рассматриваются в основном вопросы проектирования силовой;, установки, непосредственно связанные с общим проектированием современного самолета.

Для проектирования силовой установки необходимы прежде всего следующие основные исходные данные: назначение самолета, требуемые летные характеристики и взлетная масса самолета.

Главные требования, предъявляемые к силовой установке: обеспечить наименьщий удельный расход топлива (особенно для самолетов больщой дальности полета), иметь наименьший удельный вес (особенно для самолетов с больщой тяговооруженностью), а также иметь необходимую надежность и малую стоимость.

Успешный результат проектирования современного самолета с высокими характеристиками в значительной степени зависит от удачного объединения планера и силовой установки. Теперь недостаточно спроектировать планер, обладающий высоким аэродинамическим и весовым совершенством, и поставить на него двигатель с малым удельным расходом топлива и малым удельным весом. Необходимо согласовать характеристики планера и силовой установки, т. е. по тому или иному критерию, определяющему совер-шество самолетов данного типа, выбрать оптимальные режимы

Назначение самолета

Летные характеристики

i f-

взлетная масса самолета

Силовая установка

Выбор типа двигателя

Определение тяговооруженности самолета

выбор числа двигателей

Определение потребных характеристик двигателя

ТТТ на Проектирование двигателя (и сопла)

проектирование воздухозаборника

Математическое моделирование силовой установки

Экспериментальная доводка воздухозаборника

Согласование (зкспериментальное) воздухозаборника и двигателя

Летные агп.~:!лания силоРрй ijcmanoBKu

Рис. 16.1. Логическая схема проектирования силовой установки самолета 420

полета самолета и работы силовой установки. Другими словами, наряду с оптимизацией характеристик планера выбрать оптимальную схему двигателя и такие главные параметры (определяющие высотно-скоростные характеристики двигателя), как т - степень двухконтурности, Т; - температура газа перед турбиной, Як - степень повышения давления (степень сжатия) в компрессоре и др.

Согласованные характеристики планера и силовой установки обеспечивают получение максимума (или минимума) целевой функции, а следовательно, более полное выполнение ТТТ, предъявленных к проектируемому самолету.

На рис. 16.1 показана примерная последовательность проектирования силовой установки современного самолета.

При проектировании современного самолета могут иметь место два случая:

1) двигатель уже разработан к началу проектирования самолета (самолет проектируется под готовый двигатель);

2) требуется разработать новый двигатель, специально предназначенный для проектируемого самолета.

Если проектирование самолета ведется под готовый двигатель, то вопрос о выборе типа двигателя и его параметров, естественно, не ставится. В данном случае определяется требуемая тяговооружеиность самолета, необходимое число двигателей и т. д.

Если для проектируемого самолета разрабатывается новый двигатель, то в процессе эскизного проектирования самолета уточняются все необходимые характеристики будущего двигателя (выполняется согласование характеристик планера и силовой установки). По результатам проведенной работы конструкторы самолета совместно с конструкторами двигателя составляют ТТТ на проектирование двигателя (и сопла).

16.1.2. Характеристики авиационных двигателей Основными характеристиками авиационных двигателей, по которым осуществляется их сравнительная оценка, являются: высотно-скоростные характеристики Р = / (М, Н)яср = f (М, Н), секундный расход воздуха т, удельная тяга Яд, удельный вес двигателя уд и его габаритные размеры (длина и максимальный диаметр) *. ти характеристики определяются главным образом такими параметрами двигателя, как температура газа перед турбиной, степень повышения давления в компрессоре и степень двухконтурности.

Удельная тяга двигателя (тяга, приходящаяся на 1 кг расхода воздуха) является не только мерой экономичности силовой установки, но и одним из главных параметров, определяющих шум двигателя, а также хорошим критерием для сравнения аэродина-

* Характеристики авиационных двигателей, необходимые для дипломного проектирования, см. в приложении IV.

