Типы двигателей и их размещение на самолете

Назначение силовой установки.

Лекция 17

Силовая установка (СУ) на самолете представляет собой совокупность двигателей с агрегатами, системами и устройствами, обеспечивающими их надежную работу в заданных условиях эксплуатации. Сами двигате­ли служат для создания силы тяги, необходимой для полета самолета на всех режимах, оп­ределяемых для каждого конкретного типа самолета предъявляемыми к нему ТТТ. Кроме того, двигатели используются для привода генераторов, насосов топливной системы и энергетических систем самолета, а также для питания сжатым теплым воздухом системы жизнеобеспечения и противообледенительной системы самолета. На самолетах с системой управления пограничным слоем или с реактивными закрылками (для повышения несущей способности крыла) питание сжатым воздухом этих систем осуществляется с помощью компрессоров двигателей. Двигатели вспомогательных силовых установок (ВСУ) обеспе­чивают запуск основных двигателей, привод механизмов управления стабилизатором и др.

В силовую установку входят:

двигатели (основные и вспомогательные) с агрегатами и системами запуска, управле­ния и контроля;

воздушные винты с коками для самолетов с поршневыми и турбовинтовыми двигате­лями;

моторамы, пространственные стержневые фермы, узлы непосредственно на силовых элементах фюзеляжа, гондол, пилонов и крыла для установки и крепления двигателей;

входные и выходные устройства двигателей;

противопожарная система;

система охлаждения двигателей и их агрегатов;

противообледенительная система;

система питания топливом и другие, например маслосистема.

На самолете могут быть установлены:
поршневые двигатели (ПД) для учебных самолетов и самолетов со скоростями полета300...400 км/ч;

турбовинтовые (ТВД), турбовентиляторные (ТВлД) и турбовинтовентиляторные двигатели (ТВВД) для самолетов со скоростями полета 700...800 км/ч и более для перспективных са­молетов с ТВВД;

турбореактивные двигатели (ТРД) без форсажной камеры или с форсажной (ТРДФ) камерой, двухконтурные ТРД (ТРДД) с различной степенью двухконтурности без форса­жа и с форсажем (ТРДДФ) для установки на пассажирских и грузовых самолетах с боль­шой дозвуковой скоростью полета и на маневренных сверхзвуковых самолетах;

прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД), жидкостные ракетные двига­тели (ЖРД), твердотопливные ракетные двига­тели (РДТТ) и другие типы ракетных двигателей для установки на самолетах со скоростями полета более 3000 км/ч.

По способу создания силы тяги двигатели, применяемые на ЛА, подразделяются на винтовые и реактивные.

Винтовые двигатели создают потребную для полета ЛА силу тяги за счет движителя - воздушного винта.

Создание поршневого двигателя (ПД) внутреннего сгорания, который был использован для привода воздушного винта, обусловило начальный этап развития авиации, а непрерывное совершенствование винтомотор­ной силовой установки с ПД обеспечивало высокую эффективность авиационной техники при непрерывно возрастающих потребных скоростях и высотах полета.

Мощность, передаваемая коленчатым валом поршневого двигателя валу воздушного винта, практически не зависит от скорости полета. Однако мощность, передаваемая винтом летательному аппарату и определяющая тягу, зависит от эффективности работы винта (КПД винта).

Воздушный винт работает с высокой эффективностью до скоростей полета, соответствующих

числу М = 0,5...0,6. При увеличении скорости полета явления сжимаемости воздуха на концах лопастей винта приводят к значительной потере его эффективности.

Уже в начале 1950-х гг. в связи с увеличением потребной скорости и высоты полета проектировщики ПД подошли к барьеру по тяговой мощности, т.е. практически исчерпали все возможности совершенствова­ния этого типа двигателей.

В настоящее время ПД широко применяются в легких и нескоростных самолетах и вертолетах, однако развитие авиакосмической техники с начала 1950-х гг. характеризуется широким применением реактивных двигателей, тяговая мощность которых не уменьшается с увеличением скорости полета.

Реактивные двигатели, создающие тягу за счет прямой реакции струи выхлопных газов, подразделяются на ракетные (РД) и воздушно-реактивные (ВРД).

Ракетные двигатели (ЖРД и РДТТ) выделяются из всего семейства двигателей, используемых на ЛА, уникальными свойствами: практически неизменной тяговой мощностью в широком диапазоне скоростей;

возможностью работы на больших высотах полета, включая безвоздушное космическое пространство, причем с увеличением высоты полета тяга ракетных двигателей растет.

Все это делает РД незаменимыми для ЛА, предназначенных для полета в космическом пространстве.

Недостатком являются большие расходы топлива, практическая невозможность регулирования тяги

по произвольному закону в широких диапазонах, невозможность снабжения бортовых систем ЛА энергией от маршевых двигателей, что требует наличия на борту ЛА дополнитель­ных источников энергопитания.

Кроме того, необходимость иметь на борту ЛА запас не только горючего, но и окислителя существенно снижает весовую отдачу ЛА с ракетным двигателем, практически исключая возможность использования РД в силовых установках многоразовых транспортных ЛА, совершающих полеты в пределах атмосферы.

РД иногда применяются на высокоскоростных маневренных самолетах в качестве дополнительной силовой установки, позволяющей кратковременно увеличивать скорость или высоту полета, и в качестве стартовых ускорителей, существенно сокращающих потребную для взлета длину ВПП.

Воздушно-реактивные двигатели используют в качестве горючего керосин, находящийся в топливных баках ЛА, а в качестве окислителя - кислород воздуха.

Наибольшее распространение в авиации получил турбореактивный двигатель (ТРД) (рис.1), являющийся базой для создания целого семейства двигателей, объединенных под общим названием газотурбинных двигателей (ГТД).

ТРД - газотурбинный двигатель, тяга которого Р создается за счет превращения тепловой энергии, выделяющейся при сгорании топлива, в кинетическую энергию потока газа, использующуюся как движущая сила.

Рис.1

Поток воздуха, попадающего в двигатель, тормозится во входном устройстве 1, в результате чего давление воздуха перед осевым компрессором 2 повышается.

Ротор (вращающаяся часть) объединяет ряд рабочих колес компрессо­ра 3, представляющих собой диски с закрепленными на них рабочими лопатками. При вращении ротор, подобно вентилятору, воздействует на воздушный поток и заставляет его двигаться вдоль оси двигателя через ряд неподвижно закрепленных по окружности на корпусе двигателя спрямляющих лопаток 4. Каждый ряд таких лопаток располагается за соответствующим рабочим колесом, образуя статор (неподвижную часть компрессора). Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляю­щим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток рабочего колеса называется ступенью компрессора. Проходя через многоступенча­тый осевой компрессор, воздух сжимается, его давление многократно (в 10-40 раз) повышается.

Сжатый воздух из компрессора попадает в камеру сгорания, образованную несколькими расположенными по периметру корпуса жаровыми трубами 7 (или одной кольцевой трубой). Примерно 25...35 % общего потока воздуха направляется непосредственно в жаровые трубы, где происходит основной процесс сгорания керосина, поступающего в распыленном состоянии через форсунки 5.

Другая часть воздуха обтекает наружные поверхности жаровых труб, охлаждая их, и на выходе из камеры сгорания смешивается с продуктами сгорания для их охлаждения. Это позволяет поддерживать температуру газовоздушной смеси в камере сгорания на уровне 1400... 1900⁰ К, определяемом допустимой теплопрочностью стенок камеры сгорания, лопаток 8 ротора и лопаток 9 спрямляющего аппарата турбины, на которую образовавшийся в камере сгорания и имеющий высокие температуру и давление газовый поток устремляется через суживающийся сопловой аппарат камеры сгорания.

Часть энергии газовоздушной смеси, полученной при сжатии воздуха в компрессоре и нагреве его в камере сгорания, преобразуется ротором газовой турбины (ее устройство аналогично устройству компрессора) в механическую работу вращения ротора компрессора, соединенного общим валом с ротором турбины. Кроме того, часть механической мощности отбирается от вала для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т.п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. От компрессора также забирается часть сжатого воздуха для различных бортовых систем.

Основная часть энергии продуктов сгорания идет на ускорение газового потока в выходном устройстве ТРД (реактивное сопло 10), т.е. на создание реактивной тяги.

Стартовая закрутка вала осуществляется стартером, приводимым при запуске двигателя от наземного или бортового электроагрегата; при дальнейшей работе двигателя вращение вала (и ротора) компрессора поддерживается вращением ротора турбины.

При запуске двигателя топливовоздушная смесь в камере сгорания зажигается специальным запальным устройством, при дальнейшей работе двигателя горение поддерживается уже имеющимся факелом пламени.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) (рис. 2) широко применяется на скоростных боевых самолетах. Как и в ТРД, основой внутреннего контура ТРДФ является турбокомпрессор 1, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины.

Между турбокомпрессором и соплом 3 (обычно регулируемым, т.е. с изменяемой площадью потока) установлена форсажная камера 2, в которой сжигается дополнительное горючее (керосин), подаваемое через форсунки форсажной камеры 4.

Стабилизаторы пламени 5 обеспечивают устойчивое горение обедненной кислородом топливной смеси (часть кислорода воздуха использована при горении керосина в камере сгорания турбокомпрессора). За счет сжигания дополнительного топлива происходит увеличение тяги на 50 % и более, что связано, однако, с резким повышением расхода топлива. Поэтому форсажный режим используется кратковременно на взлете для сокраще­ния длины разбега и в воздушном бою для увеличения скороподъемности и скорости полета.

Рис.2 Рис.3

Турбовинтовой двигатель (ТВД) (рис.3) основное тяговое усилие (85...90 %) создает за счет воздушного винта 1, вращение которого обеспечивает турбокомпрессор 3 через понижающий частоту вращения редуктор 2.

