность шума вытекающей дозвуко­ вой свободной турбулентной струи определяется по формуле

к— коэффициент пропорциональности, определяемый экспериментально.

Мощность шума в основном определяется скоростью истече­ ния газа и пропорциональна ее величине в восьмой степени.

В технике в качестве основной характеристики шума исполь­ зуют параметр уровня его силы

где / — сила звука шума на поверхности полусферы радиуса г,

вцентре которой находится источник шума,

/о — сила звука на пороге слышимости.

Уровень шума в зависимости от скорости истечения газа гра­ фически изображается логарифмической кривой

Зависимость уровня шума некоторых современных двигате­ лей с тягой К ~ 5000 кГ от скорости истечения газа из сопла по­ казана на рис. 8.2.

Возможные отличия в плотности и температуре вытекающей струи при заданной скорости истечения дают колебания шума

177

Реакция человека на шум зависит ие только от его физиче­ ского уровня, определяемого звуковым давлением в децибелах, а и от целого ряда факторов, в трм числе от частотной характе­ ристики (спектра) шума, продолжительности его, монотонности или ударности действия и т. д.

В результате проведения специальных экспериментов с учас­ тием большого количества людей в настоящее время введен ло­

ма)

вый способ оценки шумности с помощью ной за — единицы вос­ принимаемого шума, обозначаемой РМ * децибел. Один нойз равен шумности октавной полосы 600—1200 ** гц произвольного шума при уровне звукового давления в 40 дб.

Изменение частотности шума приводит к изменению уровня воспринимаемого шума. На рис. 8.3 представлена зависимость шумности в нопзах от уровня звукового давления в октаве. Чем выше частотность шума, тем больше воспринимаемый уровень шума в нойзах.

На рис. 8.4 приведен спектр шума, .полученный на земле, от пролетающего на высоте 800 м самолета ОС-8. В том случае когда самолет снабжен одноконтурными ТРД ЛЗС-6, его общий

*РN — регсеп'ес! по15е — воспринимаемый шум.

**Полоса наибольшей чувствительности уха.

178

соответственно равны 104 дб и Ц4,5 РN дб.

Рис. 8.4. Спектр шума самолета ОС-8 с одноконтурным и двухконтурным двигателями

Обработка экспериментальных данных показывает, что уро­ вень воспринимаемого шума струи, как правило, на 8—10 дб превышает уровень звукового давления.

§ 3. МЕТОДЫ СНИЖЕНИЯ УРОВНЯ ШУМА

Существуют различные методы снижения уровня шума. К ним относятся:

применение специальных шумоглушителей реактивной струи, в том числе эжекторного типа; рациональное расположение двигателей на самолете;

применение ДТРД — двигателей с пониженной скоростью вы­ текающей струи; применение акустических решеток (барьеров) в воздухозаборниках двигателей или самолетов; рациональный выбор профиля взлета самолета.

Применение шумоглушителей'реактивной струи

Принцип устройства шумоглушителей основан на дроблении одной мощной струи, выходящей из двигателя, на множество мелких струй. Акустическая интерференция (взаимодействие) между зонами смешения раздробленных струй приводит к сни­ жению их суммарного уровня шума.

Шумоглушители (шумоглушащие сопла) имеют различную геометрическую конфигурацию и конструкцию — трубчатую, ле­ пестковую, лепестковую с центральным телом, гофрированное сопло, сопло с эжектором и т. д. (рис. 8.5). Такими шумоглушн-

1 Определенный по интегральной мощности шума для всего частотного спектра.

180