Расчёт и построение дроссельной характеристики ТРДД по результатам испытаний. Оценка параметров ТРДД на соответствие ТУ

Характеристики ТРДД без смешения и со смешением потоков контуров при равных значениях степени двухконтурности почти не различаются между собой. Поэтому в последующем изложении, если нет оговорок, под аббревиатурой ТРДД будут подразумеваться как ТРДД, так и ТРДДсм.

Согласно определению, скоростной характеристикой ТРДД называется зависимость тяги Р и удельного расхода топлива С_уд от скорости полета на заданной высоте полета при принятой программе управления.

Тяга равна произведению расхода воздуха G_вS и удельной тяги Р_уд, т.е. Р = G_вSР_уд. Рассмотрим последовательно влияние на величины G_вS и Р_уд, а следовательно, и на тягу Р, скорости полета V (и соответственно числа М полета – М_Н) на заданной высоте полета.

Зависимость расхода воздуха от скорости (числа М) полета определяется из соотношения

G_вS = m_вq(l_в)F_в.                                (4.5)

Условия полета оказывают влияние на G_вS через давление и температуру воздуха на входе в двигатель, причем  и . Величина q(l_в) при этом изменяется в соответствии с изменением приведенной частоты вращения вентилятора ТРДД, поскольку q(l_в) = f (n_в.пр), и определяется по рабочей линии на характеристике вентилятора.

На изменение G_вS по скорости полета влияют расчетные значения  и m₀, а также характер их зависимостей от М_Н. Уравнение расхода для ТРДД в форме G_вS = G_вI (1 m), учитывая, что

G_вI = const ,                                        (4.6)

можно привести к виду

G_вS = const (1 m) .                                 (4.7)

Если принимать ≈const, то из формул (4.6) и (4.7) видно, что расход воздуха через внутренний контур ТРДД G_вI пропорционален давлению = = s_вх , а расход воздуха через наружный контур G_вII пропорционален (1 m) , а следовательно, на него, помимо , влияет изменение степени двухконтурности m.

Расход воздуха через внутренний контур ТРДД G_вI при возрастании скорости полета V (и соответственно числа М полета) как и у ТРД увеличивается медленнее, чем повышается давление  на входе в двигатель. Это объясняется уменьшением  с ростом температуры , поскольку при ≈ const

G_вI ≈ const =const .                              (4.8)

Чем более высокое расчетное значение  имеет двигатель, тем интенсивнее снижается  при увеличении , а это замедляет темп возрастания по скорости полета давления , а следовательно, и G_вI.

Расход воздуха через наружный контур ТРДД G_вII вследствие увеличения степени двухконтурности m (рис. 4.11 б) увеличивается с ростом скорости полета быстрее, чем расход воздуха через внутренний контур G_вI, что в соответствии с (4.7) приводит (при одинаковых параметрах рабочего процесса) к более интенсивному увеличению G_вS у двухконтурных двигателей по сравнению с одноконтурными, у которых m = 0.

На рис. 4.12 представлены зависимости = /  от числа М полета для ТРД (m₀ = 0) и для ТРДД, имеющих m₀ = 1,0; 2,0; 4,0 при одинаковых параметрах рабочего процесса ( = 24; = 1500 К) для высот полета Н = 0 и

Н = 11 км. Видно, что темп возрастания G_вS по М_Н повышается с увеличением m₀.

На рис. 4.13 показано влияние на характер изменения G_вS расчетного значения суммарной степени повышения давления воздуха в компрессоре  у ТРДД для значений , равных 15 и 30, при m₀ = 4,0. С ростом , как и у ТРД, интенсивность роста G_вS по М_Н замедляется, что вызвано более значительным снижением у них q(l_в) с ростом  и с уменьшением .

Зависимость удельной тяги ТРДД от скорости полета будем рассматривать для простоты при равенстве скоростей истечения газа из сопел кон туров,

т.е. при условии = . Это качественно приемлемо для ТРДД с раздельными контурами (из-за малого различия у них величин  и ). Тогда удельная тяга для всех ГТД прямой реакции будет определяться по одной и той же формуле:

Р_уд = с_с – V.                                              (4.9)

Различие в схемах двигателей и режимах их работы будет влиять на Р_уд только через скорость истечения с_с из реактивного сопла. Скорости с_с зависят от располагаемой степени понижения давления в реактивном сопле p_с.расп и температуры газа перед соплом . У ТРДД значения скоростей истечения и удельных тяг при заданных параметрах рабочего процесса зависят от степени двухконтурности двигателя m. При увеличении m уменьшаются давление и температура перед соплами, а это приводит к снижению с_с и Р_уд.

Таблица 4.1

№ п/п	Тип ГТД		, К	m0	Руд=сс,	Суд,
1	ТРД	20	1500	0	900	0,09
2	ТРДД	20	1400	2,0	700	0,072
3	ТРДД	24	1500	4,0	500	0,056
4	ТРДД	28	1600	6,0	300	0,035

Порядок величин удельных тяг и удельных расходов топлива для основных типов ГТД прямой реакции в стендовых условиях (в данном случае Р_уд=с_с) на режиме «М» при характерных параметрах рабочего процесса указан в табл. 4.1. Снижение скорости истечения выгодно с точки зрения уменьшения удельного расхода топлива, но оно ведет к снижению удельных тяг и к их более интенсивному падению при увеличении числа М полета.

Удельная тяга с ростом М_Н падает тем интенсивнее, чем меньшую скорость истечения с_со имеет двигатель в стендовых условиях. Качественный характер зависимостей Р_уд от М_Н для ГТД прямой реакции различных типов, приведенных в табл. 4.1, показан на рис. 4.14 а. На рис. 4.14 б дано относительное протекание  от М_Н. За исходный для сравнения относительного протекания скоростных характеристик двигателей принят режим полета на высоте 11км с М_Н = 0,5.

Как видно, во всех случаях удельная тяга тем ниже и падает тем быстрее, чем меньшую скорость истечения в стендовых условиях имеет двигатель. Заштрихованная область на рис. 4.14 б относится к двухконтурным двигателям, причем ее нижняя граница соответствует ТРДД с высокими расчетными значениями m₀ и , а верхняя граница относится к малым расчетным значениям этих величин.

Зависимость тяги двигателя от М_Н для ТРД и ТРДД, имеющих различные m₀, для высоты Н = 11 км представлены на рис. 4.15. Как видно, у двигателей с высокими скоростями истечения газа из сопла возрастание расхода воздуха с ростом М_Н преобладает над снижением удельной тяги, и тяга двигателя с увеличением М_Н возрастает. Для ТРД характерно наличие в зависимости тяги от числа М полета трех участков: снижения тяги (из-за преобладающего влияния уменьшения Р_уд), затем ее увеличения (где рост G_вS превышает падение Р_уд) и резкого падения тяги вплоть до «вырождения» двигателя (в области больших сверхзвуковых скоростей полета).

Видно также влияние на скоростные характеристики ТРДД расчетной

степени двухконтурности. При малых степенях двухконтурности характер

зависимости Р от М_Н является качественно таким же, как у ТРД (при m₀ = 0), но с увеличением m₀ преимущественную роль начинает играть снижение Р_уд с ростом М_Н. При высоких степенях двухконтурности, несмотря на значительное повышение G_вS с увеличением М_Н (рис. 4.12), тяга все время снижается, вначале круто, затем более полого и снова круто (рис. 4.15).

Удельный расход топлива для ТРДД определяется из соотношения 

С_уд = .                                     (4.10)

Как видно, он зависит от характера изменения удельной тяги Р_уд, степени двухконтурности m₀ и количества подводимой теплоты на 1 кг воздуха в газогенераторном контуре Q. С ростом М_Н подводимая теплота Q уменьшается, а степень двухконтурности m возрастает, что благоприятно сказывается на C_уд. Но определяющую роль в зависимости C_уд от М_Н играет изменение Р_уд.

Из-за падения Р_уд при увеличении М_Н удельный расход топлива повышается. Это свойственно всем ГТД прямой реакции (рис. 4.16), но у ТРДД, у которых Р_уд снижается с ростом М_Н более интенсивно и тем значительнее, чем выше m₀, величины C_уд круто увеличиваются и уже при скоростях полета, близких к скорости звука, ТРДД с высокими m₀ по экономичности начинают проигрывать ТРД.

Двухконтурные двигатели дозвуковых самолетов в процессе эксплуатации большую часть времени работают на дроссельных режимах, т.к. в условиях горизонтального полета у них необходимая потребная тяга, затрачиваемая на перемещение ЛА, существенно меньше тяги на максимальном режиме. Данные двигателя на этих режимах полета определяются по дроссельным характеристикам.

Дроссельными характеристиками ТРДД называются зависимости тяги, удельного расхода топлива и некоторых параметров рабочего процесса таких, как температура , степень двухконтурности m, отношение частот вращения роторов / , КПД каскадов компрессора  и  и др., от частоты вращения какого-либо из роторов, обычно от  при заданном режиме полета и принятой программе управления. Поскольку реактивные сопла у ТРДД с высокими степенями двухконтурности не регулируются, а углы установки лопаток НА регулируемых ступеней компрессора устанавливаются в зависимости от , то для изменения режима работы двигателя имеется один управляющий фактор – расход топлива G_т. Поэтому дросселирование двигателя осуществляется только снижением G_т.

Дроссельные характеристики двигателя, имеющего =20; =1500 К и m₀=3, при М_Н = 0,85 и Н = 11 км в качестве примера представлены на рис. 4.18. Дросселирование двигателя сопровождается снижением температуры , возрастанием степени двухконтурности m, небольшим повышением, а затем снижением КПД вентилятора и компрессора, а скольжение роторов S= /  увеличивается. Такое изменение S свойственно и двухвальным одноконтурным ТРД.

При дросселировании двигателя уменьшается q(l_в)_ВД компрессора ТРДД и повышается q(l_II). Это и приводит к увеличению степени двухконтурности

.

При снижении  тяга ТРДД Р уменьшается весьма интенсивно. Удельный расход топлива С_уд первоначально снижается, что связано с увеличением тягового КПД при уменьшении  и увеличении m, а также с возрастанием КПД вентилятора и компрессора. Затем, достигнув минимального значения (в данном случае при = 0,88), С_уд увеличивается главным образом за счет снижения внутреннего КПД двигателя.

Вид дроссельных характеристик у ТРДД со смешением потоков контуров и с раздельными контурами различается мало.

На характер протекания дроссельных характеристик ТРДД влияет величина расчетной степени двухконтурности m₀. Это видно из рис. 4.19, где дано сравнение относительного протекания дроссельных характеристик ТРД и ТРДД с различными значениями m₀. Чем выше величина m₀, тем меньше снижается С_уд на начальном участке дроссельной характеристики и тем интенсивнее увеличивается С_уд при более значительном дросселирование двигателя. Это объясняется тем, что внутренний КПД сравниваемых двигателей с одинаковыми расчетными параметрами рабочего процесса при дросселировании изменяется практически

одинаково, а величины тяговых КПД и характер их изменения при дросселировании сильно различаются.

Характер изменения h_вн и h_тяг при дросселировании ТРДД показан на

рис. 4.20. Как видно, бóлее высокие величины тягового КПД при = 1,0 имеют двигатели с более высокими степенями двухконтурности. Но, поскольку они имеют меньшие потери с выходной скоростью, темп возрастания h_тяг при дросселировании у них ниже. По указанной причине максимум полного КПД h_п = h_вн h_тяг, а следовательно, минимум С_уд , с возрастанием m₀ смещается в сторону режима «М» ( = 1). В конечном итоге улучшение экономичности двигателя при его дросселировании на начальном участке дроссельной характеристики оказывается меньшим у двигателей с более высокой расчетной степенью двухконтурности, а при m₀ ≈ 6…8 уже практически исчезает «ложка» в зависимости  от . Помимо этого, как видно, относительные дроссельные характеристики ТРД и ТРДД с низкими значениями m₀ отличаются между собой не очень значительно.

Глава 5

Турбовальными принято называть такие газотурбинные двигатели, у которых вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применения турбовальных двигателей в авиации – силовые установки вертолетов (ТВаД). Помимо этого в авиации турбовальные двигатели применяются в качестве вспомогательных газотурбинных двигателей (ВГТД), где они являются источником мощности для запуска основных двигателей, привода генераторов, а также для снабжения ЛА сжатым воздухом. К этому же типу двигателей относятся турбостартеры. Помимо авиации в настоящее время турбовальные двигатели находят все более широкое применение в наземном и водном транспорте.

