Раздел 2. Основы конструкции Авиационных Двигателей

Тема 2.1.Устройство авиационных двигателей.

Лекция 2.1.1. Авиационные двигатели и требования к ним

1. Основные требования, предъявляемые к авиационным двигателям

2. Классификация и области применения авиационных двигателей

3. Основные типы АД, применяемых на ВС гражданской авиации

 

Важнейшим элементом летательного аппарата является двигатель, данные которого в значительной степени определяют возможность достижения больших скоростей, дальностей и высот полета. В связи с усложнением конструктивных схем АД, повышением их автоматизации, связанной с применением широкого круга электронных и электрических устройств для управления ими, а также для контроля их параметров, непременным условием успешной эксплуатации АТ специалистами по приборному и электрооборудованию является знание физических основ устройства и работы АД, эксплуатационных ограничений и правил эксплуатации.

В процессе создания двигателей летательных аппаратов кон­структоры стремятся удовлетворить ряд требований, которые яв­ляются общими для авиационных двигателей различных типов. Рассмотрим основные из этих требований.

Высокое значение тяги Р или мощности N при малой массе двигателя. Суммарное значение тягн (для ТВД мощности) си­ловой установки должно обеспечивать необходимые взлетные, разгонные, маневренные и другие характеристики летательного аппарата.

Высокая экономичность (малые значения удельного расхода топлива). При данном запасе топлива на летательном аппарате экономичность двигателя существенно влияет на дальность и про­должительность полета. Высокую экономичность двигателя мож­но обеспечить за счет рационального выбора параметров рабо­чего процесса и снижения потерь во всех его элементах.

Малая масса двигателя (при заданной тяге). Уменьшение мас­сы двигателя снижает его долю в массовом балансе летательного аппарата и улучшает летно-технические данные последнего (уве­личиваются полезная нагрузка, максимальная высота или даль­ность полета).

Уменьшение массы двигателя возможно за счет снижения раз­меров как всего двигателя, так и его деталей, применения более легких и прочных материалов (титан, композиционные материалы) и совершенствования технологических процессов производства. Тяга (мощность) двигателя при этом может сохраняться неиз­менной за счет повышения степени подогрева воздуха в камере сгорания.

Малые габариты (малый поперечный размер) и малый объем двигателя. Максимальный поперечный размер двигателя в случае его установки в мотогондоле определяет лобовое сопротивление силовой установки, а следовательно, и величину эффективной тяги при прочих равных условиях.

При размещении двигателя в фюзеляже более важным параметром является доля объема, занимаемая двигателем и канала­ми подвода и отвода от него газов в общем полезном объеме внутренних полостей самолета, где размещаются полезная на­грузка, оборудование и топливо.

Высокая надежность. Под надежностью авиационного двигателя понимают способность его безотказно (исправно) работать без ухудшения показателей тяги (мощности) и экономичности в течение заданного интервала времени (ресурса) в определенных условиях эксплуатации (на всех предусмотренных режимах ра­боты двигателя, скоростях и высотах полета и в разных климати­ческих условиях).

Надежность работы авиационного двигателя является одним из основных факторов, определяющих безопасность полета. Не­обходимый уровень надежности двигателя обеспечивают при его проектировании, изготовлении, испытаниях и эксплуатации.

Высокая эксплуатационная и ремонтная технологичность. Вы­полнение этих требований сокращает время, трудозатраты и по­вышает качество выполнения различных профилактических и ре­монтных работ, что способствует снижению стоимости обслужи­вания, ремонта авиационной техники и повышению эффективности процесса эксплуатации.

Высокая контролепригодность. Еще на этапе проектирования двигателя должна быть предусмотрена возможность автоматизи­рованного контроля (с использованием встроенных в двигатель датчиков) основных параметров работы двигателя как на земле, так и в полете. Это позволяет проводить прогнозирование состоя­ния и работоспособности двигателя и его систем, обеспечивает более раннее выявление отказов и неисправностей, повышает на­дежность работы двигателя и безопасность полетов.

 

Авиационные двигатели могут быть классифицированы, как и летательные аппараты по ряду признаков. Основные классы АД - реактивные и поршневые.

В курсе дисциплины будут рассматриваться реактивные АД, как наиболее распространённые на различных типах как гражданских, так и военных ВС различного целевого назначения.

Реактивный принцип получения силы тяги лежит в основе работы всех силовых установок. Однако в отличие от поршневого ДВС или газовой турбины, которые перемещают транспортное средство с помощью движителя (воздушного винта), реактивный двигатель создает движущую силу непосредственно, без помощи каких-либо промежуточных элементов.

Реактивным двигателем называется такой тепловой двигатель, тепловая энергия которого, выделяющаяся при сгорании топлива, превращается в кинетическую энергию газовой струи, а возникающая при этом реакция непосредственно используется как движущая сила (сила тяги).

Реактивная тяга — сила, возникающая в результате взаимодействия двигательной установки с истекающей из сопла камеры сгорания струей расширяющихся продуктов сгорания, обладающих кинетической энергией.

Природа возникновения реактивной тяги заключена в физико-химических процессах, протекающих в двигательной установке при сгорании топлива. Реактивная тяга обычно рассматривается как сила реакции отделяющихся частиц. Точкой приложения её считают центр истечения - центр среза сопла двигателя, а направление - противоположное вектору скорости истечения продуктов сгорания (или рабочего тела, в случае не химического двигателя). То есть, реактивная тяга:

¾ приложена непосредственно к корпусу реактивного двигателя;

¾ обеспечивает передвижение реактивного двигателя и связанного с ним аппарата в сторону, противоположную направлению реактивной струи.

В зависимости от вида горючей смеси, идущей на создание газовой струи, реактивные двигатели подразделяются на два больших класса: ракетные (РД) и воздушно-реактивные (ВРД). Ракетные подразделяются по роду топлива на ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные (ЖРД), а воздушно-реактивные - на прямоточные (ПВРД) и газотурбинные (ГТД).

Классификация реактивных двигателей приведена на рис.1

Рис. 1.

Воздушно-реактивные двигатели, получившее основное применение на ЛА, используют в качестве окислителя атмосферный воздух, а в качестве горючего керосин.

Простейшим воздушно-реактивным двигателем является прямоточный ВРД. В полете встречный поток воздуха, набегающий на двигатель, тормозится в струе перед входом и во входном устройстве (диффузоре), за счет чего происходит повышение давления воздуха, необходимого для последующей организации горения (подвода тепла) в камере сгорания. Продукты сгорания, нагретые до высокой температуры, подаются в сопло, где происходит увеличение скорости до величин, превышающих скорость полета, что обеспечивает получение силы тяги.

Недостатком ПВРД является то, что он не может создавать силу тяги при работе на месте и на малых скоростях полета, когда в камере сгорания нет избыточного давления. Поэтому ПВРД необходим стартовый двигатель. При малых числах М полета сжатие воздуха от использования скоростного напора невелико, и в этих условиях ПВРД имеет малую тягу и низкую экономичность. С увеличением скорости полета характеристики ПВРД улучшаются. Поэтому область эффективного применения ПВРД это большие сверхзвуковые скорости полета (М > 3,0) на высотах (Н до 30 - 35 км). Такие двигатели принято называть сверхзвуковыми ПВРД. Гиперзвуковые прямоточные (ГПВРД) рассматриваются в качестве перспективных силовых установок для разгона космических летательных аппаратов M=6-7 или для гиперзвуковых самолетов. ПВРД могут устанавливаться на крылатых ракетах.

В настоящее время в качестве основных двигателей для самолетов и вертолетов применяют газотурбинные двигатели.

Классификационная схема авиационных ГТД приведена на рис.2

В двигателях давление воздуха на входе в камеру сгорания повышается с помощью компрессора, приводимого в действие газовой турбиной. Это обеспечивает получение силы тяги и в статических условиях.

В газотурбинном двигателе воздух, предварительно сжатый во входном устройстве 1 (как и у ПВРД), поступает в компрессор 2, где осуществляется дальнейшее увеличение его давления, затем воздух поступает в камеру сгорания 3, где к нему подводится тепло за счет сжигания горючего. На выходе из камеры сгорания обладает высокой потенциальной энергией. Часть энергии при расширении газа в турбине преобразуется в механическую работу на валу турбины 4, которая расходуется на привод компрессора и всех вспомогательных агрегатов. Другая часть этой энергии преобразуется (при расширении газа в выходном сопле 5 в кинетическую энергию газового потока.

В зависимости от принципа создания силы тяги ГТД подразделяются на:

¾ турбореактивные двигатели (ТРД) (двигатели прямой реакции)- рис.3

Схема турбореактивного двигателя: 1 — входное устройство; 2 — осевой компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — рабочие ступени турбины; 5 — сопло.

 

¾  двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД) рис. 4,

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя: 1 — компрессор низкого давления; 2 — внутренний контур; 3 — выходной поток внутреннего контура; 4 — выходной поток внешнего контура.

 

¾ турбовинтовые двигатели (ТВД) (двигатели непрямой реакции) рис.5,

Схема турбовинтового двигателя: 1 — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — турбокомпрессор.

 

¾ турбовальные ГТД.

 

Каждый из рассмотренных ГТД имеет определенную область возможного и наивыгоднейшего применения по скорости и высоте полета.

ТВД экономичнее двигателей других типов при полетахсоскоростями до 850-900 км/ч на высотах до12-14 км при которых воздушный винт сохраняет еще достаточно высокие значения коэффициента полезного действия (КПД). ТВД применяются на военно-транспортных и пассажирских самолетах большой грузоподъемности и дальности полета.   

Максимальная высота полета вертолетов с ГТД не превышает 5-6 км, скорость полета вертолета ограничивается условиями работы несущего винта.

Отсутствие редуктора и возможность дополнительного сжатия воздух в наружном контуре выгодно отличают двухконтурный двигатель от ТВД. Область наивыгоднейшего применения ТРДД ограничена величиной скорости 1000—1400 км/ч на высоте до 12 - 16 км, где ТРДД экономичнее ГТД других гипов. Однако возможно применение ТРДД и при скоростях полета выше 1400 км/ч.

При скоростях полета более 1000—1400 км/ч лучшие показа­тели экономичности имеют TPД.      Для обеспечения полетов на сверхзвуковых скоростях (до М= 3,0 - 3,5) и на больших высотах используются ТРДДФ и ТРДФ.

Все указанные выше ГТД устанавливаются на военных лета­тельных аппаратах в зависимости от назначения, диапазона их скоростей н высот полета.

Следует заметить, что границы областей применения двигателей в некоторой степени подвижны, их положение зависит от зна­чений выбранных параметров рабочего процесса и совершенства конструкций двигателей.