Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
Р. с. могут быть разделены на два типа: суживающиеся, в некоторых площадь поперечного сечения по длине уменьшается, и суживающиеся — расширяющиеся (типа Лаваля сопла), в которых площадь поперечного сечения по длине сначала уменьшается, а затем увеличивается. Их также различают по форме проходных сечений: круглые, кольцевые, прямоугольные («плоские») и др. Выбор формы сопла определяется многими факторами, главными из которых являются: рациональная (с наименьшим внешним сопротивлением) компоновка на летательных аппаратах, возможность управления вектором тяги, снижение уровней инфракрасного излучения, шума и т. п. Контуры Р. с. для уменьшения гидравлических потерь стремятся выполнить плавными. В этом случае потери обусловлены в основном трением, и в первом приближении течение газа в Р. с. можно рассматривать изоэнтропическим и одномерным. В Р. с. с большими углами суживающейся и расширяющейся частей, при наличии угловых точек в его контуре, а также в Р. с. неосесимметричной формы течение нельзя считать одномерным. В этом случае возникают также газодинамические потери (например, в скачках уплотнения), определение которых возможно лишь в результате двух- и трёхмерных расчётов течения в Р. с. Истечение из суживающегося—расширяющегося сопла при больших степенях понижения давления {{}}с* ({{}}с* = pо*/pн, где pо* — полное давление газа перед соплом, pн — давление в окружающей среде) происходит таким образом, что в выходном сечении Р. с. давление pс не связано с давлением в окружающей среде и зависит только от pо*, площади выходного сечения Fc и формы сопла. Различают три режима истечения: расчётный — при pс = pн; перерасширение газа в сопле — при pс < pн; недорасширение — при pс > pн. Так как величина {{}}с* с увеличением скорости (Маха числа полета М{{}}) растёт от 2—3 при М{{}} = 0 до 20—25 при М{{}} = 3, то очевидно, что нерегулируемые Р. с. (Fc/F* = const) лишь при одном значении {{}}с* работают на расчётном режиме. На всех остальных режимах имеются потери тяги, связанные с нерасчётностью истечения. В большинстве случаев стенки регулируемых Р. с. двигателя выполняются из набора створок, которые имеют прямолинейные образующие — сужающаяся и расширяющаяся части представляют собой усечённые конусы, плавно соединяющиеся в окрестности минимального сечения сопла. В связи с этим, кроме указанных гидравлических и газодинамических потерь тяги, а также потерь из-за нерасчётности истечения возникают потери на непараллельность потока в выходном сечении сопла (потери на рассеивание потока) и потери, связанные с негерметичностью стенок и соединений в конструкции сопла (потери на утечки газа). В лучших образцах регулируемых Р. с. потери на утечки не превышают 0,5%. Уровни потерь тяги в Р. с. на различных режимах работы двигателя описываются рядом коэффициентов, важнейшими из которых являются коэффициент тяги сопла Р. с. и коэффициент эффективной тяги сопла {{формула}} где {{формула}} — действительная тяга сопла, равная разности импульса на выходе из сопла и силы противодавления окружающей среды; Pид = mcvид — идеальная тяга сопла; vид — идеальная скорость истечения, соответствующая изоэнтропическому расширению газа от давления pо* до давления pн; mc — масса газа, проходящего через сопло в 1 c, xс — сила внешнего сопротивления сопла (кормовой части силовой установки); {{P}} = Pс/Pид. Значения {{Pс}} для лучших регулируемых сопел равны 0,97—0,98. Наиболее распространёнными схемами регулируемых Р. с. являются суживающиеся — расширяющиеся с непрерывным контуром и разрывом контура. Прорабатываются конструкции сопел с центр, телом и плоские. Показанные на рис. схемы а и б иллюстрируют возможность независимого механического регулирования минимального и выходного сечений суживающегося — расширяющегося сопла и сопла с разрывом контура. Наличие «жидкой стенки» с у сопла с разрывом контура (б), сопла с центральным телом (в) и плоского сопла с односторонним внешним расширением (г) обеспечивает автоматическое аэродинамическое регулирование выходного сечения сопла (положение «жидкой стенки» зависит от {{}}с*). Регулирование площади минимального сечения сопла в схеме сопла с центральным телом возможно либо путём осевого перемещения центр, тела, либо путём прикрытия обечайки, для чего конструкция её должна быть створчатой. В плоском Р. с. наиболее просто реализовать отклонение вектора тяги с помощью верхней створки, которая может быть одновременно дефлектором или закрылком крыла, что способствует повышению аэродинамического качества. Масса конструкции сверхзвукового Р. с. с непрерывным контуром составляет примерно 10% массы двигателя.