На вертолетах используются преимущественно турбовальные двигатели, состоящие из автономного одно- или двухвального газогенератора и свободной (силовой) турбины (рис. 5.1). Реже на легких вертолетах применяются более простые двигатели одновальной схемы, но они имеют ряд недостатков и не считаются перспективными.

Преимущество турбовальных двигателей со свободной турбиной состоит в том, что вал свободной турбины механически не связан с газогенератором. Это позволяет поддерживать постоянство частоты вращения вала свободной турбины n_с.т = const при различных загрузках несущего винта независимо от частот вращения валов газогенератора, а также облегчает запуск двигателя.

Для передачи крутящего момента с вала двигателя к несущему и рулевому винтам вертолета применяется трансмиссия с редуктором. Преимущество схемы со свободной турбиной здесь проявляется в том, что редуктор в этом случае имеет меньшее передаточное отношение, так как частота вращения n_с.т делается меньшей, чем роторов газогенератора. Это дает экономию в размерах и массе редуктора, но приводит к снижению окружных скоростей ступеней свободной турбины, а следовательно, к увеличению их числа (или их утяжелению).

Таблица 5.1

Страна	Россия			Канада	Франция	США
Двигатель	ТВ7-117	Д-136	РД-600В	PW-206	RTM-322	Т-700
Nе, кВт (л.с.)	2060 (2800)	8380 (11400)	956 (1300)	477 (649)	1566 (2130)	1266 (1722)
Се,	0,275	0,269	0,286	0,330	0,277	0,280
Gв, кг/с	9,2	35,6	4,3	2,75	5,5	4,5
Nе.уд,	224	235	222	173	285	281
	17,0	18,3	13,8	9,0	14,8	17,0
, К	1540	1480	1500	1350	1500	1600
gдв,	0,197	0,124	0,220*	0,314*	0,156**	0,157**
Число ступеней	5 1цб=2 2	6 7=1 1 2	3 1цб=2 2	1цб=1 1	3 1цб=2 2	5 1цб=2 2
Тип камеры сгорания	противо-точная	прямоточная	противоточная	противоточная	противоточная	прямоточная
Межремонтн. ресурс	6000		2500	3000		5000

*) Встроенный редуктор **) ПЗУ

Основные параметры наиболее распространенных турбовальных двигателей в стендовых условиях приведены в табл. 5.1. К числу отечественных двигателей в этой таблице относятся ТВ7-117, Д-136 и РД‑600В. Здесь же приведены данные двигателей PW-206 (Канада), RTM‑322 (Англия-Франция) и Т-700 (США). Все приведенные в таблице двигатели выполнены по схеме со свободной турбиной. В двигателе Д-136 применен двухвальный ГГ. Остальные двигатели имеют одновальные ГГ. Тип применяемых компрессоров и число ступеней компрессоров и турбин даны в таблице в виде условной записи z_кнд z_квд= z_твд z_тнд z_с.т.

Применение осевых компрессоров характерно для турбовальных двигателей больших мощностей. На менее мощных турбовальных двигателях находят применение одно- и двухступенчатые центробежные компрессоры, либо компрессоры комбинированной схемы, состоящие из нескольких осевых и центробежной ступени. Это объясняется как эксплуатационными и технологическими преимуществами центробежных компрессоров (меньшим числом деталей, повышенной стойкостью к эрозионному износу, отсутствием регулируемых элементов), так и лучшими их характеристиками при малых расходах воздуха, влияющих на радиальные размеры проточной части.

У турбовальных двигателей мощность, получаемая с одного килограмма воздуха в стендовых условиях, доходит, как видно из табл. 5.1, до 200…280 кВт×с/кг. Поэтому у двигателей малой мощности потребный расход воздуха также получается небольшим. В результате этого при использовании осевых компрессоров длина лопаток их последних ступеней получается чрезвычайно малой. На осевые ступени с короткими лопатками оказывает сильное влияние перетекание воздуха в радиальных зазорах и наличие относительно более толстого пристеночного пограничного слоя, что снижает КПД этих ступеней. Центробежная ступень в таких условиях может обеспечивать более высокие значения КПД. В двигателях малых размеров широко применяются также противоточные камеры сгорания, поскольку они не лимитируют общих лобовых размеров двигателей этого типа, но снижают осевой габарит.

Из анализа данных табл. 5.1 видно, что турбовальные двигатели имеют параметры рабочего процесса (  и ) более низкие, чем ГТД прямой реакции – ТРД и ТРДД. Это объясняется влиянием на выбор  и  размеров двигателей.

У вертолетных двигателей, имеющих малые размеры, значительное увеличение температуры  и сопутствующее этому повышение  не всегда целесообразно с точки зрения улучшения эффективности термодинамического цикла. Вызываемое этим увеличение N_е.уд и снижение G_в приводит к чрезмерному уменьшению длины лопаток на последних ступенях компрессора и на первых ступенях турбины, что, в свою очередь, снижает КПД указанных элементов двигателя и не дает ожидаемого выигрыша в увеличении полезной работы цикла и снижении удельного расхода топлива.

В вертолетных ГТД широкое применение находят пылезащитные устройства (ПЗУ) инерционного типа. Схема установки такого ПЗУ на двигателе показана на рис. 5.3. Воздух из окружающей атмосферы засасывается двигателем через искривленный канал l-образной формы, в котором частицы пыли, подхватываемые потоком воздуха, разгоняются и по инерции проскакивают в пылеулавливающий канал, в котором для усиления потока воздуха устанавливается эжектор, работающий на сжатом воздухе, отбираемом от компрессора.

Необходимо учитывать влияние ПЗУ на данные и характеристики двигателя. Это влияние заключается в снижении s_вх и отборе воздуха для работы эжектора (только при взлете и посадке). Отбор воздуха может составлять 2…3%, а снижение s_вх – 1,5…2,0%.

На характеристики малоразмерных турбовальных двигателей значительное влияние оказывает снижение чисел Рейнольдса с увеличением высоты полета. Это объясняется тем, что вследствие меньших размеров хорды лопаток числа Рейнольдса у них получаются более низкими и, уменьшаясь с подъемом на высоту, они раньше достигают критических значений. Высокие параметры рабочего процесса, достигнутые в двигателе Д-136, являются в известной степени следствием его больших размеров.

В схемах турбовальных двигателей со свободной турбиной (рис. 5.1)

L_e = L_с.т. Отсюда следует, что у этих двигателей

N_e = G_в L_с.т; N_е.уд = L_с.т; h_вн = и С_е = .

Как видно, у турбовальных двигателей эффективность преобразования теплоты Q₀ в полезную работу L_с.т определяется только величиной внутреннего КПД.

Особенность рабочего процесса турбовальных двигателей состоит в том, что, вследствие малых скоростей полета вертолетов, скорость истечения из сопла выгодно иметь у них как можно меньшей. По этой причине за свободной турбиной устанавливается не сопло, а диффузорный выходной патрубок (затурбинный диффузор). Его назначение — максимально снизить скорость истечения газовой струи на выходе из двигателя и за счет этого увеличить степени понижения давления на свободной турбине p_с.т = р*_тк / р_т и повысить работу

L_с.т= с_рТ*_тк(1-1/p_с.т^k-1/k) η_ст.

Термодинамический цикл турбовального ГТД в p,v-координатах представлен на рис. 5.4. Вследствие малых скоростей полета вертолета (или при V = 0 в стационарных ГТУ) у них может быть р_в <р_Н. Линия Н-в соответствует процессу расширения воздуха во ВУ. Линия в-к изображает процесс политропного сжатия воздуха в компрессоре, к-Г – подвода теплоты в камере сгорания,

Г-ТК – политропного расширения газа в турбине ГГ, а ТК-Т – в свободной турбине. Линия Т-С соответствует процессу повышения давления в затурбинном диффузоре, сопровождающемуся уменьшением скорости газа. Наличие диффузора уменьшает работу цикла на величину площади Т ¢ -Т-C (цикл Т ¢ -Т-C-Т ¢ является обратным), но благодаря уменьшению потерь с выходной скоростью и увеличению

p_с.т =  работа на валу L_с.т =с_рТ*_тк(1-1/_eст)η_ст получается большей, чем без диффузора.

СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ

ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Рассмотрим условия совместной работы элементов ГТД непрямой реакции различных типов на примере вертолетного турбовального двигателя со свободной турбиной (рис. 5.1). Основными элементами двигателя этой схемы являются: входное устройство (от сечения «Н-Н» до сечения «в-в»), газогенератор одновальной или двухвальной схемы (от сечения «в-в» до сечения

«ТК-ТК» или «ТНД-ТНД») и свободная турбинас затурбинным диффузором (от выхода из газогенератора до сечения «с-с»).

Характеристика входного устройства, как и у двигателей других типов, задается величиной коэффициента восстановления полного давления s_вх. У вертолетных ГТД величина s_вх зависит от приведенного расхода воздуха на входе в двигатель. С ростом G_в.пр величина s_вх несколько уменьшается из-за увеличения скоростей движения воздуха во входном канале и возрастания потерь в нем. Величина s_вх может изменяться в зависимости от углов атаки и скольжения, и она снижается при наличии пылезащитного устройства. Влияние этих факторов должно учитываться в каждом конкретном случае по имеющимся характеристикам ВУ и ПЗУ.

Характеристики газогенератораопределяются из условий совместной работы его элементов. На характеристику компрессора ГГ наносится рабочая линия. Если перепад давлений в первом сопловом аппарате свободной турбины является сверхкритическим, то для определения рабочей линии на характеристике компрессора ГГ используется условие =const. Но иногда у турбовальных (и турбовинтовых) двигателей, имеющих малонагруженные ступени свободной турбины, указанный перепад давлений может быть докритическим. Тогда у турбины ГГ ¹const. В этом случае построение рабочей линии на характеристике компрессора может быть произведено с использованием расходной характеристики свободной турбины.

Характеристики ГГ при =const являются однопараметрическими функциями, которые после их расчета, удобно представлять в виде критериальных зависимостей величин , , , G_в.пр и G_т.пр от приведенной частоты вращения ротора ГГ. Будем частоту вращения ротора ГГ обозначать n_т.к (частота вращения турбокомпрессора). Тогда, в соответствии с обозначениями на рис. 5.1 а, характеристиками ГГ будут являться зависимости от _т.к.пр следующих величин:

= ; = ; = ; G_в.пр= ; G_т.пр= .

Характеристики свободной турбины вертолетных ГТД принято рассматривать вместе с затурбинным диффузором и представлять в виде критериальных зависимостей КПД от степени понижения давления p_с.т= /р_Н и параметра оборотов – l_u= u_ст/а_кр= const n_ст/  При определении величин p_с.т и h_с.т в данном случае используются статические параметры газового потока в сечении «с-с» на выходе из затурбинного диффузора, поскольку они относятся к свободной турбине вместе с затурбинным диффузором. Пример такой характеристики представлен на рис. 5.5. Все параметры на рис. 5.5 даны в относительных величинах. Они отнесены к параметрам свободной турбины на расчетном режиме ее работы (в точке «р», рис. 5.5).

Характеристики свободной турбины, представленные в таком виде, удобны тем, что они справедливы для геометрически подобных турбин и слабо зависят от их расчетных параметров. В определенном диапазоне изменения расчетных параметров они могут рассматриваться как обобщенные зависимости.

В отличие от турбины ГГ, которая работает при =const, свободная турбина изменяет режим работы по p_с.т в широких пределах. Это в основном вызвано тем, что температура  на выходе из турбины ГГ весьма значительно меняется в зависимости от режима ее работы при неизменном значении n_с.т и l_uс.т. Поэтому сильно изменяется величина n_{с.т пр}. Это оказывает влияние на КПД свободной турбины.

У современных турбовальных ГТД со свободной турбиной угол установки лопастей несущего винта j_н.в и частота вращения его ротора n_н.в практически не влияют на характеристики газогенератора. Это справедливо для двигателей с нерегулируемыми компрессорами или в случаях, когда компрессор ГГ регулируется только в зависимости от приведенной частоты вращения ротора ГГ , а турбина ГГ является «запертой» сопловым аппаратом первой ступени свободной турбины, который выполняет роль дросселя с неизменной площадью проходного сечения. При этих условиях режим работы ГГ задается только одним управляющим фактором – расходом топлива G_т и, следовательно, его САУ является однопараметрической.

Типовая программа управления вертолетного ТВаД в зависимости от угла установки рычага управления (в данном случае – рычага «шаг–газ» a_РШГ) представлена на рис. 5.6. В основном эксплуатационном диапазоне режимов работы двигателя (от a₂ до a₃) программа обеспечивает постоянство частоты вращения свободной турбины n_с.т = const. При пилотировании вертолета летчик с целью регулирования тяги несущего винта изменяет угол установки (шаг) его лопастей, а в соответствии с этим САУ ГГ изменяет подачу топлива (газ) двигателя. При увеличении G_т возрастают n_т.к, , параметры газа перед свободной турбиной и повышается мощность на валу свободной турбины, которая через трансмиссию передается несущему и рулевому винтам. Такая система управления получила наименование «шаг-газ».

