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.
