Содержание к диссертации
Введение
1. Введение. необходимость в новых подходах в методологии системного проектирования авиационных двигателей : 8
1.1. Анализ развития методологии системного проектирования авиационных двигателей 8
1.2. Основные положения системологии применительно к проектированию авиационных ГТД 9
1.3. Проблемы системного анализа при проектировании ГТД с изменяемым рабочим процессом 15
1.4. Понятие^ "двигатель сложной схемы" 18
1.5. Тенденции развития авиационных двигателей - усложнение их схем
и интеграция с летательными аппаратами 23
1.5.1. Тенденции усложнения авиационных двигателей для дозвуковых пассажирских самолетов и проблемы их системного проектирования 26
1.5.2. Перспективы сверхзвуковой пассажирской авиации, возможные типы силовых*, установок СПС и проблемы их системного проектирования 37
1.5.3. Перспективы гиперзвуковой авиации, возможные типы силовых установок ГЛА и проблемы их системного проектирования ,.. 42
2. Системный подход, как основа проектирования перспективных интегрированных авиационных силовых установок сложных схем 47
2.1. Необходимость анализа эксплуатационных и экологических ограничений 47
2.2. Необходимость анализа газодинамического облика проточной части 49
2.3. Необходимость анализа динамических характеристик двигателей в системе ЛА 50
2.4. Необходимость вероятностного анализа параметров и характеристик перспективных СУ 52
2.5. Структурная схема методологии системного проектирования перспективных авиационных ГТД сложных схем 52
3. Особенности математического моделирования характеристик перспективных авиационных двигателей сложных схем 54
3.1. Принципы построения и особенности математических моделей перспективных авиационных двигателей сложных схем 54
3.2. Необходимость моделирования реальных термодинамических свойств рабочего тела в математических моделях перспективных авиационных СУ. -. 57
3.3. Математические модели газотурбинных двигателей для расчета установившихся и неустановившихся режимов работы 59
4. Системный анализ и проектирование перспективных авиационных двигателей сложных схем для самолетов различных классов 62
4.1. Системный анализ ДИЦ с двумя камерами сгорания и независимыми турбинами 62
4.2. Системный анализ ДИЦ с общей турбиной вентилятора и турбовентиляторной приставкой 94
4.3. Системное проектирование перспективных силовых установок ДПС 123
4.3.1. Влияние требований к безопасности полета на проектирование СУ ДПС 123
4.3.2. Системное проектирование перспективного ТРДД для дальнего магистрального самолета большой пассажЕровмбстт-шости 128
4.3.3. Системное проектирование перспективного ТВВД большой мощности с безредукторным приводом винта биротативной турбиной 137
4.4. Проектирование перспективных силовых установок СПС-2 143
4.4.1. Влияние требований к снижению шума на проектирование
СУ СПС-2 144
4.4.2. Влияние динамических характеристик ГТД на безопасность полета СПС-2 152
4.4.3. Влияние шума двигателя на выбор размерности двигателя СПС-2 155
4.5. Проектирование перспективных силовых установок ГЛА 162
4.6. Системное проектирование СУ перспективных СВВП (КВП) транспортного назначения 165
4.7. Системный анализ ГТУ АЛ-31СТ 178
5. Заключение
- Анализ развития методологии системного проектирования авиационных двигателей
- Необходимость анализа эксплуатационных и экологических ограничений
- Принципы построения и особенности математических моделей перспективных авиационных двигателей сложных схем
- Системный анализ ДИЦ с двумя камерами сгорания и независимыми турбинами
Введение к работе
Методология системного проектирования авиационных двигателей начала развиваться в нашей стране в конце 50-х годов с работ И.Ф.Флорова [1,2,3]. Сформулированные им основные положения, устанавливающие связи между двигателем и самолетом, получили свое развитие в трудах О.К.Югова [4,5,6], О.Д.Селиванова [4,5,6,7], С.В.Румянцева [8,9,10,11], В.А.Сгилевского [10,11,12], В.Г.Маслова [13,14,15,16]. В этих и других работах авторами получен обширный материал, позволяющий в значительной степени формализовать процедуру выбора параметров рабочего процесса авиационных двигателей, рассматривая ее как математическую задачу многопараметрической оптимизации по комплексу критериев оценки ЛА.