Схемы регулируемых реактивных сопел: а — суживающееся — расширяющееся сопло с непрерывным контуром: б — суживающееся — расширяющееся сопло с разрывом контура; в — сопло с центральным телом; г —плоское сопло. реактивное топливо — см. в статье Топливо авиационное. реактивные снаряды калибра 82 и 132 мм (PC-82, PC-132) — первые образцы ракетного вооружения советской авиации (см. табл.). РС-82 принят на вооружение истребителей И-15, И-16, И-153 в декабре 1937, а РС-132 — на вооружение бомбардировщика СБ в июле 1938. Первое боевое применение в качестве оружия «воздух — воздух» состоялось 20 августа 1939 в боях у реки Халхин-Гол, когда группа из пяти И-16 залпом РС-82 уничтожила 2 самолёта противника. В годы Великой Отечественной войны РС-82 и РС-132 широко применялись как ракетное оружие «воздух — поверхность» для поражения живой силы и наземной боевой техники. Сухопутные аналоги Р. с. различных калибров и модификаций (в том числе М-8 и М-13) использовались в ракетной артиллерии («катюши»). Таблица — Реактивные снаряды
реактивный двигатель, двигатель прямой реакции, — условное наименование большого класса двигателей для летательных аппаратов различного назначения. В отличие от силовой установки с поршневым двигателем внутреннего сгорания и воздушным винтом, где тяговое усилие создаётся в результате взаимодействия винта с внешней средой, Р. д. создаёт движущую силу, называемую реактивной силой или тягой, в результате истечения из него струи рабочего тела, обладающей кинетической энергией. Эта сила направлена противоположно истечению рабочего тела. Движителем при этом является сам Р. д. Первичная энергия, необходимая для работы Р. д., как правило, содержится в самом рабочем теле (химическая энергия сжигаемого топлива, потенциальная энергия сжатого газа). Р. д. делятся на две основные группы. Первую группу составляют ракетные двигатели — двигатели, создающие тяговое усилие только за счёт рабочего тела, запасённого на борту летательного аппарата. К их числу относятся жидкостные ракетные двигатели, ракетные двигатели твёрдого топлива, электрические ракетные двигатели и др. Применяются в ракетах различного назначения, в том числе и в мощных бустерах, служащих для вывода космических кораблей на орбиту. Ко второй группе относятся воздушно-реактивные двигатели, в которых основным компонентом рабочего тела является воздух, забираемый в двигатель из окружающей среды. В воздушно-ракетных двигателях — турбореактивных двигателях, прямоточных воздушно-реактивных двигателях, пульсирующих воздушно-реактивных двигателях — всё тяговое усилие создаётся за счёт прямой реакции. По рабочему процессу и конструктивным особенностям к воздушно-ракетным двигателям примыкают некоторые авиационные газотурбинные двигатели непрямой реакции — турбовинтовые двигатели и их разновидности (турбовинтовентиляторные двигатели и турбовальные двигатели), у которых доля тягового усилия за счёт прямой реакции незначительна или она практически отсутствует. Турбореактивные двухконтурные двигатели с различным значением степени двухконтурности занимают в этом смысле промежуточное положение между турбореактивными двигателями и турбовинтовыми двигателями. Воздушно-ракетные двигатели применяются главным образом в авиации в составе силовой установки самолётов военного и гражданского назначения. Используя в качестве окислителя окружающий воздух, воздушно-ракетные двигатели обеспечивают существенно большую топливную экономичность, чем ракетные двигатели, так как на борту самолёта необходимо иметь только горючее. В то же время возможность осуществления рабочего процесса с использованием окружающего воздуха ограничивает область использования воздушно-ракетных двигателей атмосферой. Основное преимущество ракетного двигателя перед воздушно-ракетным двигателем состоит в его способности работать при любых скоростях и высотах полёта (тяга ракетного двигателя не зависит от скорости полёта и возрастает с высотой). В некоторых случаях применяются комбинированные двигатели, сочетающие в себе признаки ракетных и воздушно-ракетных двигателей. В комбинированных двигателях для улучшения экономичности воздух используется на начальном этапе разгона с переходом на ракетный режим на больших высотах полёта.
