Тема: Призначення та конструктивне виконання основних складових частин авіадвигунів та допоміжної силової установки. Компоновка авіадвигунів на ла



жүктеу 81.34 Kb.
Дата16.05.2019
өлшемі81.34 Kb.

Практичне заняття №3.1

Тема: Призначення та конструктивне виконання основних складових частин авіадвигунів та допоміжної силової установки. Компоновка авіадвигунів на ЛА.

  1. Класифікація двигунів за способом утворення тяги.

Наиболее общей и важной особенностью всей совокупности двигателей является возможность разделения ее на две принципиально отличные группы: группу двигателей, способных работать только в пределах атмосферы, и группу двигателей, не требующих для своей работы наличия атмосферы.

Практически важное отличие этих двух групп двигателей заключается в использовании двигателями первой группы в качестве основной массы рабочего тела атмосферы (воздуха), тогда как у двигателей второй группы рабочее тело находится на борту летательного аппарата. Двигатели первого типа назовем атмосферными или, применительно к земным условиям, воздушными, а второго типа - ракетными.Воздушные двигатели, в дальнейшем, делятся на двигатели, у которых тепловая машина и движитель не совмещаются в одном агрегате, и на двигатели, у которых тепловая машина и движитель представляют собой единый агрегат.

Двигатели первой группы условно назовем винтовыми воздушными двигателями и второй - реактивными воздушными двигателями.

Как известно, основными представителями группы винтовых воздушных двигателей являются винтомоторные и турбовинтовые двигатели, имеющие одинаковые движители (воздушный винт), но отличающиеся различными типами тепловых машин; у винтомоторных двигателей машина представляет собой мотор, у турбовинтовых двигателей - турбокомпрессор.

Группу реактивных воздушных двигателей представляют турбореактивные воздушные двигатели (турбореактивные двухконтурные или турбовентиляторные двигатели, турборакетные двигатели, турбореактивные двигатели) и прямоточные воздушно-реактивные двигатели (прямоточные реактивные двигатели и ракетно-прямоточные двигатели), принципиальное отличие которых заключается в отличии у прямоточных воздушно-реактивных двигателей сжатия воздуха за счет подвода механической энергии в тракте двигателя. Необходимое для работы двигателя повышение статического давления происходит только за счет торможения движущегося во входном устройстве воздухозаборника воздуха.

Классификацию ракетных двигателей начнем исходя из рода энергии, используемой в движителях. Тогда ракетные двигатели делятся на двигатели с ядерным топливом, на двигатели с электро-ядерным топливом и на двигатели с химическим топливом. Последние можно подразделить на ракетные двигатели, использующие жидкое топливо и на двигатели, использующие твердое топливо.На схеме имеется несколько связей, объединяющих разные группы (эти связи серого цвета). Они показывают имеющиеся те или иные существенные свойства, относящиеся одновременно к двум группам. Например, турбореактивный двухконтурный двигатель образует тягу как за счет внутреннего контура, представляющего тепловую машину (как в турбореактивном двигателе), так и за счет внешнего контура, представляющего собственно движитель, отдельный от тепловой машины (как в турбовинтовом двигателе).

Ракетно-прямоточный двигатель конструктивно выполнен как сочетание ракетного двигателя (на жидком или твердом топливе) и прямоточного двигателя.




  1. Конструктивне виконання основних складових частин авіадвигунів.

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), являющийся базой для создания целого семейства двигателей, объединяемых под общим названием газотурбинных двигателей (ГТД).

ТРД – газотурбинный двигатель, тяга которого создается за счет превращения тепловой энергии, выделяющейся при сгорании топлива, в кинетическую энергию потока газа, а возникающая при этом реакция используется как движущая сила.


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 спрямляющих 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. Отношение давления воздуха на выходе из компрессора к давлению на входе называется степенью повышения давления: .

Сжатый воздух из компрессора попадает в камеру сгорания, образованную несколькими расположенными по периметру корпуса жаровыми трубами 7 (или одной кольцевой трубой). Примерно 25–35% от 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, что позволяет поддерживать температуру газовоздушной смеси в камере сгорания на уровне () определяемом допустимой теплопрочностью стенок камеры сгорания, лопаток 8 ротора и лопаток 9 спрямляющего аппарата турбины, на которую образовавшийся в камере сгорания и имеющий высокую температуру и давление газовый поток устремляется через суживающийся сопловой аппарат камеры сгорания.

