Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 [ 18 ] 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 даН-ч di 0,6 0,1 Рис. 5.9. Дроссельная характеристика ТРДД (т = 5, Я=11км, М = = 0,85): ирейо~ частота вращения ротора при крейсерском режиме; Пдом - частота вращения при номинальном режиме; njjj - максимальная частота вращения Рис. 5.10. Влияние степени двухконтурности ТРДД на удельный расход топлива при взлете и в крейсерском полете на высоте Я = 11 км Удельный расход топлива, естественно, зависит не только от степени двухконтурности ТРДД. На него определенное влияние оказывают и такие параметры двигателя, как степень повышения давления в компрессоре и температура газа перед турбиной. По величине стартовой тяги современные ТРДД для дозвуковых самолетов делятся на шесть классов - от класса тяги Ро < <: 1150 даН до класса Ро = 18 400 ... 36 500 даН (самые большие ТРДД). Из существующих в настоящее время самых маленьких ТРДД можно назвать, например, ТРДД WR19-3 фирмы Уильяме Рисерч (США), стартовая тяга которого Ро = 260 даН (двигатель установлен на самолете Фоксджет ). Наибольшую стартовую тягу имеют современные ТРДД фирмы Роллс-Ройс RB.211-524 G (Ро = 25 500 даН) и ТРДД фирмы Дженерал Электрик GF 6-55 (Ро = 26 ООО даН). Оба двигателя устанавливаются на самолете Боинг-747. Основными габаритными размерами авиационного двигателя являются длина и максимальный диаметр, причем диаметр двигателя является наиболее важным размером, определяющим возможность компоновки двигателя на самолете. При прочих равных условиях всегда от-д%хконтУрносГТрдд=н1 Г- предпочтение, естественно, ксимальный диаметр двигате- Двигателю С меньшими габаритными ля (по вентилятору) размерами. Диаметр ТРДД зависит главным образом от величины стартовой тяги и степени двухконтурности. В первом приближении диаметр ТРДД можно определить по графической зависимости, показанной на рис. 5.11. Дальнейшее развитие авиационных двигателей для дозвуковых самолетов будет направлено главным образом на снижение у.дель-ного расхода топлива, уменьшение затрат на эксплуатацию двигателя и снижение уровня шума и дымления. 5.4,3, Двигатели для сверхзвуковых самолетов Сверхзвуковые самолеты можно разделить на два типа; самолеты, совершающие значительную часть крейсерского полета на большой дозвуковой скорости (истребители различного назначения и др.) и самолеты, крейсерский полет которых выполняется в основном на сверхзвуковой скорости (СПС и др.). Для первого типа сверхзвуковых самолетов наибольшее применение в настоящее время имеет двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ). Как и ТРДД целесообразно применять ТРДДФ на больших дозвуковых скоростях. Для достижения сверхзвуковой скорости полета (вплоть до соответствующей числу т 2,5) необходимо значительное увеличение тяги двигателя, что достигается включением форсажной камеры. При этом тяга возрастает на 30 ... 50 %, однако удельный расход топлива увеличивается в 2,0 ... 2,5 раза. Другими словами, большую дальность полета на сверхзвуковой скорости получить трудно. 3 отличие от современных дозвуковых ТРДД сверхзвуковые ТРДДФ имеют сравнительно небольшую степень двухконтурности М = 0,5 ... 1,3. Для лучшей экономичности (снижения удельного расхода топлива) на дозвуковом полете и для ТРДДФ желательна большая степень двухконтурности. Однако уменьшение удельной тяги двигателя с ростом степени двухконтурности приводит к увеличению его диаметра, что вызывает значительный рост лобового сопротивления силовой установки на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета (см. гл. 16). Стартовая тяга и удельный расход топлива сверхзвуковых ТРДДФ для современных многоцелевых самолетов располагаются в следующем диапазоне значений: Роф = 3000 ... 15 ООО даН - полный форсаж; Ро = 2000 ... 10 ООО даН - без форсажа; Сроф = 2,1 ... 2,8 кг/даН-ч - полный форсаж; CpQ = 0,55 ... 0,9 кг/даН-ч - без форсажа. Указанным значениям тяги соответствует диаметр ТРДДФ = 0,5 ... 