Различают Р. п. с реактивными двигателями на концах лопастей и с реактивным компрессорным приводом. В Р. п. первого типа в качестве двигателей используются прямоточные воздушно-реактивные двигатели, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели, жидкостные ракетные двигатели и турбореактивные двигатели. При Р. п. второго типа двигатель, установленный в фюзеляже служит для привода компрессора (как генератора сжатого воздуха) или его турбокомпрессор используется как генератор сжатого газа. Воздух (газ) подаётся через втулку и лопасти винта к реактивным соплам на концах лопастей. Повысить мощность компрессорного привода можно путем сжигания дополнительного топлива в камерах сгорания, расположенных на концах лопастей. Способ с подачей воздуха от компрессора называется «холодным циклом», а с подачей в лопасти выпускных газов газотурбинного двигателя — «горячим циклом». «Тёплым циклом» называется подача газов от газотурбинных двигателей смешанных с воздухом от компрессора. Вертолёт Сюд авиасьон SO 12 «Джин» (1953, Франция) с компрессорным приводом строился серийно. Фирма «Хиллер» (США) построила малую серию вертолетов «Хорнет» (1953) с прямоточным воздушно-реактивным двигателем на концах лопастей. В 40 х гг. в СССР проводились экспериментальные разработки вертолётов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и пульсирующим воздушно-реактивным двигателем на концах лопастей. В 1959 в ОКБ М. Л. Миля был создан экспериментальный вертолет с турбореактивным двигателем на концах лопастей. Вертолёты с Р. п. не строятся из-за низкой топливной экономичности. Лит.: Масленников М. М., Бехли Ю. Г., Шальман Ю. И., Газотурбинные двигатели для вертолетов, М., 1969. В. Р. Михеев реактивный самолёт — самолёт, оснащённый реактивным двигателем (турбореактивным двигателем, прямоточным воздушно-реактивным двигателем, пульсирующим воздушно-реактивным двигателем, жидкостным реактивным двигателем и т. п.). Первый в СССР полёт на ракетопланёре РП-318-1 конструкции С. П. Королёва осуществил в феврале 1940 В. П. Фёдоров. 15 мая 1942 лётчик Г. Я. Бахчиванджи совершил первый полёт на Р. с. БИ-1 с жидкостным реактивным двигателем. За рубежом первый полёт Р. с. состоялся в июне 1939 в Германии (Хейнкель Не. 176 с жидкостным реактивным двигателем). Р. с. с воздушно-реактивным двигателем составляют основу парка военной и гражданской авиации. реального газа эффекты — изменения при высоких температурах физико-химических свойств газа по сравнению со свойствами совершенного газа. При повышении температуры Т (в воздухе при T > 1000 К) в многоатомных газах возбуждаются колебательные степени свободы, при более высоких температурах (для воздуха при T > 2000 К) молекулы распадаются на атомы (диссоциация) и происходят химические реакции между компонентами, а при ещё больших температурах (в воздухе при T > 6000 К) образуются ионы и электроны (ионизация), возникает излучение и т. д. При этом по сравнению с исходными (при нормальных температурах) меняются теплоёмкости газа, его молярная масса, наряду с вязкостью и теплопроводностью становятся существенными диффузия, электрическая проводимость и пр. Каждый из этих физико-химических процессов имеет своё характерное время релаксации, которое может быть много меньше, сравнимо или много больше характерного газодинамического времени течения. В соответствии с этим реализуются равновесные течения, неравновесные течения и замороженные течения с присущими им особенностями. Р. г. э. приводят к изменениям степени сжатия газа за ударной волной и конфигурации последней, оказывают влияние на тягу прямоточного воздушно-реактивного двигателя, аэродинамические характеристики летательных аппаратов и существенно изменяют аэродинамическое нагревание обтекаемых тел (особенно при гиперзвуковых течениях). реверберационная камера — помещение, предназначенное для акустических измерений в условиях диффузного звукового поля (в каждой точке поля звуковое давление