Pikap24.ru

Автомобильный журнал
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое тяга турбореактивного двигателя

Реактивная тяга

Реактивная тяга — сила, возникающая в результате взаимодействия реактивной двигательной установки с истекающей из сопла струёй расширяющейся жидкости или газа, обладающих кинетической энергией [1] .

В основу возникновения реактивной тяги положен закон сохранения импульса. Реактивная тяга обычно рассматривается как сила реакции отделяющихся частиц. Точкой приложения её считают центр истечения — центр среза сопла двигателя, а направление — противоположное вектору скорости истечения продуктов сгорания (или рабочего тела, в случае не химического двигателя). То есть, реактивная тяга:

  • приложена непосредственно к корпусу реактивного двигателя;
  • обеспечивает передвижение реактивного двигателя и связанного с ним объекта в сторону, противоположную направлению реактивной струи [2] .

2.2. Тяга реактивного двигателя

Под тягой двигателя Р понимают тягу, которую развивала бы силовая установка, если бы её внешнее обтекание было идеальным (т.е. без трения, отрывов потока и скачков уплотнения). Б.С. Стечкин еще в 1929 г. показал, что в этом случае тяга реактивного двигателя равна

, (2.1)

где Gв и Gг  расходы воздуха на входе в двигатель и газа на выходе из сопла, V и сс – скорость полёта и скорость истечения газа в выходном сечении сопла (направленная параллельно вектору скорости V), а Fс и рс – площадь выходного сечения сопла и давление газа в этом сечении.

Эта формула получила наименование формулы Стечкина.

В формуле Стечкина в ряде случаев могут быть сделаны упрощения. Так, если пренебречь тем, что расходы воздуха на входе в двигатель и газа на выходе из негонесколько различны, получим.

. (2.2)

отличается от из-за подвода топлива и отборов воздуха на нужды летательного аппарата.

При полном расширении газа в сопле до атмосферного давления

(рс=рН) эта формула тяги приобретает еще более простой вид

. (2.3)

Доклады Российской академии наук. Физика, технические науки, 2020, T. 490, № 1, стр. 82-86

ДЕТОНАЦИОННАЯ ФОРСАЖНАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ

С. М. Фролов 1, * , В. С. Иванов 1 , И. О. Шамшин 1 , В. С. Аксенов 1 , М. Ю. Вовк 2 , И. В. Мокрынский 2 , В. А. Брусков 3 , Д. В. Игонькин 3 , С. Н. Москвитин 3 , А. А. Илларионов 3 , Е. Ю. Марчуков 4

1 Федеральный исследовательский центр химической физики им. Н.Н. Семенова Российской академии наук
Москва, Россия

2 ПАО “ОДК-УМПО”, филиал ОКБ им. А. Люльки
Москва, Россия

3 В/ч 15650-16
Московская обл., пос. Щёлково-10, Россия

4 Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)
Москва, Россия

Поступила в редакцию 06.09.2019
После доработки 06.09.2019
Принята к публикации 23.10.2019

Впервые разработана, изготовлена и испытана детонационная форсажная камера сгорания (ДФКС), работающая на непрерывно-детонационном горении авиационного керосина ТС‑1. Огневые испытания ДФКС в комбинации с малогабаритным одноконтурным турбореактивным двигателем TJ100S-125 проведены на наземном стенде. В испытаниях зарегистрированы устойчивые режимы непрерывно-детонационного горения авиационного керосина – околопредельный режим продольно-пульсирующей детонации (ППД) и режим спиновой детонации (СД) с одной детонационной волной. По сравнению с обычной форсажной камерой сгорания при том же уровне внутрикамерного давления удельный расход топлива в ДФКС оказался на 30% ниже, а удельная тяга и коэффициент форсирования тяги – на 30% выше. Показано, что при работе в режиме ППД средний тепловой поток в стенки ДФКС составляет около 0.5 МВт/м 2 , а в режиме СД – 0.86 МВт/м 2 . Эти показатели свидетельствуют о высоких потенциальных возможностях ДФКС применительно к перспективным воздушно-реактивным двигателям.