Условие поддержания n_с.т = const диктуется требованиями безопасности полетов и удобства пилотирования. Это связано с тем, что при

n_с.т = const обеспечивается возможность быстрого увеличения тяги несущего винта, т.к. не требуются затраты времени на раскрутку несущего винта, имеющего очень большой момент инерции. И только на пониженных режимах, когда несущий винт становится на упор минимального шага (при a₂, см. рис. 5.6) n_с.т начинает снижаться и n_т.к тоже уменьшается – вплоть до режима МГ (при a = a₁).

На рис. 5.7 представлена зависимость параметров двигателя (в диапазоне изменения a от a₂ до a₃) от угла установки несущего винта j_н.в. Ее принято называть нагрузочной характеристикой несущего винта.

При увеличении, например, j_н.в нарушается баланс потребной и располагаемой мощностей на выходном валу, что приводит к снижению частоты вращения свободной турбины n_с.т. Входящий в состав САУ двигателя регулятор частоты вращения несущего винта реагирует на снижение n_с.т увеличением подачи топлива в камеру сгорания G_т. При этом ГГ переходит на повышенный режим работы, характеризуемый более высокими значениями параметров рабочего процесса n_т.к, n_т.к.пр,  и мощности N_е (рис. 5.7). Происходит восстановление баланса мощностей, что приводит к восстановлению заданной частоты вращения свободной турбины.

Существует режим максимальной загрузки несущего винта j _н.в.max (при n_с.т= const ), который характеризуется тем, что один из ограничиваемых параметров двигателя достигает предельно допустимой величины по условиям надежной работы двигателя. Тогда соблюдение условия n_с.т= const при дальнейшем увеличении j_н.в становится невозможным. При дальнейшей загрузке несущего винта в области j_н.в > j_н.в.max вступает в действие ограничитель, блокирующий работу регулятора n_с.т = const, и начинает осуществляться подача топлива из условия поддержания неизменного значения ограничиваемого параметра. Тогда n_с.т начинает падать. Но если система управления ГГ является однопараметрической, то поддержание в области j _н.в > j _н.в.max постоянства одного из ограничиваемых параметров (при Т_Н = const) обеспечивает неизменность остальных его параметров, а мощность N_е меняется незначительно (только в соответствии с изменением КПД свободной турбины h_с.т).

Рассмотрим, какие параметры могут приниматься за параметры ограничения. Как и в других типах ГТД, ограничение может назначаться по = ; n_т.к = n_т.к.max; n_т.к.пр = n_{т.к.пр.max}. Первые два ограничения обусловлены условиями прочности, а третье – газодинамической устойчивостью компрессора.

Помимо указанных общепринятых для всех типов ГТД ограничений, у турбовального ГТД имеется еще одно специфическое ограничение: по максимальной мощности на валу двигателя N_е = N_{е max}. Поясним смысл этого ограничения.

Для турбовальных ГТД характерно уменьшение располагаемой мощности N_e с увеличением высоты полета. А мощность, потребная для полета вертолета, с высотой полета возрастает. Поэтому для обеспечения полета вертолетов с полной полезной нагрузкой на требуемых высотах приходится устанавливать на них более мощные двигатели, чем это требуется для полета при Н = 0. Тогда на высотах, меньших расчетной, двигатель обладает значительным избытком мощности. Этот избыток мощности является излишним – он не может быть использован для улучшения летных характеристик вертолета. Но выход двигателя при Н < Н_р на эти повышенные мощности недопустим, так как представляет опасность для прочности самого двигателя, редуктора и трансмиссии, которые в целях снижения массы редуктора и трансмиссии вертолета рассчитываются на N_{е max} = N_{е р}. Поэтому у вертолетных ГТД в качестве ограничиваемой величины принимают максимальную мощность на валу двигателя N_{е max} при Н = Н_р, а на высотах полета, меньших расчетной, и в любых других условиях вводят в качестве ограничения по прочности требование N_е £ N_{е max}.

Для того чтобы выяснить, какой из перечисленных ограничиваемых параметров достигает предельного значения при конкретных величинах температуры Т_Н и давления р_Н, рассмотрим работу двигателя на режимах ограничения, включая режим максимальной загрузки несущего винта.

НА РЕЖИМАХ ОГРАНИЧЕНИЯ

Имея характеристики ГГ ТВаД и установив предельные значения ограничиваемых параметров n_{т.к.пр.max}, n_т.к.max и , можно построить линию предельных режимов работы ГГ. Режим работы ГГ с однопараметрической САУ полностью определяется заданием какого-либо одного параметра, например, величины n_т.к.пр. Поэтому в качестве программы управления ГГ на предельных режимах можно рассматривать зависимость максимально допустимых (ограничиваемых) значений параметра (n_т.к.пр)_огр от температуры  на входе в ГГ. Для вертолетных ГТД, вследствие малых скоростей полета, вместо температуры  принято рассматривать температуру Т _Н.

На рис. 5.8 а представлены зависимости (n_т.к.пр)_огр= f(Т _Н), где линия 1-2-3-4 является линией предельных режимов (ЛПР) для ГГ турбовального двигателя. Здесь предельная линия имеет три участка: 1-2 – для n_{т.к.пр.max}, 2-3 – для n_{т.к. max}, 3-4 – для . Эти линии между собой пересекаются, что позволяет выделить в данном случае три области режимов ограничения для ГГ (по DK_у.min, n_т.к..max и ) и определить, используя ЛПР, диапазоны температур Т_Н, при которых достигаются предельные значения каждого из указанных ограничиваемых параметров. В этом случае для ГГ при низких значениях Т_н (при Т_Н < ) наступает ограничение по DK_у.min. Этот диапазон температур соответствует n_{т.к.пр.max} = const. В интервале температур от Т_Н2 до Т_{Н 3} должно выдерживаться ограничение по n_т.к.max, а при Т_Н, больших Т_{Н 3}, – по .

Важно отметить, что ЛПР для ГГ и изменение регулируемых и ограничиваемых параметровзависят только от температуры Т_н и являются одинаковыми для всех высот полета.

Если к ЛПР для ГГ добавить линию ограничения по N_{е max}, то ЛПР для двигателя 1- -р-3-4 состоит уже из четырех участков. К ограничениям по DK_у.min, n_т.к.max и  добавляется участок -р, на котором вступает в действие ограничение по N_{е max}. Изменение параметров двигателя на режимах ограничения для этого случая показано на рис. 5.8 б.

На участке I, где n_т.к.пр = const, величина N_е с повышением Т_Н интенсивно возрастает вследствие увеличения n_т.к и . В точке  значение N_е достигает N_{е max} и далее для поддержания N_е.max = const при дальнейшем увеличении температуры Т_Н от Т_Н1¢ до Т_Н.р (на участке II) требуется осуществлять раскрутку ротора ГГ, но менее значительную, чем на участке I. Она необходима для поддержания постоянства мощности двигателя, которая без раскрутки ГГ падает при увеличении температуры Т_Н. В точке «р» (расчетный режим) достигается n_т.к.max и дальнейшее поддержание постоянства мощности N_е при увеличении Т_н становится невозможным. На участке III в данном примере реализуется программа управления n_т.к.max = const. На этом участке при «затяжеляющемся» компрессоре, как указывалось,  возрастает. В точке 3 температура  достигает предельного значения и вступает в работу ограничитель . При «затяжеляющемся» компрессоре это вызывает уменьшение n_т.к и приводит к более интенсивному снижению N_е (участок IV на рис. 5.8 б).

На рис. 5.9 представлено изменение управляемых и ограничиваемых параметров в зависимости от температуры Т_Н для Н= 0. При неизменном расположении ЛПР 1-2-3-4 для ГГ здесь ЛПР 0 ¢ -3 ¢ располагается ниже. Поэтому теперь предельным режимам работы двигателя в целом соответствует линия 0 ¢ -0-3 ¢ -3-4. Видно, что область ограничения по n_{т.к.пр.max} исчезает, а область ограничений по N_е.max значительно расширяется. Точка 0 соответствует максимальному взлетному режиму при стандартных атмосферных условиях (Т_Н = 288 К). Закономерности изменения остальных параметров являются качественно такими же, как при Н = Н_р.

Возможность получения постоянной величины взлетной мощности в широком диапазоне изменения температуры атмосферного воздуха является важным достоинством высотных турбовальных двигателей . Чем на большую высоту полета H_ррассчитан двигатель, тем шире указанный диапазон температур Т_Н, в котором N_e = N_e.max = const при Н < Н_р и особенно при Н = 0.

Все данные рис. 5.8 и рис. 5.9 относятся к максимальному режиму работы двигателя и будут использованы для анализа протекания высотных, дроссельных и климатических характеристик турбовальных двигателей на режимах ограничений.

Программы управления для номинального и крейсерского режимов определяются аналогичным образом, только они соответствуют другим, более низким ограничиваемым величинам N_e и n_т.к, специально подбираемым для этих режимов. Например, для крейсерского режима обычно принимают N_е.кр=0,7 N_e.max и n_т.к = 0,96 n_т.к.max. Ограничения на температуру  и частоту вращения n_т.к.пр на этих режимах обычно не налагаются, так как их величины не выходят за пределы допустимых значений.

Для ТВаД принято рассматривать характеристики трех видов: высотные, дроссельные и климатические. Вследствие малых максимальных скоростей полета вертолетов скоростные характеристики для них не рассматриваются. Считается, что для всех режимов полета параметры двигателя и его выходные данные (N_е и С_е) от скорости полета не зависят.

На характеристики турбовального двигателя на максимальном режиме сильное влияние оказывают эксплуатационные ограничения. Чтобы лучше понять роль этих ограничений и их влияние на данные двигателя, целесообразно каждый вид характеристик рассматривать вначале при отсутствии ограничений, а затем анализировать влияние ограничений.

Высотными характеристиками турбовальных двигателей называются зависимости мощности на валу N_e и удельного расхода топлива С_е от высоты полета при заданной программе управления двигателя. Их определяют для максимального, номинального и крейсерского режимов работы двигателя. Рассмотрим в качестве примера высотные характеристики для максимального режима.

Предположим вначале, что двигатель является невысотным, т.е. имеет расчетный режим при Н = 0, а его программа управления соответствует условию n_т.к = const (или = const), и никаких других ограничений двигатель не имеет. В этом случае его высотные характеристики будут такими, как показано на рис. 5.10 а сплошными линиями. Мощность в таком случае с высотой сильно снижается и несколько уменьшается величина С_е.

Основной причиной снижения N_e с увеличением Н является уменьшение расхода воздуха через двигатель. Удельная мощность N_е.уд = L_с.т при этом немного возрастает, что объясняется увеличением p_с.т вследствие повышения  и D, вызванного уменьшением температуры Т_Н. Причина снижения С_е та же, что и у ГТД других типов – с увеличением Н возрастают параметры термодинамического цикла p и D и повышается внутренний КПД двигателя. Поэтому

С_e = .

уменьшается, что является следствием улучшения использования теплоты в термодинамическом цикле.

Хотя максимальные высоты полета вертолетов не превышают обычно 6…8 км, на высотные характеристики малоразмерных вертолетных ГТД, как указывалось, оказывает значительное влияние уменьшение с высотой полета чисел Рейнольдса. В области Re < Re_кp это приводит к уменьшению КПД элементов двигателя и снижению G_в, что вызывает менее интенсивное снижение С_е и более интенсивное уменьшение N_e с ростом высоты полета (см. штриховые линии на рис. 5.10 а).

В реальных условиях на вертолетах используются высотные турбовальные двигатели. Они проектируются из условия получения заданной мощности на расчетной высоте полета Н = Н_р.

Тогда на высотах полета, больших расчетной, у них протекание высотных характеристик качественно не отличается от рассмотренного для двигателя, имеющего Н_р = 0 (рис. 5.10 а). На высотах, меньших Н_р, двигатель работает на режимах ограничения по N_е = N_e.max. Для этого при Н < Н_р его нужно дросселировать, т.е. снижать температуру газа перед турбиной  и соответственно n_т.к таким образом, чтобы обеспечивалось во всем диапазоне высот полета от Н = 0 до Н = Н_р условие N_e = N_e.max = const. Дросселирование двигателя при Н < Н_р приводит вследствие снижения p и D к дополнительному возрастанию удельного расхода топлива на величину DС_е (рис. 5.10 б).