Значительные успехи также были достигнуты. и в области исследования газодинамических и конетруктивног еометрических- связей между узлами и элементами. ГТД. В работах К.В.Холщевникова [17,18,19], В.А.Сосунова [20,21,22], С.М.Шляхтенко [20,23], О.Н.Емина [19,24,25,26], В.Т.Митрохина [19,27], М.М.Цховребова [22,28,29,30], В.Д.Коровкина [28] подробно рассмотрены вопросы формирования облика турбокомпрессора для турбореактивных и двухконтурных двигателей.
Быстрому развитию методологии системного проектирования способствовал стремительный прогресс средств вычислительной техники, который сделал возможным широкий комплекс работ по развитию методов математического моделирования, компьютерной визуализации результатов исследований, и, вообще, сделал возможным появление и широкое применение САПР, как основного инструмента проектирования ГТД. Здесь необходимо отметить вклад в эти работы Л.Н.Дружинина [6,21,22,30,31,32,33], Л.И.Швеца [31,32], А.П.Тунакова [34,35,36], А.М.Ахмедзянова [36,37,38,39,40] и др.
Выполненный комплекс работ сделал автоматизированное проектирование авиационных двигателей, по существу, общепринятым. В настоящее время изменилось даже смысловое содержание термина "САПР": если в 70-е и 80-е годы делалось различие между "традиционными" - неавтоматизированными и автоматизированными методами проектирования, то в настоящее время неавтоматизированного проектирования авиационных двигателей практически не существует. Термин САПР стал, в основном, употребляться в смысле системы компьютерной трехмерной визуализации данных, компьютерной технологии инженерной графики.
Однако разработанные концепции системного проектирования авиационных двигателей создавались на основе опыта создания двигателей предшествующих поколений, что привело к значительным затруднениям в процессе проектирования ГТД новых сложных схем. Наиболее наглядно это обстоятельство проявилось в 80-е годы, когда во всех авиастроительных странах мира, по существу, происходил бум патентования двигателей с изменяемым рабочим процессом (циклом). Практически всеми авиадвигательными фирмами предлагались десятки различных схем ДИЦ [29,41,42,43,44,45]. Термодинамический анализ их циклов показывал целесообразность этих схем. Только к началу 90-х годов стало очевидно: лишь единичные из этих предложений могут рассматриваться как имеющие смысл. Что же привело к такому глобальному заблуждению?
С одной стороны, повинно в этом именно то обстоятельство, что методология системного подхода не стала еще в то время общепринятой. Применение методологии системного анализа при рассмотрении различных схем ДИЦ в работах МЖЦховребова, Л.Н.Дружинина, Ю.М.Киселева, Н.Ю.Ротмистрова [6,29,32,43,45,46], Ю.Н.Нечаева, В.Н.Кобелькова, А.С.Полева [41,46], Д.С.Ковнера, Т.Ю.Мозжориной [47,48], а также в авторских исследованиях [49,50], позволило окончательно осознать неспособность термогазодинамического расчета циклов ГТД осуществлять сравнительный анализ их схем и параметров.
С другой стороны, анализ ГТД столь сложных схем как ДИЦ позволил выявить и явные :едостатки в разработанной к тому времени методологии системного проектирования авиационных двигателей.
