3.28. Реактивні двигуни з вектором тяги, що управляється

На сучасних швидкісних маневрених літаках установлюються турбореактивні двоконтурні двигуни форсовані з вектором тяги, що управляється. Спеціальні поворотні сопла ТРДД позволяють відхиляти витікаючий з сопла потік робочого тіла відносно осі двигуна. Відхилення вектора тяги приводить до додаткових втрат тяги двигуна за рахунок виконання додаткової роботи по повороту потока та ускладнює управління літаком. Але ці недоліки повністю компенсуються значним підвищенням маневреності та скороченням розбігу літака при зльоті й пробігу при посадці, до вертикальних зльоту та посадки включно. Відхилення вектора тяги використовується виключно у військовій авіації.

Стулки сопла, що відхиляються та дозволяють управлять вектором тяги двигуна.

ТРДД Rolls-Royce Pegasus, поворотні сопла якого позволяють здійснювати вертикальний зльот і посадку. Встановлюється на літаку Harrier.

Сопло, що управляється.

Су – 35 з ТРДДФ АЛ-35МЛ

Як – 141 з ТРДДФ Р-79 и ТРД РД-41

3.29. Основні параметри авіаційних гтд [1], c. 164-165

Найбільш важливий параметр, що характеризує авіаційні ГТД, є сила тяги Р, яку він розвіває.

Тяга ТРД визначається аналітичним шляхом за формулою

Р = m_в·(W – V),

де m_в – секундна маса повітря, що проходить через двигун;

W – швидкість газового потоку на виході з двигуна;

V – швидкість польоту літака.

Із формули видно, що тяга ТРД тим більша, чим більша секундна маса повітря, яка проходить через двигун, і чим більша швидкість витікання газів перевищує швидкість польоту. Сила тяги ТРД являє собою рівнодіючу осьових сил тиску повітря і газу, які прикладені до всіх внутрішніх та зовнішніх поверхонь двигуна. На одних поверхнях ці сили направлені за напрямом польоту, на других – проти напряму польоту (рис. 3.58). Отже, сила тяги не має всередині двигуна будь-якої відокремленої ділянки прикладення та передається на літак у вигляді зосередженої сили тільки у вузлах кріплення до нього двигуна.

Рис. 3.58. Складові частини тяги ТРД.

Тяга ТРДД Р = m_в1·(W₁ – V) + m_в2·(W₂ – V)

де m_в1 – секундна маса повітря через внутрішній контур двигуна;

m_в2 – секундна маса повітря через зовнішній контур двигуна;

W₁ – швидкість газового потоку з реактивного сопла внутрішнього контуру;

W₂ – швидкість витікання повітря з зовнішнього контуру.

Для сучасних двигунів залежно від їх типу і призначення секундна маса повітря, що проходить через двигун m_в може досягати значення 450 – 500 кг/с, а величина сили тяги Р може досягати до 250 – 300 кН.

Для порівняльної оцінки різних типів двигуна, а також різних двигунів одного і того ж типу застосовують питомі параметри, основними з яких є питома тяга Р_пит, питома витрата палива С_пит, питома маса m_пит і питома лобова тяга Р_лоб.

Питома тяга Р_пит – це відношення тяги, що розвивається двигуном, до секундної витрати повітря через двигун: _.

Фактично Р_пит – це тяга, що розвивається двигуном при витраті 1 кг повітря, тобто вона характеризує міру використання повітря в двигуні та його розміри. Чим більше Р_пит, тим менше при заданій величині тяги витрата повітря через двигун, а отже його діаметр і маса.

Питома витрата палива С_пит – це відношення годинної витрати палива C_h до тяги двигуна Р: _.

Питома витрата палива С_пит характеризує економічність двигуна. Чим менше С_пит, тим більша дальність і тривалість польоту.

Питома маса двигуна m_пит – це відношення маси двигуна m_дв (без маси палива і масла) до максимальної тяги Р_макс: _.

Чим менше m_пит, тим менша абсолютна маса двигуна при заданій величині тяги. Питома маса залежить від конструкції та якості конструкційних матеріалів двигуна і характеризує його вагову досконалість. Зокрема, саме менша питома маса реактивних двигунів визначила перехід від поршневих двигунів до реактивних у швидкісній авіації.

Питома лобова тяга Р_лоб – це відношення максимальної тяги Р_макс до найбільшої площі поперечного перетину двигуна F_лоб:

_.

Питома лобова тяга Р_лоб характеризує аеродинамічну досконалість силової установки. Чим більше значення Р_лоб, тим менший аеродинамічний опір, що створюється силовою установкою у польоті.