1,5 м *. * Характеристики авиационных двигателей, необходимые для выполнения дипломного проекта, приводятся в приложении IV. Для длительного полета на сверхзвуковом режиме существуют два диапазона скоростей: диапазон скоростей, соответствующих числу М я 2, преимущество которого состоит в том, Что планер самолета может иметь конструкцию из обычных алюминиевых сплавов, и диапазон скоростей, соответствующих числу М 3, который хотя и создает определенные проблемы, но позволяет получить более высокую эффективность полета. Для первого диапазона скоростей используются как ТРДФ, так и ТРДДФ. Отсутствие существенного различия в характеристиках одноконтурного и двухконтурного двигателей на сверхзвуковых скоростях объясняется тем, что при увеличении степени двухконтурности от О до 0,5 удельный расход топлива уменьшается незначительно (примерно на 1 %). Дальнейшее увеличение степени двухконтурности ухудшает характеристики силовой установки. Для диапазона крейсерских скоростей полета, соответствующих числу М 3, лучшим двигателем является ТРДФ с невысокой степенью повыщения давления в компрессоре Як = 3 ... 4 (при числе М > 3,5 компрессор вообще становится практически не нужным). 5.4.4. Двигатели для гиперзвуковых самолетов Применение газотурбинных двигателей для самолетных силовых установок ограничивается числом М 3,5. Для полета на больших скоростях лучшей экономичностью будет обладать ПВРД с дозвуковым сгоранием (М < 6) и ПВРД со сверхзвуковым сгоранием (М > 6). Экономичность двигателя в первом приближении можно оценить по величине его удельного импульса по топливу (так как Ср = 3600 , кг/даН-ч). Зависимость величины /т от числа М полета для авиационных двигателей показана на рис. 5.12. Жидкостные реактивные двигатели (ЖРД), работающие на химическом топливе, достигли сейчас такого уровня развития, когда дальнейшее увеличение удельного импульса становится все более медленным и дорогостоящим. К тому же удельный импульс ЖРД остается недостаточным для установки его на гиперзвуковом самолете с более или менее длительным полетом. Следует заметить, что, несмотря на возрастание удельного расхода топлива на сверхзвуковых скоростях, полный КПД воздушно-реактивного двигателя значительно увеличивается. Полный КПД двигателя, как известно, учитывает все потери в процессе преобразования энергии топлива в полезную тяговую работу. Для углеводородного топлива (керосина) выражение полного КПД воздушно-реактивного двигателя можно записать в виде г]п = 0,00082У/Ср. (5.46) 3000 2000 Полный КПД двигателя дозвукового самолета (М = 0,85) составляет приблизительно 24%. При скорости полета, соответствующей числу М = 2j он возрастает уже до 38 % (что превышает термический КПД лучших современных электростанций), а при М = 3 Tin я 46 %. Рост КПД продолжается и при полете на гиперзвуковых скоростях с ПВРД. Наиболее перспективными для гиперзвуковых самолетов представляются комбинированные двигатели - турбопрямо-точные (ТРДФ + ПВРД). ТРДФ должен работать до скорости, соответствующей числу Мл?3,5, затем газотурбинный тракт закрывается, и на гиперзвуковых работать как ПВРД.
8 10 12 М О 2 Рис. 5.12. Зависимость удельного импульса по топливу Ут от числа М полета для различных типов двигателей, работающих на керосине (/; 2; 3) и водороде (/а; 2а; За): 1, 1а - ГТД; 2, 2а - ПВРД с дозвуковым сгоранием; 3, За - ПВРД со сверхзвуковым сгоранием скоростях двигатель будет 5.4.5. Выбор необходимого числа двигателей Необходимое число двигателей для силовой установки самолета зависит от ряда факторов, обусловленных как назначением самолета, так и его основными параметрами и летными характеристиками. Противоречивость влияния числа двигателей на безопасность, экономичность и регулярность полетов приводит к тому, что выбор числа двигателей до сих пор остается недостаточно разработанным вопросом проектирования самолетов. В ранний период развития авиации, когда появились первые многомоторные самолеты, выяснилось, например, что регулярность полетов на таких самолетах значительно ниже, чем на легких одномоторных самолетах. Причиной тому (хоть это и звучит парадоксально в наше время) было относительно большое число двигателей на этих самолетах, ибо частота отказов двигателей прямо пропорциональна их числу. В настоящее время положение существенно изменилось. Силовая установка современного самолета проектируется с учетом независимой работы двигателей. Межремонтный ресурс газотурбинных двигателей достигает нескольких тысяч часов. Поэтому вероятность отказа современного двигателя в полете значительно понизилась. Если обеспечено продолжение и завершение полета при отказе одного двигателя, то даже пассажирский самолет с двумя двигателями считается вполне пригодным к эксплуатации (например, Ту-134, ДС-9, Боинг 757 и др.). При увеличении числа двигателей безопасность полета современных самолетов увеличивается (такого мнения придерживается большинство специалистов). Каковы же