мического сопротивления (и мас сы) силовой установки (рис. 16.2)4 Лобовое сопротивление сило-;-вой установки на дозвуковых ско- ростях полета слабо зависит от удельной тяги двигателя, поэтому для дозвуковых самолетов можно принимать небольшие значения удельной тяги (другими словами, большую степень двухконтурности двигателя).

Задачи, выполняемые современной авиацией, требуют от авиационного двигателя высокой экономичности в широком диапазоне скоростей и высот полета. Однако наибольшая экономичность обеспечивается именно в том случае, если двигатель рассчитан на сравнительно небольшой высотно-скоростной диапазон (этим и объясняется деление авиационных двигателей на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые). Конкретные значения тех или иных характеристик, естественно, зависят от типа двигателя.

Современные ТРДД для дозвуковых самолетов, в зависимости от степени двухконтурности двигателя т, имеют слудующие значения стартового удельного расхода топлива Сро и удельного расхода топлива в крейсерском полете Сркрейс-

Рис. 16.2. Влияние удельной тяги двигателя на лобовое сопротивление силовой установки с изменением числа М полета

Сро- кг/(даН-ч) . , . РкРейС кг/(даН-ч) .

Высокая Низкая 0,3 ... 0,4 0,5 ... 0,6 0,6 ...0,7 0,7 ...0,8

В период предварительных расчетов (а также при дипломном проектировании) удельный расход топлива для дозвуковых самолетов можно определить по следующей приближенной зависимоси:

Ркрейс = 0,95

0,82

1 -1- 0,525 ут

= + АЧ0.494 -0,0145Я)

, (16.1)

где т - степень двухконтурности двигателя; М - число М полета; Н - высота полета (км).

Наряду со степенью двухконтурности на удельный расход топлива оказывают существенное влияние и такие параметры двигателя, как степень повышения давления в компрессоре и температура газа перед турбиной (рис. 16.3).

Удельный расход топлива в кг/(даН-ч) для сверхзвуковых ТРДФ и ТРДДФ на различных режимах полета в первом 422

Приближении можно определить по следующей формуле:

Ср == Срокф 0,7

1,5 + 0,03m2

.з + (тг + °2)7ггт +

+ (0,27 + 0,0 Ш) v М - 0,02Я

(16.2)

Здесь Сро - стартовый удельный расход топлива; кф = 1 при бесфорсажном режиме, кф= Г+ 0,008Я + 0,017 - 0,17 М при режиме полного форсажа; Г* в К; М - число М полета; Н - высота полета (км).

Следует заметить, что на сверхзвуковых крейсерских скоростях полета, соответствующих числам М = 2,0...2,5, экономичность одноконтурного двигателя и двухконтурного двигателя с небольшой степенью двухконтурности примерно одинакова. Причем оба типа двигателей должны иметь невысокую (по сравнению с дозвуковыми двигателями) степень повышения давления компрессора.

Важной характеристикой, определяющей конструктивное совершенство авиационного двигателя, является его удельный вес (по стартовой тяге), т. е. отношение сухого веса двигателя к максимальной стартовой тяге Удв = тдв/о- Первые ТРД с центробежным компрессором имели та 0,5. Современные ТРДД для дозвуковых самолетов имеют удельный вес = 0,16...0,19, а ТРДДФ для сверхзвуковых самолетов - = 0,1...0.17.

Следует отметить, что удельный вес двигателя практически не зависит от степени двухконтурности и величины стартовой тяги, например, ТРДД CF 700-2D-2 (т = 1,93; Ро = 2020 даН) имеет = 0,166; ТРДД CF6-55 (т = 4,2; Ро = 25 400 даН) имеет = 0,161; ТРДД TF-39 (т = 8; Ро = 18 640 даН) имеет у = = 0,177 (все двигатели разработаны фирмой Дженерал Электрик ) Такая важная геометрическая характеристика двигателя, как максимальный диаметр, напротив, зависит главным образом от степени двухконтурности и стартовой тяги.

