ИСПЫТАНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ. § 1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ СУММАРНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЯ

Из закона подобия (см. гл. VII) известно, что для данного конкретного двигателя приведенные тяга и расход топлива

Рпр = РИ; (§C))np = SQ^l/A (17.1)

Рн Ри V *н

являются функциями только приведенных скорости и оборо­тов:

v„-vyf^ (17.2)

т. е.

Лір= ft («пр. ^Пр). (SQ)„p=/2 (»„р, vnp). (17.3)

Зная эти функции, мы можем подсчитать тягу Р и расход 8Q для любых значений ря, V, п, Тн• Для этого сначала подсчиты­ваем приведенные обороты и скорость, находим РПр и (8Q)пр (8 — коэффициент полноты сгорания), а затем подсчитываем фактические тягу и расход:

P=Pj—, SQ=(8Q)np —l/y — (17.4)

Ро Ро * Н

Таким образом основная задача летных испытаний заклю­чается в построении сетки зависимостей (17.3).

Для более детального анализа работы двигателя необходимо оценить работу его отдельных агрегатов и получить их харак­теристики. Для этого, в свою очередь, необходимо знать рас­ход воздуха через двигатель ираспределение температур и давлений по г а з ов оздушно м у тракту. Та же теория подобия показывает, что приведенные значения расхода воздуха, давлений и температур

GB. np = GB^ і/ Tf, Рн у то

PnV=P

тоже являются функциями приведенных оборотов и скорости. В этих формулах р’ и V означают давление и температуру [26] в любой точке газовоздушного тракта.

Наиболее характерные точки газовоздушного тракта и при — нятые обозначения давлений и температур в этих точках пока­заны на фиг. 17. 1.

Летные испытания ТРД производятся либо непосредственно на том самолете, на котором установлен данный двигатель, либо на специальных летающих лабораториях.

В качестве летающей лаборатории выбирается обычно бом­бардировщик (двух — или четырехмоторный) с двигателями лю­бого типа (поршневыми или турбореактивными), на который можно легко подвесить испытываемый ТРД. Двигатель может быть подвешен под фюзеляжем самолета, под крылом, либо установлен на специальном пилоне (пирамиде) сверху фюзе­ляжа, или в хвосте самолета. Желательно выбирать бомбарди­ровщик с большой продолжительностью полета, позволяющей в одном полете выполнить много замеров на достаточно боль­
шом диапазоне выест и скоростей. Питание испытываемого дви­гателя производится *чибо из основных баков самолета, либо из специально установленных баков. Управление двигателем про­изводится дистанционно из кабины летчика или наблюдателя.

Как выше было указано, суммарные характеристики двига­теля представляются в виде кривых зависимости тяги и расхода от оборотов ротора и скорости самолета. Поэтому при всех испы­таниях необходимо измерять тягу, расход горючего, обороты и скорость.

Сила тяги при установке на летающей лаборатории изме­ряется следующим образом. Двигатель подвешивается на по­движной раме ’(обычно на шарнирном параллелограме) таким образом, что он может слегка перемещаться в продольном на­правлении под действием силы тяги. Эти перемещения ограни­чиваются пружиной. В качестве пружины можно применять обычный пружинный динамометр, показания которого непосред­ственно дают тягу; можно также изменение длины пружины измерять либо при помощи механических указателей перемеще­ния (типа СОР), либо при помощи электрических датчиков (на­пример, индукционного типа). Само собой разумеется, динамо­метр должен быть тщательно оттарирован.

Так как в полете двигатель стоит под некоторым углом к горизонту, то на динамометр будет действовать составляющая силы веса самого двигателя. Поэтому из показаний динамометра следует вычесть величину G sin где G — вес двигателя, О — угол наклона оси двигателя относительно плоскости гори­зонта, который измеряется при помощи уклономера или инкли- нографа (см. гл. XII).