Построение высотной характеристики вертолетных ГТД с учетом реальных эксплуатационных ограничений может осуществляться с использованием характеристик ГГ и полученных зависимостей (n_т.к.пр)_огр от температуры Т_Н (рис. 5.8 и рис. 5.9). Построенная таким способом высотная характеристика приведена на рис. 5.11 а. От земли до расчетной высоты (на участке I,

На расчетной высоте (в точке «р») режим работы ГГ в данном примере выходит на ограничение по n_т.к.max (рис. 5.11 б). При дальнейшем уменьшении температуры Т_Н с высотой полета двигатель на максимальном режиме работает вдоль ЛПР р-2-1. Температура газа перед турбиной  на участке II (где n_т.к = const) в данном случае снижается (компрессор «облегчается» при снижении температуры Т_Н), и температура  по высотной характеристике нигде не достигается. Увеличение же n_т.к.пр при уменьшении Т_Н с высотой полета приводит к снижению DK_у компрессора, и в данном примере в точке 2 наступает ограничение по n_{т.к.пр.max}. Далее с ростом Н (на режимах ограничения по n_{т.к.пр.max}) температура  уменьшается пропорционально T_Н, а частота вращения n_т.к – пропорционально . Мощность N_e начинает падать еще интенсивнее. Удельный расход топлива на участке III перестает снижаться, так как здесь условиям p = const и D = const соответствует h_вн = const. Следовательно, на этом участке, с точностью до изменения КПД свободной турбины, можно принимать С_е = const.

ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

В отличие от дроссельных характеристик ГТД прямой реакции, которые при М = const в ряде случаев могут быть представлены в виде критериальных зависимостей от одного критерия подобия – приведенной частоты вращения , у турбовальных двигателей, как уже указывалось, такая возможность исключается. Это объясняется тем, что при n_т.к.пр = const у них режимы подобия на свободную турбину не распространяются, поскольку она работает при условии n_с.т = const, а следовательно, у нее n_с.т.пр ¹ const. Поэтому дроссельными характеристиками турбовальных двигателей называют зависимости мощности на валу свободной турбины N_е и удельного расхода топлива С_е от физической частоты вращения ротора ГГ n_т.к при заданных атмосферных условиях р_Н и Т_Нили, что то же самое, при заданных значениях температуры Т_Н и высоты полета Н. Они имеют вид, показанный на рис. 5.12.

Физическое объяснение протекания дроссельных характеристик турбовального ГТД имеет много общего с ГТД других типов. При увеличении n_т.к возрастает G_в. Повышается также работа L_с.т = L_ц, поскольку увеличиваются параметры термодинамического цикла p и D. Это приводит к интенсивному возрастанию N_e.

Внутренний КПД с увеличением n_т.к все время возрастает, как и у любого другого ГТД, вследствие одновременного повышения p и D. Отличие от ТРД и ТРДД состоит в том, что турбовальный ГТД является чисто тепловым двигателем и эффективность использования теплоты в нем оценивается только величиной h_вн, как это следует из формулы (5.5). Поэтому с увеличением n_т.к величина С_е все время снижается. У ГТД прямой реакции при определении С_уд приходится учитывать еще тяговый КПД, который при повышении режима работы двигателя снижается, что приводит к появлению на дроссельной характеристике этих двигателей характерной «ложки», аналогичной той, которая наблюдается при анализе зависимости С_уд от D при p = const. У турбовальных ГТД минимум С_е обеспечивается на максимальном режиме.

На дроссельной характеристике принято отмечать точки, соответствующие крейсерскому, номинальному и максимальному режимам.

ТУРБОВАЛЬНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Климатическими характеристиками турбовальных ГТД называются зависимости N_e и С_е от температуры Т_Н на разных высотах полета. Следует отметить, что изменение только барометрического атмосферного давления р_Н не приводит к изменению режима работы ГГ. Не изменяется при этом также и L_с.т. Величины же G_в и N_е изменяются пропорционально р_Н, что легко учитывается расчетом. Поэтому климатические характеристики турбовальных ГТД рассматривают в зависимости от двух параметров, характеризующих внешние условия – температуры Т_Н  и высоты полета Н.

Климатические характеристики могут быть определены для ГТД любого типа. Но при изучении характеристик ТРД и ТРДД на этом вопросе внимание не заостряется по той причине, что, имея дроссельные характеристики этих двигателей при стандартных атмосферных условиях, их можно пересчитать на другие атмосферные условия путем использования формул подобия. Для турбовальных двигателей такой пересчет произвести нельзя, поскольку, как указывалось, при n_т.к.пр = const подобие режимов не распространяется на свободную турбину, а следовательно, и на весь двигатель в целом.

При заданном (например, максимальном) режиме работы двигателя и при отсутствии эксплуатационных ограничений повышение температуры окружающего воздуха при условии р_Н = const приводит при n_т.к = const к снижению мощности двигателя и к увеличению его удельного расхода топлива (штриховые линии на рис. 5.13). Снижение N_е с ростом Т_Н физически объясняется уменьшением расхода воздуха через двигатель (вследствие падения его плотности), а также уменьшением работы L_с.т (вследствие снижения  и соответственно p_с.т при снижении n_т.к.пр с ростом температуры Т_Н). Возрастание C_е обусловлено падением внутреннего КПД вследствие уменьшения p и D.

Такое влияние температуры Т_Н на изменение N_е является неблагоприятным с точки зрения согласования потребной мощности для полета вертолета, которая от температуры Т_Н практически не зависит, и располагаемой мощности двигателя, сильно снижающейся с ростом Т_Н. Это противоречие может быть преодолено уменьшением полезной нагрузки вертолета в условиях жаркого климата, либо установкой более мощного двигателя, подбираемого из условий обеспечения полета при высоких значениях температуры Т_Н. Этому последнему условию отвечают высотные турбовальные двигатели. У них при работе у земли и в некотором диапазоне высот Н £ Н_p двигатель работает с ограничением по N_{е max}, т.е. он в той или иной степени задросселирован. В таком случае на рассматриваемой высоте полета величина N_е с ростом температуры Т _Н вначале поддерживается постоянной за счет увеличения n_т.к и температуры  до выхода ГГ на расчетный режим работы.

Климатические характеристики высотного турбовального двигателя на максимальном режиме с учетом эксплуатационных ограничений для случая Н = Н_р представлены на рис. 5.13 сплошными линиями. Их протекание легко объяснить с использованием рис. 5.8, на котором для этого же случая показано изменение параметров в областях соответствующих ограничений. Постоянная максимальная мощность N_е поддерживается в области II (рис. 5.13) за счет раскрутки ротора ГГ. В точке «р» двигатель выходит на ограничение по n_т.к.max и только с этого момента N_е при дальнейшем возрастании Т_Н начинает падать – вначале на участке III более медленно (вследствие повышения температуры ), а на участке IV более интенсивно (вследствие снижения n_т.к в области ограничения по ). На участке I снижение мощности при уменьшении Т_Н вызвано необходимостью поддержания n_т.к.пр = const из условия DK_у.min =const, что требует более интенсивного дросселирования двигателя, чем на участке II. Некоторое увеличение С_е в областях I, II и IV (по сравнению со штриховой линией) связано со снижением h_вн из-за уменьшения n_т.к. На участке I величина С_е сохраняется практически постоянной (вследствие неизменности параметров p и D).

На высотах, меньших расчетной, диапазон температур, соответствующих условию N_е.max = const, существенно расширяется. В частности, на взлетном режиме (при Н = 0), как это видно из рис. 5.9, условие N_е.max = const обеспечивается во всем диапазоне температур Т _Н <Т _Н3¢, в том числе на участке 0-3¢ при Т _Н > 288 К.

Поддержание постоянства мощности ТВаД на взлетном режиме при увеличении температуры Т_н до определенного значения является важным эксплуатационным показателем вертолетного двигателя. Эти температуры могут составлять 30…40°С.

Объединенные дроссельно-климатические характеристики турбовального двигателя ТВ3-117 при Н = 1 км изображены на рис. 5.14. Они представляют собой совокупность дроссельных характеристик при различных значениях температуры t _Н ,°C. На рис. 5.14 а показано изменение мощности двигателя N_e ,а на рис. 5.14 б – расхода топлива G_т от относительной частоты вращения ротора ГГ ,%. Выход на тот или иной режим ограничения зависит от величины температуры t _Н. При t _Н < –40 °С достигается ограничение по n_{т.к.пр.max}, в диапазоне t _Н от –40 °С до 15 °С наступает ограничение по N_е.max, а при t _Н > 15 °С – по . Отштрихованными линиями на рис. 5.14 отмечены режимы, соответствующие максимальному, номинальному и крейсерскому режимам работы двигателя.

Турбовинтовые двигатели (ТВД) стали применяться раньше, чем двухконтурные двигатели, и примерно одновременно с ТРД. Они обеспечили лучшую по сравнению с ТРД экономичность силовой установки при небольших дозвуковых скоростях полета (V < 600…700 км/ч). На них была использована отработанная и проверенная многолетним опытом эксплуатации поршневых двигателей относительно простая система регулирования винта путем изменения угла установки его лопастей.

В результате этого ТВД получили в 1960…1970-е годы широкое применение на отечественных дозвуковых пассажирских (Ил‑18, Ту-114, Ан‑24Т, Ан-10 и др.) и военных (Ан-8, Ан-12, Ан‑22, Ту‑95) самолетах, а также на многих зарубежных самолетах аналогичного назначения. ТВД сочетали в себе преимущества создания тяги воздушным винтом на взлете и при малых скоростях полета с весовыми преимуществами газотурбинного двигателя по сравнению с поршневым.

Но дальнейшее увеличение скоростей полета самолетов с ТВД оказалось невыгодным. С ростом скорости полета на концах лопастей винтов относительная скорость становится сверхзвуковой, что приводит к возрастанию волновых потерь и снижению КПД винта. На скоростях полета, соответствующих 850…950 км/ч, более экономичными оказались двухконтурные двигатели, вентилятор которых, благодаря предварительному торможению воздушного потока в воздухозаборнике, работает при меньших относительных скоростях, чем воздушный винт, а следовательно, с более высоким КПД. Поэтому уже на самолетах третьего поколения (Ил-76, Ил-86, Ту-154, Як-40 и др.) ТРДД практически полностью вытеснили ТВД из авиации.

К числу недостатков ТВД, помимо ухудшения их экономичности при увеличении скорости полета, следует отнести высокий уровень шума, повышенные вибрации от винта, имеющего значительный диаметр и большую массу, а также наличие редуктора с высокими передаточными отношениями, а поэтому тяжелого, требующего высокой точности изготовления и работающего в очень напряженных условиях.

Только в последние годы, благодаря появлению усовершенствованных газогенераторов и созданию воздушных винтов нового типа, получивших название винтовентиляторов, стали появляться турбовинтовентиляторные двигатели (ТВВД), которые по существу являются дальнейшим развитием ТВД. Принципиальные схемы ТВД и ТВВД представлены на рис. 5.15.

Большинство серийных ТВД, находящихся в эксплуатации, которые по существу уже являются морально устаревшими, выполнено по одновальной схеме (рис. 5.15 а). Для них характерно соосное расположение двигателя и редуктора, причем редуктор выполняется в единой конструктивной компоновке с двигателем. Примерами двигателей такой схемы являются ТВД НК-12, АИ-20, АИ-24.

ТВД нового поколения выполняются, как правило, двух- или трехвальными с автономными ГГ (одно- или двухвальными) и свободной турбиной. По двухвальной схеме с одновальным ГГ выполнен двигатель ТВ7-117С, а с двухвальным ГГ – английский ТВД «Тайн».

Турбовинтовые двигатели по рабочему процессу имеют много общего с турбовальными двигателями. У них также практически вся развиваемая мощность через редуктор передается на воздушный винт. Но они применяются на более скоростных летательных аппаратах, чем турбовальные ГТД, и поэтому приращение кинетической энергии выхлопных газов у них используется для получения сравнительно небольшой по величине реактивной тяги.

У турбовальных двигателей, применяемых на вертолетах, работа цикла

L_ц = L_е

полностью передается на вал винта и реактивная тяга у них практически равна нулю. У ТВД и особенно у ТВВД, применяемых на самолетах, как видно из формулы (5.9), тяговая работа создается как за счет винта, так и за счет реакции проходящего через двигатель газового потока. Возникает задача оптимального распределения работы цикла между винтом и реактивной струей, вытекающей из сопла. Оптимальным является такое распределение работы цикла, при котором тяговая работа при заданных условиях полета получается максимальной. Целевая функция для оптимизации в таком случае определяется соотношением (5.9).