В первом приближении диаметр ТРДД (м) можно определить по следующей зависимости:

(16.3)

(0,4 + 0,04т0-75) у

16.2. ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ

16.2.1. Работа воздухозаборника

Функции воздухозаборника в системе силовой установки современного самолета сводятся к следующему:

- обеспечить устойчивую работу двигателя на всех режимах полета;

- обеспечить сжатие поступающего в воздухозаборник воздуха, преобразуя кинетическую энергию набегающего потока в давление.

0,80 0,75

0,70 0,65 0,60 0,55 0,50

? Г5 20 25 30 55 W Pyi Рис. 16.3. Крейсерские характеристики ТРДД при М = 0,85, Я =11 [км

При дозвуковых скоростях полета повышение давления воздуха в двигательном тракте происходит в основном в компрессоре газотурбинного двигателя (приблизительно в пять раз больше, чем в воздухозаборнике). По мере увеличения скорости полета функции компрессора постепенно переходят к воздухозаборнику; при числе М = 1,2... 1,4 воздухозаборник и компрессор в одинаковой степени сжимают поток. При больших сверхзвуковых скоростях полета (М > 3) роль компрессора становится уже несущественной, а степень сжатия во входном устройстве достигает порядка 40 : 1, т. е. более целесообразным становится воздушно-реактивный двигатель без компрессора (ПВРД).

Степенью сжатия воздуха в турбореактивных двигателях принято называть отношение давления воздуха в конце процесса сжатия, т. е. за компрессором, к атмосферному давлению:

л -=

~ ЛихЛ

где р* - полное давление за компрессором (перед камерой сгорания); р - атмосферное давление; р1 - полное давление на входе в компрессор; л* - степень сжатия в воздухозаборнике; п, - степень сжатия в компрессоре.

При торможении потока всегда имеют место потери давления, обусловленные трением, вихреобразованием (отрыв потока при неравномерном поле скоростей), теплообменом, а при торможении

сверхзвукового потока появляются и волновые потери, обусловленные возникновением скачков уплотнения. В результате потерь в воздухозаборнике реально достижимые величины Явх оказываются меньше теоретически возможных. Например, при числе М = 3 можно получить Явх 30, вместо п; . д л: 38, которое было бы в идеальном случае (без потерь).

Потери давления, возникающие при сжатии воздуха во входном устройстве, принято оценивать величиной коэффициента восстановления полного давления (в теории двигателей для удобства расчетов часто пользуются не статическими, а полными давлениями). Коэффициент восстановления полного давления:

(Увх = ex/Ibx. ид = р1/Рн,

рде - полное давление набегающего потока воздуха.

Для того чтобы воздухозаборник современного самолета эффективно выполнял свои функции, он должен обеспечивать:

- возможно более высокие значения коэффициента восстановления полного давления;

- достаточно равномерное поле скоростей на входе в компрессор;

- устойчивую (без сильных срывов потока и пульсации давления) работу на всех режимах эксплуатации;

- возможно меньшее внешнее сопротивление.

16.2.2. Дозвуковые воздухозаборники

Накопленный опыт проектирования и эксплуатации дозвуковых воздухозаборников позволяет получать весьма высокие значения коэффициента восстановления полного давления в подобных входных устройствах: а = 0,97...0,98.

При проектировании дозвуковых воздухозаборников их параметры выбираются для основного режима полета.

Размеры входного отверстия диффузора определяются расходом массы воздуха через площадь входа. Согласно закону сохранения массы секундный расход воздуха в сечениях Н--Н и вх-вх (рис. 16.4) будет одинаковый:

/ в = РнУр.ч = вх1в.хРвх.

где У - расчетная скорость полета на высоте Н.

Площадь входа, следовательно, можно выразить так:

Уъх9

(16.4)

где /Ив - секундный расход воздуха через двигатель, под который проектируется воздухозаборник (задан в характеристиках двигателя); Vx - скорость воздуха на входе в воздухозаборник; Рзх - плотность воздуха на входе.