Следует отличать внешнюю и внутреннюю тягу двигателя. Под внешней тягой понимается суммарная тяга всего двигателя, включая сопротивление обтекателя. Под внутрен­ней тягой понимается внешняя тяга без сопротивления об­текания, т. е. та часть тяги, которая обусловлена внутренними процессами в двигателе и равна внешней тяге плюс внешнее со­противление. Так как при испытании двигателя нас прежде всего интересует именно внутренняя тяга, а динамометр замеряет внешнюю тягу, то необходимо ввести поправку на внешнее со­противление. Вообще, внешнее сопротивление неотделимо от внутренней тяги и при изменении режима двигателя внешнее сопротивление изменяется. Обычно условно считают, что внеш­нее сопротивление двигателя при его работе имеет такую же величину, как й в случае неработающего двигателя с закрытым протоком. Исходя из этих соображений, внешнее сопротивление обтекания находят следующим образом. Входное отверстие об­текателя закрывают специальной крышкой так, чтобы получить плавные передние обводы. Выходное отверстие тоже закрывают крышкой, сведенной на конус. В специальном полете определяют сопротивление полученного тела и его коэффициент с*. При
испытаниях с работающим двигателем к показаниям динамо­метра прибавляют величину сопротивления — capjSV? и полу­чают условную внутреннюю тягу двигателя Р по формуле

P = Psaa + YcJ>oSV]-Gsinb,

где Рзам — замеренная тяга по показаниям динамометра.

Обороты п, скорость V и сила тяги Р приводятся по форму­лам (17.2) и первой формуле.(17. 4). Расход топлива Q может быть приведен по второй формуле (17.4), если известен коэффи­циент полноты сгорания 8 для фактических условий и для усло­вий приведения.

Очень часто делают приведение не к земным условиям, а к высотным для каждой высоты отдельно. В этом случае под ро и Т0 подразумевают стандартные значения этих величин на дан­ной высоте Рст и Гст. Так как обычно на заданной барометриче­ской высоте проводится серия испытаний, то считают рст=ря и делают приведение только по температуре. Если средние высоты при проведении эксперимента мало отличаются друг от друга, то вводят поправку и на давление. В этом случае расход топлива тоже приводится по формуле

QnP=Q— л/ (17.6)

РнУ тн

так как при введении малых поправок можно считать S=const.

Типичный график этого типа приведен в виде примера на фиг. 17.2.

Часто вычисляется удельный импульс

36Q0P

Q

расход топлива.

г — Q _звг>0 уд- я “ р-

При всех испытаниях в полете скорость, естественно, не мо­жет быть меньше эволютивной скорости самолета. Поэтому основным недостатком летных испытаний является отсутствие характеристик при малых скоростях полета *. Этот пробел может быть частично восполнен, если имеются характеристики двига­теля, определенные на стенде. В самом деле, в этом случае из стендовых испытаний имеем кривую Рпр=/(яПр) при У=0. Для

і Заметим, что для конструктора самолета знать такие характеристики не нужно, так что этот недостаток существенен только при изучении пол­ных характеристик самого двигателя.

заданных оборотов п на высоте Н вычисляем приведенные обо* роты Пщ> = П 1 / —, далее определяем Лір и Р = Рп р—. Таким об-

V ТН Р)

разом для любой высоты можем подсчитать величину тяги Р при V=0. Для расхода горючего таким путем можно пересчи-

Фиг. 17.2. Характеристики двигателя, получен­ные в полете.

Рн /Т

тать только величину (8Q)tf = (SQ)np — / JL. Если известен

Ро у г0

коэффициент 8 для данного режима двигателя, то можно под­считать и расход топлива, но, к сожалению, он обычно неизве­стен. Именно коэффициент 8 может очень сильно изменяться по высоте.

§ 2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСХОДА ВОЗДУХА И ГАЗОВ

В тех случаях, когда двигатель работает не совсем нормально и расчетные характеристики не сходятся с фактическими, необ­ходимо выяснить причины расхождения. Иногда при испытании опытных самолетов расчетные значения летных характеристик расходятся с полученными фактически. В этом случае также надо проверить работу двигателя.

