АВИАЦИО́ННЫЙ ДВИ́ГАТЕЛЬ , агрегат силовой установки (СУ) летательного аппарата (ЛА), который служит для создания потенциальной энергии и трансформации её в кинетическую энергию движения ЛА (самолёт, вертолёт, крылатая ракета, дирижабль и т.п.). В зависимости от принципа действия авиационные двигатели подразделяют на поршневые двигатели внутреннего сгорания, реактивные двигатели , ракетные двигатели , паровые двигатели, ядерные, электрические двигатели. Основные требования к авиационным двигателям: высокие надёжность, ресурс работы и топливная экономичность (требования по удельному расходу топлива), тяговооружённость, малые масса, размеры и форма при необходимых тяге или мощности. Состав СУ зависит от типа двигателя и типа ЛА (винтовой или реактивный, дозвуковой или сверхзвуковой) и включает в себя входные (воздухозаборник и средства его регулирования, защиту от обледенения и пыли) и выходные устройства (реактивное сопло, шумоглушитель, реверсивное устройство), канал воздуховода, газогенератор (компрессор, камера сгорания, турбина), форсажную камеру сгорания, движитель (винт), топливную систему (топливные баки, насосы, подсиcтему заправки, заправки топливом в полёте, аварийного слива топлива в полёте и т.д.), масляную систему, систему пожаротушения, узлы крепления и гондолу размещения (обтекаемая оболочка) и др.
Степень интеграции или дезинтеграции с агрегатами и системами СУ зависит от конструктивного исполнения. В авиационных двигателях, собранных по модульной схеме, газогенератор изолирован (двигатель ПД-14, разработчик АО «Авиадвигатель», г. Пермь; двигатель Pratt & Whitney PW1000G разработки фирмы «Pratt & Whitney », США) . У большинства авиационных двигателей газогенератор объединён с сопловым аппаратом, реверсивным аппаратом, форсажной камерой и т.д. У гиперзвуковых ЛА воздухозаборником двигателя является весь нижний корпус фюзеляжа (Ту-2000).
Типы двигателей, которые находятся в эксплуатации в авиации: двигатель внутреннего сгорания (ДВС); воздушно-реактивный двигатель (ВРД): турбореактивный двигатель (ТРД), (ПВРД), турбовинтовой двигатель (ТВД), турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД); ракетный двигатель.
К концепции авиационных двигателей прошлого относится паровой авиационный двигатель.
Перспективные концепции: атомный (ядерный) авиационный двигатель; авиационный электрический двигатель; солнечный парус; космический лифт.
Двигатель внутреннего сгорания (поршневой двигатель – ПД) , в котором тепловая энергия расширяющихся газов, образовавшаяся в результате взрыва топливовоздушной смеси в замкнутом объёме, преобразуется в механическую работу поступательного движения поршня за счёт расширения рабочего тела (газообразных продуктов сгорания топлива) в цилиндре, в который вставлен поршень. Поступательное движение поршня преобразуется во вращение коленчатого вала кривошипно-шатунным механизмом. В качестве топлива в поршневых двигателях внутреннего сгорания используются: жидкости (дизельное топливо, бензин, спирты); сжиженные горючие газы. Эффективный кпд поршневого двигателя не превышает 60%. Остальная тепловая энергия распределяется между теплом выхлопных газов и нагревом конструкции двигателя. Поскольку последняя характеристика весьма существенна, поршневые двигатели нуждаются в системе интенсивного охлаждения. Различают следующие системы охлаждения: воздушные (двигатель АШ-62), отдающие избыточное тепло окружающему воздуху через ребристую внешнюю поверхность цилиндров; используются в двигателях сравнительно небольшой мощности (десятки кВт) или в более мощных авиационных двигателях, работающих в быстром потоке воздуха; жидкостные (двигатель АМ-35А), в которых охлаждающая жидкость (вода, масло или антифриз) прокачивается через рубашку охлаждения (каналы, созданные в стенках блока цилиндров) и затем поступает в радиатор охлаждения, где теплоноситель охлаждается потоком воздуха, созданным вентилятором.
С момента зарождения авиации и до конца Второй мировой войны поршневые двигатели были основным типом авиационных двигателей, образующих в сочетании с движителем – воздушным винтом – силовые установки ЛА (Ла-5 с мотором жидкостного охлаждения М-105П; Як-3 с двигателем ВК-105ПФ2; МиГ-3 с мотором АМ-35А). В целях повышения высоты и скорости полёта в поршневых авиационных двигателях нашли применение системы наддува, что позволило в 1940-х гг. повысить мощность силовых установок до 3000–3500 кВт. Однако характерное для винтомоторных силовых установок падение тяги с ростом скорости полёта не позволяло самолётам с поршневыми авиационными двигателями достигать скоростей выше 700–750 км/ч, что сохранило применение поршневых авиационных двигателей только в самолётах лёгкой авиации [Як-18Т (двигатель М-14П), Ил-103 (двигатель Teledyne Continental Motors IO-360ES), Бе-103 (двигатель ТСМ IO-360)]; самолётах спортивной авиации [Су-26 (двигатель М-14Х), Су-31(М-14ПФ), Як-52 (двигатель М-14Х)]; самолётах авиации общего назначения [Ан-2 (двигатель АШ-62), Ан-14 (двигатель АИ-14РФ)].
Существенный рост скорости и высоты полёта обеспечили появление в конце 1940-х гг. силовых установок на базе воздушно-реактивных двигателей, тяговая мощность которых растёт с увеличением скорости полёта. Применение ВРД позволило вначале освоить околозвуковые скорости полёта, а затем достичь на пилотируемых ЛА скоростей, в 2–3 раза превышающих скорость звука. По принципу сжатия воздуха ВРД подразделяют на компрессорные и бескомпрессорные, в зависимости от вида создаваемой тяги – на двигатели прямой и непрямой реакции. В таких авиационных двигателях выделяющаяся при сгорании топлива в сжатом атмосферном воздухе тепловая энергия превращается в кинетическую энергию истекающего из сопла двигателя газа, при этом возникает сила реакции (тяга двигателя). Основой реактивной авиации служит газотурбинный двигатель (ГТД). В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа. Простейшую конструкцию ГТД можно представить как трубу, по оси которой расположен вал, на нём находятся два диска с лопатками, впереди диск компрессора, а позади - турбины, в промежутке между ними установлена камера сгорания. Принцип работы ГТД заключается в подаче воздуха на вход в двигатель через воздухозаборник. Всасывание и сжатие атмосферного воздуха в компрессоре, подача его в камеру сгорания происходит за счёт вращения компрессора, закреплённого на одном валу с турбиной. Сжатый атмосферный воздух перемешивают в камере сгорания с топливом для образования топливо-воздушной смеси (ТВС) и воспламеняют при помощи свечи зажигания. Расширение газов при сгорании ТВС формирует вектор давления газа, направленный в сторону меньшего сопротивления (к лопаткам турбины). Энергия газообразных продуктов сгорания (в газовой турбине) преобразуется в механическую работу, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре, остальная (основная) часть энергии нагретых газов используется для получения с помощью дополнительной турбины полезной механической работы на валу двигателя (например, для вращения воздушного или несущего винта или для увеличения кинетической энергии газов, создающих реактивную тягу). С увеличением количества подаваемого ТВС (добавление «газа») возрастает число оборотов как турбины, так и компрессора, что позволяет подать в камеру сгорания и сжечь ещё больше топлива; вследствие этого создаётся бóльшая энергия выбрасываемых газов, направленная для вращения дополнительной турбины и повышения реактивной силы. Газовоздушная смесь (ГВС) расширяется, и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала.
В качестве топлива главным образом используют авиационный керосин, спирт и измельчённый уголь. В России и странах СНГ, эксплуатирующих советскую авиатехнику, используются следующие типы авиационного топлива: ТС-1 – в РФ производится по ГОСТ 10227-86 (прямогонная фракция нефти 150–250 °С либо смесь прямогонных и гидроочищенных фракций нефти). Это самый массовый вид авиационного топлива на территории РФ и стран СНГ, предназначенный для всех типов турбовинтовых и дозвуковых турбореактивных двигателей, также на нём эксплуатируются самолёты зарубежных производителей; по своим характеристикам и области применения примерно соответствует зарубежному керосину Jet-A. Другим видом топлива, используемым в авиации РФ, является высококачественное топливо марки РТ (нефтяная фракция 135–280 °С с полной гидроочисткой; имеет низкие смазывающие свойства). В процессе производства в него вводятся антиокислительная и антиизносная присадки. Предназначено для турбореактивных дозвуковых и некоторых сверхзвуковых самолётов (Су-27, Ту-22М3 и др.). Применяется также в качестве резерва топлива ТС-1. Зарубежных аналогов для данного топлива нет. Реактивные топлива марок Т-6 и Т-8В используются для двигателей некоторых сверхзвуковых самолётов (например, двигатель Р15БД-300 самолёта МиГ-25, двигатель Д-30Ф6 самолёта МиГ-31); производятся по очень сложной технологии с гидроочисткой и введением присадок. Эти топлива производятся только для нужд Министерства обороны РФ.
Как и во всех циклических тепловых двигателях, чем выше разница между «нагревателем» и «охладителем», тем выше топливный кпд. Сдерживающим фактором является жаростойкость конструкционных материалов (способность стали, сплавов никеля, керамики или других материалов выдерживать температуру и давление). Для предупреждения разрушения деталей двигателя при их изготовлении используют жаропрочные сплавы и термобарьерные покрытия. Значительная часть инженерных разработок направлена на то, чтобы отводить тепло от частей турбины. Также применяется система охлаждения воздухом, отбираемым от средних ступеней компрессора. Для этого вал и лопатки турбины делают полыми. Чем меньше двигатель, тем выше должна быть частота вращения вала(ов), необходимая для поддержания максимальной линейной скорости лопаток. Т. е. скорость вращения турбинных лопаток определяет давление и, соответственно, получение максимальной мощности, которая может быть достигнута независимо от размера двигателя. Реактивные двигатели, которые производят тягу главным образом от прямого импульса выхлопных газов, называются турбореактивными двигателями (ТРД). Те двигатели, которые создают тягу от туннельного вентилятора, часто называются турбовентиляторными (ТВД). Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) – модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Между турбиной и соплом устанавливается дополнительная форсажная камера, в которой сжигается дополнительное горючее. В результате происходит увеличение тяги (форсаж) до 50%, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, используются на боевых самолётах для взлёта и маневрирования (в коммерческой авиации не используются по причине их низкой экономичности). ВРД прямой реакции создают тягу непосредственно путём истечения рабочего тела из реактивного сопла. К ним относятся, напр., турбореактивные одноконтурные и двухконтурные двигатели (ТРД и ТРДД). В ВРД непрямой реакции мощность на валу газовой турбины передаётся движителю – воздушному винту или винтовентилятору для создания тяги. Примером таких двигателей могут служить турбовинтовые двигатели (ТВД) для самолётов, турбовальные – для вертолётов. В этой ситуации крутящий момент снимается целым каскадом турбин и через редуктор передаётся к движителю (винту, вентилятору). Остаточная тяга на выхлопе из сопла составляет около 10–15%. Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов (Ту-95, Ту-114, Ан-22), оснащённых ТВД, 600–800 км/ч.
Этапы разработки турбореактивных двигателей условно разделены на 5 этапов (см. табл.).
Турбореактивные двигатели различных поколений
Турбовальный двигатель чаще всего имеет свободную турбину. Вся турбина поделена на две части, между собой механически несвязанные. Связь между ними только газодинамическая. Газовый поток, вращая первую турбину, отдаёт часть своей мощности для вращения компрессора и далее, через вал второй турбины приводит в действие полезные агрегаты. Сопло на турбовальном двигателе отсутствует. Выходное устройство для отработанных газов соплом не является и тяги не создаёт. Выходной вал турбовального двигателя, с которого снимается вся полезная мощность, может быть направлен как назад (через канал выходного устройства), так и вперёд, либо через полый вал турбокомпрессора, либо через редуктор вне корпуса двигателя. Редуктор – непременная принадлежность турбовального двигателя. Скорость вращения как ротора турбокомпрессора, так и ротора свободной турбины велика настолько, что это вращение не может быть напрямую передано на приводимые агрегаты. Поэтому между свободной турбиной и полезным агрегатом обязательно ставится редуктор для снижения частоты вращения приводного вала. Основное применение турбовальный двигатель находит в авиации, по большей части, на вертолётах (например, на вертолётах МИ-8 и МИ-24 с двигателями ТВ2-117 и ТВ3-117).
Наибольшее распространение в авиации получили турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД), обладающие оптимальными экономическими и экологическими характеристиками. В ТРДД воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m ). При степени менее 4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если двухконтурность более 4 – потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.
Турбовентиляторный реактивный двигатель (ТВРД) – это ТРДД со степенью двухконтурности m =2–10. Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной. Дальнейшим развитием ТВРД с увеличением степени двухконтурности m =20–90 является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД). В отличие от турбовинтового двигателя, лопасти двигателя ТВВД имеют саблевидную форму, что позволяет перенаправить часть воздушного потока в компрессор и повысить давление на входе компрессора. Такой двигатель получил название винтовентилятор и может быть как открытым, так и закапотированным кольцевым обтекателем, составляющим единую гондолу (Ту-154 с двигателем НК-8-2У, Ил-96 с двигателем ПС-90А и др.).
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель(ПВРД, англоязычный термин – Ramjet), реактивный двигатель, является самым простым в классе ВРД по устройству. С увеличением скорости полёта компрессор ВРД вырождается, и уже на скорости М=3 рабочее тело на входе в двигатель в большей степени сжимается регулируемым сверхзвуковым воздухозаборником (МиГ-25 с двигателем Р15БД-300), а при дальнейшем увеличении скорости компрессор просто вырождается. Нет компрессора, не нужна и турбина. В упрощённом виде так можно описать схему появления ПВРД.
ПВРД относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создаётся исключительно за счёт реактивной струи, истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более – при нулевой скорости, для выхода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель. Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства – диффузоре . Идеальный термический кпд – 16,7%, что в 1,5 раза меньше, чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же и поршневые, и газотурбинные двигатели эффективны при работе на месте. По этим причинам дозвуковые прямоточные двигатели оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.
Сверхзвуковой ПВРД (СПВРД) предназначен для полётов в диапазоне 1 < M < 5 и на высоте от 10 до 100 км. Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) – с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнени я. Процесс сжатия газа на фронте ударной волны не является изоэнтропийным, вследствие чего в нём имеют место необратимые потери механической энергии, и степень повышения давления в нём меньше, чем в идеальном – изоэнтропийном процессе. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, тем больше потери давления, которые могут превышать 50%. Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более 4) последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых (кроме последнего) скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. Это возможно, если все скачки (кроме последнего) являются косыми, фронт которых наклонён к вектору скорости потока (косой скачок уплотнения образуется, когда сверхзвуковой поток встречается с препятствием, поверхность которого наклонена к вектору скорости воздушного потока). В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке (всегда прямом – нормальном к вектору скорости воздушного потока) скорость становится дозвуковой, и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора. Система косых скачков организуется регулируемым воздухозаборником, наплывами крыла, носовым обтекателем и т. д. На самолётах F-16, F-18, SR-71 и т. д. от трёх до пяти косых скачков удаётся реализовать за счёт аэродинамической компоновки носовой части самолёта.