Анализ развития методологии системного проектирования авиационных двигателей
Методология системного проектирования авиационных двигателей начала развиваться в нашей стране в конце 50-х годов с работ И.Ф.Флорова [1,2,3]. Сформулированные им основные положения, устанавливающие связи между двигателем и самолетом, получили свое развитие в трудах О.К.Югова [4,5,6], О.Д.Селиванова [4,5,6,7], С.В.Румянцева [8,9,10,11], В.А.Сгилевского [10,11,12], В.Г.Маслова [13,14,15,16]. В этих и других работах авторами получен обширный материал, позволяющий в значительной степени формализовать процедуру выбора параметров рабочего процесса авиационных двигателей, рассматривая ее как математическую задачу многопараметрической оптимизации по комплексу критериев оценки ЛА.
Значительные успехи также были достигнуты. и в области исследования газодинамических и конетруктивног еометрических- связей между узлами и элементами. ГТД. В работах К.В.Холщевникова [17,18,19], В.А.Сосунова [20,21,22], С.М.Шляхтенко [20,23], О.Н.Емина [19,24,25,26], В.Т.Митрохина [19,27], М.М.Цховребова [22,28,29,30], В.Д.Коровкина [28] подробно рассмотрены вопросы формирования облика турбокомпрессора для турбореактивных и двухконтурных двигателей.
Быстрому развитию методологии системного проектирования способствовал стремительный прогресс средств вычислительной техники, который сделал возможным широкий комплекс работ по развитию методов математического моделирования, ». компьютерной визуализации результатов исследований, и, вообще, сделал возможным появление и широкое применение САПР, как основного инструмента проектирования ГТД. Здесь необходимо отметить вклад в эти работы Л.Н.Дружинина [6,21,22,30,31,32,33], Л.И.Швеца [31,32], А.П.Тунакова [34,35,36], А.М.Ахмедзянова [36,37,38,39,40] и др.
Выполненный комплекс работ сделал автоматизированное проектирование авиационных двигателей, по существу, общепринятым. В настоящее время изменилось даже смысловое содержание термина "САПР": если в 70-е и 80-е годы делалось различие между "традиционными" - неавтоматизированными и автоматизированными методами проектирования, то в настоящее время неавтоматизированного проектирования авиационных двигателей практически не существует. Термин САПР стал, в основном, употребляться в смысле системы компьютерной трехмерной визуализации данных, компьютерной технологии инженерной графики.
Однако разработанные концепции системного проектирования авиационных двигателей создавались на основе опыта создания двигателей предшествующих поколений, что привело к значительным затруднениям в процессе проектирования ГТД новых сложных схем. Наиболее наглядно это обстоятельство проявилось в 80-е годы, когда во всех авиастроительных странах мира, по существу, происходил бум патентования двигателей с изменяемым рабочим процессом (циклом). Практически всеми авиадвигательными фирмами предлагались десятки различных схем ДИЦ [29,41,42,43,44,45]. Термодинамический анализ их циклов показывал целесообразность этих схем. Только к началу 90-х годов стало очевидно: лишь единичные из этих предложений могут рассматриваться как имеющие смысл. Что же привело к такому глобальному заблуждению?
С одной стороны, повинно в этом именно то обстоятельство, что методология системного подхода не стала еще в то время общепринятой. Применение методологии системного анализа при рассмотрении различных схем ДИЦ в работах МЖЦховребова, Л.Н.Дружинина, Ю.М.Киселева, Н.Ю.Ротмистрова [6,29,32,43,45,46], Ю.Н.Нечаева, В.Н.Кобелькова, А.С.Полева [41,46], Д.С.Ковнера, Т.Ю.Мозжориной [47,48], а также в авторских исследованиях [49,50], позволило окончательно осознать неспособность термогазодинамического расчета циклов ГТД осуществлять сравнительный анализ их схем и параметров.
С другой стороны, анализ ГТД столь сложных схем как ДИЦ позволил выявить и явные :едостатки в разработанной к тому времени методологии системного проектирования авиационных двигателей.
Для выявления проблем ставшей уже классической методологии системного проектирования авиационных двигателей сформулируем некоторые основные положения системологии [51, 52,53]. Методология системного проектирования рассматривает объект проектирования, т.е. авиационный двигатель, как систему.