В [1–3] представлено экспериментальное доказательство энергоэффективности детонационного цикла Зельдовича применительно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Показано, что при переходе от дефлаграционного горения топливных компонентов к детонационному, удельный импульс тяги ЖРД увеличивается на 7–8% при прочих равных условиях [1, 2]. Более того, в детонационном ЖРД одинаковый по значению удельный импульс тяги получается при вдвое меньшем давлении в камере сгорания, чем в ЖРД на обычном горении, что позволяет улучшить массогабаритные характеристики турбонасосного агрегата [3].

Читать еще:  Что такое управления двигателем ecm

Цель данного исследования заключалась в экспериментальном доказательстве энергоэффективности цикла Зельдовича применительно к воздушно-реактивным двигателям, работающим на штатном авиационном керосине ТС-1.

Для достижения цели нами поставлена и решена задача о форсировании тяги малоразмерного одноконтурного турбореактивного двигателя (ТРД) TJ100S-125 с помощью детонационной форсажной камеры сгорания (ДФКС). ТРД TJ100S-125 оснащен одноступенчатыми центробежным компрессором и осевой турбиной, суживающимся реактивным соплом диаметром 100 мм, работает на стандартном авиационном керосине ТС-1 и обладает максимальной тягой 1250 Н и удельным расходом топлива выше 1.0 кг/кГс/ч. Чтобы поддерживать температуру газа перед неохлаждаемой турбиной на достаточно низком уровне (не выше ∼1200°C), ТРД работает на керосино-воздушных смесях с высоким коэффициентом избытка воздуха от 4.0 до 6.0. Избыток окислителя, не прореагировавшего в основной камере сгорания, можно использовать для форсирования тяги ТРД с помощью ДФКС при дополнительной подаче керосина в поток продуктов сгорания, т.е. установить ДФКС вместо штатного сопла ТРД и максимально использовать поданный в ТРД окислитель, сжигая его в детонационном режиме. В этом случае энергоэффективность ДФКС можно оценить, сравнив ее удельные характеристики с удельными характеристиками обычных форсажных камер сгорания в двухконтурных ТРД при том же уровне внутрикамерного давления.

Облик и геометрические размеры ДФКС получены на основе многовариантного параметрического трехмерного численного моделирования с использованием вычислительной технологии ФИЦ ХФ РАН [4]. Экспериментальный образец ДФКС изготовлен в ФИЦ ХФ РАН и испытан на стенде ИС-1М в/ч 15650-16 в комбинации с малогабаритным одноконтурным турбореактивным двигателем TJ100S-125.

ДФКС представляет собой осесимметричную кольцевую камеру сгорания с гладкими стенками с наружным диаметром 200 мм и длиной 800 мм, оснащенную сменным суживающимся реактивным соплом. Чтобы уменьшить влияние ДФКС на работу ТРД вследствие возникающего при детонации высокого противодавления, на входе в ДФКС предусмотрено локальное сужение проточной части, причем площадь “критического” сечения равна площади поперечного сечения штатного сопла ТРД. Керосин подается в ДФКС через два пояса радиальных отверстий диаметром 0.15 мм (всего 240 штук), равномерно распределенных на наружной и внутренней стенках кольцевого зазора на расстоянии 10 мм ниже по течению от “критического” сечения. Сменные сопла ДФКС имеют диаметр выходного сечения 100, 120, 140 и 150 мм. На входе в ДФКС предусмотрены коллекторы подачи кислорода, позволяющие восстановить его массовую долю до уровня 23%, как в воздухе. Внутренняя и внешняя стенки ДФКС, а также опорные пилоны и часть сопла охлаждаются водой. По измерениям температуры охлаждающей воды оцениваются средние тепловые потоки в стенки ДФКС. Комбинированная силовая установка (СУ) TJ100S-125–ДФКС устанавливается на стенде с тягоизмерительным устройством и запускается в различных режимах работы ТРД. Зажигание горючей смеси в ДФКС производится с помощью авиационной свечи зажигания и/или трубки-предетонатора. Максимальная продолжительность огневого испытания с подачей керосина в ДФКС составляет 10 с. На рис. 1 показана фотография СУ в одном из огневых испытаний.

Рис. 1.

Фото комбинированной силовой установки ТРД–ДФКС в одном из огневых испытаний.