одинаково). Диффузность поля в камере оценивается реверберацией (остаточным звучанием после выключения источника звука, вызванным отражением и рассеянием звуковых волн). Стены Р. к. (см. рис.) выполняются из железобетона, облицованного изнутри покрытием, например, мраморными плитами, обеспечивающим высокое отражение звука. Для обеспечения диффузности звукового поля Р. к. выполняется неправильной формы, и в ней устанавливаются отражатели в виде пластин, размеры которых сравнимы с длиной исследуемых звуковых волн. Для снижения уровня помех в них Р. к. выполняются в виде коробки, установленной на амортизаторах на отдельном фундаменте, и имеют вторые обычные строительные стенки. Качество Р. к. определяется временем реверберации — временем, за которое после выключения источника звука звуковое давление уменьшается в 103 раз (это время должно быть не менее 15—5 с в области низких и 5—3 с в области высоких частот), и неравномерностью звукового поля, которая в области рабочих частот не должна превышать {{±}}0,5 дБ. Размеры Р. к. определяются низшей частотой исследуемого звука; для частот {{f < }} 100 Гц объём Р. к. должен быть более 200 м3. В Р. к. проводятся измерения звуковой мощности и спектра мощности различного шума источников, а также коэффициент звукопоглощения материалов. Две смежные Р. к. с общим проёмом в одной из стен применяются для определения звукоизоляции конструкций (в том числе авиационных), которые устанавливаются в проём. Исходное звуковое поле создаётся громкоговорителями или сиренами в камере высоких уровней звука, а излучение звука конструкцией определяется в другой камере — камере низких уровней; звукоизоляция определяется как разность уровней звукового давления, измеренных в камерах высоких и низких уровней звука. А. Г. Мунин реверс органов управления самолета (от латинского revrsus — обращенный назад) — явление, обусловленное потерей эффективности аэродинамических органов управления и обращением их действия. Р. наступает главным образом из-за упругости авиационных конструкций. Например, для прямого крыла большого удлинения это явление вызвано тем, что при отклонении элерона расположенного позади оси жесткости, крыло закручивается и возникают аэродинамические силы, уменьшающие аэродинамическое воздействие обусловленное отклонением элерона на «жестком» крыле. Для крыльев прямой стреловидности неблагоприятное изменение местных углов атаки усиливается из-за изгиба крыла. В результате эффективность органов управления обычно уменьшается с увеличением скоростного напора q. При достижении некоторого значения q, которое называется критическим скоростным напором qкр рев, она становится равной нулю. При увеличении q сверх значения qкр рев производные аэродинамических коэффициентов характеризующие эффективность органов поперечного управления, например для элерона — это mx{{}} (см. рис.) изменяют знак, и наступает обращение управления. При одинаковом угле отклонения элеронов при q > qкр рев и q < qкр рев моменты крена различны по знаку, и самолёт накреняется в противоположных направлениях. При Р. продольного управления оказывается невозможным изменение перегрузки самолёта, производная ny{{}} = 0. Это явление, как и Р. путевого управления, обычно наступает при значениях скоростного напора, превышающих значение qкр рев элеронов. Первые значительные расчётные и экспериментальные исследования Р. элеронов в 30—50 х гг. выполнили английские учёные Р. Кокс, А. Пагсли, В. Дункан и советские учёные Е. П. Гроссман, Я. М. Пархомовский, В. М. Фролов. Особенность современных расчётных методов — совместное решение проблемы Р. и других проблем статической аэроупругости. Наибольшее развитие и применение нашли расчёты на основе так называемых методов, заданных форм и коэффициентов влияния. Анализ Р. органов управления сводится при этом к исследованию влияния скоростного напора на суммарные и распределенные аэродинамические характеристики самолёта. Математически задача исследования