Система - это множество элементов со связями между ними. Элементы системы сильнее связаны друг с другом, чем с внешней средой. Понятие элемента и системы -относительны. Элемент рассматриваемой системы сам может оказаться системой со своими элементами.
Система может быть простой и сложной,- Для определения сложности системы определим акт решения как выбор альтернатив. Решающей системой называется система, поведению которой присущ акт решения. Системы, включающие в себя в качестве хотя бы одной подсистемы решающую систему, являются сложными. Системы не способные к акту решения являются простыми.
Для описания функционирования сложных систем строятся сложные математические модели, учитывающие, как правило, не все существенные связи между элементами системы. Таких моделей может быть много, и каждая отражает лишь некоторые свойства системы.
Очевидно, что четкой границы, однозначно делящей системы на различные и категории сложности нет. Более того, семейство авиационных газотурбинных двигателей столь обширно и многообразно, они столь значительно отличаются друг от друга как по схемной, так и по конструктивной сложности, что однозначно определить ГТД, как систему определенного уровня сложности - невозможно. Собственно говоря, недостатки методологии системного проектирования при применении ее к различным видам авиационных ГТД в конечном счете и сводятся к неправильному решению вопроса насколько сложной системой считать авиационный ГТД.
В системологии выделяются ряд характеристических признаков сложной технической системы: целенаправленность поведения, эмергентность, иерархичность, структурность и конечность [51,53].
Необходимость анализа эксплуатационных и экологических ограничений
Исследования на уровне "АППАРАТ", на базе которых формируется основная концепция проектируемого двигателя, в значительной степени опираются на опыт предыдущих разработок. Это связано не только с применением на этом уровне проектирования регрессионных моделей оценки массы двигателя, характеристик многих его узлов, но и сама методика исследовании часто уже сама построена на предшествующем опыте проектирования, например, на наших представлениях о компоновке СУ на самолете.
Гораздо сложнее проведение таких исследований для двигателей, сама концепция которых не имеет аналогов. Прежде всего это относится к схемам ДИЦ, компоновка которых часто включает в себя узлы, не имеющие аналогов. При этом недостаточно информации как о возможных характеристиках этих узлов, так и о условиях их компоновки. Как уже отмечалось выше, для ГТД сложной схемы, какими могут считаться не только ДИЦ, но и многие перспективные ГТД традиционных циклов, характерно значительное количество конструктивно-геометрических ограничений, формирующих облик его проточной части. В результате для таких ГТД может складываться ситуация, когда оптимальные в термодинамическом смысле параметры двигателя не могут быть реализованы в рамках исследуемой схемы. В этом случае традиционная концепция иерархического построения методологии системного проектирования двигателя может стать неработоспособной, так как уровень "АППАРАТ" может сформировать принципиально ошибочную концепцию, а не нуждающуюся в уточнении конкретных данных, как при анализе традиционных ГТД.
Выходом из создавшегося положения может стать включение подсистемы формирования облика проточной части ГТД в состав САПР уровня "АППАРАТ". В этом случае процедуре согласования с ЛА будут подвергаться только варианты двигателей, у которых удалось решить задачи компоновки узлов. Кроме того, в этом случае оказывается возможным перейти от интегральных методов оценки массы двигателя к поузловым.
Значительную проблему при этом может составить необходимость разработки достаточно простых методов формирования облика проточной части ГТД. в том числе и нетрадиционных схем. поскольку это, в значительной степени, нефор.мализуемая в полном объеме процедура. Существуют достаточно простые методы оценки облика проточной части ГТД традиционных схем. называемые методами согласования УЗЛОВ турбокомпрессорпой группы: это метод К.В.Холщевникова 17 и В.Д.Коровкина [20.031. Оба -утих метода основаны на определенных допущениях, в частности, что максимальные растягивающие напряжения лопатка турбины испытывает в своей корневой части, однако для современных высокотемпературных, охлаждаемых турбин тго не соответствуем действительности. В результате в практике авиадвигательпых ОКБ эти методы не нашли широкого применения. Тем не менее они используются в исследовательских организациях, так как позволяют оценить возможность реализации параметров цикла в рамках предлагаемой компоновочной схемы. Оказалось целесообразным и применение их для предварительной оценки облика проточной части на уровне "АППАРАТ" в рамках разрабатываемой методологии. Правда, для формирования облика ДИЦ сложной нетрадиционной схемы необходимо для каждой схемы сперва составить уравнения согласования каждой турбокомпрессорпой группы, которые могут отличаться от классических, а затем составить систему уравнений конструктивно-геометрических связей, аналогичную рассмотренным в разделе 1.4.
После осуществления расчетов на уровне "АППАРАТ" можно переходить к уточнению облика по более точным моделям, осуществляюидим поступенчатый расчет узлов с оценкой теплового и прочностного состояния.
Для многих типов ЛА способность двигателя к быстрому изменению режимов своей работы является важнейшим условием соответствия его своим летно-техническим характеристикам. Прежде всего это касается маневренных самолетов. В работе [7] показано, как важен анализ динамики двигателя в системе маневренного самолета. Однако в этой работе использовались модели САР двигателя, которые включали в себя характеристики датчиков, регуляторов и др. элементов системы управления. Модель двигателя также не предполагала широких вариаций его размерности и параметров, характерных для этапа проектирования уровня "АППАРАТ". Вместе с тем многие схемы
ГТД могут иметь в принципе худшие динамические характеристики независимо от выполнения САР, например, из-за наличия роторов с большими моментами инерции или из-за неблагоприятного протекания характеристик компрессоров, что приводит к снижению запасов его устойчивости. При этом необходимость в оценке влияния динамических характеристик двигателя на летно-технические характеристики самолета может быть не только для маневренных самолетов. Отмеченный выше рост требований к безопасности полета самолета ставит задачу подробного анализа последствий отказа двигателей на различных этапах полета. В этих ситуациях и для самолетов гражданского назначения способность двигателей быстро переходить с одного режима работы на другой может явиться определяющей.
Для оценки потенциальных возможностей двигателя к быстрым изменениям своих режимов работы удобно воспользоваться подходом, изложенным в работах Л.Ы.Дружинина [31...33], в котором предполагается, что протекание переходного процесса определяется только несбалансированной мощностью на валу каждого ротора и его моментом инерции.
Принципы построения и особенности математических моделей перспективных авиационных двигателей сложных схем
Для решения задач проектирования ГТД широко применяются методы математического моделирования, с помощью которых рассчитываются параметры и характеристики как СУ и её узлов, так и самолетов. Под математической моделью газотурбинного двигателя будет пониматься совокупность уравнений (алгебраических, трансцендентных, дифференциальных), условий и ограничений, принятых для описания реальных физических процессов в двигателе, из которых одна часть отражает условия совместной работы основных узлов и элементов (балансы расходов, работ и т.д.), а другая часть представляет собой описание их свойств и характеристик.
Для расчета параметров и характеристик ГТД применяются следующие модели: модель расчетного режима, модель нерасчетных установившихся режимов и модель динамических характеристик (неустановившихся режимов). Математическая модель двигателя, применяемая для термогазодинамического расчета и согласования параметров на расчетном режиме, позволяет определить основные параметры ГТД, облик его проточной части и другие данные в соответствии с требованиями, предъявляемыми к двигателю.
Математическая модель нерасчетных режимов предназначена для решения задачи в следующей постановке: для заданных сечений проточной части и характеристик узлов или отдельных элементов при известных условиях полета необходимо определить параметры по тракту, физические и приведенные частоты вращения роторов, тягу, удельный расход топлива и другие данные при условии, что законы регулирования (соотношения между параметрами, определяющие расход топлива, положение створок реактивного сопла, установку регулируемых аппаратов и т.д.) известны. Эта модель обычно применяется для описания установившихся режимов работы.