Гиперзвуковым ПВРД (ГПВРД, англоязычный термин - Scramjet) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М, например, ракетоплан North American X-15 (начало эксплуатации 1959), достигший высоты полёта 107 км и скорости 6,72 М. На беспилотном экспериментальном гиперзвуковом самолёте (первый полёт в июне 2001) с прямоточным реактивным двигателем X-43 (для разгона, т. е. вывода на требуемую скорость и высоту, использовался разгонный блок ракеты «Пегас») 16.11.2004 (третий полёт) установлен мировой рекорд скорости – 11 200 км/ч (9,6 М = 3,2 км/с). Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом бóльшая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта. Двигатель предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД – низшая ступень многоразового носителя трансконтинентальных челноков с пассажирами. Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД.
Для дальнейшего развития газотурбинных авиационных двигателей рационально применять новые разработки в области высокопрочных и жаропрочных материалов для возможности повышения температуры и давления. Применение новых типов камер сгорания, систем охлаждения, уменьшения числа и массы деталей и двигателя в целом возможно в прогрессе применения альтернативных видов топлива, изменения самого представления конструкции двигателя. Дальнейшее совершенствование авиационных двигателей происходит в направлении оптимального сочетания в единой силовой установке ЛА двигателей различных типов с целью создания комбинированных двигателей, применение которых позволит расширить диапазон эксплуатации ЛА по скорости и высоте полёта.
Ракетный двигатель, реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находятся в самом средстве передвижения. Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигател и, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигател и. Ракетный двигатель – единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя. Другие типы двигателей, пригодные для применения в космосе (например, солнечный парус, космический лифт), пока ещё не вышли из стадии теоретической и/или экспериментальной отработки. Ракетные двигатели применяются в катапультируемых креслах всех марок (К-36ДМ, К-36РБ), стартовых ускорителях для сокращения длины взлётно-посадочной полосы. Самолёт с ракетным двигателем называют ракетопланом (первые ракетопланы – He-176; БИ-1; X-1). С началом космической эпохи (1960-е гг.) название стало применяться в том числе и к запускаемым с самолётов-носителей или ракетоносителей суборбитальным гиперзвуковым самолётам и орбитальным (воздушно-космическим) самолётам-космопланам, например: X-15; X-20; орбитальный самолёт «Спираль»; космический корабль многоразового использования «Спейс шаттл » ; космический корабль многоразового использования «Буран » , SpaceShipOne и SpaceShipTwo – первые частные суборбитальные ракетопланы, ракетоплан-космоплан Boeing X-37 и т. д.
Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют характеристику удельная тяга) – отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность м/c, то есть размерность скорости. Для ракетного двигателя, работающего на расчётном режиме (при равенстве давления окружающей среды и давления газов на срезе сопла), удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла. Ракетные двигатели относятся к двигателям прямой реакции, которые используют для работы только вещества, имеющиеся на ЛА; в качестве А. д. практического применения не нашли.
Бурный энергетический рост реактивных двигателей и успех их применения отбросили на второй план, а то и вовсе отправили в небытие ряд направлений двигателестроения. Самолёты с паровыми двигателями распространения не получили. На заре авиации, ещё в эпоху до двигателей внутреннего сгорания, попытки подняться в воздух на паровом двигателе были малоуспешны (самолёт Можайского в 1883, паролёт «Эол» Клемана Адера в 1890). Это была эпоха «попрыгунчиков» – самолётов, которые « подлетали » при встречном ветре. Низкая тяговоружённость не позволяла им взлететь. В 1933 у братьев Бесслер взлетел самолёт Airspeed 2000 с паровым приводом. Самолёт летал как почтовый до 1936. Во-первых, мощность двигателя не зависела от высоты полёта и степени разрежённости воздуха – это было вечной проблемой бензиновых и дизельных двигателей. Во-вторых, самолёт был совершенно бесшумным – только свист пропеллера. Особенно была отмечена способность самолёта к реверсивному ходу и быстрому торможению. Современные паровые двигатели хотя и не нашли применения в современной авиации, но заслуживают внимания с точки зрения перспектив развития на новом витке диалектической спирали развития авиации. Их черты прослеживаются в ядерных силовых установках.
Некоторые черты прошлого или космического футуризма можно увидеть в перспективных проектах авиационных двигателей. Авиационная ядерная силовая установка (АЯСУ), в которой теплота генерируется в ядерном реакторе, подводится в авиационный газотурбинный двигатель (ТРДД, ТРД, ТВД) и преобразуется в тягу. В зависимости от способа подвода тепла различают АЯСУ «открытой» и «закрытой» схемы. В «открытой» схеме сжатый в компрессоре двигателя воздух нагревается непосредственно в соответствующих каналах ядерного реактора до высокой температуры и либо преобразуется в механический вращательный момент на турбине, либо поступает в сопловой аппарат, где и трансформирует потенциальную энергию газа в кинетическую энергию реактивной струи. В АЯСУ «закрытой» схемы тепловая энергия реактора подводится в теплообменник ГТД к воздуху теплоносителем, циркулирующим в замкнутом контуре или контурах. Теплоносителями первого контура выступают жидкие щелочные металлы (натрий, литий) или инертные газы (гелий). Масса реакторного блока «закрытого» типа составляет 25-30% от взлётной массы тяжёлого дозвукового самолёта, а «открытого» типа – 15– 20%. Взлёт и посадка для безопасности осуществляются на обычном топливе (керосин), крейсерский полёт – на ядерном. Самолёты с такой силовой установкой получили название атомолё т. Ту-95 ЛАЛ, Ан 22ПЛО и Convair ND-36 – это атомолёты, которые, находясь на разных стадиях реализации, показали множество проблем создания таких двигателей. Самолёты летали, но обеспечение безопасности полёта стало критичным фактором в судьбе атомолётов в 1960–70-х гг.
В 2003 военно-исследовательская лаборатория ВВС США профинансировала разработку атомного двигателя для беспилотного самолёта-разведчика Global Hawk с целью увеличить продолжительность полёта до нескольких месяцев.
Авиационный электрический двигатель с начала 2000-х гг. доминирует в авиамоделизме и лежит в основе концепции электрического самолёта, т. е. самолёта, который приводится в движение электрическим двигателем, питающимся от солнечных батарей, топливных элементов, фотоэлементов, суперконденсаторов. В настоящее время электрические самолёты представлены преимущественно экспериментальными моделями, в число которых входят как пилотируемые, так и беспилотные летательные аппараты (БПЛА). Электрические двигатели на воздушных судах применялись ещё в 19 в. Например, 8.10.1883 года французский воздухоплаватель Гастон Тиссандье совершил первый полёт на дирижабле La France с использованием электрического двигателя Вернера фон Сименса, получавшего питание от батареи массой 435 кг.
Запуски электрических авиамоделей получили распространение с 1970-х гг. Первый официальный запуск датирован 1957, а уже в 1973 Фред Милишки и Хейно Брдишка на базе австрийского моторного планера Brditschka HB-3 создали вариант Militky MB-E1 с электрическим двигателем и Брдишка осуществил первый полёт электрического самолёта с человеком на борту, время полёта составило 14 мин. С середины 2000-х гг. электрические двигатели широко используются на БПЛА.
