Мощность двигателя летательных аппаратов

Мощность двигателя летательных аппаратов

14.1. Двигатели, применяемые на летательных аппаратах

Рис. 14.1. К объяснению принципа работы ТРД

&nbsp&nbsp&nbspПоток воздуха, попадающего в двигатель, тормозится во входном устройстве 1, в результате чего давление воздуха перед осевым компрессором 2 повышается.
&nbsp&nbsp&nbsp Ротор (вращающаяся часть) объединяет ряд рабочих колес компрессора 3, представляющих собой диски с закрепленными на них рабочими лопатками. При вращении ротор, подобно вентилятору, воздействует на воздушный поток и заставляет его двигаться вдоль оси двигателя через ряд неподвижно закрепленных по окружности на корпусе двигателя спрямляющих лопаток 4. Каждый ряд спрямляющих лопаток располагается за соответствующим рабочим колесом, образуя статор (неподвижную часть компрессора). Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом , в совокупности с рядом рабочих лопаток рабочего колеса называется ступенью компрессора . Проходя через многоступенчатый осевой компрессор, воздух сжимается, его давление многократно (в 10-40 раз) повышается. Отношение давления воздуха на выходе из компрессора p2 к давлению на входе p1 называется степенью повышения давления : &#960к= p2/p1.
&nbsp&nbsp&nbspСжатый воздух из компрессора попадает в камеру сгорания , образованную несколькими расположенными по периметру корпуса жаровыми трубами 7 (или одной кольцевой трубой). Примерно 25-35% от общего потока воздуха направляется непосредственно в жаровые трубы, где происходит основной процесс сгорания керосина, поступающего в распыленном состоянии через форсунки 5.
&nbsp&nbsp&nbspДругая часть воздуха обтекает наружные поверхности жаровых труб, охлаждая их, и на выходе из камеры сгорания смешивается с продуктами сгорания для их охлаждения, что позволяет поддерживать температуру газовоздушной смеси в камере сгорания на уровне (Тг=1400 ¸ 1900 К), определяемом допустимой теплопрочностью стенок камеры сгорания, лопаток 8 ротора и лопаток 9 спрямляющего аппарата турбины, на которую образовавшийся в камере сгорания и имеющий высокую температуру и давление газовый поток устремляется через суживающийся сопловой аппарат камеры сгорания.
&nbsp&nbsp&nbspЧасть потенциальной энергии газовоздушной смеси, полученной при сжатии воздуха в компрессоре и нагреве его в камере сгорания, преобразуется ротором газовой турбины, устройство которой аналогично устройству компрессора, в механическую работу вращения ротора компрессора, соединенного общим валом 6 с ротором турбины.
&nbsp&nbsp&nbspКроме того, часть механической мощности отбирается от вала 6 для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. От компрессора также забирается часть сжатого воздуха для различных бортовых систем.
&nbsp&nbsp&nbspОсновная часть энергии продуктов сгорания идет на ускорение газового потока в выходном устройстве ТРД ( реактивное сопло 10), т.е. на создание реактивной тяги.
&nbsp&nbsp&nbspСтартовая закрутка вала 5 осуществляется стартером, приводимым при запуске двигателя от наземного или бортового электроагрегата, при дальнейшей работе двигателя вращение вала (и ротора компрессора) поддерживается вращением ротора турбины.
&nbsp&nbsp&nbspПри запуске двигателя топливовоздушная смесь в камере сгорания зажигается специальным запальным устройством, при дальнейшей работе двигателя горение поддерживается уже имеющимся факелом пламени.

Рис. 14.2. Принципиальная схема ТРД

Рис. 14.3. Схема ТРДФ

&nbsp&nbsp&nbspПолучение мощности, необходимой для вращения ротора компрессора и воздушного винта, обеспечивается турбиной с увеличенным числом ступеней, поэтому расширение газа в турбине происходит почти полностью и реактивная тяга, получаемая за счет реакции газовой струи, вытекающей из двигателя, составляет только 10-15% суммарной тяги. ТВД сочетают в себе преимущества ТРД на больших скоростях полета (способность создавать большую тягу при относительно небольшой массе и габаритах двигателя) и ПД на малых скоростях (низкие расходы топлива) и, обладая высокой топливной эффективностью, широко применяются в силовых установках имеющих большую грузоподъемность и дальность полета самолетов (летающих на скоростях 600-800 км/ч) и вертолетов. ГТД, работающие с передачей мощности на несущий винт вертолета, принято называть турбовальными двигателями .
&nbsp&nbsp&nbspДальнейшее повышение топливной эффективности самолетов различного назначения связано с применением турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), или двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД) (рис. 14.5), в которых избыточная мощность турбины турбокомпрессора 2 передается компрессору низкого давления 1 так называемого второго (внешнего) контура двигателя (а не винту, как в ТВД).

