Для выявления закономерностей влияния на тягу основных параметров рабочего процесса и скорости полета будем пользоваться приближенным выражением для модуля тяги, выведенным выше:
P = Gв (cc – Vn)
Для анализа закономерностей, определяющих тягу ВРД, удобно представлять тягу двигателя как произведение
Р = Gв Руд,
где Р уд – удельная тяга двигателя, тогда
Руд = сс - Vn
Двигатели прямой реакции при полете с большими скоростями способны развивать огромные мощности. Тяговую мощность ВРД в полете (т. е. работу, которую производит сила тяги в единицу времени) можно определить по формуле NP = PV n.
Тяговая (полезная) мощность прямо пропорциональна скорости полета. У неподвижного двигателя сила тяги не совершает работы и NP = 0. При увеличении скорости полета тяговая мощность ВРД значительно возрастает.
Полетный (тяговый) КПД характеризует эффективность преобразования располагаемой работы двигателя в полезную работу, затрачиваемую на продвижение летательного аппарата. Этот КПД оценивает реактивный двигатель как движитель и для установившегося горизонтального полета определяется отношением тяговой мощности двигателя к его располагаемой мощности
h п = 2РVп/(с2 - Vп2)Gв.
Имея в виду, что Р/Gв = Руд = сс – Vn, получим выражение полетного КПД
h п = 2/(1+ сс/Vп)
Как видим, полетный КПД зависит только от отношения скоростей полета и истечения газов из сопла двигателя Vп/cc.
Таким образом, общая эффективность преобразования внутренней энергии топлива в полезную работу передвижения оценивается тремя коэффициентами: эффективным КПД, полетным КПД и общим КПД (ηо), являющимся их произведением.
Поскольку эффективный КПД – отношение эффективной работы двигателя к теплоте введенной с топливом, а в ВРД прямой реакции эффективная работа цикла определяется разностью кинетических энергий газов на выходе из двигателя и на входе в него, то нетрудно получить выражение для общего КПД:
ηо = ηеη п = PVп/GтHu
16 16 Схема и термодинамический цикл ТРДД в координата
1
16 Схема и термодинамический цикл ТРДД в координатах р — v
На рис. 34 приведена схема наиболее распространенного типа авиационного ГТД – двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД). В этом двигателе воздух, выходящий из воздухозаборника 1, сжимается в первой (передней) части компрессора 2, называемой также вентилятором, а затем разделяется на два потока. Внутренний поток подвергается сжатию в задней части компрессора 3, а затем поступает в камеру сгорания 4, где подогревается, как и в ТРД. В турбине 6продукты сгорания расширяются до установления давления более низкого, чем в ТРД, так как работа, получаемая в турбине, должна быть несколько больше, чем в ТРД, в связи с затратой дополнительной части ее на сжатие вентилятором 2воздуха, поступающего во внешний контур. Располагаемая энергия перед реактивным соплом внутреннего контура ТРДД поэтому получается меньшей, так же как и скорость истечения. Вместе с тем, дополнительная масса воздуха, поступающая из вентилятора 2во внешний контур 5, расширяясь в кольцевом сопле 8, создает дополнительную тягу и общая тяга двигателя поэтому возрастает. Отношение расхода воздуха, проходящего через внешний контур, к расходу воздуха через внутренний контур получило название степени двухконтурности т.
17 ПВРД. Как было сказано выше, при больших сверхзвуковых скоростях полета повышение давления за счет динамического сжатия воздуха может быть достаточно большим. Поэтому можно создавать воздушно-реактивные двигатели для больших скоростей полета без использования компрессора и турбины. Такие двигатели получили название прямоточных двигателей (ПВРД). Схема ПВРД для сверхзвуковых скоростей полета (СПВРД) показана на рис. 36. Здесь сжатие набегающего потока осуществляется в воздухозаборнике 1, после которого воздух с дозвуковой скоростью поступает в камеру сгорания 2. Процесс сгорания заканчивается перед реактивным соплом типа сопла Лаваля 3.
Рис. 36. Схема и термодинамический цикл СПВРД в координатах р—v и T—S
При очень больших скоростях полета, превышающих Мп = 7... 8, сжатие воздуха в воздухозаборнике ПВРД целесообразно производить не до дозвуковой, а до умеренной сверхзвуковой скорости, так как в этом случае уменьшаются потери полного давления в воздухозаборнике и эффективность рабочего процесса повышается. Такой двигатель называется гиперзвуковым прямоточным ВРД (ГПВРД). Сопоставляя рабочие процессы рассмотренных выше ВРД, можно сделать вывод о том, что большинство из них, в частности, ТРД, ПВРД, ТВД и ТРДД без теплоподвода в форсажной камере работают по одному и тому же термодинамическому циклу с подводом тепла при р = const.
Предлагались разнообразные схемы ВРД, использующих термодинамический цикл с подводом тепла при v = const.