Очередной рубеж был преодолен 7.7.1981, когда Solar Challenger совершил перелёт через пролив Ла-Манш. Время полёта составило 5 ч 23 мин. Помимо прочего, электрические самолёты отличает низкий уровень шума, что может быть значимым преимуществом при выполнении разведывательных операций. Британский БПЛА QinetiQ Zephyr с питанием от солнечных батарей в 2010 установил на тот момент мировой рекорд длительности полёта для БПЛА, пробыв в воздухе две недели. 20.7.2012 Long-ESA установил рекорд скорости для самолётов с электродвигателем, разогнавшись во время испытания до 326 км/ч. Швейцарский самолёт Solar Impulse стал первым в мире пилотируемым самолётом, способным летать за счёт энергии Солнца достаточно долго. В 2015–16 на этом самолёте совершён кругосветный перелёт, начавшийся 9.3.2015 в Абу-Даби в 07 ч 12 мин по местному времени. Маршрут разбит на 12 участков с посадками в Маскате, Ахмадабаде, Варанаси, Мандалае, Чунцине, Нанкине, на Гавайях, в Финиксе и Нью-Йорке. Два самых длинных участка (из Китая на Гавайи и из Нью-Йорка в Европу или Северную Африку) потребовали около 120 ч непрерывного полёта. В июле 2015 стало известно, что из-за повреждения аккумуляторов от перегрева на пути из Японии на Гавайи самолёт прервал кругосветный перелёт. Миссия возобновилась 21 апреля 2016 года. 24.4.2016, совершив трёхсуточный перелёт с Гавайских островов, самолёт Solar Impulse 2, управляемый пилотом Бертраном Пиккаром, достиг западного побережья США. 12.5.2016 Solar Impulse 2 начал финальный этап своего кругосветного путешествия, вылетев из штата Аризона по направлению к городу Талса штата Оклахома. 26.7.2016 совершил посадку в Абу-Даби. Размах крыльев самолёта – 72 м, общая масса – 2300 кг. Реально самолёт способен подняться на 8500 м, а мощность его электродвигателей по совокупности составляет 70 л. с. (около 51,5 кВт).
Содержание статьи
АВИАЦИОННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , двигатель и движитель летательного аппарата, единый комплекс устройств и агрегатов, обеспечивающих силу тяги и подъемную силу для полета и ускорения летательного аппарата. Автомобиль движется благодаря трению покоя между колесом и дорогой. Воздушная Среда не обладает трением покоя, поэтому и сила тяги, и подъемная сила летательного аппарата определяются изменением количества движения среды, в которой он движется. Любой авиационный движитель (например, винт) захватывает поток воздуха, натекающий на летательный аппарат, и отбрасывает его с увеличенной скоростью назад, что приводит к возникновению реактивной силы, направленной вперед и равной изменению количества движения в единицу времени. Кроме того, должна существовать поддерживающая сила, благодаря которой летательный аппарат не падает. Самолет поддерживают крылья, которые тоже изменяют количество движения воздуха, отбрасывая его вниз и создавая подъемную силу. При движении самолета в воздушной среде возникает сила сопротивления движению, для преодоления которой нужна сила тяги, создаваемая двигателем. Подъемная сила и сила тяги вертолета создаются вращающимися лопастями. На рис. 1 приведена схема создания этих сил летательными аппаратами.
Для создания силы тяги и подъемной силы необходимо выполнение трех условий. Во-первых, необходим источник энергии, поскольку нужно увеличить скорость, а значит, и кинетическую энергию потока воздуха. Почти во всех случаях энергию на борту самолета или вертолета получают при сжигании углеводородного топлива (или водорода) с кислородом воздуха. В качестве вспомогательной используется электрическая энергия, запасенная в аккумуляторах. Первоначальный энтузиазм, вызванный овладением атомной энергией, не привел к созданию практичного ядерного двигателя для летательного аппарата.
Во-вторых, поскольку при горении выделяется тепловая энергия, на борту должно иметься средство преобразования тепловой энергии в механическую, которая может быть использована для увеличения кинетической энергии потока. Преобразование энергии происходит в тепловом двигателе (см. ниже ). На небольших винтовых самолетах до сих пор устанавливаются поршневые двигатели. На крупных современных самолетах обычно используются газотурбинные двигатели, основные агрегаты которых – компрессор, камера сгорания и турбина, вращающая компрессор. По второму закону термодинамики доля тепловой энергии, превращаемая в механическую, определяется температурой источника тепла (в данном случае температурой горения топлива) и температурой окружающей среды. Для углеводородных топлив температура горения составляет около 2500 К. Температура в стратосфере, где летают современные самолеты, около 200 К; поэтому теоретический (термический) КПД равен 1 - 200/2500 = 0,92 или 92%, что, конечно, является высоким значением; однако реальный КПД значительно ниже, поскольку эффективная температура рабочего тела в камере сгорания существенно ниже температуры горения топлива, а кроме того, возникают потери на сжатие и расширение в воздухозаборнике и турбокомпрессоре. Реальный КПД современных двигателей летающих в стратосфере самолетов около 40%.
В-третьих, должно быть средство, которое обеспечивало бы передачу механической энергии потоку для увеличения его скорости (или количества движения). Для этого существует несколько возможностей. Энергия двигателя может передаваться воздушному винту, который ометает большую площадь потока, т.е. захватывает большой расход, и несколько увеличивает его скорость. Для привода винта используют поршневые и турбовинтовые (рис. 2) двигатели. Существуют двигатели, которые механическую энергию затрачивают на увеличение кинетической энергии горячих выхлопных газов, расширяющихся в сопле; это – турбореактивные двигатели (рис. 3).
Полезная работа двигателя – работа, затрачиваемая на движение летательного аппарата. Полезная мощность – работа, совершаемая в единицу времени, – равна произведению силы тяги на скорость летательного аппарата. Следовательно, тяговый КПД (КПД движителя) равен отношению полезной мощности к мощности двигателя. Можно показать, что этот КПД равен удвоенной скорости летательного аппарата, деленной на сумму скорости полета и скорости реактивной струи (относительно летательного аппарата). С другой стороны, тяга равна массовому расходу реактивной струи, умноженному на разность скоростей струи и аппарата. Таким образом, высокая скорость реактивной струи приводит к большой тяге на единицу расхода и к малому тяговому КПД. Это соотношение показано на рис. 4.
Воздушный винт, захватывая большой расход и сравнительно ненамного увеличивая скорость струи, обладает высоким КПД. Турбореактивный двигатель представляет другую крайность: расход в нем сравнительно невелик (поперечное сечение двигателя невелико), а скорость струи высока, поэтому он имеет невысокий КПД. Турбовентиляторные двигатели (рис. 5) похожи на турбовинтовые тем, что вентилятор ускоряет дополнительный расход рабочего тела, не проходящий через турбокомпрессор, который затем истекает через сопло. Скорость реактивной струи в турбовентиляторном двигателе ниже, чем в турбореактивном, но выше, чем в турбовинтовом; соответственно, он имеет промежуточное значение КПД. Самое широкое применение турбовентиляторные двигатели нашли в современных дозвуковых транспортных самолетах.
Любая авиационная силовая установка должна иметь в своем составе указанные выше агрегаты, но они могут быть самыми разными в зависимости от условий эксплуатации двигателя. К ним относятся: скорость и высота полета, маневренность, дальность, взлетно-посадочные требования. Кроме этих условий, на характеристики двигателя влияют отношение тяги к расходу топлива (чаще используют величину, обратную этому отношению, – удельный расход топлива), отношение тяги к весу силовой установки, уровень шума при взлете и посадке, капитальные затраты и стоимость обслуживания, надежность. Все эти критерии необходимо рассмотреть при выборе силовой установки для конкретного применения.