Расход воздуха и расход газов являются наиболее важными характеристиками, определяющими вместе с числом оборотов
режим работы всех агрегатов двигателя. Поэтому эти величины необходимо определять наиболее точно. Если известен расход топлива, то достаточно определить только одну из этих величин,, так как они связаны соотношением

Gr— GJ+Qc,

где Qc — расход топлива за 1 сек.

Расход воздуха можно определять разными способами. Во — первых, можно в канале установить «гребенку» с некоторым числом (6—12) приемников скорости, расположенных по диа­метру, и определять поле скоростей в канале, после чего рас­ход получать интегрированием. Недостатком этого способа яв­ляется громоздкость аппаратуры и неточность, связанная с до­пущением неизменности профиля скоростей по всем диаметрам; частично последний недостаток можно устранить, устанавливая вторую гребенку по другому диаметру.

Более простой способ заключается в установке одного прием­ника скорости в середине канала или в измерении перепада давлений между статическим давлением на стенке канала и ста­тическим давлением атмосферного воздуха. В обоих случаях необходимо вводить поправочные коэффициенты на неравномер­ность поля или потери, для чего при предварительных стендо­вых испытаниях производится измерение расхода как этими способами, так и при помощи специального насадка с заранее известным коэффициентом расхода, устанавливаемого перед, каналом.

Все эти методы недостаточно точны. Поэтому в настоящее время предпочитают измерять расход газов Gr по показаниям насадков полной температуры и полного давления, установлен­ных в реактивном сопле или удлинительной трубе.

Напишем известные уравнения расхода газов через реактив­ное сопло:

для докритического режима истечения из сопла

для закритического режима

Г }f

Здесь р40 и ч40—давление и плотность адиабатически за­торможенного потока в реактивном сопле; kT—коэффициент адиабаты для газов; /—площадь сопла на срезе;

(і —коэффициент расхода.

Воспользовавшись соотношением pio = RrT^ Y40, можем обе формулы переписать в виде одной формулы

для докритического истечения и X = 1 для закритического

истечения, Зависимость X от — представлена на фиг. 17^3.

Рн

Постоянный коэффициент

зависит от состава газов в реактивном сопле. Обычно считают £г=1,32, Rr=29,5 м/град. Тогда е = 2,101 и формула (17.9) пере­писывается так:

Gr=2,101pF-^k

У J 40

При этих численных значениях критический перепад

Если процесс истечения из сопла происходит по закону, близ­кому к адиабатическому, потери малы и поля температур и дав­лений равномерны, то коэффициент расхода ц мало отличается у разных достаточно правильно сконструированных сопел и ко­леблется в пределах 0,97—0,99. Фактический процесс может

очень сильно отличаться от такого идеализированного процесса и коэффициент расхода для данного двигателя необходимо опре­делять опытным путем. Такое определение производится при предварительных стендовых испытаниях. В этом случае изме­ряют расход воздуха и топлива, как указывалось выше, и вы­числяют расход газов по формуле Gr=GB + Qc, после чего по формуле (17. 10) определяют р.. Определенный таким образом коэффициент не является, строго говоря, истинным коэффициен­том расхода, но содержит как поправки на отклонение идеали­зированного процесса от фактического, так и поправки на не­правильность измерения полного давления р4о и температуры торможения Г4о из-за неравномерности полей.

Обычно считается, что коэффициент расхода р также

является функцией отношения —. Типичный пример такой

Рн

зависимости, полученной из эксперимента, приведен на фигу­ре 17.4. Для удобства расчетов обычно строят непосредствен­но кривую |xF=F9=/^—j или, еще лучше, кривую pF =

Зная при полетных испытаниях величины рн> /?4о и Г40, непо­средственно из этой кривой получают величину jjiF, а затем по формуле (17. 10) величину Gr.