Рис. 14.5. Схема ТРДД

Рис. 14.6. Схема ТВлД

Рис. 14.7. Схема ВВлД с открытым винтовентилятором (а) и с закрытым винтовентилятором (б)

&nbsp&nbsp&nbspТакие двигатели со сверхвысокой степенью двухконтурности (до 90 для открытого винтовентилятора и до 40 для закапотированного ) позволяют существенно снизить расходы топлива при скоростях полета 800-900 км/ч.
&nbsp&nbsp&nbspОднако, как и для всякого нового типа двигателя, разработка ВВлД требует решения ряда проблем, связанных с конструкцией самого двигателя (сложность конструкции, получение приемлемой массы винтовентилятора, шумоглушение), и проблем компоновочного характера, связанных с размещением такого крупногабаритного двигателя на самолете.
&nbsp&nbsp&nbspВ любом случае, если для проектируемого ЛА разрабатывается новый двигатель, в процессе эскизного проектирования ведется согласование характеристик планера и силовой установки, разрабатывается ТЗ на проектирование двигателя и устанавливаются его потребные характеристики.
&nbsp&nbsp&nbsp Основными характеристиками двигателя любого типа являются: масса двигателя mдв и его габариты; стартовая тяга двигателя Pдв0; удельная масса двигателя &#947дв = mдв/Pдв0, кг/Н; удельный расход двигателя Ср, показывающий расход массы топлива на создание 1 Н тяги в час, кг/(НЧч); высотно-скоростные характеристики Р=&#131 (H, V) и Ср=&#131 (H, V); ресурс двигателя.
&nbsp&nbsp&nbspКачественный характер высотно-скоростных характеристик ГТД иллюстрирует рис. 14.8.

Читайте также:  Минимальный тюнинг двигателя ваз

Рис. 14.9. Размещение звукопоглощающих конструкций в ТРДД

Источник

Типы авиационных двигателей.

Здравствуйте!

Неоднократно в своих рассказах я упоминал авиадвигатели, но ведь при таком разнообразии летательных аппаратов неизбежно и разнообразие двигателей. Поэтому, я думаю, пришла пора этот вопрос рассмотреть поближе.

Типы авиационных двигателей. На самом деле их существует не так уж мало и всю информацию о них в одной статье уместить было бы неправильно. Получилось бы слишком длинно. Поэтому я подумал: пусть будет цикл статей о типах авиадвигателей. В нем каждому типу будет посвящена одна статья, со всеми необходимыми подробностями. А эта, первая, будет общая, так сказать ознакомительная :-)… Я тут попытался изобразить схемку, надеюсь она вам поможет :-). Итак, начнем…

Авиадвигатели можно подразделять по разному, но мне больше нравится их деление по отношению к атмосферному воздуху. То есть они делятся на такие, которым атмосфера для работы необходима и такие, которым она в принципе не нужна, более того даже снижает их эффективность.

Жидкостный ракетный двигатель. Правда неавиационный 🙂

Ракетные двигатели делятся на твердотопливные ( РДТТ ) и жидкостные ( ЖРД ). В первых и топливо, и окислитель в готовом виде спрессованы в корпусе в специальную шашку. А во втором они подаются определенным образом в жидком виде в камеру сгорания.

Еще один поршневой двигатель :-). Фирма Siemens.

Винтовые, в свою очередь, могут быть винто-моторными, то есть, попросту говоря, поршневыми (о них мы уже не раз упоминали и еще не раз вспомним :-)) или турбовинтовыми (ТВД). ТВД – это по сути своей ТРД, у которого львиная доля мощности срабатывается на турбине для вращения воздушного винта, который укреплен на валу перед компрессором (через редуктор).

Турбовинтовой двигатель ТВ3-117ВМА-СБМ1.

АН-140. На этом самолете установлены двигатели ТВ3-117ВМА-СБМ1.

Реактивные двигатели – это, в первую очередь турбореактивные (ТРД). О них вы уже знаете из этой статьи. Далее, развитие ТРД – двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД или ТРДД ). Это двигатель в котором помимо основного тракта (контура) добавлен еще один контур, в котором воздух прогоняется передними ступенями компрессора (их еще назвают вентилятором) поверх основного контура прямо в сопло. Эти двигатели славятся большой экономичностью.