Главным критерием, определяющим выбор силовой установки, является скорость полета. Скорость полета лучше всего определять числом Маха – отношением скорости полета летательного аппарата к скорости звука на заданной высоте. При M
Дожигание увеличивает тягу по сравнению с двигателем, в котором топливо сгорает только в камере, однако при этом существенно возрастает расход топлива, которое всегда хранится на борту самолета. На самолетах, которые длительное время должны лететь со скоростью 2 6 называются гиперзвуковыми; при таких скоростях, вплоть до орбитальных (число Маха около 25), предполагается использовать прямоточные двигатели, в том числе со сверхзвуковым горением. В прямоточных двигателях повышение давления и температуры, необходимое для эффективной работы, достигается за счет кинетической энергии набегающего потока. Если перед зоной подачи топлива в поток он тормозится до скорости, меньшей скорости звука, то двигатель называется просто прямоточным; если же топливо впрыскивается в сверхзвуковой поток, то – прямоточным со сверхзвуковым горением. Прямоточный двигатель со сверхзвуковым горением подходит для воздушно-космических самолетов, которые должны летать при гиперзвуковых скоростях.
Главным элементом всех рассмотренных выше силовых установок является тепловой двигатель, преобразующий тепловую энергию в механическую. В тепловом двигателе происходит изменение состояния рабочего тела, как правило, в результате химической реакции горения. В процессе горения повышается температура рабочего тела. В поршневых двигателях температура повышается при почти постоянном объеме и соответствующем увеличении давления; в газотурбинных двигателях температура повышается при почти постоянном давлении. В поршневом двигателе продукты сгорания расширяются в рабочем цилиндре, а в газотурбинном – в лопаточных аппаратах турбины; при этом часть выработанной турбиной энергии тратится на сжатие воздуха компрессором, а часть – на вращение винта, вентилятора или ротора вертолета. В турбореактивном двигателе турбина выполняет только ту работу, которая необходима для вращения компрессора, а основная часть энергии рабочего тела преобразуется в силу тяги в процессе расширения потока в сопле.
Поскольку термический КПД теплового двигателя увеличивается с повышением температуры и давления рабочего тела, в авиационных двигателях используют высокие степени повышения давления. В современных авиационных газотурбинных двигателях степень повышения давления достигает 25 и даже больше; в поршневых двигателях обычное значение степени сжатия 8. Если число Маха полета заметно больше единицы, во входном диффузоре происходит существенное повышение давления (примерно в 2 раза при M = 1 и почти в 20 раз при M = 3). Эффективная степень сжатия в газотурбинном двигателе равна произведению степени сжатия во входном диффузоре на степень сжатия в компрессоре, поэтому при высоких числах Маха двигатели даже с небольшой степенью сжатия компрессора имеют хороший термический КПД. Турбореактивные двигатели, рассчитанные на сверхзвуковые скорости полета, должны иметь компрессор со степенью сжатия не больше 12.
С ростом температуры сгорания повышается не только термический КПД, но и мощность, поскольку тепловая (внутренняя) энергия рабочего тела пропорциональна его температуре. Следовательно, очень желательно повышать температуру в камере сгорания, а значит, и на входе в турбину; однако эта температура ограничивается материалом турбинных лопаток, обтекаемых высокотемпературным потоком. Совершенствование авиационных материалов позволяет повысить рабочую температуру лопаток. Однако перспективнее охлаждение лопаток, что позволяет поддерживать их температуру ниже температуры горячих газов. Это достигается за счет отбора некоторого количества воздуха на выходе из компрессора и подачи его для охлаждения турбинных лопаток. Повышение рабочей температуры турбины, достигнутое за период 1950–1990 годов, приведено на рис. 7. На рис. 8 показано достигнутое улучшение экономичности двигателя.
В газотурбинных двигателях процессы сжатия и расширения осуществляются лопаточными машинами. В лопаточных машинах изменение энергии потока, приводящее к его сжатию или расширению, вызвано движением лопаток, которые поворачивают поток и изменяют его скорость, в отличие от поршневых двигателей, в том числе роторного, в которых степень сжатия зависит главным образом от положения поршня.
Компрессоры авиационных двигателей довольно разнообразны. Наиболее широко применяется осевой компрессор (рис. 3), состоящий из перемежающихся рядов вращающихся (рабочих) и неподвижных (направляющих) лопаток; ряд рабочих и ряд направляющих лопаток составляют ступень компрессора. Рабочие лопатки совершают работу за счет внешней энергии и увеличивают энергию потока. В направляющем аппарате происходит торможение потока, ускоренного в рабочем колесе, и растет давление, а с ним вместе и температура. Каждая ступень компрессора последовательно увеличивает давление рабочего тела, в результате чего в многоступенчатом компрессоре достигается высокая степень повышения давления.
Турбина работает в принципе так же, как компрессор, за исключением того, что на рабочих лопатках поток совершает работу; при этом его энергия уменьшается. Мощность, вырабатываемая турбиной, частично идет на вращение компрессора, а частично – на вращение винта, вентилятора или ротора вертолета.
И в компрессоре, и в турбине действующие на лопатку силы пропорциональны плотности набегающего потока и квадрату его скорости в относительном движении. «Мощность лопатки» равна действующей на лопатку силе, умноженной на ее скорость. Итак, если скорость потока в относительном движении примерно равна окружной скорости лопатки, то мощность, передаваемая потоку или отбираемая от него, пропорциональна кубу скорости лопатки. Расход через рабочее колесо пропорционален окружной скорости лопатки, поэтому мощность на единицу массы расхода пропорциональна квадрату скорости лопатки. Относительное повышение температуры в компрессоре пропорционально квадрату числа Маха лопатки. Поэтому желательно, чтобы окружные скорости лопаток в авиационном компрессоре были околозвуковыми или сверхзвуковыми (при нормальных условиях 300 м/с или более). Такие скорости значительно выше скоростей поршня (примерно 10 м/с) в поршневом двигателе.
Высокие окружные скорости лопаточных машин приводят к большим центробежным нагрузкам во вращающихся лопатках и в диске, на котором они смонтированы; это выдвигает жесткие требования к проектированию и изготовлению лопаточных машин. Материал для турбин должен выдерживать высокие нагрузки при высоких температурах. Эти требования вместе с необходимостью малого веса и хорошей надежностью приводят к высокой стоимости газотурбинных двигателей. Появление новых прочных и легких материалов позволяет увеличить обороты компрессора и турбины и получить более высокие степени повышения давления или при данной степени повышения давления уменьшить число ступеней.
Винт воздействует на поток так же, как рабочее колесо компрессора, у него только меньше лопастей и ниже степень повышения давления; он наиболее эффективен, как указывалось выше, для небольших скоростей полета. Однако с ростом скорости полета относительная скорость концов лопастей (векторная сумма скорости полета и окружной скорости лопасти) приближается к скорости звука, что происходит задолго до достижения звуковой скорости полета. Достижение на концах лопастей скорости звука приводит к резкому увеличению местного сопротивления и уровня шума, что ограничивает скорость полета винтовых самолетов.
Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели для приема набегающего потока оборудованы воздухозаборниками (рис. 5). Воздухозаборник позволяет уменьшить скорость набегающего потока до приемлемой для вентилятора. При взлете в воздухозаборнике происходит плавное ускорение потока, а при полете на крейсерском околозвуковом режиме – торможение до требуемого значения скорости. В итоге вентилятор вне зависимости от скорости полета работает при оптимальных условиях. По сути дела, вентилятор – просто низконапорный компрессор; такой движитель очень удобен для дозвуковых транспортных самолетов.
Стремление повысить экономичность заставляет разрабатывать новые, более совершенные типы двигателей: высокоскоростные турбовинтовые или турбовентиляторные без внешнего кольца. Двигатель второго типа имеет два противоположно вращающихся винта с очень тонкими лопастями, загнутыми назад по вращению для уменьшения эффективного числа Маха на концах лопастей и, следовательно, для снижения уровня потерь и шума, связанных с образованием местных скачков уплотнения.
При полете со сверхзвуковыми скоростями воздухозаборник должен перестроить набегающий сверхзвуковой поток в дозвуковой, поэтому конструкция воздухозаборника в этом случае становится сложнее. От сверхзвуковой до звуковой скорости поток тормозится в системе скачков уплотнения, образующихся на носовом конусе или клине, а затем в расширяющемся диффузоре происходит дальнейшее торможение потока до значения скорости на входе в компрессор.
Уже на заре авиации было ясно, что характеристики двигателя определяют возможности полета самолета. Огромные усилия были затрачены на разработку и совершенствование силовых установок с высоким отношением мощности к весу. Первоначально пробовали применить на самолете паровые машины, но паровая машина слишком тяжела и малоэффективна для применения на летательном аппарате. Братья Райт для своего первого удачного самолета использовали поршневой двигатель с искровым зажиганием. Такие непрерывно совершенствовавшиеся двигатели применялись до конца Второй мировой войны, когда впервые в немецкой авиации появился истребитель с двумя турбореактивными двигателями. Турбореактивный двигатель был разработан независимо фон Охайном в Германии в 1939 и Ф.Уиттлом в Англии в 1941. В последующие годы газотурбинные двигатели быстро вытеснили поршневые в военной авиации: турбореактивные – на истребителях и бомбардировщиках и турбовинтовые – в транспортной авиации.
Первые пассажирские самолеты с турбореактивными двигателями появились в конце 1940-х годов (британская «Комета»); в целом самолеты оказались удачными, однако уровень шума при взлете был неприемлем. Этот фактор, а также стремление к экономии топлива привели в начале 1960-х годов к внедрению турбовентиляторных двигателей. Меньшая скорость реактивной струи позволила существенно снизить шум. Позже усовершенствованные турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности (рис. 5) были установлены на широкофюзеляжных самолетах, таких, как «Боинг-747», DC-10, «Локхид-1011». Турбовентиляторные двигатели тягой до 400 кН сейчас повсеместно применяются на пассажирских самолетах.
На современных высококлассных боевых самолетах стоят турбореактивные или турбовентиляторные двигатели с форсажом; впервые турбовентиляторный двигатель с форсажом был установлен на многоцелевой истребитель F-111, который должен был летать как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях. По существу, все современные истребители и многоцелевые самолеты используют такие двигатели с разной степенью двухконтурности для разных применений. С каждым новым поколением двигателей повышаются их удельная мощность и удельный импульс.
К авиационным двигателям относятся все типы тепловых машин, используемых как движители для летательных аппаратов авиационного типа, т. е. аппаратов, использующих аэродинамическое качество для перемещения, маневра и т. п. в пределах атмосферы (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты классов "В-В", "В-3", "3-В", "3-3", авиакосмические системы и др.). Отсюда вытекает большое разнообразие применяемых двигателей - от поршневых до ракетных.
Авиационные двигатели (рис.1) делятся на три обширных класса:
Более детальной классификации подлежат два последних класса, в особенности класс ВРД .
По принципу сжатия воздуха ВРД делятся на:
Класс ракетных двигателей ЖРД также относится к компрессорному типу тепловых машин, так как в этих двигателях сжатие рабочего тела (топлива) осуществляется в жидком состоянии в турбонасосных агрегатах.
Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ ) не имеет специального устройства для сжатия рабочего тела. Оно осуществляется при начале горения топлива в полузамкнутом пространстве камеры сгорания, где располагается заряд топлива.
По принципу действия существует такое деление: ПД и ПуВРД работают по циклу периодического действия, тогда как в ВРД , ГТД и РкД осуществляется цикл непрерывного действия. Это дает им преимущества по относительным показателям мощности, тяги, массе и др., что и определило, в частности, целесообразность их использования в авиации.
По принципу создания реактивной тяги ВРД делятся на:
Двигатели первого типа создают тяговое усилие (тягу Р) непосредственно - это все ракетные двигатели (РкД ), турбореактивные без форсажа и с форсажными камерами (ТРД и ТРДФ ), турбореактивные двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ ), прямоточные сверхзвуковые и гиперзвуковые (СПВРД и ГПВРД ), пульсирующие (ПуВРД ) и многочисленные комбинированные двигатели .
Газотурбинные двигатели непрямой реакции (ГТД ) передают вырабатываемую ими мощность специальному движителю (винту, винтовентилятору, несущему винту вертолета и т. п.), который и создает тяговое усилие, используя тот же воздушно-реактивный принцип (турбовинтовые , турбовинтовентиляторные , турбовальные двигатели - ТВД , ТВВД , ТВГТД ). В этом смысле класс ВРД объединяет все двигатели, создающие тягу по воздушно-реактивному принципу.
На основе рассмотренных типов двигателей простых схем рассматривается ряд комбинированных двигателей , соединяющих особенности и преимущества двигателей различных типов, например, классы:
и многие другие комбинации двигателей более сложных схем.
Двухрядный звездообразный 14-ти цилиндровый поршневой двигатель с воздушным охлаждением. Общий вид.
Поршневой двигатель (англ. Piston engine ) -
Классификация поршневых двигателей. Авиационные поршневые двигатели могут быть классифицированы по различным признакам:
Рядные двигатели в свою очередь подразделяются на однорядные, двухрядные V-образные, трехрядные W-образные, четырехрядные Н-образные или Х-образные двигатели. Звездообразные двигатели также подразделяются на однорядные, двухрядные и многорядные.
Современные авиационные поршневые двигатели представляют собой звездообразные четырехтактные двигатели, работающие на бензине. Охлаждение цилиндров поршневых двигателей выполняется, как правило, воздушным. Ранее в авиации находили применение поршневые двигатели и с водяным охлаждением цилиндров.
Сгорание топлива в поршневом двигателе осуществляется в цилиндрах, при этом тепловая энергия преобразуется в механическую, так как под действием давления образующихся газов происходит поступательное движение поршня. Поступательное движение поршня в свою очередь преобразуется во вращательное движение коленчатого вала двигателя через шатун, являющийся связующим звеном между цилиндром с поршнем и коленчатым валом.
Газотурбинный двигатель - тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина.
Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.
Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т.д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.
Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальном числе оборотов и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.
Турбореактивный двигатель (англ. Turbojet engine ) - тепловой двигатель, в котором используется газовая турбина, а реактивная тяга образуется при истечении продуктов сгорания из реактивного сопла. Часть работы турбины расходуется на сжатие и нагревание воздуха (в компрессоре).
Схема турбореактивного двигателя:
1. входное устройство;
2. осевой компрессор;
3. камера сгорания;
4. рабочие лопатки турбины;
5. сопло.
В турбореактивном двигателе сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. Во входном устройстве осуществляется рост статического давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы.
Степень повышения давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40. Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Каскады двигателя так же именуют роторами низкого и высокого давления.
Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока:
Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.
Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле, который истекает из него, создавая реактивную тягу.
Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащенные системами охлаждения, и термобарьерные покрытия.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Отличается от ТРД наличием форсажной камеры между турбиной и реактивным соплом. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки, которое сжигается. Процесс горения организуется и стабилизируется с помощью фронтового устройства, обеспечивающего перемешивание испаренного топлива и основного потока. Повышение температуры, связанное с подводом тепла в форсажной камере, увеличивает располагаемую энергию продуктов сгорания и, следовательно, скорость истечения из реактивного сопла. Соответственно, возрастает и реактивная тяга (форсаж) до 50 %, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.
Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М. (На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя. Авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года.)
Можно сказать, что с 1960-х и по сей день, в самолетном авиадвигателестроении - эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространенным классом ВРД, используемых на самолетах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью двухконтурности, до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.
Схема турбореактивного двухконтурного двигателя:
1. компрессор низкого давления;
2. внутренний контур;
3. выходной поток внутреннего контура;
4. выходной поток внешнего контура.
В основу двухконтурных турбореактивных двигателей положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.
Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора.
Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности (m), то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур. (m = G 2 / G 1 , где G 1 и G 2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.)
При степени двухконтурности меньше 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.
В ТРДД заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета. Уменьшение тяги, которое вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности - тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.
Все ТРДД можно разбить на 2 группы:
В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм ) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя
ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолетов.
Военный ТРДДФ EJ200 (m=0,4)
Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРДД. Отличается наличием форсажной камеры. Нашел широкое применение.
Продукты сгорания, выходящие из турбины, смешиваются с воздухом, поступающим из внешнего контура, а затем к общему потоку подводится тепло в форсажной камере, работающей по такому же принципу, как и в ТРДФ . Продукты сгорания в этом двигателе истекают из одного общего реактивного сопла. Такой двигатель называется двухконтурным двигателем с общей форсажной камерой .
ТРДДФ с отклоняемым вектором тяги (ОВТ).
Специальные поворотные сопла, на некоторох ТРДД(Ф), позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолетом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневренности и сокращением разбега самолета при взлете и пробега при посадке, до вертикальных взлета и посадки включительно. ОВТ используется исключительно в военной авиации.
Схема турбовентиляторного двигателя:
1. вентилятор;
2. защитный обтекатель;
3. турбокомпрессор;
4. выходной поток внутреннего контура;
5. выходной поток внешнего контура.
Турбовентиляторный двигатель (англ. Turbofan engine ) - это ТРДД с высокой степенью двухконтурности (m>2). Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.
В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полета, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевое направление). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности - без смешения потоков .
Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству ТРД, последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.
Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.
По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе не высока - сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.
Достоинства и недостатки .
Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.
Недостатки - большие масса и габариты. Особенно - большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полете.
Область применения таких двигателей - дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.
Турбовинтовентиляторный двигатель (англ. Turbopropfan engine ) -
Тепловым двигателем называется машина, в которой происходит превращение энергии, полученной при сгорании топлива, в механическую энергию.
Вещество, производящее работу в тепловых двигателях, называется рабочим телом или рабочим веществом . В паровых двигателях таким рабочим веществом является пар, а в двигателях внутреннего сгорания – газ.
Установим общие условия (относящиеся ко всем тепловым двигателям), которые необходимы, чтобы преобразовать энергию топлива в энергию движения машин и механизмов. Эти условия мы выясним на примере работы паросиловой установки, схема которой изображена на рисунке.
Одна из частей паросиловой установки – топка с паровым котлом С. В котле образуется пар, который под давлением направляется по трубе М в цилиндр паровой машины Е. Здесь пар расширяется и, двигая поршень, совершает работу. Посредством передающего механизма А возвратно-поступательное движение поршня преобразуется во вращательное движение маховика, который приводит в движение рабочие части станков, сельскохозяйственных машин, генераторов тока и т. д.
Развитие авиации сводится в основном к увеличению скорости, высоты, грузоподъёмности, дальности, надёжности полёта самолётов, что в значительной степени зависит от возможностей совершенствования двигателя.
Двигатели внутреннего сгорания с винтами-пропеллерами уже не обеспечивают увеличения скорости и высоты полёта самолётов. Причина этого заключается в следующем.
В самолёте с воздушным винтом последний, вращаясь, отбрасывает воздух, заставляя его двигаться ускоренно. По третьему закону Ньютона , отбрасываемая масса воздуха действует на винт, толкает его вперёд, создавая этим тягу, движущую весь самолёт. Тяга получается, таким образом, как результат ответного воздействия (реакции) воздуха, отбрасываемого винтом. Винт служит посредником, который за счёт энергии топлива совершает работу по передвижению самолёта.
При устройстве тепловых двигателей важно прежде всего добиться, чтобы как можно большее количество энергии сгораемого топлива превратилось в механическую энергию, иначе говоря, при минимальной затрате топлива получилась максимальная работа. Тогда двигатель будет экономичным. Зная количество теплоты Q 1 , переданное рабочему телу от нагревателя, и количество теплоты Q 1 – Q 2 , превращенное в механическую энергию, можно оценить степень экономичности этого процесса превращения.
Отношение количества теплоты, превращенной машиной о механическую энергию, к количеству теплоты, полученной от нагревателя, называется коэффициентом полезного действия тепловой машины (к. п. д.).
К. п. д. машины принято обозначать буквой η (греч. «эта»):
η = (Q 1 – Q 2) : Q 1
Изучая условия получения работе за счёт внутренней энергии пара в паровых машинах, Карнов 1824 г. установил, что коэффициент полезного действия любого реального теплового двигателя не может превышать величины (Т 1 – Т 2) : T 1 , где Т 1 – абсолютная температура нагреватели, а Т 2 – абсолютная температура холодильника. Чем ближе к. п. д. двигателя к этой величине, тем двигатель совершеннее. Этот вывод хорошо оправдывается на практике.
Представим себе, что в цилиндре под поршнем, площадь которого S, находится какой-нибудь газ, давление которого равно р. Сила, с которой газ давит на поршень, определяется по формуле F = pS. Если нагревать газ при постоянном давлении, то он расширится и поршень переместится на некоторое расстояние h.
Газ при этом совершит работу А = pSh. Но Sh = V 2 – V 1 есть увеличение объёма газа, следовательно:
A = p · (V 2 – V 1)
Работа газа при изобарном расширении равна произведению давления газа на увеличение его объёма.
От чего зависит коэффициент полезного действия двигателя внутреннего сгорания? Как и во всякой тепловой машине, в этом двигателе имеется источник энергии – нагреватель (таким источником является сгорающее топливо) и холодильник – атмосферный воздух. Чем выше разность температур между ними, тем выше к. п. д. двигателя.
Так как температура газов, получающихся при сгорании смеси, велика (порядка 1600–1800 о С), то к. п. д. двигателей внутреннего сгорания значительно выше к. п. д. паровых машин. На практике к. п. д. двигателей внутреннего сгорания достигает 20–30%.
Как можно ещё повысить к. п. д. этого двигателя? Опыт и расчёты показывают, что для этого нужно добиться большей степени сжатия смеси. Однако в двигателях карбюраторного типа очень сильно сжимать горючую смесь нельзя, так как она, сильно нагреваясь, будет преждевременно самовоспламенятся.
Немецкий инженер Дизель изобрёл двигатель, названный его именем, работающий по такому циклу, который позволяет избежать указанных выше затруднений и значительно повысить к. п. д.
Среди тепловых двигателей важное место занимают паровые турбины. В отличие от поршневых паровых двигателей в паровых турбинах используется не энергия упругости пара, а кинетическая энергия струн пара.