Оптимизация производится отысканием такой скорости истечения из сопла с_с.опт, при которой L_тяг = L_тяг.max при заданных значениях скорости полета и работы цикла.

Если из (5.1) определить L _е и подставить в (5.9), получим

L_тяг = h_редh_в (с_с–V)V.

Для определения с_с.опт вычислим производную  при L_ц = const и V = const и приравняем ее к нулю, тогда

= – с_сh_редh_в V = 0.

Отсюда получим формулу для определения скорости истечения из сопла с_с.опт при оптимальном распределении работы цикла между винтом и реакцией, впервые выведенную Б.С. Стечкиным в 1944 г.:

с_с.опт = .                                      (5.13)

Условие (5.13) показывает, что при больших скоростях полета и низких КПД винта следует увеличивать долю работы цикла, используемую для получения реактивной тяги. При уменьшении скорости полета передача работы цикла для создания реактивной тяги становится менее выгодной. Именно по этой причине у турбовальных двигателей, применяемых при очень малых скоростях полета (V » 0), оптимальное распределение работы цикла соответствует условию L_ц = L_е.

СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ

И ПРОГРАММЫ УПРАВЛЕНИЯ ТВД

У ТВД одновальной схемы имеется два независимых регулирующих фактора – расход топлива G_т и угол установки лопастей винта j_в. Это позволяет у них осуществлять независимое управление двумя параметрами. Такими параметрами могут быть частота вращения ротора n и температура газа перед турбиной . По указанной причине на максимальных режимах работы одновальных ТВД в высотно-скоростных условиях может быть реализована программа управления

n = n_max = const; и  = = const.                (5.14)

Наибольшее распространение у одновальных ТВД получили САУ, в которых частота вращения ротора регулируется путем изменения j_в, а температура  – изменением G_т. Для обеспечения программы управления (5.14) в полете подбирается закон подачи топлива, обеспечивающий косвенное поддержание постоянства температуры газа перед турбиной.

Рабочая линия (РЛ) на характеристике компрессора при программе управления (5.14) определяется как для одновального ГГ при n = const и = const, т.е. с использованием уравнения

= const n_пр.

При этом расположение рабочей точки на РЛ зависит только от температуры .

Условие баланса мощностей для каждой точки рабочей линии (в отличие от одновального ГГ ГТД прямой реакции) здесь выполняется за счет регулирования величины мощности, передаваемой на винт, путем изменения угла установки его лопастей j _в. Точка 1 на рис. 5.16 а соответствует j _в.max (при ), а точка 2 – j _в.min (при ).

Дросселирование одновального ТВД при заданной температуре  на входе может производиться с использованием различных РЛ в поле характеристик компрессора. Такими линиями, в частности, могут быть: линия a-б, соответствующая дросселированию при n = const, линия а-в, соответствующая одновременному снижению n и  (что возможно, например, при j_в = const), линия а‑б‑в – отвечающая дросселированию по комбинированной программе: вначале по n = const, а затем по j_в = const и др. (рис. 5.16 б).

Наиболее выгодным, как показали исследования, является дросселирование одновальных ТВД при n=const, так как это обеспечивает быстрое снижение  и N_экв практически при таких же значениях С_экв, что и дает дросселирование, например, по линии а-в. Снижение  в случае дросселирования при n = const благоприятно влияет на показатели надежности работы двигателя, так как на пониженных режимах значительно снижается температура . При таком дросселировании улучшается приемистость двигателя, поскольку отпадает необходимость раскрутки ротора, но затрудняется запуск из-за большого момента инерции вращающихся масс.

У ТВД со свободной турбиной на максимальных режимах работы также возможно применение (в области отсутствия других ограничений) программы управления

n_в = n_в.max = const; и = =const.                   (5.15)

И в этом случае условие = const обеспечивается за счет подачи топлива – G_т, а условие n_в = const – за счет установки лопастей винта – j_в.

Изменение параметров ГГ по  при этом сохраняется таким же, как у ГТД других типов и, в частности, в области низких температур  возможно ограничение по n_{т.к.пр.max}, а на малых высотах и больших скоростях полета возникает ограничение по N_emax. Расчет характеристик ТВД (и ТВВД) с использованием характеристик ГГ является таким же, как для ТВаД (см.п.21.3).

Для ТВД и ТВВД обычно рассматривают высотно-скоростные и дроссельные характеристики.

Высотно-скоростные характеристики ТВД для максимального режима работы двигателя и при заданной программе управления с ограничением по N_в.max представлены на рис. 5.17.

Характерным здесь является ограничение по максимальной мощности, которое наступает, как указывалось, при малых высотах и больших скоростях полета. Введение этого ограничения обосновывается теми же соображениями, которые были рассмотрены для турбовальных ГТД. Ограничивается не эквивалентная мощность, а мощность на валу винта, поскольку при n_т.к = n_т.к.max = const она пропорциональна максимальному крутящему моменту, передаваемому через редуктор на вал винта. Поэтому на рис. 5.17 а показано изменение по высоте полета Н не эквивалентной мощности, а мощности на валу винта N_в и отдельно – реактивной тяги Р_р, а также удельного расхода топлива С_экв. На рис. 5.17 6 даны качественные зависимости величин N_экв, N_в, С_экв и Р_р от скорости полета при Н = const для случая Н > Н_р, когда ограничение по N_в.max отсутствует.

С увеличением высоты полета Н при неизменной скорости полета V из-за уменьшения Т_Н до 11 км увеличиваются приведенная частота вращения и степень повышения давления воздуха в компрессоре , возрастают также p и D. Вследствие роста L_ц и внутреннего КПД это приводит к повышению удельной мощности до высоты 11 км и к снижению в этом диапазоне Н удельного расхода топлива (рис. 5.17 а).

Мощность на валу винта с ростом высоты полета значительно снижаются из-за уменьшения расхода воздуха через двигатель, но до Н = 11 км она снижается медленнее, чем G_в, вследствие увеличения L_ц. При Н > 11 км температура Т _Н сохраняется постоянной, поэтому перестают увеличиваться p и D. На этих высотах работа цикла, удельная мощность и величина С_экв практически сохраняются неизменными, а величины мощности N_в с ростом Н снижаются еще интенсивнее (пропорционально G_в и плотности r_Н).

При малых высотах полета вступает в действие ограничение по N_в.max. Штриховыми линиями на рис. 5.17 а показано изменение N_e для случая, если бы ограничение по N_в.max отсутствовало. Дросселирование двигателя в области ограничений для соблюдения условия N_в.max = const приводит, как видно, к ухудшению экономичности и снижению реактивной тяги в области ограничений.

Увеличение скорости полета V при Н = const ведет к повышению N_в и N_экв (рис. 5.17 6). Главной причиной, определяющей рост мощностей ТВД с увеличением скорости полета, является возрастание расхода воздуха G_в. Увеличивается также степень понижения давления на турбине , поскольку выходное сопло двигателя работает при докритических перепадах давления. Рост  ведет к увеличению работы на валу турбины, что совместно с увеличением G_в и определяет рост мощности, передаваемой на вал винта.

Как отмечалось ранее, скорость истечения газа из сопла и удельная реактивная тяга у рассматриваемых двигателей относительно невелики. Поэтому с ростом скорости полета весьма интенсивно уменьшается удельная реактивная тяга. Несмотря на увеличение G_в, реактивная тяга Р_р также снижается с ростом скорости V. Но тяговая мощность от реакции N_тяг.р = Р_рV с увеличением V возрастает. Одновременный рост N_в и N_тяг.р приводит к повышению N_экв.

Удельный расход топлива С_экв (как и С_е) с ростом скорости полета на данной высоте уменьшается, что связано с увеличением степени повышения давления p и возрастанием внутреннего КПД.

Дроссельные характеристики ТВДсо свободной турбиной показаны на рис. 5.18. При дросселировании двигателя снижаются , G_в.пр и N_в.пр, а удельный расход топлива С_е увеличивается. Повышение С_е объясняется снижением h_вн из-за уменьшения  и . Как видно, характер изменения параметров ТВД при дросселировании двигателя аналогичен рассмотренному ранее для ТВаД.

Для одновальных ТВД, поскольку у них n = const, дроссельные характеристики принято представлять в зависимости от расхода топлива G_т. У них снижение G_т также приводит к уменьшению мощности и возрастанию удельного расхода топлива, что вызвано в основном снижением  и , поскольку у них расход воздуха при n = const не снижается.

ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ТВВД И

ПЕРСПЕКТИВЫ ИХ РАЗВИТИЯ

Разрабатываемые в последние годы турбовинтовентиляторные двигатели(ТВВД) отличаются от ТВД двумя характерными чертами: новым типом винта — многолопастным, с широкохордными лопастями и газогенератором нового поколения – одно- или двухвальным – с высокими параметрами рабочего процесса (рис. 5.15 б). Помимо этого, учитывая бóльшие скорости полета самолета, получаемые при использовании ТВВД, у них выбираются более высокие расчетные значения скорости истечения газа из сопла с_с, а поэтому увеличивается доля работы цикла, используемая для создания реактивной тяги.

Принципиальная схема ТВВД с двухвальным ГГ показана на рис. 5.15 б. В данном случае ГГ сохраняет такие же свойства и характеристики, какими он обладает в других схемах ГТД (при одинаковых расчетных параметрах), а привод винтовентилятора осуществляется от вала свободной турбины через редуктор. Рассмотрим подробнее отличительные особенности ТВВД и проблемы, возникающие при их создании.

Основными проблемами, связанными с разработкой ТВВД, являются: создание многолопастного высокоэффективного винтовентилятора изменяемого шага; отработка газогенератора на высокие параметры рабочего процесса; снижение внешнего сопротивления гондолы и обеспечение положительной интерференции винтовентилятора, гондолы и крыла; обеспечение приемлемых уровней шума и эмиссии выхлопных газов; создание надежных малогабаритных редукторов.

Винтовентилятор(ВВ) ТВВД в отличие от обычных винтов ТВД должен эффективно работать с высоким КПД (не менее 0,8) до чисел М полета, равных 0,8…0,85. С этой целью необходимо улучшить аэродинамические характеристики ВВ при высоких числах М полета, а следовательно, при больших числах М_w по относительной скорости набегающего потока воздуха.

Улучшение аэродинамических характеристик ВВ достигается за счет двух факторов: 1 – использования для лопастей винта тонких суперкритических профилей, имеющих относительную толщину  до 0,02; 2 – применения лопастей саблевидной формы, чем обеспечивается угол стреловидности на периферии y до 30° и достигается увеличение критических чисел М_w.кр при обтекании периферийных сечений лопастей. Помимо этого, дополнительное повышение КПД (на 2…3%) обеспечивается применением двухрядных винто-вентиляторов с противоположным вращением лопастей. За счет указанных факторов удается обеспечить высокий КПД ВВ – до 0,8…0,82 при М_Н = 0,8.

Увеличение удельной мощности, снимаемой с 1 м² площади, ометаемой винтом, достигается увеличением количества лопастей (до 8…15 вместо 3…4 у ТВД). Тогда удельную мощность удается увеличить до 400…600 кВт/м², что в 2…5 раз выше, чем у одинарных воздушных винтов. При этом диаметр винта и его масса снижаются.

На рис. 5.19 показано сравнение ТВД, ТРДД и ТВВД как движителей, т.е. по тяговому КПД (с учетом КПД винта и сопротивления двигательной гондолы). Как видно, у ТВД высокие тяговые КПД достигаются при малых числах М полета, а при М_Н > 0,65 величина их тягового КПД h_тяг резко падает. У ТРДД тяговый КПД возрастает с ростом числа М полета, но его максимальные значения остаются на 12…15% меньшим, чем у ТВД при М_Н < 0,6. У ТВВД при М_Н = 0,8 удается получить такой же по величине тяговый КПД, как у ТВД при М_Н = 0,6, и обеспечить при М_Н = 0,8 его величину на 12….15% выше, чем у ТРДД с высокими степенями двухконтурности.

Газогенераторы с высокими параметрами рабочего процессаразрабатываются с использованием опыта создания ТРДД новых поколений. Существовавшие ранее ТВД относились к двигателям 2-го поколения. Они имели

 = 8…10 и  = 1200…1250 К. Развитие за последние годы ГТД других типов было связано с накоплением опыта создания ГГ с высокими параметрами рабочего процесса. Поэтому у ТВВД, которые следует отнести к двигателям 5-го поколения, этот опыт полностью используется.

У ТВВД в зависимости от назначения двигателя ожидается иметь

 = 20…40 и  = 1650…1750 К. Такие параметры рабочего процесса по сравнению с применявшимися у ТВД 2-го поколения позволяют получить увеличение внутреннего КПД двигателя на 5…7 %. С учетом более высокого тягового КПД этот выигрыш в экономичности ТВВД существенно возрастает.

