|
|
Большая Советская Энциклопедия (цитаты)
|
|
|
|
|
Авиационный двигатель | Авиационный двигатель (далее А) тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолетов, вертолетов, дирижаблей и др.). К А предъявляются весьма высокие требования: максимальная мощность (или тяга) в агрегате при минимальной массе, относимой к единице мощности (тяги), и минимальных габаритных размерах (особенно площади поперечного сечения, от которой зависит лобовое сопротивление); минимальный расход горючего и смазки на единицу мощности (тяги); надежность, длительность и простота эксплуатации при дешевизне производства. Процесс развития А проходил несколько стадий. Первым А был паровой двигатель на самолете А. Ф. Можайского (1885). Последующие А во всех странах конструировались на основе поршневого двигателя внутреннего сгорания. Основными факторами, обусловившими развитие А, были необходимость увеличения скорости и грузоподъемности самолета, требования к которым росли довольно быстро. В качестве базового был выбран бензиновый двигатель как наиболее легкий. Его совершенствование велось, с одной стороны, путем всемерного облегчения всех деталей за счет применения высокопрочных материалов и форсирования рабочего процесса (для чего была разработана конструкция нагнетателя для наддува двигателя), а с другой стороны, повышением кпд воздушного винта (для чего к двигателю, частота вращения которого все увеличивалась, присоединяли редуктор, снижавший частоту вращения винта для обеспечения максимального кпд). К 40-м гг. 20 в. поршневые А достигли предела своих возможностей на пути дальнейшего повышения скорости самолета встал звуковой барьер, для преодоления которого потребовалось резкое увеличение мощности А Такой скачок стал возможным в результате перехода к газовой турбине и реактивному двигателю.
Различные типы и классы самолетов требуют различных А как по мощности, так и по принципу создания тяги. Поэтому существующие А подразделяются (рис. 1) на винтовые, создаюшие тягу вращением воздушного винта, реактивные, в которых тяга возникает в результате истечения с большой скоростью рабочих газов из реактивного сопла. Комбинированные — турбовинтовые двигатели (ТВД) — основная тяга создается воздушным винтом, а довольно значительная дополнительная тяга (8—12 %) — за счет истечения продуктов сгорания (рис. 2).
Поршневые А лучших типов, достигшие высокой степени совершенства, обеспечивали скорость до 750 км/ч. Более высоких скоростей они не могли создать вследствие большой удельной массы (массы, приходящейся на единицу мощности) и необходимости в воздушном винте, кпд которого уменьшается с увеличением скорости полета. Поршневые А устанавливаются на самолетах с невысокими скоростями полета, соответственно 0,2—0,5 М (где М — М-число), т.е. 200—500 км/ч, а также на вертолетах, турбовинтовые А — на самолетах при скоростях полета соответствующих 0,5—0,8 М, т. е. 500—800 км/ч и на вертолетах. Первые турбореактивные двигатели (ТРД) (рис. 3), появившиеся в конце Великой Отечественной войны, позволили увеличить скорость до 960 км/ч.
Удельная масса поршневых А составляет 540—680 г/квт (400—500 г/л. с.); турбовинтовых А 140—400г/квт (100—300 г/л. с.); если отнести массу не к единице мощности, а к единице тяги, создаваемой воздушным винтом, то удельная масса будет меняться при изменении скорости полета вследствие изменения кпд винта, в то время как удельная масса турбореактивного двигателя в пределах скоростей до 750 км/ч практически остается постоянной (табл.). Это и делает турбореактивный А наиболее выгодным при больших скоростях полета.
Примерные значения удельной массы А — массы отнесенной к единице тяги (г/н) в зависимости от режима работы двигателя
Режим работы двигателя
|
Винтовые А
|
ТРД
|
|
поршневые
|
турбовинтовые
|
|
Взлетный режим
|
33
|
20
|
17
|
Крейсерский режим при скорости полета самолета
360 км/ч
|
57
|
35
|
17
|
750 км/ч
|
180
|
110
|
17
|
В 1965—1967 появились весьма легкие турбореактивные А для самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). Их удельная масса находится в пределах 6—7 г/н. На основе ТРД и ТВД разработаны т. н. двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД) (рис. 4). Их особенностью является создание двух реактивных потоков: одного внутреннего, или центрального, из высокотемпературных продуктов сгорания, поступающих в реактивное сопло из газовой турбины, и второго, концентрически окружающего первый и состоящего из воздуха, который прогоняется компрессором второго контура.
Двухконтурные ТРД применяются на самолетах с дозвуковыми скоростями; благодаря малому расходу топлива они могут успешно конкурировать как с обычными ТРД, так и с ТВД.
Тяга ТРД при сверхзвуковых скоростях полета возрастает (рис. 5). Удельную массу турбореактивных А за период 1939—67 удалось существенно снизить (рис. 6).
Схемы турбореактивных А для дозвуковых и сверхзвуковых самолетов различны (рис. 7). При сверхзвуковых скоростях полета температура воздуха и газа в турбореактивных А весьма велика. Воздухозаборник, обеспечивающий наибольшее использование скоростного напора воздуха с минимальными потерями, необходимо выполнять с регулируемыми размерами и изменяемой формой. Для увеличения тяги А применяют форсажную камеру. При этом реактивное сопло выполняют также с регулируемыми размерами и формой.
А представляет собой автоматическую систему, которая позволяет освободить летчика от управления двигателем в полете. Автоматически поддерживаются на заданном уровне давление топлива, температура газов перед турбиной и другие параметры, независимо от высоты полета.
Дальнейшее развитие А предусматривает следующие основные направления, на которых концентрируются главные усилия конструкторов в разных странах, разрабатывающих А: обеспечение высоких скоростей и больших высот полета, а также непрерывное повышение грузоподъемности самолета, что требует создания А, развивающих большую тягу с наименьшим расходом топлива, с малой удельной массой и большим ресурсом работы (т. е. длительностью периода работы двигателя между ремонтами, выражаемого обычно в часах). Для этого приходится повышать температуру газа перед турбиной, что ведет к применению охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток. С другой стороны, стремятся снизить расход энергии во всех элементах А, для чего требуется повышение кпд компрессоров, турбин, форсажных камер и т. п. Повысить температуру газов можно применением жаропрочных материалов ( для лопаток турбины и других деталей, соприкасающихся с высокотемпературными газами. Снижения удельной массы можно достигнуть использованием материалов с низкой плотностью ( бериллиевые сплавы). На крупные пассажирские и транспортные самолеты целесообразно устанавливать двухконтурные А с форсажной камерой, обеспечивающие большой диапазон скоростей полета, и двухконтурные А со степенью двухконтурности (т. е. соотношением температуры первого и второго контуров) 6—8 для получения больших значений тяги при высокой экономичности.
Лит.: Иноземцев Н. В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс, М., 1955; Теория реактивных двигателей, М., 1958; Конструкция авиационных газотурбинных двигателей, М., 1961; Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, 2 изд., М., 1965; "Авиация и космонавтика", 1963, № 3, с. 6—13; 1966, № 2, с. 60—64; 1967, № 7, с. 57—61.
С. К. Туманский, Г. С. Скубачевский.
|
Для поиска, наберите искомое слово (или его часть) в поле поиска
|
|
 |
 |
 |
|
