CC BY
54
УДК 621.431.75(075)
ЗАВИСИМОСТЬ ПОТРЕБНОЙ ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗА ПЕРЕД ТУРБИНОЙ НА КРЕЙСЕРСКОМ РЕЖИМЕ ДЛИТЕЛЬНОГО ПОЛЁТА ОТ СТЕПЕНИ
ДВУХКОНТУРНОСТИ
© 2012 В. Н. Рыбаков
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)
Рассмотрена зависимость потребной температуры газа перед турбиной на крейсерском режиме длительного полёта от степени двухконтурности. Показано, что с увеличением степени двухконтурности потребная температура газа перед турбиной возрастает. Это объясняется увеличением доли тепла (от тепла, внесенного в двигатель с топливом), затраченной на преодоление гидравлических потерь в наружном контуре.
Температура газа, крейсерский режим длительного полёта, степень двухконтурности, коэффициент гидравлических потерь.
При разработке двигателя потребная взлётная тяга определяется массой самолёта, числом двигателей, типом аэродрома и длиной взлётно-посадочной полосы на нём. Потребная крейсерская тяга двигателя для горизонтального установившегося полёта самолёта зависит от числа двигателей, аэродинамического качества самолёта и его массы. Как показано в работе ЦИАМ [1], потребная тяга на крейсерском режиме длительного полёта составляет
Ркр=(0,14...0,2)Р0. Величина этой тяги, как показали результаты расчётов, для ТРДД с различной степенью двухконтурности обеспечивается при существенно
неодинаковой температуре газа перед турбин°й г;кр.
На рис. 1 и 2 показаны рассчитанные дроссельные характеристики Р = f (Т*) для
условий длительного крейсерского полёта (Н=11км, Мп=0,8) трёх двигателей, которые на взлётном режиме имеют одинаковые значения тяги Р0=100 кН, температуры Т-тах = 1800 К и степени повышения
давления 0 = 35 , но отличаются по
степени двухконтурности: т0=0; 8 и 16. (Одинаковая тяга на взлётном режиме Р0=100 кН с повышением степени крейсерская тяга Ркр=16 кН обеспечивается двухконтурности обеспечивается за счёт на рассматриваемых двигателях при увеличения расхода воздуха Gвz0). Т* = 1280 , 1550 и 1670 К. Этим
температурам в земных условиях соответствует следующая доля тяги Р от её взлётной величины: Р = Р/Р0 = 0,39; 0,68 и 199
— р =0,82
г — и,ио
1200 1400 1600 т*
1 г -
Рис. 1. Дроссельные характеристики ТРД(Д) в земных условиях Н=0, Мп=0 с различной степенью двухконтурности: то=0 (-);то=8 (---);то=16 (---)
1200 1400 1600
Рис. 2. Дроссельные характеристики ТРД(Д) в условиях длительного крейсерского полёта (Н=11км, Мп=0,8) с различной степенью двухконтурности: т0=0 (-);т0=8 (---);т0=16 (---)
Из результатов расчёта следует, что
0,82. Именно этой долей тяги (т.е. в условиях Н=0, Мп=0) определяется, как известно, режим работы двигателя.
Таким образом, на двигателях с одинаковой взлётной тягой и существенно разной степенью двухконтурности одна и та же величина тяги в условиях длительного крейсерского полёта обеспечивается по существу на разных режимах: от
крейсерского режима Р ~ 0,4 при т0=0 до максимального продолжительного режима Р = 0,82 при то=16.
Объяснение этой весьма важной (для проектирования и эксплуатации ТРДД) закономерности изменения температуры газа на крейсерском режиме длительного полёта в зависимости от степени двухконтурности т0 заключается в том, что с увеличением т0 снижается коэффициент гидравлических потерь. В теории двигателей введено понятие - минимальная температура газа перед турбиной Т*шт [2] . Это величина, при
которой работа цикла, а, следовательно, и удельная тяга проектируемого ТРД, обращается в нуль вследствие того, что всё подведённое тепло затрачивается на преодоление гидравлических потерь (коэффициент Пя=0). Для ТРДД с увеличением т0 величина Т*шт повышается,
так как подведенное тепло затрачивается на преодоление гидравлических потерь не только во внутреннем, но и в наружном контуре. Другими словами, коэффициент гидравлических потерь в наружном контуре
VЧ21
= 1 - ^ (1 -щ)--(1 -щ)
L.
т
зависимости
от
т *
по
температуры дроссельной характеристике выполненного двигателя заметно сложнее, особенно на малых режимах и особенно для двигателей с большой степенью двухконтурности, тем не менее именно этой причиной (снижением коэффициента гидравлических потерь п-п до нуля и, как следствие, разной крутизной
ГТ1*
протекания тяги по температуре Т г для ТРДД с разными т0) объясняется закономерность протекания функции
г кр
= I (т ) (рис. 3).
Рис. 3. Зависимость отношения температур
Л7-Г* / Л7"Т* N
Тгщ> / Тгшах от степени двухконтурности т при Ркр = 0,16
Результаты расчёта зависимости Руд = I (Т*) для указанных выше трёх
двигателей (т0=0; 8 и 16) для земных (Н=0, Мп=0 и Н=0, Мп=0,8) и высотных (Н=11км, Мп=0,8) условий приведены на рис. 4,а, 5,а и 6,а. На рис. 4,б, 5,б и 6,б приведены те же зависимости для относительной удельной тяги (по отношению к её значению на максимальном режиме).
Р,.„.кН-с/кг
уд
с увеличением т обращается в нуль при более высоком значении Т*шт . Соответственно увеличивается крутизна протекания удельной тяги Руд = I (2*) .
Хотя изменение параметров в
ТГ,К
ТГ,К
Рис. 4. Зависимость удельной тяги ТР(Д)Д (а) и её относительного значения (б) от температуры Т* в земных (Н=0, Мп=0) условиях: то=0 (-);то=8 (---);т0=16 (---)
Р, ,,кН с/кг
0,8
0,4
1200
1400
а)
1600
Т К
уд
0.8
0,4
/ -/ /
/ - / ✓ /
s' / /
/
1200
1400
б)
1600
т к
Рис. 5. Зависимость удельной тяги ТР(Д)Д (а) и её относительного значения (б) от температуры Т* в условиях Н=0, Мп=0,8: т0=0 (-);т0=8 (---);т0=16 (---)
уд
0,8
0,4
,кНс/кг
._— — ----
1200
1400
1600
1200 1400 _ 1600 т* у-
Оj 1 г - 14
Рис. 6. Зависимость удельной тяги ТР(Д)Д (а) и её относительного значения (б) от температуры Т* в условиях длительного крейсерского полета (Н=11км, Мп=0,8):
mo=0 (-);mo=8 (---);mo=16 (---)
Из рис. 5,б следует, что с увеличением степени двухконтурности от 8 до 16 минимальная температура T*min, при которой тяга обращается в нуль,
увеличивается от 1290 до 1490 К. Такое значительное увеличение минимальной температуры (снижение коэффициента гидравлических потерь щг11 до нуля) объясняется уменьшением работы цикла Le, которая на выполненном двигателе при снижении режима уменьшается не только
ГТ1*
вследствие снижения Тг , но и вследствие
снижения n*s . Соответственно
увеличивается температура на крейсерском режиме длительной работы, как уже было показано, от 1550 до 1670 К. По результатам этих расчётов был построен рис. 3.
Таким образом, с увеличением степени двухконтурности m0 повышается величина температуры газа перед турбиной на крейсерском режиме длительного полёта Т* из условия обеспечения потребной тяги,
что объясняется увеличением доли тепла (от тепла, внесённого в двигатель с топливом), затраченной на преодоление гидравлических потерь в наружном контуре при снижении режима, и, соответственно, увеличением крутизны протекания дроссельной
характеристики P = f (t*) .
Работа выполнена при финансовой поддержке Правительства Российской Федерации (Минобрнауки) на основании постановления Правительства РФ №218 от 09.04.2010.
Библиографический список
1. Шляхтенко, С.М. Теория двух-контурных турбореактивных двигателей [Текст] / В.П. Деменчонок и др.; Под ред. С.М. Шляхтенко, В.А. Сосунова. М.: Машиностроение, 1979. - 432 с.
2. Кулагин, В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок [Текст]: Учебник. 2-ое изд. Основы теории ГТД. Рабочий процесс и термогазодинамический анализ. (Кн.1). Основы теории ГТД. Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики (Кн.2). М.: Машиностроение, 2003. - 615 с.
DEPENDENCE OF REQUIRED TURBINE INLET TEMPERATURE AT CRUISE MODE
OF LONG-TERM FLIGHT ON BYPASS RATIO
© 2012 V. N. Rybakov
Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolov (National Research University)
The relation between turbine inlet temperature at flight cruise mode (at specified thrust value) and the bypass ratio is described. It is proved that the increase of the bypass ratio leads to increase of gas temperature value.
Turbine inlet temperature, cruise mode of long-term flight, bypass ratio, hydrodynamic loss coefficient.
Информация об авторе
Рыбаков Виктор Николаевич, аспирант, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: rybakov@ssau.ru. Область научных интересов: теория газотурбинных двигателей, оптимизация параметров рабочего процесса ГТД, начальный уровень проектирования ГТД, математическое моделирование.
Rybakov Viktor Nikolaevich, post-graduate student, Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University). E-mail: rybakov@ssau.ru. Area of research: gas turbine engines theory, gas turbine engines parameters optimization, initial level of gas turbine engine design, mathematical simulation.