Питомі параметри двигуна змінюються при зміні режиму роботи двигуна, швидкості V і висоти Н польоту. Тому в якості характеристик двигунів зазвичай наводяться питомі параметри, відповідні до земних статичних умов (Н = 0, V = 0). Значення вказаних параметрів сучасних літакових ТРД приведені в таблиці:

Параметр	Тип двигуна
	ТРД	ТРДФ	ТРДД	ТРДДФ
Р, кН	0,5 - 130	50 - 250	2 - 260	40 - 300
Рпит, кН/кг	0,5 - 0,9	0,9 - 1,2	0,3 - 0,5	0,7 - 1,2
Спит, кг/(Н·ч)	0,07 - 0,12	0,17 - 0,23	0,03 - 0,07	0,18 - 0,24
mпит, кг/Н	0,18 - 0,35	0,12 - 0,23	0,15 - 0,30	0,12 - 0,20
Рлоб, кН/м^2	80 - 100	100 - 130	30 - 80	80 - 120

Змінювання тяги та питомого розходу палива двигуна в залежності від числа обертів називається характеристикою ТРД за числом обертів, в залежності від висоти польоту – висотною характеристикою ТРД, а від швидкості польоту – швидкісною характеристикою ТРД.

Характеристика ТРД за числом обертів являє собою криві, які показують зміну тяги і питомого розходу палива при зміні числа обертів (при постійній швидкості та висоті польоту, тобто при Н = const і V = const).

Характеристика ТРД за числом обертів будується за стандартних атмосферних умов: тиску повітря Р_н = 760 мм рт. ст. і температурі Т_н = 288 ^°К. Характеристика ТРД за числом обертів показана на рис. 3.59.

Рис. 3.59. Характеристики ТРД за числом обертів.

При зміні тяги за обертами існують такі основні режими роботи двигуна:

1. Малий газ або число обертів холостого ходу. Це найменше число обертів, при яких двигун працює стійко та надійно. При цьому в камерах згоряння проходить стійке згоряння, а потужність турбіни цілком достатня для обертання компресора та агрегатів.

На обертах холостого ходу питомий розхід палива не є характерною величиною; тут як правило приводиться годинний розхід палива. При обертах холостого ходу турбіна працює у важких температурних умовах, крім того, подача масла в підшипники дуже мала. Тому час безперервної роботи на малому газі обмежується 10 хвилинами.

2. Крейсерський режим – двигун працює на обертах, при яких тяга складає приблизно 0,8 Р_макс.

При цих обертах гарантується безперервна та надійна робота двигуна протягом встановленого терміну служби (ресурсу двигуна). Конструктор так підбирає параметри двигуна (π, Т, ККД), щоб на крейсерському режимі отримати найменшу питому витрату палива. Крейсерський режим роботи двигуна використовується при польотах на тривалість і дальність.

3. Номінальний режим – двигун працює на обертах, при яких тяга складає приблизно 0,9 Р_макс.

Безперервна робота на цьому режимі дозволяється не більше ніж одна година. На номінальному режимі здійснюються набір висоти та польоти на підвищених швидкостях. За номінальним режимом здійснюється тепловий розрахунок двигуна та розрахунок деталей на міцність.

4. Максимальний (зльотний) режим – двигун розвиває максимальне число обертів, при якому отримується максимальна тяга Р_макс.

На цьому режимі дозволяється безперервна робота не більше 6 - 10 хвилин. Максимальний режим використовується для зльоту, набору висоти та короткочасного польоту на максимальній швидкості (коли необхідно догнати супротивника та атакувати його).

Зі збільшенням числа обертів двигуна (при Н = const і V = const) збільшується секундна витрата повітря через двигун m_в і степінь стискання компресора π_к. В результаті різко зростає тяга двигуна Р та зменшується питома витрата палива С_уд (рис. 3.59). ТРД більш економічний на великих числах обертів. Якщо питому витрату палива на максимальних обертах прийняти за 100 %, то питома витрата палива на обертах холостого ходу складатиме 600 – 700 % (рис. 3.60). Тому необхідно докласти зусиль, щоб скоротити роботу ТРД на обертах холостого ходу.

Рис. 3.60. Зміни питомого розходу палива за числом обертів.

5. Форсаж. Для двигунів, які мають форсажну камеру, в характеристиці вказується також тяга, питомий розхід палива та тривалість роботи двигуна при включенні форсажної камери.

Для характеристики турбогвинтових двигунів і вертольотних газотурбінних двигунів застосовуються параметри:

– тягова потужність двигуна – N_т = Р·V;

– еквівалентна потужність – N_е – це потужність, яка необхідна для приводу повітряного гвинта, тяга якого дорівнює сумі потужностей гвинта і реактивного струменя;

– питома потужність

– питома еквівалентна витрата палива

– питома маса двигуна

Параметри	Тип двигуна
	ТГД	Вертольотні ГТД
Nе, кВт	200 – 11000	40 – 8000
Nепит, кВт·с/кг	180 - 300	110 - 250
Сепит, кг/(кВт·ч)	0,25 - 0,40	0,25 - 0,50
mпит, кг/кВт	0,20 - 0,40	0,12 - 0,40