основания для выбора числа двигателей на проектируемом самолете? В общих чертах требования ко всем самолетам при выборе числа двигателей можно сформулировать так; - самолет должен обладать необходимой стартовой тяговооруженностью; - самолет должен обладать достаточной надежностью и экономичностью; - эффективная тяга силовой установки должна быть возможно большей; - относительная стоимость двигателя должна быть возможно меньшей. Определив стартовую тяговооруженность проектируемого самолета, можно найти число двигателей из соотношения где Pot - стартовая тяга одного двигателя. При формальном подходе обеспечить нужную величину Ро можно каким угодно числом двигателей (в зависимости от величины Рог). Поэтому при решении данного вопроса необходимо учитывать еще и требования по надежности и экономичности самолета, специфику назначения самолета и требования, предъявляемые к его компоновке и силовой установке. Немаловажную роль в этом вопросе также играет степень готовности двигателя к моменту завершения проектирования самолета. Очевидно, нельзя предъявлять совершенно одинаковые требования по надежности и экономичности ко всем самолетам без учета их назначения, типа и размеров. Поэтому нельзя дать и какой-то единый критерий по выбору числа двигателей, который в более или менее одинаковой степени соответствовал бы требованиям, предъявляемым ко всем самолетам. В первом приближении число двигателей можно лишь связать со взлетной массой самолета. На легких самолетах военного и гражданского назначения число двигателей часто определяется наличием двигателя, соображениями живучести самолета (штурмовики, истребители-бомбардировщики), а также особенностями компоновки самолета. На современных легких самолетах устанавливается 1 или 2 двигателя (однако можно привести примеры, когда на легких самолетах устанавливается 3 двигателя). Одним из определяющих требований при выборе числа двигателей для тяжелых самолетов является безопасность на взлете: должна обеспечиваться безопасность взлета при отказе одного двигателя. Требования к обеспечению должной безопасности в зависимости от числа двигателей изложены в разд. 4.2.3, а в разд. 4.5 показан алгоритм выбора тяговооруженности современных самолетов на начальной стадии проектирования. Из 4.2.3 следует: чем больше двигателей установлено на самолете, тем меньше может быть его тяговооруженность и тем, следовательно, более легкой может быть его силовая установка. Означает ли это, что для тяжелого самолета следует принимать возможно большее число двигателей? Нет, не означает: большое число двигателей ведет к уменьшению экономичности самолета (растут расходы по обслуживанию и ремонту двигателей). Кроме того, большее число двигательных гондол, установленных на крыле или фюзеляже, может привести к снижению эффективной тяги силовой установки по сравнению с меньшим числом гондол более мощных двигателей, так как при увеличении числа двигателей возрастает суммарный мидель двигательных гондол, что приводит к увеличению коэффициента с. На современных тяжелых самолетах, как правило, устанавливаются 3 или 4 двигателя. Возможность устанавливать нечетное число двигателей появилась в связи с компоновкой ТРД на хвостовой части фюзеляжа. Для пассажирских самолетов число двигателей можно связать еще и с дальностью полета. Для малой дальности полета рациональное число двигателей равно двум, для средней - трем, для большой (свыше 5000 км) - четырем. 5.4.6. Размещение двигателей на самолете Турбореактивный двигатель при компоновке самолета позволяет рассматривать целый ряд принципиально различных вариантов размещения двигателей: в фюзеляже; в корне крыла; на пилонах под крылом; под крылом (с непосредственным креплением гондолы двигателя к крылу); на пилонах над крылом; над крылом (с непосредственным креплением гондолы к крылу); на концах крыла; на хвостовой части фюзеляжа и др. Все перечисленные схемы установки двигателей использовались в компоновках реактивных самолетов (дозвуковых и сверхзвуковых, гражданских и военных). Каждая схема имеет определенные преимущества и недостатки, проявляющиеся в той или иной степени в зависимости от типа и назначения с иолета. Рассмотрим наиболее распространенные схемы ус ановки двигателей. Размещение двигателей в фюзеляже применяется практически на всех легких военных самолетах (многоцелевые истребители и Медикаментозный аборт mc-sennaya.ru/medical-abort. |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |