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.
Реактивные авиадвигатели во второй половине XX века открыли новые возможности в авиации: полеты на скоростях, превышающих скорость звука, создание самолетов с высокой грузоподъемностью, сделали возможным массовые путешествия на большие расстояния. Турбореактивный двигатель по праву считается одним из самых важных механизмов ушедшего века, несмотря на простой принцип работы.
История
Первый самолет братьев Райт, самостоятельно оторвавшийся от Земли в 1903 году, был оснащен поршневым двигателем внутреннего сгорания. И на протяжении сорока лет этот тип двигателя оставался основным в самолетостроении. Но во время Второй мировой войны стало ясно, что традиционная поршнево-винтовая авиация подошла к своему технологическому пределу – как по мощности, так и по скорости. Одной из альтернатив был воздушно-реактивный двигатель.
Идею применения реактивной тяги для преодоления земного притяжения впервые довел до практической осуществимости Константин Циолковский. Еще в 1903 году, когда братья Райт запускали свой первый самолет «Флайер-1», российский ученый опубликовал свой труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами», в котором он разработал основы теории реактивного движения. Опубликованная в «Научном обозрении» статья утвердила за ним репутацию мечтателя и не была воспринята всерьез. Циолковскому потребовались годы трудов и смена политического строя, чтоб доказать свою правоту.
Реактивный самолет Су-11 с двигателями ТР-1, разработки КБ Люльки
Тем не менее, родиной серийного турбореактивного двигателя суждено было стать совсем другой стране – Германии. Создание турбореактивного двигателя в конце 1930-х было своеобразным хобби немецких компаний. В этой области отметились практически все известные ныне бренды: Heinkel, BMW, Daimler-Benz и даже Porsche. Основные лавры достались компании Junkers и ее первому в мире серийному турбореактивному двигателю 109-004, устанавливаемому на первый же в мире турбореактивный самолет Me 262.
Несмотря на невероятно удачный старт в реактивной авиации первого поколения, немецкие решения дальнейшего развития нигде в мире не получили, в том числе и в Советском Союзе.
В СССР разработкой турбореактивных двигателей наиболее удачно занимался легендарный авиаконструктор Архип Люлька. Еще в апреле 1940 года он запатентовал собственную схему двухконтурного турбореактивного двигателя, позже получившую мировое признание. Архип Люлька не нашел поддержки у руководства страны. С началом войны ему вообще предложили переключиться на танковые двигатели. И только когда у немцев появились самолеты с турбореактивными двигателями, Люльке было приказано в срочном порядке возобновить работы по отечественному турбореактивному двигателю ТР-1.
Уже в феврале 1947 года двигатель прошел первые испытания, а 28 мая свой первый полет совершил реактивный самолет Су-11 с первыми отечественными двигателями ТР-1, разработки КБ А.М. Люльки, ныне филиала Уфимского моторостроительного ПО, входящего в Объединенную двигателестроительную корпорацию (ОДК).
Принцип работы
Турбореактивный двигатель (ТРД) работает на принципе обычной тепловой машины. Не углубляясь в законы термодинамики, тепловой двигатель можно определить как машину для преобразования энергии в механическую работу. Этой энергией обладает так называемое рабочее тело – используемый внутри машины газ или пар. При сжатии в машине рабочее тело получает энергию, а при последующем его расширении мы имеем полезную механическую работу.
При этом понятно, что работа, затрачиваемая на сжатие газа должна быть всегда меньше работы, которую газ может совершить при расширении. Иначе никакой полезной «продукции» не будет. Поэтому газ перед расширением или во время него нужно еще и нагревать, а перед сжатием – охладить. В итоге за счет предварительного нагрева энергия расширения значительно повысится и появится ее излишек, который можно использовать для получения необходимой нам механической работы. Вот собственно и весь принцип работы турбореактивного двигателя.
Таким образом, любой тепловой двигатель должен иметь устройство для сжатия, нагреватель, устройство для расширения и охлаждения. Все это есть у ТРД, соответственно: компрессор, камера сгорания, турбина, а в роли холодильника выступает атмосфера.
Далее воздух поступает в камеру сгорания, где нагревается и смешивается с продуктами сгорания (керосина). Камера сгорания опоясывает ротор двигателя после компрессора сплошным кольцом, либо в виде отдельных труб, которые называются жаровыми трубами. В жаровые трубы через специальные форсунки и подается авиационный керосин.
Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину. Она похожа на компрессор, но работает, так сказать, в противоположном направлении. Ее раскручивает горячий газ по тому же принципу, как воздух детскую игрушку-пропеллер. Ступеней у турбины немного, обычно от одной до трех-четырех. Это самый нагруженный узел в двигателе. Турбореактивный двигатель имеет очень большую частоту вращения – до 30 тысяч оборотов в минуту. Факел из камеры сгорания достигает температуры от 1100 до 1500 градусов Цельсия. Воздух здесь расширяется, приводя турбину в движение и отдавая ей часть своей энергии.
После турбины – реактивное сопло, где рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создает реактивную тягу.
Поколения турбореактивных двигателей
Несмотря на то, что точной классификации поколений турбореактивных двигателей в принципе не существует, можно в общих чертах описать основные типы на различных этапах развития двигателестроения.
К двигателям первого поколения относят немецкие и английские двигатели времен Второй мировой войны, а также советский ВК-1, который устанавливался на знаменитый истребитель МИГ-15, а также на самолеты ИЛ-28 и ТУ-14.
Истребитель МИГ-15
ТРД второго поколения отличаются уже возможным наличием осевого компрессора, форсажной камеры и регулируемого воздухозаборника. Среди советских примеров двигатель Р-11Ф2С-300 для самолета МиГ-21.
Двигатели третьего поколения характеризуются увеличенной степенью сжатия, что достигалось увеличением ступеней компрессора и турбин, и появлением двухконтурности. Технически это самые сложные двигатели.
Появление новых материалов, которые позволяют значимо поднять рабочие температуры, привело к созданию двигателей четвертого поколения. Среди таких двигателей – отечественный АЛ-31 разработки ОДК для истребителя Су-27.
Сегодня на уфимском предприятии ОДК начинается выпуск авиационных двигателей пятого поколения. Новые агрегаты установят на истребитель Т-50 (ПАК ФА), который приходит на смену Су-27. Новая силовая установка на Т-50 с увеличенной мощностью сделает самолет еще более маневренным, а главное – откроет новую эпоху в отечественном авиастроении.
Широкое применение реактивные двигатели в настоящее время получили в связи с освоением космического пространства. Применяются они также для метеорологических и военных ракет различного радиуса действия. Кроме того, все современные скоростные самолёты оснащены воздушно-реактивными двигателям
В космическом пространстве использовать какие-либо другие двигатели, кроме реактивных, невозможно: нет опоры (твёрдой жидкой или газообразной), отталкиваясь от которой космический корабль мог бы получить ускорение. Применение же реактивных двигателей для самолётов и ракет, не выходящих за пределы атмосферы, связано стем, что именно реактивные двигатели могут обеспечить максимальную скорость полёта.
Устройство реактивного двигателя.
Просто по принципу действия: забортный воздух (в ракетных двигателях - жидкий кислород) засасывается в турбину , там смешивается с топливом и сгорая, в конце турбины образует т.н. “рабочее тело” (реактивная струя), которое и двигает машину.
В начале турбины стоит вентилятор , который засасывает воздух из внешней среды в турбины. Основных задач две - первичный забор воздуха и охлаждение всего дв игателя в целом, путем прокачивания воздуха между внешней оболочкой двигателя и внутренними деталями. Это охлаждает камеры смешивания и сгорания и не дает им разрушится.
За вентилятором стоит мощный компрессор , который нагнетает воздух под большим давлением в камеру сгорания.
Камера сгорания смешивает топливо с воздухом. После образования топливо-воздушной смеси, она поджигается. В процессе возгорания происходит значительный разогрев смеси и окружающих деталей, а также объемное расширение. Фактически, реактивный двигатель использует для движения управляемый взрыв. Камера сгорания реактивного двигателя - одна из самых горячих его частей. Ей необходимо постоянное интенсивное охлаждение . Но и этого недостаточно. Температура в ней достигает 2700 градусов, поэтому её часто делают из керамики.
После камеры сгорания, горящая топливо-воздушная смесь направляется непосредственно в турбину . Турбина состоит из сотен лопаток, на которые давит реактивный поток, приводя турбину во вращение. Турбина в свою очередь вращает вал , на котором находятся вентиллятор и компрессор . Таким образом система замыкается и требует лишь подвода топлива и воздуха для своего функционироваия.
Существует два основных класса реактивных двига телей:
Воздушно-реактивные двигатели - реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. Такие двигатели используют энергию окисления горючего кислородом воздуха, забираемого из атмосферы. Рабочее тело этих двигателей представляет собой смесь продуктов горения с остальными компонентами забранного воздуха.
Ракетные двигатели - содержат все компоненты рабочего тела на борту и способны работать в любой среде , в том числе и в безвоздушном пространстве.
Виды реактивных двигателей.
- Классический реактивный двигатель - используется в основном на истребителях в различных модификациях.
- Турбовинтовой двигатель.
Такие двигатели позволяют большим самолетам летать на приемлемых скоростях и тратить меньше горючего
Двухлопастной турбовинтовой двигатель
-
Турбовентиляторный реактивный двигатель.Этот тип двигателя является более экономичным родственником классического типа. главное отличие в том, что на входе ставится вентилятор большего диаметра , который подает воздух не только в турбину, но и создает достаточно мощный поток вне её . Таким образом достигается повышенная экономичность, за счет улучшения КПД.
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).