Параметры рабочего процесса в ДФКС регистрируются с помощью четырех датчиков статического давления и четырех датчиков пульсаций давления. Датчики установлены на импульсных трубках (6 × 1 мм) длиной 800 мм. Система измерений также включает термопары, расходомеры, датчик тяги и видеокамеры. Факт детонационного горения регистрируется по показаниям датчиков пульсаций давления. При обычном горении пульсации давления в ДФКС не проявляют какой-либо регулярности и имеют малую амплитуду. При детонационном горении регистрируется доминирующая частота пульсаций, соответствующая частоте прихода детонационной волны в точку размещения соответствующего датчика, а сами пульсации имеют ярко выраженный треугольный профиль с крутыми фронтами и большой амплитудой. На рис. 2 приведен пример записей датчиков пульсаций давления в одном из огневых испытаний с последовательным зажиганием горючей смеси в ДФКС сначала с помощью свечи зажигания (6.24 с), а затем с помощью трубки-предетонатора (6.33 с). В этом испытании зажигание свечой приводит к обычному горению с нерегулярными пульсациями давления малой амплитуды, а перепуск детонационной волны из трубки-предетонатора приводит к детонационному горению горючей смеси с регулярными пульсациями давления (см. вставку на рис. 2) высокой амплитуды с крутыми фронтами.

Читать еще:  Что такое промвал двигателя
Рис. 2.

Записи датчиков пульсаций давления в огневом испытании с последовательным зажиганием горючей смеси в ДФКС сначала с помощью свечи зажигания, а затем с помощью трубки-предетонатора.

Большинство испытаний проведено с восстановлением массовой доли кислорода в продуктах сгорания ТРД до уровня 23% и при работе ТРД на режимах 83–85% максимальной тяги. При этом суммарный коэффициент избытка воздуха в ДФКС достигал значений 0.6–1.8, т.е. в ДФКС дожигался почти весь воздух, несгоревший в основной камере сгорания ТРД. В испытаниях зарегистрированы устойчивые режимы непрерывно-детонационного горения авиационного керосина – околопредельный режим продольно-пульсирующей детонации (ППД) с характерной частотой пульсаций давления 0.2–0.4 кГц и средним тепловым потоком в стенки ДФКС ∼0.50 МВт/м 2 и режим спиновой детонации (СД) с характерной частотой пульсаций давления 1.0–1.5 кГц и средним тепловым потоком в стенки ДФКС 0.86 МВт/м 2 , – а также режим обычного горения при постоянном давлении (ГПД), стабилизированного на опорных пилонах ДФКС. Режим ППД в кольцевых камерах сгорания ранее обнаружен в [5, 6 ] в экспериментах с водородом. В этом режиме детонация периодически реинициируется в выходной части ДФКС и распространяется против течения свежей горючей смеси по направлению к отверстиям подачи керосина. Режим СД отличается значительно более высокой частотой вследствие вращения одной детонационной волны в кольцевом зазоре в окрестности отверстий подачи керосина со скоростью около 1000 м/с.

По сравнению с обычной форсажной камерой сгорания при том же уровне внутрикамерного давления тяговые характеристики ДФКС, работающей на детонационном горении керосина, оказались значительно лучше: удельный расход топлива в ДФКС в среднем на 30% ниже, а удельная тяга и коэффициент форсирования тяги в среднем на 30% выше. Чтобы понять причину такого улучшения характеристик, рассмотрим рис. 3. На рис. 3 показаны записи датчиков статического давления в ДФКС в одном из огневых испытаний, в котором зарегистрирован переход от околопредельного режима ППД к режиму ГПД с последующим возвратом к режиму ППД. Датчики давления (ДД) расположены на расстоянии 50 мм (ДД1), 170 мм (ДД4), 290 мм (ДД7) и 410 мм (ДД10) ниже по течению от “критического” сечения ДФКС. Видно, что в режиме ППД давление на датчиках ДД1 и ДД4 значительно выше, чем в режиме ГПД, особенно на датчике ДД1, расположенном ближе к отверстиям подачи керосина. Датчики ДД7 и ДД10 показывают незначительное изменение давления во время переходов ППД–ГПД и ГПД–ППД. Избыточное давление, зарегистрированное датчиками ДД1 и ДД4, создает дополнительную силу на внутренние поверхности ДФКС и значительно увеличивает общую тягу СУ. Тот факт, что статическое давление на выходе из ДФКС (датчик ДД10) для режимов ППД и ГПД почти одинаково, указывает на малые отличия в полноте сгорания в этих режимах. Важно отметить, что при стационарной работе ДФКС в режиме СД повышение статического давления, зарегистрированное датчиком ДД1, на 10–15% выше, чем в режиме ППД при близких режимах работы СУ (рис. 4).