Еще два вида реактивных двигателей – это прямоточный и пульсирующий воздушно-реактивные двигатели ( ПВРД и ПуВРД ). Это те самые реактивные двигатели, у которых нет турбины, как, впрочем, и компрессора. То есть у них нет вращающегося вала. Это очень специфичные малоприменяемые, однако достаточно интересные двигатели. О них я расскажу в отдельных статьях.

Вертолетный ГТД (турбовальный) Д-136. Устанавливается на вертолеты МИ-26

В заключение скажу, что есть еще, скажем так, экзотические виды двигателей. Это такие, как, например, ракетные двигатели на ядерном или электро-ядерном топливе, турборакетные или ракетно- прямоточные двигатели и т.д. Такие двигатели обычно либо в практической (или даже теоретической) разработке, либо в единичных опытных образцах, будущее которых туманно. Я даже не стал включать их в схему. В дальнейшем, если будет к ним интерес и достаточно информации, я о них напишу.

Источник

Двигатели, применяемые на летательных аппаратах

ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА СИЛОВЫХ УСТАНОВОК ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Двигатели с агрегатами и системами, обеспечивающими их работоспособность (системы регулирования подачи топлива, запуска, управления и контроля работы, смазки, противопожарной защиты двигателя), воздухозаборники и выхлопные устройства (сопла), топливная система ЛА составляют его силовую установку.

В зависимости от назначения и потребных ЛТХ самолета масса силовой установки составляет 8-22% взлетной массы самолета.

Двигатель должен обеспечивать потребные взлетно-посадочные и маневренные характеристики ЛА, необходимую дальность полета, скороподъемность и высоту полета. В широком диапазоне высот и скоростей полета двигатель должен экономно расходовать топливо, надежно, устойчиво работать, быть безопасным в пожарном отношении, иметь достаточно большой ресурс работы без ремонта. Все эти сложные и противоречивые требования приводят к созданию различных типов двигателей (работающих по различным газодинамическим схемам).

Двигатели, применяемые на летательных аппаратах

По способу создания силы тяги двигатели, применяемые на ЛА, подразделяются на винтовые и реактивные.

Винтовые двигатели создают потребную для полета ЛА силу тяги за счет движителя — воздушного винта.

Создание поршневого двигателя (ПД) внутреннего сгорания, который был использован для привода воздушного винта, обусловило начальный этап развития авиации, а непрерывное совершенствование винтомоторной силовой установки с ПД обеспечивало высокую эффективность авиационной техники при непрерывно возрастающих потребных скоростях и высотах полета.

Поэтому в связи с увеличением потребной скорости и высоты полета уже в начале 50-х годов проектировщики ПД подошли к барьеру по тяговой мощности, т.е. практически исчерпали все возможности совершенствования этого типа двигателей, и дальнейшее повышение скорости и высоты полета ЛА за счет повышения мощности и высотности (обеспечения необходимой мощности с ростом высоты полета) ПД стало уже невозможным, поскольку это приводило к недопустимому увеличению массы и габаритов ПД.
В настоящее время ПД широко применяются в легких и нескоростных самолетах и вертолетах, однако развитие авиакосмической техники с начала 50-х годов характеризуется широким применением реактивных двигателей, тяговая мощность которых не уменьшается с увеличением скорости полета.

Реактивные двигатели, создающие тягу за счет прямой реакции струи выхлопных газов, подразделяются наракетные(РД) и воздушно-реактивные (ВРД).

Ракетные двигатели (ЖРД и РДТТ) выделяются из всего семейства двигателей, используемых на ЛА, уникальными свойствами: практически неизменной тяговой мощностью в широком диапазоне скоростей; возможностью работы на больших высотах полета, включая безвоздушное космическое пространство, причем с увеличением высоты полета тяга ракетных двигателей растет; относительной (по сравнению с другими типами двигателей) простотой конструкции; исключительной возможностью получения больших мощностей в одном агрегате при сравнительно малой его массе и габаритных размерах. Все это делает РД незаменимыми для ЛА, предназначенных для полета в космическом пространстве.

Однако большие расходы топлива, практическая невозможность регулирования тяги по произвольному закону в широких диапазонах, невозможность снабжения бортовых систем ЛА энергией от маршевых двигателей, что требует наличия на борту ЛА дополнительных источников энергопитания, необходимость иметь на борту ЛА запас не только горючего, но и окислителя, что существенно снижает весовую отдачу ЛА с ракетным двигателем, практически исключают возможность использования РД в силовых установках многоразовых транспортных ЛА, совершающих полеты в пределах атмосферы.

РД иногда применяются на высокоскоростных маневренных самолетах в качестве дополнительной силовой установки, позволяющей кратковременно увеличить скорость или высоту полета, и в качестве стартовых ускорителей, существенно сокращающих потребную для взлета длину ВПП.

Рис. 14.1. К объяснению принципа работы ТРД Начало формы Конец формы

Поток воздуха, попадающего в двигатель, тормозится во входном устройстве 1, в результате чего давление воздуха перед осевым компрессором 2 повышается.

Ротор (вращающаяся часть) объединяет ряд рабочих колес компрессора 3, представляющих собой диски с закрепленными на них рабочими лопатками. При вращении ротор, подобно вентилятору, воздействует на воздушный поток и заставляет его двигаться вдоль оси двигателя через ряд неподвижно закрепленных по окружности на корпусе двигателя спрямляющих лопаток 4. Каждый ряд спрямляющих лопаток располагается за соответствующим рабочим колесом, образуя статор(неподвижную часть компрессора). Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющимаппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток рабочего колеса называется ступеньюкомпрессора. Проходя через многоступенчатый осевой компрессор, воздух сжимается, его давление многократно (в 10-40 раз) повышается. Отношение давления воздуха на выходе из компрессора p2 к давлению на входе p1 называется степенью повышения давления: πк= p2/p1.

Сжатый воздух из компрессора попадает в камеру сгорания, образованную несколькими расположенными по периметру корпуса жаровыми трубами 7 (или одной кольцевой трубой). Примерно 25-35% от общего потока воздуха направляется непосредственно в жаровые трубы, где происходит основной процесс сгорания керосина, поступающего в распыленном состоянии черезфорсунки 5.

Другая часть воздуха обтекает наружные поверхности жаровых труб, охлаждая их, и на выходе из камеры сгорания смешивается с продуктами сгорания для их охлаждения, что позволяет поддерживать температуру газовоздушной смеси в камере сгорания на уровне (Тг=1400¸1900 К), определяемом допустимой теплопрочностью стенок камеры сгорания, лопаток 8 ротора и лопаток 9спрямляющего аппарата турбины, на которую образовавшийся в камере сгорания и имеющий высокую температуру и давление газовый поток устремляется через суживающийся сопловой аппарат камеры сгорания.

Часть потенциальной энергии газовоздушной смеси, полученной при сжатии воздуха в компрессоре и нагреве его в камере сгорания, преобразуется ротором газовой турбины, устройство которой аналогично устройству компрессора, в механическую работу вращения ротора компрессора, соединенного общим валом 6 с ротором турбины.

Кроме того, часть механической мощности отбирается от вала 6 для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. От компрессора также забирается часть сжатого воздуха для различных бортовых систем.

Основная часть энергии продуктов сгорания идет на ускорение газового потока в выходном устройстве ТРД (реактивное сопло 10), т.е. на создание реактивной тяги.

Стартовая закрутка вала 5 осуществляется стартером, приводимым при запуске двигателя от наземного или бортового электроагрегата, при дальнейшей работе двигателя вращение вала (и ротора компрессора) поддерживается вращением ротора турбины.

При запуске двигателя топливовоздушная смесь в камере сгорания зажигается специальным запальным устройством, при дальнейшей работе двигателя горение поддерживается уже имеющимся факелом пламени.

Турбовинтовой двигатель (ТВД) (рис. 14.4) основное тяговое усилие (85-90%) создает за счет воздушного винта 1, вращение которого обеспечивает турбокомпрессор 3 через понижающий частоту вращения редуктор 2.

Рис. 14.4. Схема ТВД

Получение мощности, необходимой для вращения ротора компрессора и воздушного винта, обеспечивается турбиной с увеличенным числом ступеней, поэтому расширение газа в турбине происходит почти полностью и реактивная тяга, получаемая за счет реакции газовой струи, вытекающей из двигателя, составляет только 10-15% суммарной тяги. ТВД сочетают в себе преимущества ТРД на больших скоростях полета (способность создавать большую тягу при относительно небольшой массе и габаритах двигателя) и ПД на малых скоростях (низкие расходы топлива) и, обладая высокой топливной эффективностью, широко применяются в силовых установках имеющих большую грузоподъемность и дальность полета самолетов (летающих на скоростях 600-800 км/ч) и вертолетов. ГТД, работающие с передачей мощности на несущий винт вертолета, принято называтьтурбовальными двигателями.

Дальнейшее повышение топливной эффективности самолетов различного назначения связано с применением турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), или двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД) (рис. 14.5), в которых избыточная мощность турбины турбокомпрессора 2 передается компрессору низкогодавления 1 так называемого второго(внешнего) контура двигателя(а не винту, как в ТВД).

Рис. 14.5. Схема ТРДД

Воздушный поток, поступающий в ТРДД, сжимается в компрессоре 1, а за ним часть потока 3 идет через турбокомпрессор 2 (внутренний контур двигателя, контурвысокого давления), где рабочий процесс аналогичен рабочему процессу ТРД. Другая (холодная) часть потока 4 проходит через внешний контур низкого давления и на выходе из контура смешивается с горячим потоком 3. Увеличение массового расхода воздуха, уменьшенные по сравнению с ТРД температура и скорость выхлопной струи ТРДД снижают расход топлива и уменьшают шум двигателя.

Рис. 14.6. Схема ТВлД

С увеличением степени двухконтурности (а у современных двигателей m = 6¸8) компрессор низкого давления трансформируется в вентилятор, и изменяется конфигурация двигателя. Двухконтурный двигатель с высокой степенью двухконтурности принято называть турбовентиляторным двигателем (ТВлД) или турбовентиляторным реактивным двигателем(ТВРД) (рис. 14.6). Здесь вентилятор 1, приводимый в движение турбокомпрессором 3, закапотирован сравнительно коротким кольцевым обтекателем 2, и горячая струя 5 внутреннего контура практически не смешивается с холодной струей 4.

Дальнейшим развитием ТРДД с большой степенью двухконтурности являетсявинтовентиляторный двигатель (ВВлД), или турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) (рис. 14.7).

Движитель однорядной, или соосной схемы, когда на одном валу находятся два винтовентилятора с противоположным направлением вращения, открытый (рис. 14.7,а) или закапотированный кольцевым обтекателем 4 (рис. 14.7,б), приводится во вращение турбокомпрессором 3 через редуктор 2. Винтовентилятор может располагаться перед турбокомпрессором или за ним.

Рис. 14.7. Схема ВВлД с открытым винтовентилятором (а) и с закрытым винтовентилятором (б)

Такие двигатели со сверхвысокой степенью двухконтурности (до 90 для открытого винтовентилятора и до 40 длязакапотированного) позволяют существенно снизить расходы топлива при скоростях полета 800-900 км/ч.

Однако, как и для всякого нового типа двигателя, разработка ВВлД требует решения ряда проблем, связанных с конструкцией самого двигателя (сложность конструкции, получение приемлемой массы винтовентилятора, шумоглушение), и проблем компоновочного характера, связанных с размещением такого крупногабаритного двигателя на самолете.

В любом случае, если для проектируемого ЛА разрабатывается новый двигатель, в процессе эскизного проектирования ведется согласование характеристик планера и силовой установки, разрабатывается ТЗ на проектирование двигателя и устанавливаются его потребные характеристики.

Основными характеристиками двигателя любого типа являются: масса двигателя mдв и его габариты; стартовая тяга двигателя Pдв0; удельная масса двигателя γдв = mдв/Pдв0, кг/Н; удельный расход двигателя Ср, показывающий расход массы топлива на создание 1 Н тяги в час, кг/(НЧч); высотно-скоростные характеристики Р(H, V) и Ср(H, V); ресурс двигателя.
Качественный характер высотно-скоростных характеристик ГТД иллюстрирует рис. 14.8.

Для ГТД эти характеристики определяются главным образом степенью повышения давления в компрессоре, степенью двухконтурности и температурой газа перед турбиной.

Рис. 14.9. Размещение звукопоглощающих конструкций в ТРДД

Двигатель самолета является основным источником шума в кабине и на местности. Для удовлетворения требований по уровню допустимого шума в конструкции самолета используют материалы и устройства, изолирующие источник шума или поглощающие шум.

Звукоизоляционные прокладочные материалы ограждают источник шума и ослабляют звук при его проникновении через ограждение.

Свойства звукопоглощающих материалов и устройствоснованы на многократном отражении звуковых волн от большого числа стенок открытых сообщающихся между собой пор, выполненных, например, в виде многослойных панелей из неметаллических перфорированных обшивок с сотовым заполнителем.

Пример размещения звукопоглощающих конструкций в ТРДД с высокой степенью двухконтурности приведен на рис. 14.9.

Выбор типа двигателя, тяговооруженности, количества двигателей и места их расположения на самолете является одним из важнейших вопросов при проектировании. О возможном положении двигателей на самолете можно судить по рис. 7.43. Размещение двигателя, конструкция входных и выхлопных устройств оказывают существенное влияние на его характеристики.

Источник

Ответы на популярные вопросы
Adblock
detector