Получение мощности, необходимой для вращения ротора компрессо­ра и воздушного винта, обеспечивается турбиной с увеличенным числом ступеней. Поэтому расширение газа в турбине происходит почти полностью и реактивная тяга, получаемая за счет реакции газовой струи, вытекающей из двигателя, составляет только 10... 15 % суммарной тяги. ТВД сочетают в себе преимущества ТРД на больших скоростях полета (способность создавать большую тягу при относительно небольших массе и габаритных размерах двигателя) и ПД на малых скоростях (низкие расходы топлива). Обладая высокой топливной эффективностью, они широко применяются в силовых установках имеющих большую грузоподъемность и дальность полета самолетов (летающих на скоростях 600...800 км/ч) и вертолетов. ГТД, работающие с передачей мощности на несущий винт вертолета, принято называть турбовалъными двига­телями.

Дальнейшее повышение топливной эффективности самолетов различного назначения связано с применением турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) (рис.4), в которых избыточная мощностьтурбины турбокомпрессора 2 передается компрессору низкого давления / так называемого вто­рого (внешнего) контура двигате­ля (а не винту, как в ТВД).

Рис.4 Рис.5

Воздушный поток, поступаю­щий в ТРДД, сжимается в ком­прессоре 1, а за ним часть потока 3 идет через турбокомпрессор 2 (внутренний контур двигателя, контур высокого давления), где рабочий процесс аналогичен рабо­чему процессу ТРД. Другая (холодная) часть потока 4 проходит через внешний контур низкого давления и на выходе из контура смешивается с горячим потоком 3. Увеличение массового расхода воздуха, а также уменьшенные по сравнению с ТРД температура и скорость выхлопной струи ТРДД снижают расход топлива и уменьшают шум двигателя.

Для маневренных многорежимных сверхзвуковых самолетов применяются ТРДДФ - турбореактивные двухконтурные двигатели с форсажной камерой (обычно во внешнем контуре).

Важнейшим параметром, определяющим тяговые, массовые и экономические характеристики ТРДД, является степень двухконтурности, где - массовый расход воздуха через внешний контур двигателя; -массовый расход воздуха через внутренний контур двигателя.

ТРДД с низкой степенью двухконтурности (< 2) применяются для сверхзвуковых самолетов, с высокой степенью двухконтурности (> 2) -для транспортных самолетов.

С увеличением степени двухконтурности (а у современных двигателей - 6...8) компрессор низкого давления трансформируется в вентилятор, и изменяется конфигурация двигателя.

Двухконтурный двигатель с высокой степенью двухконтурности принято называть турбовентиляторным двигателем (ТВлД) (рис.5). Здесь вентилятор 1, приводимый в движение турбокомпрессором 3, закапотирован сравнительно коротким кольцевым обтекателем 2, и горячая струя 4 внутреннего контура практически не смешивается с холодной струей 5.

Дальнейшим развитием ТРДД с большой степенью двухконтурности является винтовентиляторный двигатель (ВВлД), или турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) (рис.6).

Рис.6

В отличие от воздушного винта ТВД движитель ВВлД - это многолопастный (8-20 лопастей) винт 1 с саблевидной формой лопасти (с переменной по размаху лопасти стреловидностью передней и задней кромок) и специальной ее профилировкой, получивший название винтовентилятор.

Движитель однорядной, или соосной, схемы, когда на одном валу находятся два винтовентилятора с противоположным направлением вращения - открытый (рис.6 а) или закапотированный кольцевым обтекателем 4 (рис.6 б), - приводится во вращение турбокомпрессо­ром 3 через редуктор 2.

Такие двигатели со сверхвысокой степенью двухконтурности (до 90 для открытого винтовентилятора и до 40 для закапотированного) позволяют существенно снизить расходы топлива при скоростях полета 800...900 км/ч.

Разработка ВВлД требует решения ряда проблем, связанных с конструкцией самого двигателя (сложность конструкции, получение приемлемой массы винтовентилятора, шумоглушение), и проблем компоновочного характера, связанных с размещением такого крупно­габаритного двигателя на самолете.

Большинство современных пассажирских самолетов оборудо­ваны вспомогательной силовой установкой (ВСУ) - небольшим ГТД, вся мощность которого ис­пользуется не для создания тяги, а для снабжения энергией бортовых систем самолета. При стоянке на земле ВСУ обеспечивает работу электросистем, радиооборудования, системы кондиционирования самолета, техническое обслуживание самолета и его систем, запуск основных двигателей, что делает самолет независимым от аэродромных источников энергии. ВСУ может применяться и как источник энергии в аварийных ситуациях в полете.

Двигатель является основным источником шума в кабине самолета и на местности. Для удовлетворения требований по уровню допустимого шума в конструкции самолета используют материалы и устройства, изолирующие источник шума или поглощающие шум.

Выбор типа двигателя, тяговооруженности, числа двигателей и места их расположения на самолете являются одними из важнейших вопросов при проектировании. Размещение двигателя, конструкция входных и выхлопных устройств оказывают существенное влияние на его характеристики.

Дата добавления: 2014-01-11