Open Library - открытая библиотека учебной информации. Тип двигателя самолета


Авиа двигатели. виды и типы двигателей для самолетов и вертолетов

Как раз благодаря применению авиа двигателей, прогресс развития современной авиации развивается . Первые самолёты каковые не были оснащены двигателями фактически не взяли собственного использования на практике, поскольку не могли перевозить более одного человека, да и большие расстояния преодолеваемые такими воздушными судами громадными никак не назовёшь.

Все авиа двигатели принято разделять на 9 главных категорий.

  1. Паровые авиа двигатели;
  2. Поршневые авиа двигатели;
  3. Ядерные авиа двигатели;
  4. Ракетные авиа двигатели;
  5. Реактивные авиа двигатели;
  6. Газотурбинные авиа двигатели;
  7. Турбовинтовые авиа двигатели;
  8. Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели;
  9. Турбовентиляторные авиа двигатели.

Паровые авиа двигатели

Паровые авиа двигатели фактически не нашли собственного использования на практике в авиации из-за низкого КПД собственной работы. Главным принципом работы парового авиационного двигателя есть преобразование возвратно-поступательного перемещения поршней во вращательное перемещение винтов за счёт энергии пара.

Необходимо подчеркнуть, что первоначально паровые авиа двигатели предполагалось применять на заре авиации, в то время, когда источник пара был самые доступным, но из-за массивности собственной конструкции паровые двигатели не смогли поднимать воздушные суда.

Поршневые авиа двигатели

Поршневой авиа двигатель является простой двигатель внутреннего сгорания, в котором тепловая энергия расширяемого газа превращает поступательное перемещение поршня во вращательное перемещение винта. Такие авиа двигатели нашли собственное использование, и используются и по сегодняшний сутки из-за простоты недорогостоящего изготовления и своего функционирования.

КПД поршневого авиационного двигателя, в большинстве случаев, не превышает 55 %, но это никак не смущает современных авиаконструкторов, поскольку у этого двигателя имеется высокая надёжность.

Ядерные авиа двигатели

Первые ядерные авиа двигатели стали появляться в середине прошлого века, в то время, когда начались мирные изучения атома. Фундаментальным принципом работы ядерного авиационного двигателя есть осуществление контролируемой цепной ядерной реакции, что разрешало выдавать огромную мощность, при относительно маленьком уровне затрат.

Ядерные авиа двигатели фактически в один момент показались и в Соединенных Штатах и в СССР, но сама мысль того, что самолёт, пускай и с очень компактным ядерным реактором на своём борту может упасть и это потом приведёт к трагедии, вынудила отказаться от данной идеи.

В Соединенных Штатах ядерный летный двигатель использовался на самолёте Convair NB-36H, а в СССР на самолётах Ту-95 и Ан-22.

Ракетные авиа двигатели

Первые ракетные авиа двигатели показались в начале 40 годов прошлого столетия в Германии, в то время, когда немцы всеми упрочнениями пробовали создать стремительный самолёт, что имел возможность бы принести им победу во Второй мировой. Однако, необходимо подчеркнуть, что наука в те годы не разрешала совершить точный расчёт некоторых параметров, исходя из этого проект так и не был реализован. Потом ракетные авиа двигатели испытывались только с возможностью их применения для разгона самолётов в стратосфере, но применимость их очень ограничена, и потому на сегодня они фактически не употребляются.

Главным недочётом ракетного авиационного двигателя есть фактически полное отсутствие управляемости на высоких скоростях.

Реактивные авиа двигатели

Реактивные двигатели очень распространены на сегодня в авиаконструкторском деле и авиации. Принцип работы этих авиа двигателей основывается на то, что нужная тяга для воздушного судна создаётся за счёт преобразования в кинетическую энергию реактивную струи внутренней энергии авиакеросина.

Реактивные двигатели очень надёжны и действенны и потому в скором будущем стоит ожидать их развития и дальнейшего совершенствования.

Газотурбинные авиа двигатели

Принцип работы газотурбинного авиационного двигателя основывается на нагреве и сжатии газа, энергия которого потом преобразуется в механическую работу, заставляя вращаться газовую турбину. Первые двигатели данного класса показались в Германии ещё в начале 40-х годов прошлого века, и на сегодня они так же, как и прежде продолжают активно использоваться в военной авиации, в частности устанавливаются на самолётах Су-27, МиГ-29, F-22, F-35 и т.д.

Газотурбинные авиа двигатели очень действенны на относительно маленьких скоростях перемещения воздушных судов, и потому их использование в гражданской авиации кроме этого очень обоснованно.