Рис. 3.

Записи датчиков статического давления ДД1, ДД4, ДД7 и ДД10 в огневом испытании с кратковременной сменой рабочих режимов: ППД–ГПД–ППД.

Читать еще:  Isuzu двигатели 4hf1 схема двигателя

Ранние конструкции

Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения по количеству работающих двигателей. могло произойти из-за отсутствия подходящих жаропрочных материалов для турбин. В британских двигателях, таких как Rolls-Royce Welland , использовались лучшие материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Welland был сертифицирован по типу вначале на 80 часов, позже был продлен до 150 часов между капитальными ремонтами в результате продленных 500 часов пробега, достигнутых в ходе испытаний. Несмотря на высокие требования к техническому обслуживанию, некоторые из первых реактивных истребителей все еще эксплуатируются с исходными двигателями.

General Electric в США имел хорошие возможности для входа в производство реактивных двигателей благодаря своему опыту с используемыми высокотемпературными материалами. в своих турбокомпрессорах во время Второй мировой войны.

Впрыск воды был обычным методом, используемым для увеличения тяги, обычно во время взлета, в ранних турбореактивных двигателях, которые были ограничены допустимой температурой входа в турбину. Вода увеличивала тягу на пределе температуры, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный след дыма.

Допустимые температуры на входе в турбину неуклонно увеличивались с течением времени как с введением лучших сплавов и покрытий, так и с появлением и повышением эффективности конструкции охлаждения лопаток. На ранних двигателях пилот должен следить за температурным пределом турбины и избегать его, как правило, во время запуска и при максимальных настройках тяги. Введено автоматическое ограничение температуры, чтобы снизить рабочую нагрузку на пилот и снизить вероятность повреждения турбины из-за перегрева.

Похожие статьи

Оптимальные параметры регулирования режимов работы.

Понижение температуры воздуха увеличивает его плотность, расход воздуха через компрессор, электрическую мощность ГТУ и электрический КПД установки.

Система автоматического управления малоразмерным.

При этом регулируются следующие параметры, характеризующие режимы работы двигателя: частота вращения ротора турбокомпрессора, температура газов за камерой сгорания или турбиной, степень повышения давления в компрессоре.

Анализ нагрузок, действующих на элементы конструкции ГТД

Обычно ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилированных лопаток, закреплённых на барабане или на отдельных дисках, соединённых между собой.

Компрессор ГТД служит для повышения давления воздуха перед подачей его в камеру сгорания.

Анализ термодинамических параметров зарубежных.

Расчет проводился методом подбора неизвестных параметров, таких как: степень повышения давления в компрессоре, степень понижения давления в турбине, степень регенерации, температура газов перед турбиной.

Расчёт предпомпажных состояний газотурбинной установки

— поддержание скорости вращения роторов ступеней высокого и низкого давления в установленных пределах; — недопущение выхода за максимально допустимые значения температуры выхлопных газов и давления на стороне нагнетания компрессора

Формирование подходов к моделированию авиационных.

Управление установившимися режимами работы и режимом малого газа производится по следующим законам регулирования: , . В ТРДДФ широкое применение находит регулирование установившихся режимов работы двигателя по частоте вращения ротора высокого давления .

Работа турбины авиационного ГТД в условиях повышенной.

Так же были заданы частота вращения ротора, расход и температура охлаждающего воздуха, теплофизические свойства материала. Для варианта с нарушенным охлаждением был задан расход охлаждающего воздуха уменьшенный на 40 %.

Перспективы и проблемы развития авиационных газотурбинных.

 увеличить температуру выхода газов из камеры сгорания на 2500–4500 С, что позволяет увеличить максимальную тягу двигателя на взлётном режиме

Исследования иприменение ТВД иТНД собратным вращением роторов на современных двигателях пятого поколения.

Оценка влияние внешних факторов на работу авиационного.

При работе на одном и том же режиме температура воздуха на входе в двигатель оказывает существенное влияние на температуру газа в тракте двигателя и частоту вращения роторов, а, следовательно, на температуру и напряженность деталей.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector