Рисунок 2.4 – Зависимость удельного расхода топлива от эффективного (η å )
è полетного КПД
2.2 - Параметры ГТД
2.2.1 - Основные параметры авиационных ГТД
Параметры, характеризующие ГТД, можно разделить на две группы.
Первая группа – это параметры, выражающиеся абсолютной величиной и зависящие от размерности двигателя. Важнейшие из них:
- реактивная тяга – для двигателей прямой реакции (ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ),
- мощность на выходном валу – для ГТД непрямой реакции (ТВД и вертолетных ГТД);
Расход топлива;
- расход воздуха на входе в двигатель;
Сухая масса;
Тяга, мощность, расход топлива и расход воздуха зависят от многих факторов - режима работы ГТД, скорости и высоты полета, атмосферных условий, принятой программы регулирования. Поэтому эти параметры обычно указываются при стандартных атмосферных условиях для основных важнейших режимов и условий полета - на взлетном режиме при Í = 0 èÌ Ï = 0 è â высотно-скоро- стных условиях, наиболее характерных для конкретного типа ГТД.
Рисунок 2.5 – Теоретически достижимые минимальные значения удельных расходов топлива в зависимости от температуры газа перед турбиной
Например, для ТРДД магистральных гражданских и военно-транспортных самолетов это, как правило, режим набора высоты (номинальный) и максимальный крейсерский режим на высотеÍ = 11 км при скорости полета, соответствующей числуÌ Ï = 0,8 (V Ï = 850 км/ч), а также максимальный режим приÍ = 0 при скорости отрыва самолета от ВПП (Ì Ï = 0,2…0,25).
Для военных ТРДФ и ТРДДФ в земных условиях обычно указывается параметры на взлетном режиме, как без использования форсажа, так и с вклю- ченной ФК (полный форсаж).
В зависимости от назначения двигателя вели- чина тяги и мощность авиационных ГТД (размерность двигателя) изменяются в широких пределах. Они определяют расход воздуха, расход топлива, габаритные размеры и массу ГТД. Указанные абсолютные параметры используются при проектировании летательного аппарата для определения его летно-технических характеристик.
Тяга современных ТРД и ТРДД изменяется в широких пределах - от нескольких килоньютонов до нескольких сотен килоньютонов. В настоящее время максимальная тяга достигнута на ТРДД GE90-115B фирмы General Electric (GE). Этот двигатель предназначен для двухдвигательного дальнемагистрального самолета Вoeing 777. Во время испытаний двигатель развивал тягу 569 кН
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
(58000 кгс) при сертификационной взлетной тяге
512 кН (52200 кгс). Среди форсажных двигателей наибольшую взлетную тягу R Ô = 245 кН (25000 кгс) имеет ТРДДФ ÍÊ-32, разработанный в СССР в КБ «Труд» (в настоящее время - ОАО «СНТК имени Н.Д.Кузнецова», г. Самара), и применяемый на стратегическом бомбардировщике ÒÓ-160.
Мощность современных ТВД и вертолетных ГТД составляет от нескольких сотен до нескольких тысяч киловатт. Максимальную мощность Nе = 11030 кВт (15000 л.с.) имеет двигатель ÍÊ-12 самарского КБ «Труд» для самолетов ÒÓ-95, ÒÓ114, ÀÍ-22. Двигатель прошел государственные испытания в 1956 г. и в течение полувека является рекордсменом-долгожителем, продолжая эксплуатацию на стратегическом бомбардировщике ÒÓ-95 è военно-транспортном самолете ÀÍ-22.
Наиболее мощным вертолетным ГТД является двигатель Ä-136 мощностью 8400 кВт (11400 л.с.), созданный в СССР в КБ «Прогресс» (г. Запорожье, ныне Украина) для тяжелых вертолетов ÌÈ-26.
Столь широкий диапазон тяги и мощности ГТД обуславливает значительные различия в конструкции и параметрах двигателей в зависимости от их размерности. Поэтому, при анализе конструктивных особенностей и параметров ГТД обычно условно делят на классы тяги или мощности (более узкие диапазоны). Входящие в один класс двигатели имеют относительно близкую размерность и, соответственно, значительно большую общность параметров и конструктивных решений. Это позволяет более объективно оценивать и сравнивать степень совершенства ГТД и его отдельных узлов.
Например, для современных гражданских ТРДД можно условно выделить следующие классы тяги:
- 10…30 кН (~1000…3000 кгс) – ТРДД для небольших служебных и региональных самолетов;
- 30…60 кН (3000…6000 кгс) – ТРДД для двухдвигательных дальних служебных самолетов и для региональных самолетов вместимостью 50…70 пассажиров;
- 60…90 кН (6000…9000 кгс) – ТРДД для двухдвигательных региональных самолетов вместимостью 70…120 пассажиров;
- 90…140 кН (9000…14000 кгс) – ТРДД для двухдвигательных ближне- и среднемагистральных самолетов вместимостью 120…180 пассажиров;
- 140…200 кН (14000…20000 кгс) – ТРДД для двухдвигательных ближне- и среднемагистральных самолетов вместимостью 180…250 пассажиров и для четырехдвигательных дальнемагистральных самолетов вместимостью 300…350 пассажиров;
200…350 кН (20000…35000 кгс) ТРДД для двухдвигательных ближне- и среднемагистральных самолетов вместимостью 200…300 пассажиров и для четырехдвигательных дальнемагистральных самолетов вместимостью 350…600 пассажиров;
Свыше 350 кН (> 35000 кгс) - ТРДД для двухдвигательных дальнемагистральных самолетов вместимостью свыше 300 пассажиров.
Для военных ТРД(Ф) и ТРДД(Ф) можно выделить следующие классы тяги:
До 10 кН (< 1000 кгс) – малоразмерные ТРД и ТРДД для летающих мишеней, крылатых ракет, беспилотных ЛА;
10…50 кН (1000…5000 кгс) – двигатели для учебно-тренировочных самолетов, легких истребителей и ударных самолетов;
50…150 кН (5000…15000 кгс) – двигатели для средних и тяжелых одно- и двухдвигательных боевых самолетов (истребители и ударные самолеты); - свыше 150 кН (> 15000 кгс) – для тяжелых истребителей и ударных самолетов с высокой тяговооруженностью, а также сверхзвуковых тяжелых
стратегических бомбардировщиков.
ТВД и вертолетные ГТД можно условно разделить на двигатели малой (< 1000 кВт), средней (1000…3000 кВт) и высокой (> 3000 кВт) мощности. ГТД малой мощности применяются на легких турбовинтовых самолетах и вертолетах (служебных и частных). ГТД средней мощности применяются на транспортных и пассажирских двух- и четырехдвигательных турбовинтовых самолетах и вертолетах среднего класса. ГТД высокой мощности применяются на тяжелых транспортных самолетах и бомбардировщиках (ÀÍ-22, Òó-95) и тяжелых вертолетах (ÌÈ-26).
Необходимо отметить, что такое деление двигателей на классы носит условный характер. В зависимости от конкретных целей сравнения и анализа классы тяги и мощности ГТД могут быть сужены или расширены.
Расход воздуха современных авиационных ГТД изменяется в широких пределах: от ~1 кг/с в вертолетных и самолетных ГТД малой мощности до ~1500 кг/с в мощных ТРДД с высокой степенью двухконтурности.
Для сравнительной оценки уровня технического совершенства ГТД используются удельные параметры , не зависящие от размерности двигателя:
Удельная тяга R ÓÄ – отношение тяги ТРД(Ф)
и ТРДД(Ф) к расходу воздуха (R ÓÄ =R /G Â );
Удельная мощность N ÓÄ – отношение мощности на валу ТВД или вертолетных ГТД к расходу воздуха (N ÓÄ =N å /G Â );
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Удельный расход топлива – отношение ча- сового расхода топлива к тяге или мощности (для ТРД и ТРДД Ñ R =G Ò /R , для ТВД и вертолетных
å = G Ò /N å );
Удельная масса γ - отношение сухой массы
ê тяге или мощности (для ТРД и ТРДД γ =Ì ÄÂ /R , для ТВД и вертолетных ГТДγ =Ì ÄÂ /N e ). В зарубежной литературе часто используется обратная величина – отношение тяги к массе;
Лобовая тяга R ËÎÁ – отношение тяги к площади входа в двигатель (R ËÎÁ =R /F ÂÕ ).
Удельной тягой и мощностью (R ÓÄ , N ÓÄ ) называют тягу или мощность, получаемые с одного килограмма расхода воздуха через двигатель. При заданной тяге или мощности повышение удельных показателей означает снижение потребного расхода воздуха через двигатель и, как следствие - уменьшение габаритов и массы ГТД.
К настоящему времени на военных ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности m = 0,25…0,5 достигнута наибольшая величина удельной тяги. Она составляет 120…130 дН/кг/с и имеет тенденцию к дальнейшему увеличению в перспективных проектах. Высокая удельная тяга для современных военных двигателей помимо снижения массы и габаритов обеспечивает возможность сверхзвукового крейсерского полета без включения форсажной камеры.
Удельная тяга гражданских ТРДД имеет тенденцию к некоторому снижению даже несмотря рост температуры газа перед турбиной. Это является следствием постоянного повышения степени двухконтурности (расхода воздуха) для улучшения экономичности и снижения шума.
Совершенствование цикла ГТД - повышение
Ò *Ã ,π *Ê , аэродинамической эффективности узлов - позволяет на современных самолетных и вертолетных двигателях достигать удельной мощности
N ÓÄ = 300…350 кВт/кг/с. И эта величина не является предельной.
Удельный расход топлива характеризует топливную эффективность (экономичность) ГТД. Для современных гражданских ТРДД в условиях крей-
серского полета (H = 11 êì,Ì ï = 0,8) он составляет величинуC R = 0,5...0,8 êã/äÍ· ч. Более высокие значе- нияC R = 0,8...0,7 êã/äÍ· ч имеют ТРДД 1960...1970-õ годов с низкой степенью двухконтурностиm =1…2,5. Новейшие ТРДД с высокой и сверхвысокой степенью двухконтурности (m =5…16) имеют удельный
расход C R = 0,6…0,5 êã/äÍ· ч. На Рис.2.6 показана зависимость удельного расхода топлива от уровня тяги для современных ТРДД.
Удельный расход топлива современных ТВД и вертолетных ГТД (C å ) составляет:ÃÒÄ Ñ
0,25…0,3 êã/êÂò · ч для ГТД мощностью более 1000 кВт;
0,3…0,35 êã/êÂò · ч для ГТД малой мощности до 1000 кВт.
Снижение удельного расхода топлива значи- тельно уменьшает прямые эксплуатационные расходы и позволяет увеличить дальность полета воздушных судов. Поэтому улучшение экономичности гражданских ТРДД, ТВД и вертолетных ГТД - важнейшее направление их совершенствования.
Для военных ТРД(Ф) и ТРДД(Ф) экономич- ность также является важным фактором, во многом определяющим радиус боевого действия и стоимость жизненного цикла двигателя. Для данного типа двигателей стремление к повышению удельной тяги входит в противоречие с необходимостью снижения удельного расхода топлива. Поэтому при выборе параметров военных ТРДД, особенно предназначенных для многорежимных самолетов, ищется оптимальный компромисс, который бы удовлетворял требования высоких тяговых характеристик и приемлемой экономичности.
Сочетание высокой удельной тяги на сверхзвуковых режимах и низкого удельного расхода топлива на дозвуковых крейсерских режимах может быть обеспечено применением различных схем двигателей с изменяемым циклом (ДИЦ). Такие двигатели обеспечивают оптимальное изменение степени двухконтурности и степени сжатия на различных режимах.
Удельная масса ГТД является комплексным показателем, который характеризует параметрическое, конструктивное и технологическое совершенство ГТД. При проектировании ГТД, его узлов и агрегатов применяются различные способы, направленные на снижение удельной массы.
Основные из этих способов:
- совершенствование цикла ГТД - повышение параметров цикла, снижение внутрицикловых потерь, применение сложных циклов позволяет увеличить удельную работу цикла и, при заданной тяге, снизить потребный расход воздуха через ГТД, а значит и его размерность;
- аэродинамическое и конструктивное совершенствование основных узлов ГТД - увеличение аэродинамической нагрузки ступеней компрессора и турбины, а также конструктивные и схемные мероприятия позволяют снизить число ступеней и, следовательно, снизить массу;
- современные конструкционные материалы – применение более жаропрочных, с высокими механическими свойствами, в том числе композиционных материалов как в «горячих», так и в «холодных» узлах ГТД, позволяет снизить массу ос-
Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД
Рисунок 2.6 - Зависимость удельного расхода топлива от уровня тяги для современных ТРДД
новных деталей ротора и статора при сохранении запасов длительной и циклической прочности;
Применение перспективных технологий изготовления - моноколеса типа «blisk» и «bling», передовые методы сварки роторов и корпусов, термозащитные покрытия деталей, наиболее подверженных воздействию высоких температур, и др.
Более детально эти способы снижения массы будут рассмотрены в разделах, посвященных проектированию основных узлов ГТД.
Отметим, что удельная масса авиационного ГТД зависит от его размерности - тяги или мощности. Это объясняется следующим. При сохранении геометрического подобия, механической напряженности и температурного состояния масса двигателя должна была бы зависеть от куба диаметра, например, диаметра на входе в компрессор. По зависимости, близкой к кубической, изменяются, например, массы роторов ГТД. Однако, для таких деталей как корпуса, сопла, входные устройства, агрегаты с коммуникациями зависимость массы от диаметра ближе к квадратичной. Поэтому масса двигателя Ì
ÄÂ
пропорциональна диаметруD
в степениn
, ãäå 2 Тяга двигателя R пропорциональна расходу воздуха G
Â
, который в свою очередь зависит от площади на входе в компрессор, т.е. от квадрата диаметра:R
~G
Â
~D
2
. Тогда удельная масса ГТД может быть выражена как: Поскольку n
> 2, то при уменьшенииD
(размерности двигателя)γ
тоже уменьшается. Однако, это утверждение справедливо лишь до некоторой предельной тяги, примерно равной 10 кН (1000 кгс). При дальнейшем снижении тяги удельная масса будет возрастать, т.к. размеры значительного количества деталей при малой размерности ГТД определяются уже не условиями их нагрузки, а технологическими возможностями . Таким образом, чтобы корректно сравнить удельные массы различных двигателей для оценки их совершенства, сравнение необходимо проводить для ГТД близкого класса тяги (мощности), одного типа и назначения. Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД Удельная масса современных гражданских ТРДД находится в пределах 0,16…0,21. Для военных ТРДДФ – в пределах 0,1…0,15. В перспективных программах планируется снижение удельной массы ТРДДФ до значений 0,05…0,08. Лобовой тягой
называют тягу, которую можно получить с единицы (1 м2
) входного сечения ГТД. Лобовая тяга характеризует возможность получения заданной тяги при габаритных ограниче- ниях максимального диаметра двигателя. При фиксированном диаметре на входе в компрессор лобовую тягу можно повысить за счет увеличения удельной тяги или производительности компрессора (расхода воздуха). Повышение расхода воздуха можно достичь увеличением скорости воздуха на входе в компрессор, а также уменьшением втулочного диаметра на входе в компрессор. Â
однотипных двигателях увеличение лобовой тяги также косвенно говорит об улучшении их весовых характеристик.
2.2.2
- Основные параметры наземных и морских приводных ГТД
Â
отличие от авиационных двигателей, в наземных и морских ГТД свободная энергия полностью срабатывается на турбине и передается потребителю в виде механической работы на выходном валу двигателя. По способу использования свободной энергии наиболее близким авиационным аналогом для наземных и морских ГТД является вертолетный ГТД.
К основным параметрам наземных и морских ГТД относятся эффективная мощность и эффективный к.п.д. на выходном валу. Также важными параметрами являются расход воздуха, расход и температура газов на выхлопе, располагаемая тепловая мощность на выхлопе, расход топлива. Эти параметры используются при проектировании ГТУ и объектов применения ГТД. Масса и габариты для наземных и морских ГТД имеют второстепенное значение. Исключение составляют транспортные ГТД, в т.ч. и морские, используемые для привода судовых движителей. Для транспортных двигателей габариты (объем) имеют важное значение, поскольку пространство для их размещения на объектах применения зачастую ограничено. Параметры ГТД обычно даются в стандартных условиях ISO 2314: Температура атмосферного воздуха +15 °С; - давление атмосферного воздуха 760 мм рт.ст.; - относительная влажность воздуха 60 %; -
без учета потерь давления во всасывающем
è
выхлопном устройствах объекта применения ГТД,
-
с учетом потерь на всасе и выхлопе собственно ГТД - во входном корпусе компрессора и выхлопном тракте ГТД за турбиной, включающем стойки задней опоры, диффузор и улитку.
Мощность наземных и морских ГТД изменяется в широких пределах - от десятков киловатт в микротурбинах до сотен мегаватт в крупных стационарных энергетических ГТД. К настоящему времени создано множество моделей ГТД, достаточно равномерно заполняющих мощностной ряд от 30 кВт до 350000 кВт (350 МВт). Мощностной ряд ГТД можно условно разделить на четыре класса: -
микротурбины – имеют мощность 30 кВт до 250 кВт, применяются обычно в составе автономных энергоагрегатов для выработки электроэнергии или совместного производства электрической, тепловой энергии и ряде случаев для производства холода;
-
ГТД малой мощности - от 250 кВт до 10 МВт для механического и морского привода, привода электрогенераторов в составе ГТЭС простого цикла и в когенерационных установках для совместного производства электрической и тепловой энергии;
-
ГТД средней мощности - от 10 МВт до 60 МВт для механического и морского привода, в составе ГТЭС простого и комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установках;
-
ГТД большой мощности - от 60 до 350 МВт, используются в составе ГТЭС комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установках; значительно реже – в простом цикле.
Важнейшими
удельными параметрами,
определяющими степень технического совершенства наземных и морских ГТД, являются удельная мощность и эффективный к.п.д. на выходном валу.
Удельная мощность
(аналогично ТВД и вертолетным ГТД) представляет собой мощность, приходящуюся на единицу (1 кг/с) расхода возду- õà G
Â
, и численно равна удельной работе цикла (кДж/кг), кВт/кг/с. NÓÄ
=
Ne
/
GÂ
.
Современные наземные и морские ГТД постоянно развиваются в сторону повышения удельной мощности за счет увеличения температуры газа перед турбиной, совершенствования аэродинамики лопаточных машин и систем охлаждения. В настоящее время особенно значителен прогресс в повышении параметров мощных одновальных энергетических ГТД. Это объясняется интенсивным Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД заимствованием авиационных технологий в области трехмерной аэродинамики, применением многослойных теплозащитных покрытий (ТЗП) и эффективных систем охлаждения турбины, использованием теплообменников для снижения температуры охлаждающего воздуха и водяного пара- в качестве охладителя. Удельная мощность новейших серийных энергетических ГТД достигает 400…450 кВт/кг/с при освоенной температуре газа перед турбиной Ò
*ÑÀ
= 1700 К (при работе в базовом режиме с межремонтным ресурсом 25000 часов). Разрабатываются опытные модели энергетических ГТД с температурой газа перед турбинойÒ
*ÑÀ
= 1783 Ê. У ГТД малой и средней мощности удельная мощность достигает значений 300…350 кВт/кг/с при максимальной температуре газа на номинальном режиме Ò
*ÑÀ
= 1500…1600 Ê. Важнейшим удельным параметром наземны- х и морских ГТД является эффективный к.п.д.
(η
å
). Он характеризует топливную эффективность и представляет собой отношение эффективной мощности на валуN
å
к мощности, подведенной с топливомN
ÒÎÏË
, êÂò: ãäå G
Ò ×ÀÑ
– часовой расход топлива ГТД, кг/ч;H
u
– низшая теплота сгорания, кДж/кг. Учитывая, что отношение G
Ò×ÀÑ
/N
å
является удельным расходом топливаÑ
å
, выражение для эффективного к.п.д. ГТД можно записать также в виде: Повышение эффективного к.п.д. – важнейшее направление развития ГТД – достигается повышением параметров цикла Ò
*ÑÀ
èπ
*Ê
в оптимальном соотношении, а также уменьшением внутрицикловых потерь за счет совершенствования аэродинамики лопаточных машин, систем охлаждения и снижения потерь по тракту ГТД. Эффективный к.п.д. зависит также и от класса мощности - у ГТД меньшего класса мощности к.п.д., как правило, ниже (см. Рис. 2.7). Эта зависимость проявляется через фактор размерности. В ГТД меньшей мощности более умеренные параметры цикла, т.к. сложнее получить высокий к.п.д. на малоразмерных лопаточных машинах. Параметры цикла, кроме этого, влияют и на удельную стоимость ГТД. Эффективный 2.3 - Требования к авиационным ГТД К авиационным ГТД предъявляются следующие требования: -
общие технические требования, изложенные
â
нормативных документах,
-
технические требования к конкретному разрабатываемому двигателю с учетом его установки на конкретный летательный аппарат.
В числе важнейших технических требований к конкретному двигателю - технические характеристики, надежность, ресурс, живучесть и безопасность, производственная и эксплуатационная технологичность, экологические характеристики, экономические показатели. 2.3.1 - Требования к тяге (мощности) Тяга и удельный расход топлива – важнейшие характеристики двигателя, определяющие размеры и основные внутренние параметры (Ò
*ÑÀ
,π
*Ê
,m
). Тяга авиационного двигателя должна обеспе- чивать необходимую тяговооруженность летательного аппарата в различных условиях полета. Тяго- вооруженность – это отношение суммарной тяги всех установленных на самолете двигателей (R
ÂÇË∑
), к взлетной массе самолета (G
ÑÀÌ.ÂÇË
): Для транспортных дозвуковых самолетов тяга задается исходя из следующих условий. Первое - обеспечение необходимой тяговооруженности на взлетном режиме (с ограничением времени работы двигателей). Тяговооруженность должна обеспечивать нормальный взлет при заданной взлетной дистанции, безопасный взлет и набор высоты при отказе двигателя, уход на второй круг при снижении и посадке, а также минимальное акустическое воздействие при взлете и пролете. Тяговооруженность современных транспортных самолетов в зависимости от числа двигателей находится в пределах 0,25…0,35. Меньшее значение относится к четырехдвигательным самолетам, большее – к двухдвигательным. Второе - получение необходимой тяговооруженности (избытка тяги) для набора высоты по заданной траектории H
=f
(L
) с постоянной приборной скоростью (V
ÏÐ
=const) è ñ оптимально-минималь- ным временем набора крейсерского эшелона (τ
≈ 30 мин), который определяется навигационными и экономическими факторами (расход топлива). Третье - получение необходимой тяговооруженности на максимальном крейсерском режиме (предельный режим с неограниченным временем работы), для обеспечения устойчивого полета с поддержанием оптимальных заданных скорости (Ì
Ï
) и эшелона (Í
) крейсерского полета. Самый выгодный по расходу топлива полет совершается по статическому потолку - с набором высоты по мере выгорания топлива. Однако, такой режим непригоден для пассажирских маршрутов. При недостаточной тяговооруженности на взлетном режиме допускается применение максимального взлетного режима (ЧР, APR) с очень ограниченным суммарным временем работы (τ
≈ 5…30 мин). Такое может происходить при отказе двигателя на взлете и других чрезвычайных ситуациях. При отказе двигателя в высотном полете используется так называемый «промежуточный режим». Для поддержания безопасной высоты полета такой режим имеет меньшие параметры, чем взлетный режим, но бoльшие, чем режим набора высоты. Поддержание заданной тяги на режимах производится, как правило, до температуры атмосферного воздуха t
Í
= (ÌÑÀ+150
С) при взлете иt
Í
=(ÌÑÀ+10Î
С) на режимах набора высоты и крейсерских. Поскольку скоростные характеристики двигателей с разной удельной тягой (различной степенью двухконтурностиm
) отличаются, то, как правило, дополнительно задается также тяга на взлетном режиме при скорости отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы (ВПП), обычно соответствующейÌ
Ï
=0,20…0,24. Дополнительным к сверхзвуковым транспортным самолетам предъявляется требование высокой тяговооруженности при Ì
Ï
= 0,95…1,15 äëÿ Основные интегральные и удельные параметры, характеризующие ГТД. Основные узлы, агрегаты и элементы АД и ЭУ. Эксплуатационные режимы. Нагрузки, действующие на узлы и элементы двигателя. Долговечность, ресурс, ремонтопригодность, технологичность конструкций. Лекция №3 2.2 Основные интегральные и удельные параметры, характеризующие ГТД. Основные данные: R – тяга, н, (кН, даН); Эффективная мощность на валу, Вт (кВт, л.с.); Эквивалентная мощность, включающая тягу собственно двигателя (кВт, л.с.); Расход топлива, кг/с; Масса двигателя (сухая, полная, поставочная), кг; D, L – габаритные размеры, мм; Удельные параметры: Удельная тяга, , Удельный расход топлива, , , ; Удельный расход топлива, , , ; Удельный вес, ; Лобовая тяга, , , ; Удельная объемная тяга, , , . Интегральные параметры двигателя (расход воздуха через двигатель, тяга двигателя, его масса, скорость истечения газа из сопла и т.д.) характеризуют качество силовой установки, но не позволяют проводить сравнительную оценку различных двигателей. При проектировании новых двигателей, выполнении сравнительных оценок и выборе двигателей для силовой установки конкретного самолета чаще используют удельные параметры. К ним относятся удельная тяга двигателя, удельный расход топлива, удельная масса двигателя, удельная лобовая тяга. Удельная тяга ТРД
- это тяга, приходящаяся на 1 кг воздуха, проходящего через тракт двигателя в 1 секунду: Для одноконтурных ТРД удельная тяга составляет = 800…900 , для двухконтурных двигателей этот показатель тем меньше, чем больше степень двухконтурности. Для двигателей с большой степенью двухконтурности (m
= 5…6) R уд
= 300…400 . В общем случае удельная тяга двигателя для режима полного расширения ( где m
– степень двухконтурности двигателя – отношение расхода воздуха через второй контур G в
11 – и расходу воздуха через первый контур G в
1 ; – расход топлива в секунду; – относительный расход воздуха на охлаждение элементов двигателя; и – скорости истечения газа и воздуха из сопл первого и второго контуров. Удельный расход топлива
- расход топлива на единицу тяги в единицу времени (обычно – на 1ньютон тяги в час): В современных бесфорсажных ТРД С уд
составляет 0,08…0,09 кг/Н. час
. Чем выше степень двухконтурности, тем экономичнее двигатель. Для двигателей с большой степенью двухконтурности (m ~ 5..6) С уд
= 0,65…0,7 кг/Н. час
. Удельная масса двигателя
- масса двигателя, приходящаяся на один ньютон тяги на максимальном режиме работы двигателя: Для ТРД удельная масса находится в пределах __________кг/Н
, для двухконтурных двигателей ____ кг/Н.
Наименьшая удельная масса – у подъемных двигателей самолетов вертикального взлета и посадки (Харриер – Великобритания, Як-38 – Россия), так как подъемные двигатели содержат небольшое количество деталей (около 2000 шт.) и упрощенные системы запуска, смазки, топливопитания. Для них m уд
~ 0,004…0,01 кг/Н. Удельная лобовая тяга
- тяга, приходящаяся на единицу максимальной площади поперечного сечения двигателя (площадь миделевого сечения): Для ТРД удельная лобовая тяга составляет ____Н/м 2 , для ТРДД этот параметр зависит от степени двухконтурности и составляет ___ Н/м 2 (меньшие значения R лоб
относятся к двигателям с большой степенью двухконтурности). Удельная лобовая тяга является важной характеристикой авиационного реактивного двигателя. Она характеризует возможность получения заданной величины тяги при ограничениях максимального диаметра двигателя (например, при расположении двигателя в фюзеляже самолета). При наружном расположении двигателя на летательном аппарате (в мотогондоле) величина лобовой тяги в значительной степени определяет внешнее сопротивление двигательной установки. В некоторых случаях величину лобовой тяги определяют не по миделю двигателя, а по площади входа в воздухозаборник: Кроме этих основных удельных параметров иногда используют и некоторые другие – коэффициент тяги, удельный импульс тяги, удельную объемную тягу. Коэффициент тяги
- безразмерный коэффициент, представляющий собой отношение удельной лобовой тяги к скоростному напору набегающего воздуха: При горизонтальном установившемся полете сила тяги двигателя равна силе аэродинамического сопротивления, откуда коэффициент тяги равен коэффициенту аэродинамического сопротивления С х
: Если величина больше С х
, то избыточная тяга идет на разгон летательного аппарата. Удельный импульс тяги
- характеризуется величиной тяги двигателя, которая образуется при сжигании 1 кг топлива в секунду: Удельная объемная тяга
- отношение взлетной тяги двигателя к его объему: Эта величина обычно используется для оценки объема двигателя и возможности его размещения в фюзеляже или мотогондоле летательного аппарата. Основным свойством авиационного двигателя является создаваемая им тяга. Изменение взлетной тяги четырех типов авиационных ГТД по времени
показано на рис.2.3 и 2.4. За 50 лет тяга выросла в 57 раз. За то же время взлетная масса самолетов с реактивными двигателями возросла в 100 раз. Максимальные тяги достигнуты в ТРД РД‑35‑51 – 205,82 кН и ТРДД GE90‑115B – 512,43 кН для гражданских самолетов. Наибольшие тяги для боевых самолетов достигнуты в ТРДФ РД‑7М2 – 161,715 кН и ТРДДФ НК‑32 – 245,0 кН. Приведенные данные наглядно иллюстрируют (с 1985 г.) распределение авиационных ГТД по классам тяги. Рис.2.3 Рост максимальной тяги авиационных ГТД по годам Рис.2.4 Изменение взлетной тяги авиационных ГТД по годам Эволюция авиационных ГТД по удельному расходу топлива () авиационных ГТД для гражданской и военно-транспортной авиации на крейсерском режиме () показана на рис.2.5 и 2.6. Рис.2.5 Изменение удельного расхода топлива по годам () Видно, что в каждом поколении авиационных ГТД, начиная с III, т. е. для ТРДД, уменьшение происходит по «ступенькам»: очередное значительное снижение связано с появлением нового поколения. Относительное снижение удельного расхода топлива в поколениях ГТД приведено в табл.2.1.
Если принять за исходное значение для ТРД первых пассажирских самолетов, то его снижение по поколениям будет весьма существенным (табл.2.1., первый столбец). Если же оценивать вклад в уменьшение каждого поколения по отношению к предыдущему, то он все меньше и меньше (табл.2.1, 2 и 3 столбец). Наблюдаемая тенденция изменения (рис.2.5 и табл.2.1.), свидетельствует о том, что его дальнейшее снижение вызывает все большие трудности, «кривая уменьшения» выполаживается. Однако, если рассмотреть значения ТРДД V поколения (см. рис.2.6), то можно отметить явную тенденцию уменьшения от 0,056÷0,061 к 0,051 . Это связано со значительным повышением уровня параметров цикла и двухконтурности ТРДД V поколения, а также с комплексным внедрением мероприятий по повышению КПД лопаточных машин, отработанных в отдельности на ТРДД поколения IV+. Рис.2.6 Изменение удельного расхода топлива по годам () для ТРДД IV, IV+ и V поколений Таблица 2.1.
Проектные параметры ТРДД, а именно ,и m влияют на удельный расход топлива. Зависимость ТРДД от двухконтурности показана на рис.2.7. Увеличение двухконтурности (конечно совместно с и ) благоприятно сказалось на удельном расходе топлива, уменьшился практически в 2 раза, с 0,9 до 0,495 . Влияние на иллюстрирует рис.2.8. На этих рисунках в частности хорошо видно, что уменьшение ТРДД поколения IV+ не связано с ростом параметров цикла. Рис.2.7 Зависимость от степени двухконтурности Рис.2.8 Зависимость от Главным показателем совершенства ТРДДФ является его удельная тяга, которая обычно дается для взлетного режима. Чем больше значение , тем выше лобовая тяга и соответственно меньше лобовые габаритные размеры и удельный вес двигателя. На значение первостепенное влияние оказывают температура газа и степень двухконтурности m. Чтобы проанализировать это влияние, на рис.2.9 даны расчетные зависимости значений при различных и m для =26. На график нанесены данные ТРДДФ трех поколений, включая отечественные. ТРДДФ для стратегического бомбардировщика Рокуэлл В-1В имеет относительно низкое значение =83,8 из-за m=2,1. Эти данные подтверждают целесообразность выбора для ТРДДФ истребителя предельно возможных значений и малых m для достижения высоких значений . Двухконтурность созданных ТРДДФ V поколения (для истребителей) лежит в диапазоне 0,25÷0,5. Рис.2.9. Удельная тяга ТРДДФ трех поколений Одним из показателей, определяющих маневренность самолетов-истребителей является тяговооруженность : отношение тяги силовой установки к весу самолета. Считается, что более высокая тяговооруженность истребителя открывает возможность к наступлению в воздушном бою. Влияние весового совершенства двигателей () на взлетную тяговооруженность для реактивных самолетов-истребителей разных поколений показано на рис.2.11. Одно из выражений, по которому определяется взлетная тяговооруженность, имеет вид: Следовательно, тяговооруженность обратно пропорциональна удельному весу и прямо пропорциональна относительному весу силовой установки . За период с 1950 по 2005 гг. относительный вес силовой установки истребителя изменился от значений =0,15÷0,2 до =0,1÷0,15 (на рис.2.10 нанесены линии постоянных значений =0,1; 0,15; 0,2), т.е. уменьшился почти в 1,5 раза. .Не смотря на это, тяговооруженность возросла в 2,4 раза за счет уменьшения удельного веса двигателей в 3 раза. Следовательно, возможность увеличения обеспечивается исключительно снижением удельного веса двигателей . Способность современных истребителей завоевания превосходства в воздухе маневрировать с поперечной перегрузкой =9 обеспечивается удельным весом их двигателей . На рис.2.11 показано уменьшение для ТРДФ и ТРДДФ по годам для II÷V поколений. За исключением ТРДФ J85 и Р35-300, барьер в =0,15 преодолели только ТРДДФ IV и V поколений.
Рис.2.10 Взаимосвязь весового совершенства ТРДФ, ТРДДФ и тяговооруженности самолетов-истребителей Рис.2.11 Уменьшение удельного веса ТРДФ и ТРДДФ по годам Эксплуатационные ограничения режимов работы двигателя Из-за прочностных или функциональных ограничений двигателя приходится вводить и ограничения по условиям применения летательного аппарата с тем, чтобы, например, давление воздуха за компрессором не превысило предельного из условия прочности корпуса камеры сгорания. Такие ограничения могут быть необходимы по времени непрерывной работы двигателя на режиме, величине максимальной температуры газов перед турбиной, газовых нагрузок, действующих на рабочие лопатки компрессора и турбины, предельной частоте вращения ротора и т.п. Эксплуатационные ограничения режимов работы двигателя устанавливаются с учетом исключения механических и тепловых перегрузок отдельных деталей и узлов конструкции и обеспечения устойчивой работы элементов силовой установки. 1. Ограничения по устойчивой работе входного устройства. Ограничения (по режимам дросселирования ГТД, углам атаки и т.п.) вводятся с целью согласования расходов воздуха через входное устройство ГТД. 2. Ограничения по устойчивой работе компрессора. Ограничения по максимальной приведенной частоте вращения РНД, температуры газа перед турбиной . 3. Ограничения по устойчивой работе камер сгорания. 4. Ограничения по перегрузкам. По линейным перегрузкам, по угловым скоростям, по угловым ускорениям, работать на предельных углах крена, тангажа, рыскания и скольжения, по времени действия перегрузок. 5. Ограничения по воздействию пыли и птиц. Снижение тяги двигателя при работе в запыленных условиях (задана концентрация пыли) на максимальном режиме и на режиме работы, соответствующем рулению ЛА в течение заданного времени не более 3%. Попадание в двигатель птиц заданной массы при опробовании на земле, при рулении, взлете (посадке) и в полете не должно приводить к нелокализованному отказу. 6. Ограничения по воздействию на двигатель внешней среды (температура, давление, влажность, составляющие скорости ветра, обледенение, град, снег, дождь и т.п.). На рис.28 показаны диапазон высот и скоростей полета самолета и возможные ограничения, налагаемые на него двигателем. Ограничение по низкому давлению газов за турбиной возникает при малых скоростях полета самолета, когда давление воздуха повышается в воздухозаборнике за счет скоростного напора незначительно, следовательно, давление воздуха за компрессором и газов за турбиной будет также невысоким. Естественно, включение форсажа на таком режиме будет бессмысленным. Ограничение по скоростному напору связано с нагревом конструкции самолета и воздействием на нее больших газовых нагрузок. Воздух, поступающий в компрессор, так же будет иметь высокую температуру. При торможении воздуха в воздухозаборнике и дальнейшем сжатии в компрессоре температура его дополнительно повысится и может превысить допустимый предел. При полете самолета на малой высоте и максимальной скорости при температуре окружающего воздуха минус 40 °С плотность воздуха и скоростной напор будут максимальными. Это режим максимального расхода воздуха через двигатель. Давление воздуха за компрессором двигателя также будет большим и может превысить ограничения по прочности корпуса камеры сгорания. На этом режиме также возрастает до недопустимой величины расход топлива при включении форсажа. Запуск двигателя в полете осуществляется на режиме авторотации. Если выполнять такой запуск на большой высоте (при малой плотности воздуха), то, во-первых, ротор может не достичь необходимой для запуска частоты вращения, во-вторых, будет затруднен розжиг камеры сгорания из-за недостатка кислорода и малого диапазона устойчивости по коэффициенту избытка воздуха. При большой скорости полета самолета камеру сгорания также будет трудно разжечь из-за высокой скорости воздуха в ее фронтовом устройстве и срыва пламени. Поэтому запуск двигателя в воздухе выполняется на скорости V пр = 550…650 км/час и на высотах не более 8 км (до 10…11 км с кислородной подпиткой). На высотах менее 2 км запуск запрещен по условиям безопасности (у экипажа должен оставаться резерв высоты для покидания самолета при невозможности запуска двигателя). Для значительного числа деталей, узлов и элементов двигателя не представляется возможным точно учесть действующие силовые факторы, особенно при наличии вибрационных режимов, и, кроме того, формы деталей бывают настолько сложными, что выполнить прочностной расчет по точным аналитическим зависимостям невозможно. В этих случаях расчеты выполняют с использованием численных методов (методы конечных разностей, конечных элементов и др.). На помощь конструктору приходят также сравнительный расчет и эксперимент на модели и в натуре. При сравнительном расчете напряжения в деталях проектируемого двигателя сравнивают с напряжениями в аналогичных деталях двигателя-прототипа, хорошо зарекомендовавшего себя в эксплуатации. Большую помощь конструктору при проектировании двигателя оказывает теория подобия, позволяющая по известным данным двигателя-прототипа провести предварительную оценку параметров геометрически и газодинамически подобного двигателя. Для таких двигателей справедливы следующие соотношения: – отношения масс двигателей приблизительно пропорционально отношению кубов их диаметров; – отношение тяг приблизительно пропорционально отношению квадратов их диаметров; – центробежные силы элементов роторов подобных двигателей, у которых в сходственных точках окружные скорости одинаковы, пропорциональны квадратам линейных размеров Р ц 1 /Р ц 2 = D 2 к1 /D 2 к2 , а напряжения в сходственных точках будут, соответственно, одинаковы. То же относится и к газовым силам и напряжениям от них. Особенное значение теория подобия приобретает в связи с внедрением принципа проектирования новых двигателей на базе хорошо отработанной турбокомпрессорной части (базового газогенератора). Процесс изготовления двигателя начинается с создания 10 опытных экземпляров (ранее трех-четырех десятков и более опытных экземпляров, которые проходят следующие основные испытания: – заводские (наземные и летные); – государственные (наземные и летные); – сертификационные (наземные и летные); – эксплуатационные. На основании положительных результатов государственных испытаний двигатель внедряется в серийное производство. Иногда с целью сокращения сроков отдельные этапы различных испытаний могут совмещаться. Серийные двигатели проходят контрольно-сдаточные испытания. С целью установления (подтверждения) назначенного и межремонтных ресурсов и сроков службы двигатели проходят лидерные (ускоренные) испытания, при которых наработка лидерных двигателей опережает в 1,5…2 раза наработку двигателей, находящихся в серийной эксплуатации. Для подтверждения качества выполнения мероприятий на двигателях (модернизация, доработки по бюллетеням) двигатели могут подвергаться специальным испытаниям. Размер: px Начинать показ со страницы: 1
Электронный журнал «Труды МАИ». ыпуск 41 УДК Статистический анализ влияния размерности на параметры камер сгорания ГТД. А.М. Ланский, С.. Лукачев, С.Г. Матвеев Аннотация статье приведен анализ влияния размерности на характеристики и параметры камер сгорания ГТД. Показаны особенности связанные с изменением параметров цикла и облика двигателя, а так же с изменением масштаба относительных величин, характеризующих конструкцию и процессы в камере сгорания. Ключевые слова: камера сгорания; статистика; размерность; параметры цикла; геометрические размеры. литературе, где рассматривается вопрос моделирования технических изделий, представлены две основных точки зрения. Первая связана с упрощенным подходом, когда, начиная с некоторой величины тяги или мощности, ГТД называют малоразмерными. Достаточно продолжительное время такое деление производили, ориентируясь на величину максимальной тяги P max (мощности N e max) двигателя. Считалось, что если двигатели имеют Pmax 50 80кН Ne 4Мт, то они малоразмерные. настоящее время определение размерности двигателя основано на величине приведенного по параметрам на выходе из компрессора расхода воздуха * Р ТК G G. Р 88 Н ПР * К G ПР: 1 2
К малоразмерным относятся двигатели с расходом G ПР вых 1,5,5кг с или величиной пропускной способности турбины (которую обычно обозначают А Т) - А (0,01 0,016м) . Т При этом отмечается ряд особенностей в облике двигателей, например, последняя ступень компрессора центробежного типа, а сопряженная с ней камера сгорания (КС) противоточной схемы. Однако указание на эти особенности не позволяет полностью выяснить специфику организации рабочего процесса КС, поскольку тот же центробежный компрессор и противоточная камера могут быть использованы в двигателях и средней размерности. Такое разделение носит условный характер, хотя и не лишено определенных оснований, поскольку эта группа изделий имеет ряд общих особенностей: малые размеры проточной части, предопределяющие использование нетрадиционных конструктивных форм узлов; разнообразие используемых схем двигателей в зависимости от целевого назначения летательного аппарата; небольшая продолжительность полетного цикла, эксплуатация в сложных условиях. Другой подход известен из теории лопаточных машин, где установлено, что уменьшение их абсолютных размеров отражается на уровне коэффициента полезного действия (КПД) из-за роста относительных величин и неоднородностей потоков в межлопаточных каналах и потерь через зазоры. По сути, тот же принцип роста влияния относительной величины какого-либо фактора заложен в пояснении понятия малой размерности ГТД, предложенном в работе . Рассматривая величину удельного веса ГТД G D = f = f D, N D 3 Д Д делается вывод о линейности теоретической зависимости = f D. Д Обобщая некоторую статистику, можно отметить, что при уменьшении размеров эта зависимость подтверждается лишь в небольшом диапазоне, а затем (рис. 1) в действительности существенно меняет свой характер. Анализируя данное обстоятельство, Рис. 1. лияние линейных размеров двигателя на его удельный вес 3
автор указывает, что при моделировании ГТД в сторону уменьшения размеров далеко не все узлы удается пропорционально масштабировать. Такие из них, как приборы, агрегаты, подшипники, начиная с каких-то мощностей двигателей, перестают уменьшать свои размеры, что приводит к росту их относительного веса. С точки зрения газодинамики течения в основных узлах двигателя, принципиальной особенностью при уменьшении их размеров является рост относительной толщины пограничного слоя, которая в конечном итоге может привести к перестройке характера течения, т.е. и здесь просматривается тенденция, показанная на рис. 1. Поэтому можно сформулировать предположение, что при переходе от обычной к малой размерности каналов и струй в камере сгорания должен меняться характер протекания процессов, а следовательно, величина и набор критериев, которые их характеризуют. Если такого изменения не происходит, то следует говорить только об изменении размеров, но не размерности. При расчете камер сгорания (особенно малоразмерных) необходимо выдерживать критерии Маха, Ричардсона, Рейнольдса, Багнольда и Дамкелера. Наиболее важными являются числа Маха и Багнольда. Число Маха. Для камер сгорания число Маха можно выразить следующим образом: G T * К F P 0 К с с М, 1 где F 0 эффективная площадь отверстия, с и с 1 константы. Задание значения перепада давления (или числа Маха) при данных расходе, температуре и давлении определяет площадь отверстий жаровой трубы. Диапазон изменения площади отверстий невелик, так как излишне большие потери давления при малой площади отверстий неприемлемы. Большая камера сгорания, имеющая большую площадь отверстий, характеризуется низкими потерями давления, которые вызывают появление пиков температуры в турбине. Из уравнения числа Маха можно вывести другое соотношение: Длина камеры с Объем камеры с одной одной форсункой n форсункой Длина камеры с n 1 Объем камеры с n форсунками форсунками Из него следует, что можно существенно уменьшить длину и объем камеры путем применения множества небольших камер, которые ускорят перемешивание при сохранении скорости и уменьшении длины. Такой критерий широко используется в. 3 4
кольцевых камерах сгорания и в поршневых многоцилиндровых двигателях и является основным критерием при конструировании этих машин. Число Дамкелера определяется как отношение времени смешения к времени реакции. случае очень малой камеры сгорания или множества уменьшенных камер сгорания скорость перемешивания увеличивается и влияние скорости реакции, выражающееся через полноту сгорания и стабилизацию пламени, может стать более сильным. Число Багнольда представляет собой отношение центростремительной силы к силе инерции применительно к полету капли топлива в закрученном потоке воздуха, создающем поле центробежных сил. Очевидно, что при уменьшении размеров камеры пропорционально увеличивается центробежная сила. Для сохранения геометрического подобия распределения жидкого топлива, необходимого при определяющей роли перемешивания, с уменьшением размера камеры нужно уменьшать размер капли. И в этом случае, пренебрегая изменением начальной скорости капли при впрыске ее в закрученный поток, можно показать, что при сохранении потерь давления на камере размер капли должен быть уменьшен в следующей пропорции: D R, d r где R и r внутренние радиусы воздушных завихрителей соответственно большой и малой камер; D и d начальные размеры капель. Аналогично можно показать, что при неизменных размерах камеры и возросшем расходе воздуха определяющая роль перемешивания сохраняется, если размер капли меняется следующим образом: D d g G, где G и g большой и малый расходы воздуха; D и d соответствующие размеры капель. меньшими. очень небольших камерах размер капли и скорость должны быть как можно качестве критерия размерности автором используется параметр * G ТК G, ПР * РК 4 5
аналог числа Маха, который определяется только параметрами воздуха за компрессором. С учетом изложенного к малоразмерным относятся камеры сгорания с расходом G ПР 0,5 0,4. Предположим, что всегда существует граница, при переходе через которую при моделировании изделия в сторону уменьшения размеров нарушается пропорциональность взаимосвязей основных показателей рабочего процесса. Сопоставление статистических данных по размерам (рис.) и параметрам рабочего процесса (рис. 3) камер сгорания в области, перекрывающей размерности, которые считаются мало- и полноразмерными, показывает, что отличия между ними объективно Рис.. Зависимость размеров камеры сгорания от приведенного расхода воздуха Рис. 3. лияние размерности двигателя на параметры рабочего процесса камеры сгорания 5 6
существуют. Но их анализ не дает оснований для выделения каких-либо признаков, которые можно было бы отнести к принципиальным отличиям. Проанализируем более подробно влияние уменьшения размеров изделия на его облик и выходные характеристики. Кроме объема жаровой трубы, который выбирается, исходя из требуемого уровня теплонапряженности либо коэффициента форсирования K V, наиболее характерным изменениям могут быть подвержены струи подвода воздуха через стенки камеры сгорания и топливные форсунки. Относительно размеров струй воздуха, втекающих в жаровую трубу через боковые стенки, можно предположить, что предел их минимизации диктует глубина проникновения струи. Поскольку дальнобойность струи пропорциональна ее диаметру, а необходимая глубина проникновения и связанная с ней дальнобойность диктуется функциями соответствующей зоны, но все-таки определяется высотой сечения жаровой трубы можно считать, что d0 const h. Следовательно, при уменьшении h, h пропорционально должны меняться размеры ввода воздуха. Если принять коэффициенты расхода струй равными 1, то условие GBi const преобразовывается в F 0i F F БОК 0i const,. Здесь F БОК суммарная площадь боковой поверхности КС, а F 0i суммарная площадь всех отверстий, предназначенных для подвода воздуха в i-ю зону. Отсюда следует специфическая закономерность изменения количества отверстий в зависимости от размеров жаровой трубы. Так для цилиндрической трубы (индивидуальная или трубчатая КС) n h n n, L d0 4 const;. L Тогда количество отверстий на единицу длины будет равно с уменьшением размеров КС возрастает const n. h При кольцевой КС это соотношение выглядит несколько иначе: 6 7
const R n, h но при пропорциональном изменении размеров R и h сводится к предыдущему. Таким образом, уменьшение размеров КС требует постепенного перехода к перфорации стенок все более мелкими отверстиями с большим их числом n. Естественным пределом здесь будет функциональное ограничениеd 0, с одной стороны, из-за возможности Рис. 4. лияние размерности двигателя на конструктивные параметры, определяющие характеристики камер сгорания Рис. 5. лияние размерности двигателя на конструктивные параметры, определяющие формирование ПТГ на выходе из КС их засорения при эксплуатации двигателей в условиях грунтовых аэродромов, а с другой из-за возможного снижения глубины их проникновения непропорционально изменению высоты жаровой трубы. Относительная величина неравномерностей в распределении концентраций по сечению жаровой трубы может быть выражена как = const d F, 7 8
где d линейный размер источника неравномерности: струи газосборника, горелки, топливной форсунки и т. д. Очевидно, что при достижении струей, горелкой или форсункой их предельно минимальных размеров относительная величина начинает расти при уменьшении F. Следует отдельно рассмотреть окружную неравномерность, задаваемую количеством точек n подвода топлива, при уменьшении размеров КС. К Поскольку расход топлива уменьшается пропорционально расходу воздуха (при = const), то при достижении существующего технологического ограничения на минимальный размер топливной форсунки число форсунок n начинает уменьшаться вместе с G Т. С другой стороны, дискретность подвода топлива по окружности кольцевой камеры R n Следовательно, задает относительный размер неравномерности и выступает в качестве величины d. R const R = const =. n R h n h При пропорциональном уменьшении R и h const =, n и эта зависимость может внести самые большие ограничения в возможность создания камер сгорания существенно малых размеров. Таким образом, особенности, проявляющиеся в организации рабочего процесса с уменьшением размеров изделия, можно условно разделить на две группы: 1. Особенности, связанные с изменением параметров цикла и облика двигателя.. Особенности, связанные с изменением масштаба относительных величин, характеризующих конструкцию и процессы в камере. Первая группа накладывает свой отпечаток на схему и конструкцию, что в конечном итоге реализуется в особенностях аэродинамической структуры течения и процесса подготовки ТС в жаровой трубе. торая влияет на характеристики КС по полноте сгорания топлива, стабилизации пламени и формированию поля температур газа на выходе. Подтверждением сделанных выводов является характер изменения основных конструктивных и режимных параметров ряда отечественных и зарубежных двигателей, определяющих характеристики выходного поля температуры газа в зависимости от их размерности G ПР (рис. 4,5,6). ы 8 9
Библиографический список 1. Дадж А. Газотурбинные двигатели малой мощности.- М.: Иностранная литература, с.... Кулагин, С.К. Бочкарев, И.М. Горюнов и др.; под общ. ред... Кулагина Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: учебник. Кн.3. Основные проблемы: Начальный уровень проектирования, газодинамическая доводка, специальные характеристики и конверсия авиационных ГТД, М.: Машиностроение, 005, 464 с. 3..А. Григорьев,.А. Зрелов, Ю.М. Игнаткин и др.; под общ. ред..а. Григорьева и Б.А. Пономарева, ертолетные газотурбинные двигатели, -М.: Машиностроение, 007, 491с. 4. А.М. Гурвич, А.С. Иссерлин, Особенности моделирования газогорелочных устройств, Энергомашиностроение, 1963,с 10
Сведения об авторах Ланский Анатолий Михайлович, 1950 г.р., окончил Куйбышевский авиационный институт им. академика С.П. Королева (1975), кандидат технических наук, доцент кафедры теплотехника и тепловые двигатели, автор более 70 научных работ, область интересов физика и моделирование процесса горения в камерах сгорания ГТД. Лукачев Сергей икторович, 1949г.р., окончил Куйбышевский авиационный институт им. академика С.П. Королева (1973), доктор технических наук, профессор, академик авиации и космонавтики, Заслуженный работник высшей школы, заведующий кафедрой теплотехника а тепловые двигатели, автор более 150 научных работ, область интересов - физика и моделирование процесса горения в камерах сгорания ГТД. Матвеев Сергей Геннадьевич, 1959г.р., окончил Куйбышевский авиационный институт им. академика С.П. Королева (198), кандидат технических наук, доцент кафедры теплотехника а тепловые двигатели, имеет более 70 научных работ, область интересов физика и моделирование процесса горения в камерах сгорания ГТД. 10 УДК 621.452 ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕМПЕРАТУРНОГО ПОЛЯ НА ВЫХОДЕ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ С ПОВОРОТОМ ПОТОКА В ГАЗОСБОРНИКЕ 2006 Г. П. Гребенюк 1, С. Ю. Кузнецов 2, В. Ф. Харитонов 2 1 ФГУП НПП Мотор, г. Уфа 2 Уфимский государственный Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 41 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 621. 452. 3 Исследование аэродинамики и массообмена в вихревых горелках камер сгорания газотурбинных двигателей. А.М. Ланский, С.В. Труды МАИ. Выпуск 85 УДК 533.697.242 www.mai.ru/science/trudy/ Управление вторичными течениями в рабочих колесах осевых компрессоров газотурбинных двигателей Алексеев И.И.*, Клепиков Д. С.**, Гогаев Г. Предисловие ОГЛАВЛЕНИЕ... 3 Основные условные обозначения... 4 Введение... 8 Часть I. Термогазодинамические и энергетические основы ВРД...18 Глава 1. Общие вопросы теории ВРД...18 1.1. Основные типы и УДК 658.562 Хрёкова Виктория Николаевна Студент магистратуры Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева (Самарский университет), Самара Никонова-Морозова Марина УДК 621.9 Соколова А.А Рыбинский государственный авиационный технический университет им. П.А. Соловьева, г.рыбинск, Россия Исследование возможности применения вихревых труб в системах тепловой защиты от Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 71 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 621.454.2 Проблемные вопросы энергетической увязки параметров жидкостных ракетных двигателей Беляев Е.Н. 1 *, Воробьев А. Г 1 **., Двигатели аэрокосмических летательных аппаратов 11 УДК 621.452 В.А. ЗРЕЛОВ, А.И. БЕЛОУСОВ, М.Е. ПРОДАНОВ Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева «СГАУ», Россия МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 71 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 621.438 Газодинамическая и прочностная доводка малоразмерной осевой турбины Попов Г.М.*, Колмакова Д.А.**, Кривцов А.В.*** Самарский УДК 621.438 Автоматизированное проектирование проточной части рабочего колеса радиальной турбины в программном комплексе CATIA # 05, май 2012 Киселёв Н.А. Студент, кафедра «Газотурбинные и нетрадиционные Труды МАИ. Выпуск 84 УДК 629.7.014 www.mai.ru/science/trudy/ Анализ влияния внедрения искривленных дефлекторов на характеристики плоского реактивного сопла Силуянова М.В.*, Шпагин В.П.**, Юрлова Н.Ю.*** Технические науки УДК 621.438 ВЛИЯНИЕ ВИХРЕВЫХ ГОРЕЛОК НА ХАРАКТЕРИСТИКИ КАМЕР СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 2007 А. М. Цыганов Самарский государственный аэрокосмический университет В статье представлены ВЛИЯНИЕ ГЕОМЕТРИИ ТУРБИНЫ ТКР НА ЭФФЕКТИВНЫЙ КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ Григоров И.Н., д.т.н. проф. Каминский В.Н., Каминский Р.В., Костюков Е.А., Лазарев А.В., к.т.н. Лямцев Б.Ф., Микеров Л.Б., Сибиряков Труды МАИ. Выпуск 88 УДК 536.8 www.mai.ru/science/trudy/ Влияние геометрических характеристик завихрителя на вихревую структуру потока в импульсной камере сгорания Исаев А.И.*, Майрович Ю.И.**, Сафарбаков УДК 66.042.88:669.187.242 Губинский В.И. д-р техн. наук, проф., НМетАУ Еремин А.О. канд. техн. наук, доц., НМетАУ Воробьева Л.А. мл. научн. сотр., НМетАУ АЛГОРИТМ РАСЧЕТА ТРУБЧАТОГО ТЕПЛООБМЕННИКА РЕГЕНЕРАТИВНОЙ Экспериментальное исследование дисковой микротурбины. Канд. тех. наук А. Б. Давыдов, д-р. тех. наук А. Н. Шерстюк, канд. тех. наук А. В. Наумов. («Вестник машиностроения» 1980г. 8) Задача повышения эффективности Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 50 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.7.064:532 Исследование условий возникновения кавитации в зазорах элементов конструкций аксиально-поршневых гидромашин А.М. Матвеенко, Использование программного комплекса FlowVision при доводке конструкции малотоксичной камеры сгорания. Булысова Л.А., мнс Всероссийский теплотехнический институт, Москва При разработке перспективных ГТУ РАЗРАБОТКА ВОЗДУШНОГО ТРАКТА ДЛЯ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ ВЕРТОЛЕТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ FLOWVISION Т.Д. Глушков 1,2,a, В.В. Митрофович 2,b, С.А. Сустин 2,с 1 Федеральное государственное бюджетное образовательное ДЛЯ ВУЗОВ Â.À. Ãðèãîðüåâ, Ñ.Ï. Êóçíåöîâ, Â.Ò. Øåïåëü ÎÑÍÎÂÛ ÄÎÂÎÄÊÈ ÀÂÈÀÖÈÎÍÍÛÕ ÃÒÄ Äîïóùåíî Ó åáíî-ìåòîäè åñêèì îáúåäèíåíèåì âûñøèõ ó åáíûõ çàâåäåíèé Ðîññèéñêîé Ôåäåðàöèè ïî îáðàçîâàíèþ â îáëàñòè àâèàöèè, Аэродинамика, динамика, баллистика и управление полетом летательных аппаратов 19 УДК 629.735.33 М.В. АМБРОЖЕВИЧ, А.С. КАРТАШЕВ, С.А. ЯШИН Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 65 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.7.036.22.001 (024) Использование программного комплекса ANSYS для создания экспериментальной установки, способной моделировать МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «УФИМСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ РЕГУЛИРОВАНИЕ ТУРБОНАДДУВА ДВС ПУТЕМ ПЕРЕПУСКА ГАЗА ПРОТИВ ВРАЩЕНИЯ РАБОЧЕГО КОЛЕСА ТУРБИНЫ МАЛОРАЗМЕРНОГО ТУРБОКОМПРЕССОРА Магзумьянов А.Р. Камская государственная инженерно-экономическая академия «ИНЭКА», ДЛЯ ВУЗОВ Â.À. Ãðèãîðüåâ, Ñ.Ï. Êóçíåöîâ, À.Ñ. Ãèøâàðîâ, À.Í. Áåëîóñîâ, Ñ.Ê. Áî êàðåâ, Ñ.À. Èëüèíñêèé, Â.Ò. Øåïåëü ÈÑÏÛÒÀÍÈß ÀÂÈÀÖÈÎÍÍÛÕ ÄÂÈÃÀÒÅËÅÉ Ïîä îáùåé ðåäàêöèåé ä-ðà òåõí. íàóê, ïðîô. Â.À. Ãðèãîðüåâà, УДК 629.7.036.001 Турбоэжекторный двигатель В.Л. Письменный Изложены принципы работы, выбора оптимальных параметров и регулирования турбоэжекторных двигателей. Показана принципиальная возможность использования МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ТОМСКИЙ ПОЛИТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ» Модуль УДК 621.452.3.034 СРАВНЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ ФОРСУНОК, РАБОТАЮЩИХ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ВОЗДУШНОГО ПОТОКА 2007 А. Ю. Васильев Центральный институт авиационного моторостроения, Москва В работе приведена УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI I 2006 4 УДК 533.6.071.4 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ГАЗОВЫХ ЭЖЕКТОРОВ С ОБЫЧНЫМ И ПЕРФОРИРОВАННЫМ СОПЛАМИ ПРИ ВЫСОКОЙ ТЕМПЕРАТУРЕ НИЗКОНАПОРНОГО ГАЗА Ю. К. АРКАДОВ, Г. УДК 621.514 И.В. Автономова, Д.В. Королев АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ОТНОСИТЕЛЬНОЙ ДЛИНЫ РОТОРОВ ВИНТОВОГО КОМПРЕССОРА НА ЕГО ПАРАМЕТРЫ Рассмотрены винтовые компрессоры с разными относительными длинами и различными Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 www.mai.ru/science/trudy/ УДК: 621.45 Экспериментальные исследования инициирования детонации и режимов работы модели камеры пульсирующего детонационного двигателя Повышение эффективности двухвальных газотурбинных установок д.т.н. проф. Кустарев Ю.С., к.т.н. Костюков А.В., Плыкин М.Е. Московский государственный технический университет МАМИ Газотурбинная установка Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 67 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 62-52 Управление переходными процессами авиационного газотурбинного двигателя. Распределение расходов топлива по коллекторам основной Предисловие...8 Основные условные обозначения 9 Глава 1. МЕТОДИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ВЫБОРА РАЦИОНАЛЬНЫХ ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И ТЕРМОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА АВИАЦИОННЫХ ГТД....15 1.1. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ ОТЗЫВ официального оппонента Драгомирова Сергея Григорьевича на диссертацию Смоленской Натальи Михайловны «Улучшение экономичности двигателей с искровым зажиганием за счет применения газовых композитных Механика и машиностроение УДК 004.942+621.452.3 РАСЧЁТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОТИВОТОЧНОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ МАЛОРАЗМЕРНОГО ГТД С УЧЕТОМ ВЛИЯНИЯ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ 2013 М.Ю. Орлов, С.С. Матвеев ПРИБОРЫ И СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ УДК 681.51 В. И. ПЕТУНИН, А. И. ФРИД МЕТОД ПОСТРОЕНИЯ АДАПТИВНЫХ ЛОГИКО-ДИНАМИЧЕСКИХ СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ С СЕЛЕКТОРАМИ Рассматривается задача ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ УТВЕРЖДАЮ Проректор по УМР В.В.Криницин 007г. РАБОЧАЯ УЧЕБНАЯ ПРОГРАММА ДИСЦИПЛИНЫ «Теория 1 УДК 338.45:3.1 МЕТОД КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА МАГИСТРАЛЬНОГО ТОПЛИВА Галкин Л.А., Гордиенко Л.В. Существующие методы контроля теплоты сгорания топлива осуществляются путем периодического отбора определенного Технические науки УДК 536.46 УПРАВЛЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ ГОРЕНИЯ АЛЮМИНИЕВО- ВОЗДУШНОГО ФАКЕЛА В СПУТНОМ ПОТОКЕ ВОЗДУХА 007 А. Г. Егоров, А. Н. Попов Тольяттинский государственный университет Представлены Ю.А. ЧУМАКОВ ГАЗОДИНАМИЧЕКИЙ РАЧЕТ ТУРБИН ТРАНПОРТНЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ И КОМБИНИРОВАННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Министерство образования Российской Федерации МОКОВКИЙ ГОУДАРТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕКИЙ УНИВЕРИТЕТ МАМИ ЧУМАКОВ Министерство образования и науки Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика 30 УДК 62970356 ЕВ РАСПОПОВ, ГГ КУЛИКОВ 2, ВС ФАТИКОВ 2, ВЮ АРЬКОВ 2 Уфимское научно-производственное предприятие «Молния», Россия 2 Уфимский Государственный авиационный технический университет, Россия Федеральное агентство по образованию Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования НИЖЕГОРОДСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМ. Р.Е. АЛЕКСЕЕВА Кафедра «Теории МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «КАЗАНСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Пермский национальный исследовательский политехнический 1.4.Частные формы уравнения баланса энергии Рассмотрим взаимные переходы форм энергии в некоторых типовых технологических устройствах. Течение жидкости в трубопроводе. Учитывая отсутствие обмена энергией Гидравлика 63 3.18. ПОТЕРИ НАПОРА В МЕСТНЫХ СОПРОТИВЛЕНИЯХ Как уже указывалось, помимо потерь напора по длине потока могут возникать и так называемые местные потери напора. Причиной последних, например, КиП АД, ДО, 7 семестр 1 (из 5) ПРИМЕРНЫЙ перечень вопросов по дисциплине КиП АД, 7 семестр, ЗАЧЕТ 1. Охарактеризуйте цели и задачи расчета прочности и динамики авиационных двигателей. 2. Охарактеризуйте Лекция 5. 2.2.Сжигание газообразного и жидкого топлива Сжигание газов производится в топочной камере, куда горючая смесь подается через горелки. В топочном пространстве в результате сложных физикохимических УДК 621.452.22, 621.431.75 Авиационная и ракетно-космическая техника ПРОЕКТ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ МОЩНОСТЬЮ 30000 л. с. (ГT-30) 2009 В. А. Зрелов Самарский государственный аэрокосмический университет Приводится Труды МАИ. Выпуск 91 УДК 621.452.32 www.mai.ru/science/trudy/ Разработка испытательного стенда для малоразмерных газотурбинных двигателей Болховитин М.С.*, Боровиков Д.А.**, Ионов А.В.***, Селиверстов УДК.621.131.391 Системы регулирования давления газа на ТЭС на базе газовых турбин ГОУВПО Ульяновский государственный технический университет Желтова Ольга: студент Научный руководитель: Цынаева Анна Александровна, СОДЕРЖАНИЕ Основные условные обозначения...9 Предисловие...15 Введение...17 Глава 1. ИЗМЕРЕНИЯ ПРИ ИСПЫТАНИИ ДВИГАТЕЛЕЙ...25 1.1. Виды и методы измерений 25 1.2. Средства измерений... 28 1.3. Особенности УДК 643 МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ КОМБИНИРОВАННОГО СГОРАНИЯ В ТЕПЛОВЫХ ДВИГАТЕЛЯХ 7 Р Д Еникеев М Д Гарипов А О Борисов А А Черноусов Уфимский государственный авиационный технический университет Рассмотрен Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 74 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.03-226.2 Установка для аэродинамического исследования лопаток турбин Самохвалов Н. Ю. Компания «Авиадвигатель», Комсомольский Тема 3. Особенности аэродинамики воздушных винтов Воздушный винт представляет собой лопастный движитель, приводимый во вращение двигателем, и предназначен для получения тяги. Он применяется на самолетах Ф. Н. Тарасенко Воздушная холодильная машина на основе энергоэффективной вихревой трубы Ранка для обеспечения стационарных и судовых ГТУ охлажденным воздухом Для повышения КПД и выходной мощности стационарных ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ГОРЕНИЯ ВОДОРОДА И МЕТАНА В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ГПВРД. Использование стандартной к- модели турбулентности и упрощенной хим. кинетики не позволяют рассчитывать рабочий процесс в ГПВРД, ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 1 А. М. Гайфуллин и др. 101 УДК 532.527 А. М. Гайфуллин 1,2, Г. Г. Судаков 1, А. В. Воеводин 1, В. Г. Судаков 1,2, Ю. Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 1 Центральный аэрогидродинамический УДК 629.113 МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ПРИНЦИПЫ ОПТИМИЗАЦИИ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ МОЩНОСТИ МЕЖДУ ДВИЖИТЕЛЯМИ КОЛЕСНЫХ МАШИН А. В. Келлер Приведены методологические принципы и результаты определения оптимального характера 44 ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2004. Т. 45, N- 3 УДК 533.6.011.8 ЭВОЛЮЦИЯ ПОЛЯ ТЕЧЕНИЯ ОКОЛО КРУГОВОГО ЦИЛИНДРА И СФЕРЫ ПРИ МГНОВЕННОМ СТАРТЕ СО СВЕРХЗВУКОВОЙ СКОРОСТЬЮ В. А. Башкин, И. В. РАЗДЕЛ 1. ТОПЛИВО ДЛЯ СУДОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 1.1. Основные виды топлив и требования к ним. Сорта топлив, применяемых В судовых ДВС. 1.2. Состав и структура дизельных топлив. 1.3. Химические и физические
или (5.12)
) рассчитывается по формуле:
– относительный расход топлива;
(5.16)
Транскрипт