Модель расчета динамических характеристик ГТД формируется на основе модели нерасчетных установившихся режимов, в которой уравнения равенства мощностей турбин и компрессоров заменяются дифференциальными уравнениями, связывающими избыточную мощность и темп изменения частоты вращения с моментом инерции роторов. Для решения задач согласования ГТД и ЛА обычно применяются математические модели первого уровня точности по терминологии [20,31,33]. Под первым уровнем точности понимается применение соотношений и уравнений, отображающих физические взаимосвязи между внутренними подсистемами-узлами ГТД, с типичными для инженерной постановки задачи допущениями, причем подсистемы представлены моделями на нулевом уровне, под которым понимается описание характеристик объекта как «черного ящика» с помощью формальных взаимосвязей (таблиц, аппроксимирующих и статистических зависимостей), построенных, как правило, методами регрессионного анализа. Структура математической модели ГТД 1-го уровня показана на рис. 16.
Однако для решения задач проектирования ГТД сложных схем на уровне "АППАРАТ" часто бывает недостаточно 1-го уровня моделирования рабочего процесса двигателя. Это связано с возможным появлением в его схеме узлов, не имеющих аналогов, в связи с чем составление для описания их характеристик регрессионных зависимостей часто становится просто невозможным. Для этих узлов становится необходимым применение более детализированных моделей. Переход к более подробным моделям означает, по терминологии [20,31,33], переход к применению математических моделей 2-го уровня точности. На рис.17 показана структура математической модели ГТД 2-го уровня точности.
Однако применение математической модели ГТД 2-го уровня при решении задач согласования с ЛА в полном объеме затруднительно. Информационно перегруженная модель приведёт к неоправданному увеличению затрат времени и к необходимости оперирования с большим объемом не имеющей высокой достоверности информации.
Представляется более целесообразным переходить на детализированный расчет только для тех узлов ГТД, для которых это необходимо, рассчитывая остальные по регрессионным зависимостям 0-го уровня. В этом случае математическая модель расчета характеристик ГТД сложной схемы не будет по принятой классификации ни моделью 1-го уровня, ни моделью 2-го уровня. Ее структура может выглядеть так, как показано на рис.18.
Еще одной особенностью математических моделей ГТД сложных схем является то, что рабочий процесс в них будет описываться системой нелинейных уравнений большего порядка, чем для традиционных схем. Так, если расчет рабочей точки на характеристике двухвального ТРДД в системе моделей [31] сводится к решению системы из 9 уравнений, то схема ДИЦ с общей турбиной вентилятора и турбовентиляторной приставкой, рассмотренная ниже, описывается системой 19 уравнений с 19 неизвестными. Это приводит к значительному увеличению затрат времени на проведение расчетов, допустимому при вычислении собственно характеристик двигателя и делающему невозможным исследования в системе самолета на уровне "АППАРАТ", особенно если последние проводятся не в детерминированной, а в стохастической постановке задачи. В связи с этим представляется целесообразным по возможности стремиться к снижению порядка системы уравнений. Это возможно, если пожертвовать универсальностью системы уравнений, легко модифицирующейся под различные схемы. Ради этой универсальности в модели [31] все узлы описывались совершенно самостоятельно, а все уравнения связи выносились в общую систему уравнений. Использование же некоторых уравнений связи в моделях расчета параметров узлов позволит сократить порядок системы уравнений
Системный анализ ДИЦ с двумя камерами сгорания и независимыми турбинами
Исследуемая в настоящем разделе схема двигателя (рис.19) отличается от обычного ТРДДФ наличием независимого подвода горячего газа к турбине компрессора и вентилятора от отдельных камер сгорания с последующим смешением. Это открывает возможность использования двух новых степеней свободы (подвода тепла в камере сгорания вентилятора и регулирование смесителя потоков за турбинами), что может привести к определённому выигрышу на некоторых режимах полёта, как по удельным параметрам, так и по абсолютным показателям.
Данная схема ГТД была предложена в ЦИАМ и подробно исследовалась при участии автора в рамках выполнения совместной между МАИ и ЦИАМ исследовательской работы [97,98,99].