Турбовинтовые авиа двигатели

Турбовинтовые авиа двигатели являются необычную разновидность газотурбинный авиационных двигателей, принцип действия которых основывается на том, что энергия тёплых газов преобразуется во вращение винта, а около 10% от совокупной энергии преобразовывается в толкающую реактивную струю.

Турбовинтовые авиа двигатели имеют хороший КПД и надёжны, что делает их действенными и применимыми в гражданской авиации на многих воздушных судах.

Пульсирующие воздушно-реактивные авиа двигатели

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели не нашли применения в современной авиации из-за неудовлетворительной собственной эффективности. Основной изюминкой их функционирования есть то, что трудятся они на принципе воздушно-реактивного двигателя. С той только отличием, что горючее в камеру сгорания подаётся иногда, создавая необычные импульсы, разрешающие двигать объект в заданном направлении.

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели действенны только при однократном собственном применении, в последующих же случаях, их применение снижает и саму надёжность и увеличивает затраты.

Турбовентиляторные авиа двигатели

Принцип работы турбовентиляторных авиационных двигателей сводится к тому, что подаваемый за счёт вентилятора воздушное пространство. Снабжает полное сгорание горючего за счёт избытка кислорода, что делает такие авиа двигатели и более действенными и в также время самый экологически чистыми. Используются подобные турбовентиляторные авиа двигатели в большинстве случаев на больших самолётах, поскольку фактически неизменно у них имеется солидная конструкция за счёт необходимости нагнетания дополнительного количества воздуха.

Tractor Pulling — двигатели от судов, самолетов, танков и вертолетов!

Увлекательные записи:
Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:

stroimsamolet.ru

2. Выбор схемы самолета и типа двигателя.

Под схемой самолета понимают взаимное расположение агрегатов самолета. При ее выборе необходимо руководствоваться следующими критериями:

- аэродинамической компоновкой;

- эксплуатационными и техническими особенностями проектируемого самолета;

- типом и размещением силовой установки;

- технологическими условиями производства;

Аэродинамическая компоновка в основном определяется аэродинамической схемой самолета, которая характеризуется взаимным расположением несущих поверхностей. В системе несущих поверхностей имеются главные поверхности (крылья), создающие основную долю аэродинамической подъемной силы, и вспомогательные поверхности (горизонтальное и вертикальное оперение), предназначены для стабилизации самолета и управления полетом.

В зависимости от расположения вспомогательных поверхностей относительно крыльев различают следующие схемы:

- «Нормальную» схему или «классическую», если г.о. располагается позади крыла;

- Схема «утка» если г.о. располагается впереди крыла;

- «бесхвостку» или «летающее крыло» если аэродинамическая схема состоит из одной несущей поверхности;

Самолеты схемы «бесхвостка» и схемы «утка» при взлете и посадке вынуждены выходить на большие углы атаки (из-за относительно небольших ΔСумех.- особенно у схемы «бесхвостка»). Это делает конструктивно невозможным (или затруднительным) использование крыльев большого удлинения. Крылья же малого удлинения имеют малое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полета. Поскольку проектируемый самолет дозвуковой, наиболее целесообразна «нормальная» схема, так как дает возможность эффективно использовать крыло большого удлинения.

В зависимости от взаимного расположения крыла и фюзеляжа различают три схемы:

- высокоплан;

- среднеплан;

- низкоплан;

Наименьшим сопротивлением интерференции обладают среднеплан и высокоплан. Среднеплан для пассажирских самолетов не применяется, так как центроплан, проходя в середине фюзеляжа, мешает созданию единой пассажирской кабины.

Схема низкоплан.

Преимущества - возможность размещения шасси на крыле;

- в случае аварийной посадки на сушу, грузовая кабина защищена центропланом крыла;

- в случае аварийной посадки на воду кессон крыла служит поплавком, обеспечивая плавучесть и удобство покидания самолета экипажем и пассажирами;

- легкость маневрирования при одностороннем торможении колес, а также обеспечение устойчивости и управляемости при рулении за счет большей колеи колес шасси;

Недостатки:

- наибольшее сопротивление интерференции крыла и фюзеляжа;

- применение более сложных погрузочно-разгрузочных устройств;

- трудности в размещении под крылом ТРД и на крыле ТВД и необходимость в связи с этим делать у крыла положительное «поперечное V», требующее введения автоматики в управление по курсу и крену;

Схема высокоплан.

