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.
Мал. 1. Класифікація авіаційних двигунів.
Мал. 4. Принципова схема двоконтурного турбореактивного двигуна: 1 - перший (внутрішній) контур; 2 - другий (зовнішній) контур.
Мал. 3б. Турбореактивний авіаційний двигун. Зовнішній вигляд.
Мал. 6. 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.
Мал. 2б. Турбогвинтовий авіаційний двигун. 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.
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.
Мал. 5. Зміни тяги Р турбореактивного двигуна в залежності від М-числа.