Разработка гондолы двигателя с малым внешним сопротивлениемявляется также весьма важной задачей. Одним из возможных путей получения положительной интерференции силовой установки и планера самолета в полете и на взлетных режимах является обдув винтом внешней поверхности крыла.

Обдув ВВ внешней поверхности крыла при отклоненных закрылках на взлете позволяет существенно повысить С_у за счет увеличения циркуляции скорости вокруг профилей крыла. Здесь также достигается эффект от поворота вектора тяги, создаваемой ВВ, вследствие отклонения крылом и закрылками потока воздуха, отбрасываемого винтом, вниз по отношению к скорости полета.

Показатели по уровню шума и загрязнению окружающей средынормируются и имеют важное значение для самолетов гражданской авиации. Уровень шума у ТВВД ниже, чем у ТВД, но он пока еще уступает уровню шума ТРДД.

Подход к рассмотрению совместной работы элементов ТВВД, как указывалось, в принципе не отличается от изложенного ранее для других типов ГТД. Протекание высотно-скоростных характеристик также остается качественно аналогичным рассмотренному для ТВД (рис. 5.17).

Ярким примером успешной разработки и реализации ТВВД в последние годы может служить двигатель Д-27 Запорожского авиамоторного комплекса «Прогресс»-«Мотор-Сич», предназначенный для установки на российско-украинском военно-транспортном самолете Ан-70 (рис. 5.20 а). На взлетном режиме двигатель имеет мощность 10300 кВт (14000 л.с.). На крейсерском режиме полета (М_Н = 0,8; Н = 11 км) при мощности 5000 кВт удельный расход топлива при тяге 67,5 кН составляет 0,047 кг/(Н×ч). При этом = 1450 К; = 30 и h_в = 0,84.

Продольный разрез проточной части двигателя Д-27 показан на

рис. 5.20 б. Двигатель выполнен по трехвальной схеме и имеет z_кнд = 5; z_квд = 3 (2 осевых и 1 центробежная ступени); z_твд = 1; z_тнд = 1 и z_с.т = 4.

Важным достоинством силовой установки самолета Ан-70 является то, что на ней применены дифференциальный редуктор со встроенным измерителем крутящего момента и двухрядный винтовентилятор с противоположным вращением лопастей с диаметром винта D_в=4,5 м и числом лопастей 8 6.

Глава 6

Рассмотрим уравнение динамики ротора одновального ГГ, используемого в составе ТРД, ТРДД или ГТД других схем. В соответствии с законами механики запишем его в следующем виде:

М_т – М_к – М_тр М_ст = J_z ,                          (6.1)

где М_т – крутящий момент, развиваемый турбиной; М_к – крутящий момент, затрачиваемый на вращение компрессора; М_тр – момент, затрачиваемый на преодоление сил трения в подшипниках и на привод агрегатов; М_ст – крутящий момент, создаваемый стартером, если он есть и включен; J_z – момент инерции ротора относительно оси вращения ротора ГГ.

На установившемся режиме М_т = М_к М_тр и угловая скорость ротора  постоянна . Если же путем изменения подачи топлива в двигатель увеличивать или уменьшать момент на валу турбины, то скорость вращения ротора начнет увеличиваться или уменьшаться.

Чтобы перейти от моментов к мощностям, нужно уравнение (6.1) умножить на угловую скорость вращения ротора , тогда получим

N_т – N_к – N_тр N_ст = J_zw .                        (6.2)

Величина N_ст определяется на режимах запуска по характеристикам стартера. На режимах от малого газа и выше N_ст=0. Мощность, затрачиваемую на привод вспомогательных агрегатов и преодоление сил трения, удобно учитывать посредством введения механического КПД

.

Тогда уравнение (6.2) может быть записано как

DN_т= J_zw ,

где — избыточная мощность турбины.

Учитывая, что ,где n – частота вращения ротора в 1/с, получим

DN_т= 4p² J_zn ,                                   (6.3)

или

= .                                      (6.4)

Если DN_т> 0, происходит ускорение ротора; если DN_т< 0 – уменьшение частоты вращения (сброс газа).

Время перехода ротора с частоты вращения  на частоту вращения  (например, время приемистости или сброса газа) согласно (6.4) равно

.                                 (6.5)

Формулу (6.5) для большей наглядности можно представить в относительных параметрах. С этой целью введем обозначения:

= ; = ,

Тогда                                        .                     (6.6)

Если = , а =1.0, то время t_1-2 равно времени приемистости t_п.

Из формулы (6.6) видно, что на t_п непосредственно влияет момент инерции ротора . Зависимость времени приемистости от размеров двигателя слабая.

Различные мероприятия, направленные на снижение удельной массы ГТД за счет сокращения числа ступеней турбомашин и применения новых материалов с повышенной удельной прочностью, вызывают уменьшение моментов инерции роторов и улучшают приемистость.

Важнейшим фактором, влияющим на время приемистости, является относительная частота вращения ротора на режиме малого газа. Как видно из (6.6), чем выше = , тем меньше время приемистости. Но произвольно увеличить  нельзя, так как ее величина выбирается из условия получения минимальной тяги при работе двигателя на земле, где она должна составлять 3…6% от Р_max. У одновальных ТРД без специальных мер требуемая величина Р_МГ обеспечивается при = 0,3…0,4. У ТРД с компрессором, имеющим регулируемые лопатки НА, увеличение  при сохранении требуемого уровня тяги на режиме МГ можно получить за счет снижения (при данном n_пр) ,  и соответственно , ,Р_уд и Р при прикрытии лопаток НА. Это позволяет сократить t_п в 1,5…2,0 раза.

 МОЩНОСТЬ ТУРБИНЫ

Решающее влияние на время приемистости оказывает избыточная мощность турбины, которая при приемистости может быть представлена в виде следующего соотношения:

DN_т = G_в DL_т = G_в ,                           (6.7)

где L_т = с_р.г  – работа турбины; L_к = с_р  – работа компрессора; а = (1 – g_охл – g_отб)(1 g_т) – коэффициент, учитывающий отбор воздуха от компрессора и расход топлива в основной камере сгорания.

С помощью формулы (6.7) можно проанализировать влияние различных факторов на избыточную мощность турбины.

Работа, потребная для вращения компрессора при данном значении , зависит от его расчетных параметров и программы регулирования. Прикрытие лопаток НА в первых ступенях компрессора снижает потребную для его вращения работу, но одновременно ведет и к уменьшению расхода воздуха, в результате чего избыточная мощность турбины возрастает при этом сравнительно слабо.

Работа, развиваемая турбиной, зависит в первую очередь от температуры газа  на входе в турбину. Для получения избыточной мощности турбины в процессе разгона надо увеличивать температуру  по сравнению с ее значением на установившемся режиме за счет подачи в камеру сгорания дополнительного (избыточного) количества топлива. Следовательно, расход топлива на режимах разгона должен превышать расход топлива на установившихся режимах. В турбинах ГГ двигателей других схем, как правило, значение на всех практически важных эксплуатационных режимах неизменно вследствие того, что они заперты по перепаду давлений критическим сечением элемента, установленного за ГГ. Поэтому такой способ увеличения избыточной мощности турбины в ГТД других схем нереализуем.

Из формулы (6.7) видно, что избыточная мощность турбины зависит также от расхода воздуха через двигатель. Этот факт обуславливает влияние на приемистостьГТД скорости и высоты полета самолета, поскольку величина G_в возрастает при прочих равных условиях с ростом скорости полета и значительно уменьшается с ростом высоты полета. На малых высотах и при больших скоростях полета G_в имеет наибольшие значения, что снижает время приемистости. С ростом высоты и уменьшением скорости полета величина G_в, а следовательно, и DN_т уменьшаются, что приводит к увеличению времени приемистости двигателя.

На рис. 6.1 показан характер изменения процесса приемистости одновального ТРД при различных условиях полета. С ростом скорости полета у земли время приемистости существенно сокращается, что обусловлено в основном увеличением расхода воздуха через двигатель и соответственно расхода газа через турбину. С увеличением высоты полета время приемистости возрастает. Несмотря на возрастание с высотой полета  (что связано с ограничением минимально допустимого расхода топлива на больших высотах), время приемистости существенно увеличивается вследствие снижения по уже указанной причине G_в и избыточной мощности турбины.

Рассмотрим работу одновального газогенератора, установленного в ТРД (рис. 6.2), на режимах приемистости и сброса газа. Приемистость осуществляется за счет подачи в камеру сгорания избыточного количества топлива и повышения вследствие этого температуры . Сброс газа происходит при уменьшении подачи топлива в камеру сгорания до значений, более низких, чем на установившихся режимах.

Увеличение температуры таза перед турбиной в процессе приемистости приводит к увеличению избыточной мощности турбины. Приэтом в соответствии с формулой (6.4) происходит процесс увеличения частоты вращения ротора и обусловленное этим изменениевсех параметров по времени. Если характеристики элементов двигателя известны, то все параметры в переходном процессе могут быть определены (в рамках гипотезы квазистационарности) исходя из условий совместной работы элементов по соотношениям, установленным для одновального ТРД.

Расположение рабочих линий на характеристике компрессора на неустановившихся режимах отличается от их расположения на установившихся режимах по причине отличия (при каждом текущем значении n) значения температуры  от  на установившемся режиме ( ). В процессе приемистости . Но из баланса расходов воздуха через компрессор и газа через турбину следует,что

.

Поэтому при увеличении отношение  возрастает, т.е. рабочая линия на характеристике компрессора отклоняется от линии установившихся режимов (рис. 6.3) влево, в сторону границы устойчивых режимов. Причем при недопустимо высоком темпе увеличения G_т, рабочая точка моможет пересечь границу устойчивости компрессора, т.е. может произойти потеря устойчивости компрессора. Физически это объясняется тем, что превышение текущей температуры  по отношению к температуре  при каждом значении частоты вращения приводит к тепловому дросселированию компрессора за счет того, что при более высокой величине температуры снижается плотность газа перед турбиной и уменьшается пропускаемый ею расход газа. И только тогда, когда  (в точках 1 и 2 на рис. 6.3), параметры компрессора для установившегося и переходного режимов являются одинаковыми.

На режимах сброса газа за счет уменьшения подачи топлива температура газа перед турбиной снижается по сравнению с ее значениями на установившихся режимах. Это приводитк увеличению расхода газа, пропускаемого турбиной, а следовательно, к раздросселированию компрессора и к смещению рабочей линии на его характеристике вправо и вниз от линии установившихся режимов.

На рис. 6.4 показаны относительные изменения расхода топлива и температуры газа перед турбиной по частоте вращения ротора ГГ на режимах приемистости (при различных темпах подачи топлива) и сброса газа. Здесь линии 1 соответствуют установившимся режимам работы двигателя, линии 2 и 3— приемистости (с разным темпом изменения G_т), а линия 4 — процессу сброса газа.

Для уменьшения t_п необходимо в процессе приемистости максимально увеличивать избыточную мощность турбины. Если рассматриваемый ГГ не имеет регулируемых элементов проточной части и его турбина «заперта» по перепаду давлений (π*_т = const), что является наиболее типичным для существующих ГТД, то избыточную мощность турбины можно увеличивать только за счет повышения температуры

до предельно допустимых значений. Ограничение предельно допустимой температурыгаза в процессе приемистости может быть обусловлено следующимипричинами:

— недопустимостью неустойчивой работы компрессора;

— недопустимостью перегрева лопаток турбины;

— недопустимостью нарушения устойчивости процесса горения в камере сгорания.

Рассмотрим характер этих ограничений.

Ограничение по газодинамической устойчивости работы компрессора (ГДУ) связано с возможностью чрезмерного приближения рабочей линии

(рис. 6.1) при высоких темпах увеличения подачи топлива в камеру сгорания к границеустойчивых режимов работы (ГУР) компрессора.

Предельно допустимое приближение линии к ГУР ограничивается тем, что сама ГУР может в условиях эксплуатации сместиться вправо вследствие износа элементов проточной части компрессора, а также под влиянием возмущений потока на входе в двигатель. Поэтому необходимо, чтобы в процессе приемистости запас устойчивости  не снижался до значений, меньших 4…5%.

Ограничение по жаропрочности турбины учитывает необходимость защиты лопаток турбины от перегрева. Его сущность состоит в том, что в процессе разгона температура газа перед турбиной не должна превышать некоторого максимально допустимого значения . При этом, учитывая, что время разгона (приемистости) невелико и что часть этого времени турбина работает при пониженных окружных скоростях и, следовательно, при пониженных напряжениях от центробежных сил, допускается кратковременный «заброс» температуры перед турбиной в процессе приемистости на 50…70 ^оС по сравнению с предельно допустимым её значениям на максимальном режиме.

На рис.6.4 при относительном значении расчетной температуры газа перед турбиной =1,0 отмечено значение температуры > 1,0 (штриховая линия). Видно, что наибольшие возможности по увеличению температуры в процессе приемистости имеются при пониженных значениях n, где температура на установившихся режимах намного ниже, чем .

Ограничение по устойчивости процесса горения обусловлено возможным недопустимо большим снижением коэффициента избытка воздуха a (недопустимым обогащением горючей смеси) при приемистости в результате чрезмерного увеличения подачи топлива.

На рис. 6.5 показано изменение коэффициента a в зависимости от частоты вращения ротора ГГ на различных режимах. На установившихся режимах увеличение  с ростом n требует увеличения доли топлива в смеси, т.е. её обогащения, поэтому a уменьшается. Увеличение подачи топлива в процессе приемистости приводит к еще большему обогащению смеси (уменьшению a) и в принципе при чрезмерном увеличении подачи топлива может привести к срыву пламени («богатый срыв»).

Обычно раньше наступают ограничения по ГДУ компрессора и по жаропрочности турбины. Однако в условиях полета на больших высотах с малыми скоростями возможен и «богатый срыв» пламени в камере сгорания в процессе приемистости.

Оптимальная приемистость ТРД – это такая приемистость, когда при каждом значении n подача топлива поддерживается на предельно высоком уровне, допустимом с учетом указанных ограничений. В этом случае ускорение ротора при каждом значении n будет максимальным, а время приемистости – минимальным.

На рис. 6.6 показано изменение G_т и  по n на установившихся режимах и при оптимальной приемистости (кривая 3) с ограничениями по  (1) и по  (2).

Характер изменения избыточной мощности турбины DN_т (в процентах от мощности турбины на максимальном режиме) для одновального ГГ ТРД при М_Н = 0 и Н = 0 (при наличии эксплуатационных ограничений) представлен на рис. 6.7. Как видно, при низких частотах вращения значения DN_т малы из-за малых расходов воздуха, а также из-за ограниченности (по соображениям ГДУ) возможного увеличения температуры . При средних значениях  величина DN_т заметно повышается из-за возрастания G_в и . Максимум DN_т соответствует в данном случае примерно ≈ 0,8. При дальнейшем повышении  величина DN_т уменьшается из-за снижения = – . Как видно, величина , достигаемая в данном примере при ≈ 0,8, составляет ~13% от мощности турбины на максимальном установившемся режиме.

На рис. 6.8 показан соответствующий характер изменения частоты вращения и тяги двигателя в процессе приемистости для ТРД с одновальным ГГ в стартовых условиях. Характерным является сравнительно медленное ускорение вращения ротора на начальном участке процесса приемистости и значительно более быстрое на среднем и конечном. Это соответствует характеру изменения избыточной мощности турбины.

Тяга двигателя вначале повышается еще более медленно и только на конечном участке приемистости тяга быстро нарастает до максимальной величины.

В двухвальном ТРД (двухвальном газогенераторе) можно выделить компрессор высокого давления и турбину высокого давления, образующие ротор высокого давления (РВД), и расположенную между ними камеру сгорания

(рис. 6.9). Вместе они образуют газогенератор высокого давления (ГГ ВД). Он содержит те же элементы, что и одновальный ГГ. Поэтому условия совместной работы элементов ГГ ВД, его характеристики и протекание в нем процессов на неустановившихся режимах работы по существу ничем не отличаются от рассмотренных выше. Некоторые особенности связаны только с тем, что обычно расчетное значение (и соответственно момент инерции ротора ) значительно меньше, чем в одновальном ГГ.

При этом важно отметить, что, поскольку именно ГГ ВД является источником энергии, полученной в результате сжигания топлива и используемой в двигателе как на установившихся, так и на переходных режимах, способность ГГ ВД быстро увеличивать частоту вращения (и соответственно  и мощность каскадов турбины) в значительной степени определяет приемистость всего двигателя. Но раскрутка роторов осуществляется не синхронно, а с некоторым опережением одного из них относительно другого.

Более быстро раскручивается тот ротор, который имеет меньший момент инерции, более высокую относительную частоту вращения  и бóльшую величину DN_т в процессе приемистости.

На расчетном режиме работы двигателя обычно «скольжение» роторов S₀ =  составляет 1,2…1,3. При медленном дросселировании двигателя (на установившихся режимах его работы) «скольжение» роторов, как известно, увеличивается, как показано на рис.6.10 а. Это приводит к тому, что относительная частота вращения на режиме МГ у РВД оказывается значительно большей, чему ротора низкого давления (РНД). Как показывает статистика, = 0,3…0,4, тогда как = 0,5…0,65. Кроме того, момент инерции  в двухвальных ГГ обычно оказывается больше, чем . Поэтому практически во всех двухвальных ГГ в процессе приемистости раскрутка РВД происходит с опережением по сравнению с раскруткой РНД. В результате скольжение роторов при приемистости оказывается большим, чем на установившихся режимах (рис. 6.10 а). При сбросе газа, наоборот, частота вращения РВД вследствие меньшего момента инерции снижается быстрее, чем частота вращения РНД, и скольжение оказывается меньше, чем на установившихся режимах.

Расположение рабочих линий на характеристике КВД на неустановившихся режимах остается таким же, как у одновального ТРД (рис. 6.3). Рабочая линия на режимах приемистости располагается левее рабочей линии установившихся режимов. Но существенно изменяются условия работы КНД. Раскручивающийся более быстро КВД просасывает в ускоренном темпе поток воздуха, проходящий через КНД. В результате в процессе приемистости рабочая линия на характеристике КНД располагается правее линии установившегося режима, кроме начального момента раскрутки, когда еще роторы сохраняют исходное значение скольжения, присущее установившимся режимам, а подача топлива уже увеличена (рис. 6.10 б). Чем интенсивнее осуществляется процесс приемистости, тем значительнее рабочая линия на характеристике КВД приближается, а на характеристике КНД удаляется от границ их устойчивых режимов работы. Поэтому факторами, ограничивающими время приемистости, являются запас устойчивости КВД и величина предельно допустимой температуры . Запас устойчивости КНД в данном случае велик и не лимитирует t_п.

Преимущество двухвальной схемы ГГ здесь проявляется в том, что при одинаковых с одновальным ГГ значениях  у двухвального ГГ  получается значительно ниже. По этой причине рабочая линия для установившихся режимов удаляетсяот границы устойчивых режимов на характеристике КВД более значительно, чем на характеристике компрессора одновального ГГ. За счет этого возрастают запасы устойчивости КВД, которые могут быть использованы в процессе раскрутки роторов для увеличения избытков топлива вплоть до выхода на ограничение по . Это совместно с другими отмеченными выше факторами приводит к тому, что время приемистости ТРД с двухвальными ГГ обычно оказывается заметно меньше, чем у ТРД с одновальным ГГ, имеющим такие же расчетные параметры.

При сбросе газа рабочая линия на характеристике КВД протекает таким же образом, как у одновального ГГ (рис. 6.3). Но КВД (вследствие быстрого снижения частоты вращения и соответственно расхода воздуха через него) оказывает дросселирующее воздействие на поток воздуха, протекающий через КНД, и линия сброса газа отклоняется от рабочей линии установив­шегося режима в сторону границы устойчивых режимов работы КНД (рис. 6.10).

В связи с таким характером протекания линии сброса газа возникает область режимов, где становятся опасным быстрый сброс газа и применение «встречной приемистости». При резком сбросе газа, а также при «встречной приемистости» может произойти потеря устойчивости КНД. Режим «встречной приемистости» может применяться при необходимости срочного ухода на второй круг при посадке самолета.

Заметим также, что в условиях старта и при малых скоростях полета перепад давлений в выходном сопле ТРД на режиме малого газа становится существенно докритическим, в результате чего степень понижения давления в ТНД снижается, а скольжение роторов дополнительно возрастает, что обуславливает еще большее «отставание» РНД по отношению к РВД в процессе приемистости.

Все сказанное выше о процессах приемистости и сброса газа в одновальных и двухвальных ТРД(Ф) соответственно с одновальным и двухвальным ГГ полностью относится и к одноконтурным ГТД других схем с такими ГГ, т.е. к ТВД, ТВВД и ТВаД.

У ТВД с общей турбиной (в которых нельзя выделить ГГ) снижение режима работы двигателя происходит, как уже отмечалось, за счет уменьшения шага винта при сохранении постоянной частоты вращения (кроме некоторого снижения частоты вращения при переходе к земному малому газу после установки лопастей ВИШ на упор минимального шага). Поэтому подача топлива при приемистости ограничивается в таких ГТД только темпом поворота лопастей ВИШ (чтобы не было заброса частоты вращения вала двигателя).

Ограничимся для простоты рассмотрением ТРДД с одновальным газогенератором (рис. 6.11).

Протекание процессов приемистости и сброса газа в таких двухвальных двухконтурных двигателях качественно мало отличается от рассмотренных выше для одноконтурных двухвальных ТРД. Для ГГ ТРД и ТРДД эти процессы при одинаковых расчетных параметрах элементов полностью совпадают. Но протекание процессов приемистости и сброса газа в турбовентиляторе (в первую очередь в КНД) имеет некоторые отличия. Отметим основные из них.

Рис. 6.11. ТРДДсм с одновальным ГГ

1) Расход воздуха через КНД примерно в 1 m раз больше, чем расход газа через ТНД. Поэтому при расчете и анализе неустановившихся режимов их работы (в частности, баланса мощностей) необходимо учитывать изменение степени двухконтурности m на переходных режимах.

2) Расчетная степень повышения давления в компрессоре одновального газогенератора ТРДД существенно выше, чем в КВД двухвального ГГ. Соответственно больше и момент инерции ротора ГГ (при одинаковых значениях ). Но и у вентилятора, из-за его увеличенных размеров, момент инерции оказывается тоже более значительным, чем если это был бы КНД двухвального ГГ. Поэтому соотношение моментов инерции ротора газогенератора и ротора КНД (вместе с ТНД) в ТРДД с малой степенью двухконтурности (например, в ТРДДсм) остается примерно таким же, как и соотношение моментов инерции роторов в двухвальном ГГ. Кроме того, как и в двухвальном ГГ, в результате роста «скольжения» роторов при уменьшении  относительное значение  для газогенератора оказывается выше, чем для КНД (вентилятора). Этому дополнительно способствует то, что обычно компрессор ГГ имеет поворотные НА в первых ступенях, прикрываемые при снижении . Поэтому, как и в двухвальном ГГ, в процессе приемистости «разгон» ротора ГГ происходит с опережением по отношению к ротору вентилятора.

3) Отставание РНД в процессе приемистости от РВД приводит к тому, что расход воздуха через КВД возрастает интенсивнее, чем через КНД и степень двухконтурности на режимах приемистости получается меньшей, чем на установившихся режимах (рис. 6.12). Степень же повышения давления воздуха в КНД на режимах приемистости увеличивается (по той же причине) с ростом  медленнее, чем на установившихся режимах (рис. 6.12).

Уменьшение m и  (а следовательно, и L_КНД) в процессе приемистости по сравнению с их значениями на установившихся режимах приводит к снижению мощности, потребной на вращение КНД, и тем самым способствует ускорению «разгона» РНД. В ТРДДсм этому дополнительно способствует то, что опережающий рост  и соответственно  по отношению к  ведет к увеличению , т.е.дополнительно увеличивает избыточную мощность ТНД.

В результате время приемистости двухвальных двухконтурных двигателей со смешением потоков и малой степенью двухконтурности, как правило, оказывается заметно меньшим, чем в одноконтурных двигателях.

4) При большой степени двухконтурности момент инерции ротора, связанного с вентилятором, оказывается существенно более значительным по сравнению с моментом инерции ротора газогенератора. Поэтому в процессе приемистости таких двигателей «отставание» РНД от РВД оказывается более существенным, чем при малых m, что ведет к увеличению времени приемистости.

5) Каких-либо существенных особенностей в процессе сброса газа в ТРДД (по сравнению с ТРД) не наблюдается. Как и в двухвальном ГГ ТРД, единственным ограничением темпа уменьшения подачи топлива может оказаться снижения запаса устойчивой работы вентилятора (КНД), но поскольку запасы устойчивости у вентилятора при пониженных значениях  больше, чем в КНД двухвального ГГ с такими же расчетными параметрами, а смещение рабочей линии в сторону границ устойчивости меньше, этот фактор в ТРДД значительно менее существенен, чем в двухвальном ГГ.