Р. (как и флаттера, дивергенции) может быть сведена также к проблеме собственных значений. Такой подход используют, например, при поиске оптимального распределения массы силовой конструкции, обеспечивающего макс, скоростной напор Р. Экспериментальные методы исследования явлений статической аэроупругости и Р. основываются на испытаниях полных упругоподобных моделей, а также полумоделей и моделей-консолей крыльев в аэродинамических трубах. Важная роль эксперимента обусловлена необходимостью уточнения расчёта в наиболее опасном околозвуковом диапазоне скоростей потока, при больших углах атаки, при исследованиях сложных органов управления с учётом интерференции несущих поверхностей, то есть в случаях, когда методы расчёта ещё недостаточно эффективны. Проблему Р. элеронов и обеспечения необходимой эффективности поперечного управления для скоростных самолётов, как правило, не удаётся решить путём увеличения жёсткости конструкции (сверх значений, определяемых условиями прочности). Поэтому наряду с элеронами обычно применяют интерцепторы, элероны-закрылки, дифференциально отклоняемый стабилизатор и другие органы. Их эффективность падает из-за неблагоприятных деформаций конструкции в меньшей мере. В СССР в 60 е гг. была предложена и реализована принципиально новая концепция решения проблемы Р., основанная на использовании упругости конструкции. В частности, предложены весьма эффективные органы поперечного управления при больших значениях q — дифференциально отклоняемый носок крыла — предэлерон, выносной элерон.
Схема расположения органов поперечного управления и кривые, характеризующие эффективность органов управления: I — элерона; II — предэлерона; III — элерона и предэлерона; 1 — элерон; 2 — интерцептор; 3 — предэлерон; 4 — элерон-закрылок. Г. А. Амирьянц реверсивное устройство — устройство для полного или частичного обращения направления вектора тяги двигателя самолёта; разновидность устройств для управления вектором тяги. Р. у. нашло широкое применение в реактивной авиации и устанавливается на всех современных реактивных двигателях, используемых в гражданской авиации. Реверсирование тяги служит в основном для торможения самолёта при посадке. Может быть использовано в аварийных ситуациях при взлёте и для маневрирования в полёте. Особенно эффективно использование Р. у. для торможения при малых коэффициентах трения колёс шасси, например при влажной или обледенелой взлетно-посадочной полосе. Симметричные и несимметричные Р. у. могут быть неуравновешенными и уравновешенными (см. рис.). Реверсирование тяги реактивного двигателя достигается направлением выпускной струи в обратную сторону с помощью дросселирующих и отклоняющих элементов, перекрывающих и соответствующим образом направляющих поток газов из двигателя. На режиме прямой тяги Р. у. не должно загромождать поток и создавать дополнит, потери и утечки, на режиме обратной тяги Р. у. не должно оказывать влияния на устойчивость работы двигателя. Обратная тяга, создаваемая Р. у., обычно составляет 0,25—0,45 прямой тяги. Общая масса Р. у. с системой управления и приводами достигает 0,1—0,15 массы двигателя. Аэродинамика струй и параллелограммы сил тяги OВ1, и ОВ2 несимметричного ОВ1 ОВ2 уравновешенного (ОС1 = ОС2) реверсивного устройства при посадке самолёта: U1 и U2 — скорости истечения реверсивных струй. С. Ю. Крашенинников реверсирование винта — поворот лопастей воздушного винта изменяемого шага в такое положение, при котором вследствие отрицательных углов атаки элементов сечений лопастей тяга винта имеет направление, противоположное скорости самолёта. Р. в. применяется для торможения самолёта при посадке с целью уменьшения длины пробега. регламент технического обслуживания — см. в статье Документация эксплуатационная. регламенты международные авиационные — юридические акты, устанавливаемые Международной организацией гражданской авиации (ИКАО) на основании Чикагской конвенции 1944. Унифицируют правила