На основе проведения параметрического анализа рассмотрим возможные потенциальные преимущества исследуемого ДИЦ, обозначаемого далее как ДИЦгКс по сравнению с обычным ТРДЦФсм, заложенные как непосредственно в самой схеме, так и в особенностях его регулирования.
В исследуемой схеме допустимо некоторое увеличение температуры газа перед турбиной компрессора по сравнению с схемой ТРДЦФсм по 2-ум причинам:
1. Наличие двух камер сгорания позволяет регулировать двигатель путем изменения температуры газа только перед турбиной вентилятора, сохраняя постоянной температуру газа перед турбиной компрессора и улучшая таких образом условия циклического нагружения ее лопаток;
2. за счет уменьшения средней температуры газового потока Т w , заторможенного в относительном движении на выходе на турбины; Это связано с тем обстоятельством, что при одинаковых параметрах цикла ТРДЦФсм и ДИЦ2КС последний будет иметь большее значение 71 тк. Таким образом температура лопатки турбины компрессора высокого давления у ДИЦ2кс оказывается ниже, чем у прототипа. Следует отметить, что этот вывод справедлив только в случае равенства числа ступеней турбин сравниваемых двигателей.
Наличие дополнительной камеры сгорания и раздельных затурбинных трактов приводит к усложнению конструкции: потребуется установка двух охлаждаемых турбин, удлинение трансмиссии, дополнительные переходные каналы, системы регулирования и топливоподачи, что ведет к увеличению массы двигателя. С другой стороны уменьшение высоты лопаток первых ступеней турбины исследуемой схемы (при заданном уровне напряжений) может позволить увеличить окружные скорости с соответствующим уменьшением числа ступеней компрессора и вентилятора.
Термодинамически исследуемый двигатель эквивалентен ТРДДФсм традиционной схемы. Поэтому параметрический анализ связан в первую очередь с конструктивными особенностями схемы, с возможностью реализации двигателя заданных значений основных параметров без существенного снижения КПД турбин. Турбины двигателя отличаются повышенными значениями степени понижения давления. При этом if. $ выполняется равенство к тк = Л Тв. Величина степени понижения давления в каждой из турбин приблизительно равна суммарной степени понижения давления в ТРДДФсм традиционной схемы, обладающим аналогичными исследуемому двигателю основными параметрами (Г г, ж ,(2 , т). Кроме этого, вследствие разделения потока воздуха за компрессором, турбины должны обладать малыми высотами лопаток на входе.
В ходе параметрического анализа двигателя данной схемы рассматривались следующие вопросы;
1. Влияние Т г в основных камерах сгорания, ж к -г и m на удельные характеристики двигателя.
2. Возможность реализации одноступенчатых турбин двигателя. Определялось м максимальное значение ж KS при заданных Т г и т, при котором л" тв и л тк не превышали бы значения ж т = 4.
3. Влияние размерности двигателя на высоту лопаток турбин с учетом реальных ограничений hn 10мм. Результаты расчетов приведены на рис. 20 ... 23. На рис.20 и 21 представлены зависимости PyR = /{ж кх) при нескольких значениях Т г для т=0.3 и т=) .0, , также зависимости /ггк = Дл" КІ) для тех же значений Т г где тк - отношение расходов, поступающих в основные камеры сгорания mK = GB2/GBI
Здесь GBi - расход воздуха, поступающий в камеру сгорания турбины компрессора GB2 - расход воздуха, поступающий в камеру сгорания турбины вентилятора..
Наиболее оптимальным с точки зрения конструкции двигателя будет вариант при тк =1, что обеспечивает приблизительное равенство высот лопаток турбин компрессора и вентилятора (при условии равенства DTB ср = DTK ср)
На рис.20 и 21 также нанесены линии, ограничивающие область значений основных параметров, в которой Ж тк = ж тв 4. Эта область расположена левее этих линий.