ЗАПУСК ГТД НА ЗЕМЛЕ

Запуск ГТД на земле требует первоначальной раскрутки одного из его роторов от постороннего источника мощности (стартера), так как самостоятельная работа двигателя возможна только при достаточно большой частоте вращения роторов. Эта особенность ГТД объясняется характером протекания крутящих моментов (развиваемого турбиной и требуемого для раскрутки компрессора) от частоты вращения ротора (роторов) двигателя.

При запуске авиационных ГТД, имеющих несколько валов, обычно с помощью стартера производится раскрутка ротора газогенератора (газогенератора высокого давления, если газогенератор двухвальный), так как он имеет наименьший момент инерции и именно в газогенераторе расположена основная камера сгорания, которая после воспламенения в ней топлива обеспечивает энергией весь рабочий процесс двигателя.

Рассмотрим баланс крутящих моментов одновальногогазогенератора или газогенератора высокого давления. На рис. 6.13 показано изменение по частоте вращения ротора ГГ момента сопротивления вращению компрессора  и крутящего момента турбины . Изменение момента  дано при максимальном значении температуры газа перед турбиной . Момент сопротивления компрессора изменяется примерно пропорционально квадрату частоты вращения, а величина  имеет приблизительно линейный характер протекания по частоте вращения ротора, причем в области  турбина крутящего момента вообще не развивает из-за низких значений степени понижения давления в ней.

Как видно, момент  становится больше момента  лишь при значениях частоты вращения n, превышающих так называемую равновесную частоту вращения . После этого уже возможна самостоятельная раскрутка ротора ГГ от турбины. Раскрутка же ротора ГГ при  возможна только с помощью стартера.

Таким образом, первоначальная раскрутка ротора газогенератора ГТД при его запуске на земле возможна только от внешнего источника мощности (стартера), и только после достижения с его помощью частоты вращения, превышающей равновесную, возможна дальнейшая раскрутка ротора до  за счет избыточной мощности турбины. Включение подачи топлива в камеру сгорания двигателя и его воспламенение при  не имеют смысла.

На большинстве современных мощных ГТД для запуска используются турбостартеры. Характерной их особенностью является линейное протекание крутящего момента стартера Мст по частоте вращения ротора со снижением величины М_ст с ростом частоты вращения.

На рис. 6.14 показан характер изменения по частоте вращения ротора ГГ крутящих моментов турбины, стартера и момента сопротивления компрессора ГГ. Как видно из этого рисунка, процесс запуска двигателя на земле можно рассматривать состоящим из трех этапов: I – раскрутка ротора только стартером до частоты вращения n₁; II – совместная работа стартера и турбины от частоты вращения n₁ до частоты вращения n₂; III – отключение стартера и самостоятельная раскрутка ротора за счет турбины от частоты вращения n₂ до частоты вращения малого газа n_мг. При n = n_г за счет снижения  до ее значения на режиме малого газа уста­навливается равновесный режим М_т = М_с.

Для уменьшения времени запуска стартер отключается при такой частоте вращения n₂ > n_р, когда избыточная мощность турбины уже достигает значительной величины. Заштрихованная на графике область, определяемая сложением моментов М_т М_ст – М_с, соответствует моментам, идущим на раскрутку ротора двигателя при запуске для каждого значения частоты вращения.

По данным статистики величина n₁ составляет (20…30)% от n_мг, а n₂ равна (70…80)% от n_мг.

Реализация рассмотренной программы запуска осуществляется автоматикой двигателя, обеспечивающей последовательный переход от одного этапа запуска к другому.

В процессе запуска ГТД меняются режимы работы каскадов компрессоров. При этом первостепенное значение имеет обеспечение устойчивой работы КВД. На рис. 6.15 показано протекание рабочей линии на характеристике КВД в процессе запуска. На I этапе, когда в камере сгорания горения еще нет и = , рабочая линия на характеристике КВД соответствует кривой 0-1. При воспламенении топлива в начале II этапа запуска температура  резко возрастает и рабочая точка к моменту достижения равновесной частоты вращения  смещается к границе устойчивой работы компрессора (кривая

1 — р). В дальнейшем на II и в начале III этапа температура поддерживается на максимально возможном уровне из условия устойчивой работы КВД (кривая р – 2). В конце III этапа температура снижается до ее значения на режиме малого газа (точка МГ).

Как видно, главным фактором, ограничивающим количество подаваемого топлива в камеру сгорания при запуске, является не жаропрочность турбины, а запас устойчивости КВД. При чрезмерно высоких забросах температуры может возникнуть срыв потока в КВД, приводящий к так называемому «горячему зависанию», когда, несмотря на рост , частота вращения перестает увеличиваться. При недостаточной подаче топлива в камеру сгорания из-за малого значения DМ_т разгон двигателя в процессе запуска становится вялым и может наступить «холодное зависание», т. е. прекращение раскрутки РВД. Все это требует точной дозировки подачи топлива на режимах запуска.

ЗАПУСК ГТД В ПОЛЕТЕ

В полете при выключении камеры сгорания роторы двигателя не останавливаются полностью, а продолжают вращаться под воздействием скоростного напора набегающего потока. Двигатель переходит на установившийся режим работы, называемый режимом авторотации.

Частота вращения ротора (роторов) двигателя на режиме авторотации зависят от числа М полета, причем с ростом  она возрастает (при дозвуковых скоростях полета) почти пропорционально . От высоты полета частота вращения роторов на режиме авторотации зависит слабо, несколько уменьшаясь с ростом Н вследствие снижения чисел Re и возрастания доли мощности, затрачиваемой на преодоление трения и привод агрегатов. Равновесная частота вращения (при которой ), наоборот, заметно снижается по мере роста вследствие увеличения перепада давлений на турбине под воздействием скоростного напора. Поэтому уже при сравнительно небольших скоростях полета частота вращении РВД на режиме авторотации оказывается выше равновесной частоты вращения. И тогда для запуска двигателя достаточно включить подачу (в необходимом количестве) топлива в камеру сгорания и обеспечить его розжиг. Только на вертолетах частота вращения вала турбокомпрессора на режиме авторотации обычно оказывается недостаточной и для запуска в воздухе приходится использовать стартер.

Однако и на самолетах возможность успешного запуска в воздухе зависит не только от выполнения условия n_авт > n_р, но и от других факторов и прежде всего от условий полета.

Значения параметров  и  на входе в камеру сгорания существенно уменьшаются с ростом высоты полета, что отрицательно влияет на условия устойчивого воспламенения и горения топливовоздушной смеси. Кроме того, воспламенение топлива в пусковых блоках также становится ненадежным, в связи с чем обычно применяется (при запуске в воздухе) подпитка их кислородом. 

Другим неблагоприятным фактором, затрудняющим запуск дви­гателя в воздухе, является увеличение (с ростом скорости полета) скорости воздуха на входе в камеру сгорания на режимах авторотации (по сравнению с её значением у работающего двигателя при той же частоте вращения). Это обусловлено повышением расхода через турбину в случае, когда через нее вместо горячего газа проходит воздух, имеющий существенно более низкую температуру и соответственно значительно более высокую плотность. Рост скорости воздуха на входе в камеру сгорания ограничивает возможность надежного воспламенения топлива при её запуске на больших скоростях.

Все указанные факторы существенно сужают диапазон режимов полета, в котором гарантируется надежный запуск двигателя в полете. Соответственно для каждого конкретного авиационного ГТД существует область высот и скоростей полета, в пределах которой обеспечивается надежный запуск двигателя в полете на режиме авторотации. Примерный вид такой области показан на рис. 6.16, где сплошные линии — её границы, сама область заштрихована, а штриховые линии — граница допустимых режимов полета самолета. Левая граница заштрихованной области соответствует условию , а правая граница — ограничению по скорости воздуха на входе в камеру сгорания. Верхняя граница соответствует ограничению надежности запуска по минимальному давлению воздуха на входе в камеру сгорания.

Эти линии лишь приближенно соответствуют указанным ограничениям, но в инструкцию летчику обычно записываются именно в таком виде, т.е. в виде минимального и максимального значения приборной скорости полета  и максимальной высоты полета (по высотомеру), в пределах которых разрешен запуск в воздухе, поскольку именно эти величины всегда находятся в области внимания экипажа самолета.

Необходимо отметить, что в условиях полета на больших высотах существенно увеличивается время запуска. Это обуславливается двумя причинами. Во-первых, уменьшается избыточная мощность турбины, как из-за снижения расхода газа через нее, так и уменьшения максимально допустимой температуры  в процессе запуска вследствие снижения запаса устойчивости компрессора по причине уменьшения чисел Рейнольдса. Во-вторых, увеличивается частота вращения ротора на режиме малого газа при некотором снижении частоты вращения ротора на режиме авторотации, что повышает диапазон частот вращения, в пределах которого должна быть обеспечена раскрутка ротора (роторов) при запуске. 

Отметим также, что в случае самопроизвольного выключения двигателя в полете (или принудительного выключения для ликвидации неустойчивой работы компрессора, о чем речь будет идти дальше) можно достичь существенного увеличения высоты, до которой возможен надежный запуск, если, не дожидаясь выхода двигателя на режим авторотации, включить зажигание и подать в камеру сгорания необходимое количество топлива, т.е. произвести «встречный запуск». Принудительное выключение обеспечивает соответствующий блок в системе автоматического управления (САУ) двигателем. Этот же блок и обеспечивает потом встречный запуск.

ЛИТЕРАТУРА

1. Бакулев В.И., Голубев В.А., Нечаев Ю.Н. и др. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. – М.: Изд-во МАИ, 2003, 688 с.

2. Голубев В.А. Двухконтурные авиационные двигатели. – М.: Изд-во МАИ, 1998.

3. Иноземцев Н.В. Авиационные газотурбинные двигатели. – М.: Оборонгиз, 1955.

4. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д. Теория авиационных двигателей. Теория лопаточных машин.- М.: Машиностроение, 1995, 316 с.

5. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Шулекин В.Т. Теория авиационных двигателей. — М.: Транспорт, 2000, 287 с.

6. Кампсти Н. Аэродинамика компрессоров. — М.: Мир, 2000, 688 с.

7. Копелев С.З., Тихонов Н.Д. Расчет турбин авиационных двигателей. – М.: Машиностроение, 1974.

8. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование газотурбинных двигателей. — М.: Машиностроение, 2002, 615 с.

9. Масленников М.М., Шальман Ю.Н. Авиационные газотурбинные двигатели. – М.: Машиностроение, 1975.

10. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М. Теория авиационных газотурбинных двигателей. – М.: Машиностроение, 1977, ч.I, 312 с, 1978, ч. II, 336 с.

11. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М. и др. Теория авиационных двигателей./Под ред. Ю.Н. Нечаева. – М.: Воениздат, 1980, 416 с.

12. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М., Котовский В.Н., Полев А.С. Теория авиационных двигателей, часть 1. /Под редакцией Ю.Н. Нечаева. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2022.

13. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М., Котовский В.Н., Полев А.С. Теория авиационных двигателей, часть 2. /Под редакцией Ю.Н. Нечаева. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2022.

14. Федоров Р.М. Приближенный расчет характеристик нерегулируемых осевых компрессоров. – М.: Журнал «Авиационная промышленность» № 3 – 4, 1995.

15. Нечаев Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок. – М.: Машиностроение, 1995, 400 с.

16. Теория реактивных двигателей//Лопаточные машины./Под ред. Б.С. Стечкина. – М.: Оборонгиз, 1956, 548 с.

17. Теория реактивных двигателей//Рабочий процесс и характеристики./Под ред. Б.С. Стечкина. – М.: Оборонгиз, 1958.

18. Сосунов В.А., Литвинов Ю.А. Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей. – М.: Машиностроение, 1975, 216 с.

19. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей./Под ред. С.М. Шляхтенко. – М.: Машиностроение, 1987, 568 с.

20. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей./Под ред. С.М. Шляхтенко и В.А. Сосунова. – М.: Машиностроение, 1979.

21. Федоров Р.М. Расчет характеристик авиационных осевых компрессоров и анализ некоторых особенностей их работы в системе ТРД. Труды ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, вып. 891. – М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1961, 50 с.

22. Федоров Р.М. Устойчивость течения воздуха в компрессоре ГТД. В кн.: Научные проблемы авиации и космонавтики. – М.: Наука, 1985.

23. Федоров Р.М. Теория авиационных двигателей. Выпуск 3. Двухконтурные ТРД. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1970, 93 с.

24. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. – М.: Машиностроение, 1986.

Содержание

Предисловие …………………………………………………………………

Введеие…………………………………………………………………………..……5