Преимущества:

- сравнительно низкое сопротивление интерференции крыла и фюзеляжа;

- малая высота от низа фюзеляжа до поверхности земли;

- свободное маневрирование обслуживающего персонала на земле под крылом;

- хорошее размещение двигателей на крыле и под крылом;

- минимальная вероятность пожара при аварийной посадке на землю в случае размещения топлива в крыльевых баках;

Недостатки:

- шасси приходится размещать не на крыле, иначе при размещение на крыле опоры шасси получаются высокими и массивными;

- в случае аварийной посадке на воду фюзеляж погружается в воду, что затрудняет покидание самолета пассажирами и экипажем;

- рост аэродинамического сопротивления за счет наличия крупногабаритных обтекателей основных опор шасси;

Схема высокоплан наиболее приемлема для пассажирских самолетов с ТВД, расположенными на крыле, так как не надо делать у крыла положительное «поперечное V», требующее на современных самолетах ведения автоматики в управлении по курсу и крену.

Тип двигателей и их размещение на самолете.

Для дозвукового самолета с крейсерской скоростью Vкр=550 км/ч наиболее приемлемым является применение турбовинтовых двигателей с их низким удельным расходом топлива. Малая окружная скорость вращения винтов обеспечивает уменьшение уровня шума. Из существующих типов ТВД, производящихся в России, наиболее приемлема схема размещения двигателей под крылом с выносом вперед.

Преимущества:

- двигатели разгружают крыло;

- двигатели являются противофлаттерными балансирами;

- удобство осмотра и обслуживания двигателей;

- обдув крыла двигателем, что улучшает взлетно-посадочные характеристики;

Недостатки:

- большой разворачивающий момент при отказе одного двигателя;

- большой крутящий момент крыла;

По типу фюзеляжа проектируемый самолет является однофюзеляжным.

Круглая форма поперечного сечения фюзеляжа представляется наивыгоднейшей, как обеспечивающая минимальный периметр для постоянной площади сечения или минимальную площадь поверхности фюзеляжа при постоянном его объеме и, как следствие этого, наименьшее сопротивление трения. Круглая форма предпочтительна также для герметизированных частей фюзеляжа, нагруженных избыточным давлением, так как исключает появление значительных изгибных напряжений в оболочке подкрепленной шпангоутами, а, следовательно, обеспечивает наименьшую массу конструкции. Схема размещения сидений в пассажирском салоне выбрана «2+2», для обеспечения максимальной комфортности пассажиров. Кабина пилота вписана в обводы фюзеляжа, но для улучшения обзора передняя часть фонаря имеет уступ. Очертания хвостовой части фюзеляжа выбраны из условия обеспечения посадочного угла атаки αпос при наименьшей высоте шасси.

На выбор горизонтального оперения большое значение оказывает тип самолета и размещение на нем двигателей. Для проектируемого самолета целесообразно применять высокорасположенное горизонтальное оперение, вынесенное из спутной струи создаваемой воздушными винтами двигателей.

Преимущества:

- горизонтальное оперение, расположенное над килем, служит ему концевой шайбой, повышая тем самым его эффективность, что позволяет уменьшить его площадь;

- уменьшить потребные размеры площади горизонтального оперения, расположенного на стреловидном киле из-за увеличения плеча Lго;

Недостатки:

- некоторое увеличение массы горизонтального оперения, так как оно рассчитывается на несимметричную нагрузку, которая на 1/3 больше симметричной;

- некоторое увеличение массы вертикального оперения , так как оно догружается силами и моментами от горизонтального оперения;

Под схемой шасси понимается число опор и особенности их расположения относительно центра масс самолета. В настоящее время на самолетах применяются шасси четырех схем:

- трехопорное с хвостовой опорой;

- трехопорное с передней опорой;

- велосипедное – с подкрыльевыми опорами;

- многоопорное;

Велосипедная не получила широкого применения из-за многих недостатков:

- требуется более высокая техника пилотирования самолета при разбеге;

- увеличивается дистанция пробега самолета вследствие ограничения тормозной силы, создаваемой колесами на носовой опоре;

Применение многоопорной схемы оправдывается у самолетов с большими взлетными массами для уменьшения нагрузки на покрытие аэродромов. У проектируемого самолета нет необходимости применять эту схему из-за небольшого взлетного веса.

