авіаційний двигун

Авіація про нний дв і гатель, тепловий двигун для приведення в рух літальних апаратів (літаків, вертольотів, дирижаблів та ін.). До А. д. Пред'являються вельми високі вимоги: максимальна потужність (або тяга) в агрегаті при мінімальній масі, які відносять до одиниці потужності (тяги), і мінімальних габаритних розмірах (особливо площі поперечного перерізу, від якої залежить лобове опір); мінімальний витрата пального і мастила на одиницю потужності (тяги); надійність, тривалість і простота експлуатації при дешевизні виробництва. Процес розвитку А. д. Проходив кілька стадій. Першим А. д. Був паровий двигун на літаку А. Ф. Можайського (1885). Наступні А. д. У всіх країнах конструювалися на основі поршневого двигуна внутрішнього згоряння .Основними факторами, котрі зумовили розвиток А. д., Були необхідність збільшення швидкості і вантажопідйомності літака, вимоги до яких росли досить швидко. В якості базового був обраний бензиновий двигун як найбільш легкий. Його вдосконалення велося, з одного боку, шляхом всебічного полегшення всіх деталей за рахунок застосування високоміцних матеріалів і форсування робочого процесу (для чого була розроблена конструкція нагнітача для наддуву двигуна), а з іншого боку, підвищенням ккд повітряного гвинта (Для чого до двигуна, частота обертання якого все збільшувалася, приєднували редуктор, знижує частоту обертання гвинта для забезпечення максимального ККД). До 40-их рр. 20 в. поршневі А. д. досягли межі своїх можливостей на шляху подальшого підвищення швидкості літака встав звуковий бар'єр, для подолання якого потрібно різке збільшення потужності А. д. Такий стрибок став можливим в результаті переходу до газовій турбіні і реактивному двигуну .

Різні типи і класи літаків вимагають різних А. д. Як по потужності, так і за принципом створення тяги. Тому існуючі А. д. Підрозділяються (рис. 1) на гвинтові, создаюшіе тягу обертанням повітряного гвинта, реактивні, в яких тяга виникає в результаті закінчення з великою швидкістю робочих газів з реактивного сопла. комбіновані - турбогвинтові двигуни (ТВД) - основна тяга створюється повітряним гвинтом, а досить значна додаткова тяга (8-12%) - за рахунок виділення продуктів згорання (рис. 2).

Поршневі А. д. Кращих типів, які досягли високого ступеня досконалості, забезпечували швидкість до 750 км / ч. Більш високих швидкостей вони не могли створити унаслідок великої питомої маси (маси, що припадає на одиницю потужності) і необхідності в повітряному гвинті, ккд якого зменшується зі збільшенням швидкості польоту. Поршневі А. д. Встановлюються на літаках з невисокими швидкостями польоту, відповідно 0,2-0,5 М (де М - М-число ), Тобто 200-500 км / год, а також на вертольотах, турбогвинтові А. д. - на літаках при швидкостях польоту відповідних 0,5-0,8 М, т. Е. 500-800 км / ч і на вертольотах. перші турбореактивні двигуни (ТРД) (рис. 3), що з'явилися в кінці Великої Вітчизняної війни, дозволили збільшити швидкість до 960 км / ч.

Питома маса поршневих А. д. Складає 540-680 г / квт (400-500 г / л. С.); турбогвинтових А. д. 140-400 г / квт (100-300 г / л. с.); якщо віднести безліч трохи до одиниці потужності, а до одиниці тяги, що створюється повітряним гвинтом, то питома маса мінятиметься при зміні швидкості польоту внаслідок зміни ккд гвинта, в той час як питома маса турбореактивного двигуна в межах швидкостей до 750 км / ч практично залишається постійною (табл.). Це і робить турбореактивний А. д. Найбільш вигідним при великих швидкостях польоту.

Зразкові значення питомої маси А. д. - маси віднесеної до одиниці тяги (д / н) в залежності від режиму роботи двигуна

Режим роботи двигуна

Гвинтові А.д.

ТРД

поршневі

турбогвинтові

злітний режим

33

20

17

Крейсерський режим при швидкості польоту літака

360 км / год

57

35

17

750 км / год

180

110

17

У 1965-1967 з'явилися досить легкі турбореактивні А. д. Для літаків вертикального зльоту і посадки (СВВП). Їх питома маса знаходиться в межах 6-7 г / г. На основі ТРД і ТВД розроблені т. Н. двоконтурні турбореактивні двигуни (ДТРД) (рис. 4) .Их особливістю є створення двох реактивних потоків: одного внутрішнього, або центрального, з високотемпературних продуктів згоряння, що надходять в реактивне сопло з газової турбіни, і другого, концентрично навколишнього перший і складається з повітря, який проганяється компресором другого контуру.

Двоконтурні ТРД застосовуються на літаках з дозвуковими швидкостями; завдяки малій витраті палива вони можуть успішно конкурувати як із звичайними ТРД, так і з ТВД.

Тяга ТРД при надзвукових швидкостях польоту зростає (рис. 5). Питому масу турбореактивних А. д. За період 1939-67 вдалося істотно знизити (рис. 6).

Схеми турбореактивних А. д. Для дозвукових і надзвукових літаків різні (рис. 7). При надзвукових швидкостях польоту температура повітря і газу в турбореактивних А. д. Вельми велика. Повітрозабірник, що забезпечує найбільшу використання швидкісного напору повітря з мінімальними втратами, необхідно виконувати з регульованими розмірами і змінною формою. Для збільшення тяги А. д. Застосовують форсажну камеру . При цьому реактивне сопло виконують також з регульованими розмірами і формою.

А. д. Є автоматичною систему, яка дозволяє звільнити льотчика від управління двигуном в польоті. Автоматично підтримуються на заданому рівні тиск палива, температура газів перед турбіною і інші параметри, незалежно від висоти польоту.

Подальший розвиток А. д. Передбачає такі основні напрями, на яких концентруються головні зусилля конструкторів в різних країнах, які розробляють А. д .: забезпечення високих швидкостей і великих висот польоту, а також безперервне підвищення вантажопідйомності літака, що вимагає створення А. д., розвиваючих велику тягу з найменшою витратою палива, з малою питомою масою і великим ресурсом роботи (т. е. тривалістю періоду роботи двигуна між ремонтами, що виражається зазвичай в годинах). Для цього доводиться підвищувати температуру газу перед турбіною, що веде до застосування охолоджуваних соплових і робочих лопаток. З іншого боку, прагнуть знизити витрату енергії у всіх елементах А. д., Для чого потрібно підвищення ккд компресорів, турбін, форсажних камер і т. П. Підвищити температуру газів можна застосуванням жароміцних матеріалів (ніобій, молібден) для лопаток турбіни і інших деталей , що стикаються з високотемпературними газами. Зниження питомої маси можна досягти використанням матеріалів з низькою щільністю (титанові, берилієві сплави). На великі пасажирські і транспортні літаки доцільно встановлювати двоконтурні А. д. З форсажною камерою, що забезпечують великий діапазон швидкостей польоту, і двоконтурні А. д. Зі ступенем двоконтурного (т. Е. Співвідношенням температури першого і другого контурів) 6-8 для отримання великих значень тяги при високій економічності.

Літ .: Іноземців Н. В., Авіаційні газотурбінні двигуни. Теорія і робочий процес, М., 1955; Теорія реактивних двигунів, М., 1958; Конструкція авіаційних газотурбінних двигунів, М., 1961; Ськубачевський Г. С., Авіаційні газотурбінні двигуни. Конструкція і розрахунок деталей, 2 вид., М., 1965; «Авіація і космонавтика», 1963, № 3, с. 6-13; 1966 № 2, с. 60-64; 1967 № 7, с. 57-61.

С. К. Туманський, Г. С. Ськубачевський.

Ськубачевський

Мал. 1. Класифікація авіаційних двигунів.

Класифікація авіаційних двигунів

Мал. 4. Принципова схема двоконтурного турбореактивного двигуна: 1 - перший (внутрішній) контур; 2 - другий (зовнішній) контур.

Принципова схема двоконтурного турбореактивного двигуна: 1 - перший (внутрішній) контур;  2 - другий (зовнішній) контур

Мал. 3б. Турбореактивний авіаційний двигун. Зовнішній вигляд.

Зовнішній вигляд

Мал. 6. Зміна питомої маси турбореактивних двигунів по роках.

Зміна питомої маси турбореактивних двигунів по роках

Мал. 2а. Турбогвинтовий авіаційний двигун: Принципова схема; 1 - вхідний пристрій; 2 - компресор; 3 - камера згоряння; 4 - турбіна; 5 - реактивне сопло; 6 - повітряний гвинт.

Турбогвинтовий авіаційний двигун: Принципова схема;  1 - вхідний пристрій;  2 - компресор;  3 - камера згоряння;  4 - турбіна;  5 - реактивне сопло;  6 - повітряний гвинт

Мал. 2б. Турбогвинтовий авіаційний двигун. Зовнішній вигляд.

Зовнішній вигляд

Мал. 3а. Турбореактивний авіаційний двигун: Принципова схема; 1 - вхідний пристрій; 2 - компресор; 3 - камера згоряння; 4 - корпус двигуна; 5 - сопловий апарат; 6 - турбіна; 7 - реактивне сопло.

Турбореактивний авіаційний двигун: Принципова схема;  1 - вхідний пристрій;  2 - компресор;  3 - камера згоряння;  4 - корпус двигуна;  5 - сопловий апарат;  6 - турбіна;  7 - реактивне сопло

Мал. 7. Порівняльна схема турбореактивного двигуна: нижче за осьову лінію для дозвукових (ок. 850 км / ч) і вище осьової лінії для надзвукових (бл. 3000 км / ч) літаків; 1 - повітрозабірник з регульованими розмірами і формою; 2 - форсажна камера; 3 - сопло з регульованими розмірами і формою; 4 - повітрозабірник нерегульований; 5 - сопло нерегульоване.

3000 км / ч) літаків;  1 - повітрозабірник з регульованими розмірами і формою;  2 - форсажна камера;  3 - сопло з регульованими розмірами і формою;  4 - повітрозабірник нерегульований;  5 - сопло нерегульоване

Мал. 5. Зміни тяги Р турбореактивного двигуна в залежності від М-числа.

Разделы

» Ваз

» Двигатель

» Не заводится

» Неисправности

» Обзор

» Новости


Календарь

«    Август 2017    »
ПнВтСрЧтПтСбВс
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
 

Архив

О сайте

Затраты на выполнение норм токсичности автомобилей в США на период до 1974 г.-1975 г произошли существенные изменения. Прежде всего следует отметить изменение характера большинства работ по электромобилям: работы в подавляющем большинстве стали носить чисто утилитарный характер. Большинство созданных в начале 70х годов электромобилей поступили в опытную эксплуатацию. Выпуск электромобилей в размере нескольких десятков штук стал обычным не только для Англии, но и для США, ФРГ, Франции.

ПОПУЛЯРНОЕ

РЕКЛАМА

www.school4mama.ru © 2016. Запчасти для автомобилей Шкода