Часть потенциальной энергии газовоздушной смеси, полученной при сжатии воздуха в компрессоре и нагреве его в камере сгорания, преобразуется ротором газовой турбины, устройство которой аналогично устройству компрессора, в механическую работу вращения ротора компрессора, соединенного общим валом 6 с ротором турбины.

Часть механической мощности отбирается от вала 6 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 5 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.
Турбовинтовой двигатель (ТВД) 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 небольшой массе и габаритах двигателя) и ПД на малых скоростях (низкие расходы топлива) и, обладая высокой топливной эффективностью, 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 турбовальными двигателями.
Дальнейшее повышение топливной эффективности самолетов различного назначения связано с применением турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), или двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД), в которых избыточная мощность турбины турбокомпрессора 2 передается компрессору низкого давления 1 так называемого второго (внешнего) контура двигателя (а не винту, как в ТВД).


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, 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 форсажем (обычно во внешнем контуре).


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




  1. Компоновка авіадвигунів на ЛА.

Легкие самолеты с поршневыми двигателями как правило бывают двух схем: один тянущий двигатель, установленный в носовой части фюзеляжа, или два тянущих двигателя, установленных на крыле.

Расположение двигателя перед крылом является наиболее приемлемой схемой с аэродинамической и конструктивной точек зрения. Поток от винтов работающих двигателей оказывает благаприятный эффект на срывные характеристики крыла и повышает подьемную силу, особенно при выпущенных закрылках, создавая своеобразную встроенную защиту от сваливания самолета. С другой стороны при отказе двигателя до перевода винта в режим флюгирования, он создает значительное сопротивление при авторотации, нарушая обтекание крыла. Моменты по крену и рысканию, создаваемые при отказе двигателя, представляют серьезную проблему управления, особенно на взлете. Кроме того, изменение мощности двигателя в полете будет влиять на скос потока за крылом и изменять балансирущий момент от хвостового оперения.

По сравнению назкопланом, высокорасположенное крыло в общем случае создает больше возможностей в отношении расположения в вертикальной плоскости двигателей относительно профиля крыла, так как в этом случае легче обеспечить необходимый зазор между винтом и землей.



На самолетах с низким расположением крыла конструкторы часто вынуждены использовать сравнительно высокое положение двигателей на верхней поверхности крыла для обеспечения необходимого зазора между винтом и землей. Это может привести к неблагаприятной интерференции между гондолой и крылом, приводящей к преждевременному срыву потока и появлению дополнительного индуктивного сопротивления.
Вопросы для самоконтроля


  1. Какие типы двигателей относятся к двигателям с комбинированной тягой?

  2. Какой тип двигателя не нуждается в атмосферном кислороде и работоспособен на любой высоте и скорости полета?

  3. От какого параметра окружающей среды в первую очередь зависит работа воздушно-реактивного двигателя?

  4. Тяга каких двигателей получается за счет прямой реакции струи выхлопных газов?

  5. Тяга каких двигателей складывается из тяги реакции струи выхлопных газов, вытекающих из внутреннего контура и тяги реакции воздушной струи, отбрасываемой из наружного контура?

Каталог: files -> doc
doc -> Заң жобаның ғылыми құқықтық сараптаманың
doc -> Ежелгі әдебиет
doc -> 2012 жылдың 2-тоқсанындағы соттардың азаматтық істерді қарау бойынша жұмысы туралы статистикалық деректердің талдауы
doc -> Бағдарламасы бойынша шығарылды Редакция алқасы: Т. Кәкішев, Ө.Әбдиманұлы
doc -> Биологические науки 3 Военная наука. Военное дело
doc -> Қазақстан республикасының заңы ақпараттандыру туралы
doc -> Действителен до 31 декабря 2012 перечень изданий для публикации основных научных результатов диссертаций


Достарыңызбен бөлісу:


©kzref.org 2019
әкімшілігінің қараңыз

    Басты бет