полётов, требования к авиационному персоналу, к нормам годности воздушных судов, аэродромов, систем связи в аэронавигации, к таможенным и иммиграционным процедурам в аэропортах и т. д. По форме Р. м. а. подразделяются на стандарты, правила, рекомендации. По уровню требований регламенты могут быть минимальными (позитивными) и максимальными (негативными). Первые содержат минимально допустимый объём требований, сверх которых государства устанавливают, по возможности, более строгие требования; вторые включают максимальный объём ограничений, предполагаемых при международных воздушных перевозках и касающихся в основном формальностей в аэропортах. По своей юридической силе Р. м. а. могут быть императивными, то есть обязательными для государств — членов ИКАО (например, правила полётов над открытым морем), и рекомендательными. Основные Р. м. а. универсального характера содержатся в приложениях к Чикагской конвенции 1944. регулирование двигателя — процесс поддержания постоянства или преднамеренного изменения режима работы двигателя. Требуемые для полёта летательного аппарата значения тяги двигателя, надёжная и устойчивая работа силовой установки во всём диапазоне изменения условий эксплуатации обеспечиваются при соответствующем Р. д., которое осуществляется системой автоматического регулирования (САР). Она устанавливает и поддерживает определенные связи между параметрами двигателя (законы регулирования), что позволяет свести задачу управления режимами работы двигателя к изменению только одного параметра — угла установки рычага управления двигателем. Законы регулирования формируются с учётом требований к тяге и удельному расходу топлива, ограничений по прочности, необходимой точности поддержания параметров и других факторов. С учётом непрерывного роста требований к лётно-техническим характеристикам летательного аппарата Р. д. должно рассматриваться как часть единой комплексной задачи оптимального управления силовой установкой и летательным аппаратом в целом, целью которой могут быть минимизация расхода топлива на всех участках полёта, экономия ресурса двигателей (например, взлёт недогруженного самолёта на пониженных режимах работы двигателя), наилучшее согласование работы двигателя и сверхзвукового воздухозаборника и т. д. В наиболее полном объёме функции оптимального управления системой «летательный аппарат — силовая установка» можно осуществить при использовании бортовых цифровых вычислительных машин. Примером сложного объекта регулирования является современная силовая установка с турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой, предназначенная для сверхзвукового самолёта, в которой САР управляет расходами топлива в основной и форсажной камерах сгорания, створками до- и сверхзвуковой части реактивного сопла, углами установки регулируемых направляющих аппаратов вентилятора и компрессора, положением регулируемых поверхностей торможения воздухозаборника (панелей клина) и створок перепуска воздухозаборника и другими элементами (рис. 1). Авиационные двигатели эксплуатируются на различных режимах. Для форсированных двигателей (турбореактивный двигатель с форсажной камерой, турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой) наиболее важными являются режимы полного и частичного форсирования двигателей, максимальный, номинальный и крейсерский режимы, режим малого газа. К наиболее напряжённым относится режим полного форсирования, на котором в заданных условиях полёта реализуется максимальная тяга Pф max. Оптимальные значения Tг* (температуры газа перед турбиной), Tф* (температуры газа на выходе из форсажной камеры), площади критического сечения сопла и других параметров, соответствующие условию Pф = Pф max определяются из анализа тяговых характеристик с учётом ограничений, связанных с допустимой теплонапряжённостью и необходимой прочностью конструкции двигателя, возможными пределами регулирования, запасами устойчивой работы вентилятора и компрессора и другими