Предположим, что давление пара в котле равно р 1 . Предоставим пару возможность свободно вытекать из котла через какое-либо отверстие или через насадку – сопло. При истечении через сопло давление пара будет падать, и в устье сопла оно окажется равным некоторому давлению р 2 . Вначале скорость пара равна нулю, при выходе же из сопла она увеличивается; при этом давление пара в сопле падает.
Потенциальная энергия пара при падении его давления уменьшается; соответственно увеличивается кинетическая энергия пара (по закону сохранения и превращения энергии). Вытекающий из сопла пар попадает на лопатки рабочего колеса и приводит его во вращение.
Схема действия одного из типов турбин представлена на рисунке. На валу А насажен диск В, по ободу которого закреплены лопатки L. Против лопаток расположены сопла С, в которые пар поступает из котла. В соплах пар расширяется и, выходя из их устьев с большой скоростью, попадает в каналы, образуемые лопатками, где теряет часть своей кинетической энергии, которая идёт на приведение диска В вместе с валом во вращательное движение. Па рисунке изображено колесо однодисковой турбины Лаваля (без кожуха).
В паровых машинах и паровых турбинах для преобразования энергии топлива в механическую энергию используют водяной пар, который получается в паровых котлах. Наряду с этим существуют тепловые двигатели, в цилиндрах которых одновременно протекают процессы сгорания топлива, выделения при этом энергии и совершения за счёт части её механической работы; такие двигатели называются двигателями внутреннего сгорания . В этих двигателях используется жидкое или газообразное топливо. Жидкое топливо перед сжиганием испаряется или распыляется в воздухе.
Рассмотрим устройство четырёхтактного карбюраторного автомобильного двигателя. Принцип действия двигателей, применяемых на тракторах и самолётах, сходен с автомобильным.
Схема четырёхтактного двигателя внутреннего сгорания и диаграмма работы такого двигателя изображены на рисунке.
Из схемы видно, что внутри цилиндра А может свободно перемещаться поршень В. В верхней части цилиндра имеются два клапана. Через клапан Д производится впуск так называемой горючей смеси, состоящей из воздуха и мельчайших частиц жидкого или газообразного топлива. Клапан Е служит для удаления из цилиндра отработавших газов; С – запальник (свеча), назначение которого – воспламенять находящуюся над поршнем смесь.
Одна и основных частей паросиловой установки – котёл. Каждый паровой котел состоит из топки для сжигания топлива, топочного пространства, барабана котла с водяным и паровым пространством, герметически закрытым. Всякий котёл обладает определенной производительностью, измеряемой количеством воды, которую он способен испарить в течение часа при определенных температуре и давлении. Часть котла, которая во время топки приходит в соприкосновение с пламенем, называется поверхностью нагрева .
На рисунке изображен дымогарный котёл. Внутри этого котла помещён ряд трубок А, по которым продукты горения проходят в дымовую коробку В, откуда попадают в дымовую трубу. Такие котлы устанавливают на локомобилях и на паровозах. Многочисленные дымогарные трубки дают огромную поверхность нагрева, с помощью которой в большей степени полезно используется энергия, получающаяся при сгорании топлива. Вода в этих котлах находится между дымогарными трубками.
Можно сделать котлы иначе: по трубкам пустить воду, а между трубками пламя. Такие котлы называются водотрубными .
Все разнообразные виды реактивных двигателей состоят из следующих основных частей: 1) бака с топливом, 2) камеры, где это топливо сгорает, 3) устройств, обеспечивающих подачу топлива в камеру сгорания и истечение продуктов сгорания. В зависимости от вида используемого топлива реактивные двигатели разделяются на две большие группы: двигатели на твёрдом топливе, двигатели на жидком топливе.
Простейшим примером двигателя на твёрдом топливе служит пороховая ракета. В ракете при сгорании пороха образуются газы, которые выбрасываются из тела ракеты, создавая реактивную тягу.
В жидкостных реактивных двигателях (ЖРД) сгорают жидкие горючие вещества (нефтепродукты, спирт и т. д.). Жидкостные реактивные двигатели применялись в конце второй мировой войны для самолётов–снарядов дальнего действия. Скорость самолётов-снарядов достигала 5400 км/ч при дальности полёта 290-300 км и высоте траектории 100 км.
К этому же роду двигателей относится ракетный двигатель для межпланетных сообщений, изобретённый К. Э. Циолковским.
В паровой машине энергия пара непосредственно преобразуется в энергию движения поршня.
На рисунке изображена схема устройства одноцилиндровой паровой машины. Пар из парового котла по трубе А поступает в парораспределительную коробку В, а оттуда в рабочий цилиндр С – попеременно то с одной, то с другой стороны поршня. Распределение пара производится с помощью золотника Z.
Когда пар поступает в правую часть цилиндра, то он толкает поршень влево, а отработавший пар вытесняется и выходит через выводную трубу (на рисунке эта труба не показана). Затем, наоборот, пар поступает в левую часть цилиндра и толкает поршень вправо.
При помощи штока Е, шатуна F и кривошипа К возвратно-поступательное движение поршня превращается во вращательное движение вала машины и махового колеса. В свою очередь маховое колесо через передающий механизм L и М перемещает золотник, который поочерёдно впускает пар то с правой, то с левой стороны поршня.
Реферат
:
Изобретение относится к теплоэнергетике и машиностроению и может быть использовано
в качестве насосов, компрессоров, силовых установок с внешним и внутренним
подводом теплоты для стационарных и мобильных объектов. Турбина содержит
два аксиальных цилиндра, между которыми установлена планшайба ротора и
относительно каждого из которых выполнено, по меньшей мере, по одному коаксиальному
цилиндру, лопасти. Цилиндры, лежащие в одной диаметральной плоскости, последовательно
соединены друг с другом перепускными каналами, сообщающими полости цилиндров
в зоне уменьшения межлопастных объемов от максимальных до минимальных в
одной и одновременного увеличения от минимальных до максимальных в другой,
образуя, по меньшей мере, одну спиралеобразную проточную часть сжатия или
расширения. Перепускные каналы проточной части в окружном направлении отделены
друг от друга зонами, исключающими их сообщение друг с другом, длиной не
менее шага лопастей. Впускные и выпускные окна выполнены в первой и последней
полостях проточной части. Турбина позволяет при использовании ее в различных
тепловых двигателях внешнего и внутреннего сгорания обеспечить преобразование
всей потенциальной энергии рабочего тепла непосредственно в механическую
и соответственно обеспечить высокие показатели эффективности, экономичности,
экологической чистоты, а также габаритно-весовые характеристики и минимальный
удельный вес. 10 з.п. ф-лы, 8 ил.
Заключение
Коллегии Двенадцати
Доклад В.А. Романова привлекателен,
прежде всего, попыткой поставить анализ принципиальной стороны дела на
более реалистическую основу, нежели это делает классическая термодинамика
(под классической я имею в виду "историческую", а не противопоставление
термодинамике квантовой). Работы ХIХ века, конечно, были и остаются важными
для создания физических концепций, но они – недостаточная основа инженерной
деятельности. Предлагаемые в докладе "дополнения" ко второму закону термодинамики,
похоже, являются хорошими интуитивно-эвристическими подпорками для изобретателя.
Они помогли Романову найти хорошие технические решения. Однако, эти дополнения
содержат концептуальную путаницу, хотя они должны быть выводимы из уже
существующих законов. Интуиция подсказывает, что если по существу разобраться
в теме "Оптимизация устройств преобразования энергии в осуществимом диапазоне
термодинамических параметров" (то есть разобраться с молекулярной точки
зрения, где нет искусственного водораздела между упоминаемыми докладчиком
видами энергии), то можно было бы понять, каков действительный потенциал
дальнейших улучшений в современных технологических условиях.
