Параметры, характеризующие эффективность и экономичность работы воздушно-реактивных двигателей

Для выявления закономерностей влияния на тягу основных параметров рабочего процесса и скорости полета будем пользоваться приближенным выражением для модуля тяги, выведенным выше:

P = G_в (c_c – V_n)

Для анализа закономерностей, определяющих тягу ВРД, удобно представлять тягу двигателя как произведение

Р = G_в Р_уд,

где Р _уд – удельная тяга двигателя, тогда

Р_уд = с_с - V_n

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 N_P = PV _n.

Тяговая (полезная) мощность прямо пропорциональна скорости полета. У неподвижного двигателя сила тяги не совершает работы и N_P = 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 = 2РV_п/(с² - V_п²)G_в.

Имея в виду, что Р/G_в = Р_уд = с_с – V_n, получим выраже­ние полетного КПД

h _п = 2/(1+ с_с/V_п)

Как видим, полетный КПД зависит только от отношения скоростей по­лета и истечения газов из сопла дви­гателя V_п/c_c.

Таким образом, общая эффективность преобразования внутренней энергии топлива в полезную работу передвижения оценивается тремя коэффициентами: эффективным КПД, полетным КПД и общим КПД (η_о), 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:

η_о = η_еη _п = PV_п/G_тH_u

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 М_п = 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.