факторами. Полученные в результате этого теоретические условия, связывающие параметры рабочего процесса двигателя со скоростью и высотой полёта, САР реализует, управляя другими параметрами, косвенно связанными с Tг*, Tф*, Gв (расходом воздуха через двигатель), но более удобно или точно измеряемыми. Так, расход топлива Gт в основной камере сгорания обычно определяется частотой вращения (физической или приведённой к стандартным атмосферным условиям) какого-либо ротора. Для управления створками сопла турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой можно воспользоваться такими параметрами, как {{}}T*{{}} (суммарная степень понижения давления в турбине), {{}}B* (степень повышения давления в вентиляторе), отношением статического давления к полному давлению потока воздуха (р/р*) в канале наружного контура и др. Расход форсажного топлива часто связывается с давлением воздуха в каком-либо характерном сечении тракта двигателя, например в сечении за компрессором. Выбранные параметры выдерживаются САР в соответствии с программами, предусмотренными для типичных условий полёта. В качестве примера на рис. 2 приведены зависимости, необходимые для реализации программы регулирования двухвального турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой при Pф = Pф max. На этом режиме работы САР поддерживает значения регулируемых параметров — частоту вращения роторов вентилятора (nB) или компрессора (nK), отношение расхода форсажного топлива к давлению воздуха за компрессором (Gтф/pK), суммарную степень понижения давления в турбине ({{}}T*{{}}) — в соответствии с температурой торможения воздуха Тн* на входе в двигатель. На графике зависимости Тг* от Тн*/288 можно выделить четыре участка: 1) ограничение приведенной частоты вращения вентилятора nB = const в условиях полёта с пониженной температурой воздуха на входе в двигатель (Тн* < 288 К); 2) поддержание nB = const, что соответствует росту Тг* при увеличении Тн* и способствует лучшему протеканию тяговых характеристик по скорости полёта; 3) ограничение частоты вращения ротора компрессора значением nк max = 1,015, что сопровождается слабым ростом Тг* при увеличении Тн*; 4) понижение nк при соответствующем уменьшении Тг* в связи с ограниченной механической прочностью турбины. Важное практическое значение имеет точность регулирования авиационных газотурбинных двигателей, которую можно характеризовать значениями возможных отклонений тяги от номинальных значений, вероятностью возникновения недопустимых увеличений частоты вращения и температуры газа, степенью согласованности работы всех элементов силовой установки. Точность регулирования зависит не только от присущих конкретным САР погрешностей выполнения программ, но и от выбора закона управления. См. также статью Система автоматического управления ГТД. Лит.: Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. Управление ВРД, под ред. А. А. Шевякова, М., 1976; Югов О. К., Селиванов О. Д., Дружинин Л. Н., Оптимальное управление силовой установкой самолета, М., 1979; Черкасов Б. А., Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей, 3 е изд., М., 1988. Л. Н. Дружинин Рис. 1. Силовая установка с турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой для сверхзвукового самолёта. Регулируемые элементы: 1 —поверхность торможения воздухозаборника; 2 — створки перепуска воздуха; 3 — направляющий аппарат вентилятора; 4 — направляющий аппарат компрессора; 5 — основная камера сгорания; 6 — топливный коллектор форсажной камеры; 7 — створки дозвуковой части сопла; 8 — створки сверхзвуковой части сопла. Рис. 2. Зависимости, необходимые для и реализации программы регулирования турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой. (H — высота полета; M{{}} — число Маха полета); символы с чёрточкой означают относительные величины (в данном случае — относительно их значений при стандартных атмосферных условиях).
{{формула}} жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|