Шасси проектируемого самолета колесное, трехопорное с носовой опорой заключается в следующем:

- более простой расчет посадки, возможность скоростной посадки, исключается возможность «козления»

- уменьшение опасности «капотирования»;

- возможность применения при посадке более сильного торможения колес основных опор немедленно после касания ими земли. Что уменьшает длину пробега;

- хорошая устойчивость при разбеге, пробеге и движении по аэродрому;

- горизонтальное положение оси самолета при стоянке, что улучшает обзор пилоту;

Недостатки:

- большая масса за счет больших нагрузок на основные опоры;

- возможность шимми переднего колеса, вследствие чего необходимо устанавливать демпферы;

- большие объемы для уборки;

- большая опасность аварии при поломке;

- продольная неустойчивость при движении самолета по ВПП с приподнятой передней опорой при взлете;

Эскиз общего вида самолёта.

studfiles.net

Типы двигателей и их размещение на самолете.

Энергетика Типы двигателей и их размещение на самолете.

просмотров - 203

Назначение силовой установки.

Лекция 17

Силовая установка (СУ) на самолете представляет собой совокупность двигателœей с агрегатами, системами и устройствами, обеспечивающими их надежную работу в заданных условиях эксплуатации. Сами двигате­ли служат для создания силы тяги, крайне важной для полета самолета на всœех режимах, оп­ределяемых для каждого конкретного типа самолета предъявляемыми к нему ТТТ. Вместе с тем, 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 двигателœей. Двигатели вспомогательных силовых установок (ВСУ) обеспе­чивают запуск базовых двигателœей, 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 двигателœей;

входные и выходные устройства двигателœей;

противопожарная система;

система охлаждения двигателœей и их агрегатов;

противообледенительная система;

система питания топливом и другие, к примеру маслосистема.

На самолете бывают 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 двигателœей 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. При этом 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 гᴦ. в связи с увеличением потребной скорости и высоты полета проектировщики ПД подошли к барьеру по тяговой мощности, ᴛ.ᴇ. практически исчерпали всœе возможности совершенствова­ния этого типа двигателœей.

Сегодня ПД широко применяются в легких и нескоростных самолетах и вертолетах, однако развитие авиакосмической техники с начала 1950-х гᴦ. характеризуется широким применением реактивных двигателœей, 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 всœего семейства двигателœей, 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 двигателœей 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 двигателœей, что требует наличия на борту ЛА дополнитель­ных источников энергопитания.

Вместе с тем, крайне важность иметь на борту ЛА запас не только горючего, но и окислителя существенно снижает весовую отдачу ЛА с ракетным двигателœем, 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 ускорителœей, 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 двигателœей, объединœенных под общим названием газотурбинных двигателœей (ГТД).

ТРД - газотурбинный двигатель, тяга которого Р создается за счет превращения тепловой энергии, выделяющейся при сгорании топлива, в кинœетическую 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 осœевым 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 принято называть ступенью компрессора. Проходя через многоступенча­тый осœевой 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, соединœенного общим валом с ротором турбины. Вместе с тем, 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), ᴛ.ᴇ. 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, ᴛ.ᴇ. 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. По этой причине 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, крайне важной для вращения ротора компрессо­ра и воздушного винта͵ обеспечивается турбиной с увеличенным числом ступеней. По этой причине расширение газа в турбинœе 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 двигателœей (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 двигателœей - 6...8) компрессор низкого давления трансформируется в вентилятор, и изменяется конфигурация двигателя.

Двухконтурный двигатель с высокой степенью двухконтурности принято называть турбовентиляторным двигателœем (ТВлД) (рис.5). Здесь вентилятор 1, приводимый в движение турбокомпрессором 3, закапотирован сравнительно коротким кольцевым обтекателœем 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 обтекателœем 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 базовых двигателœей, 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 кабинœе 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 двигателœей 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.

Читайте также

  • - 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... [читать подробенее]

  • oplib.ru

    2. Выбор схемы самолета и типа двигателя.

    Под схемой самолета понимают взаимное расположение агрегатов самолета. При ее выборе необходимо руководствоваться следующими критериями:

    - аэродинамической компоновкой;

    - эксплуатационными и техническими особенностями проектируемого самолета;

    - типом и размещением силовой установки;

    - технологическими условиями производства;

    Аэродинамическая компоновка в основном определяется аэродинамической схемой самолета, которая характеризуется взаимным расположением несущих поверхностей. В системе несущих поверхностей имеются главные поверхности (крылья), создающие основную долю аэродинамической подъемной силы, и вспомогательные поверхности (горизонтальное и вертикальное оперение), предназначены для стабилизации самолета и управления полетом.

    В зависимости от расположения вспомогательных поверхностей относительно крыльев различают следующие схемы:

    - «Нормальную» схему или «классическую», если г.о. располагается позади крыла;

    - Схема «утка» если г.о. располагается впереди крыла;

    - «бесхвостку» или «летающее крыло» если аэродинамическая схема состоит из одной несущей поверхности;

    Самолеты схемы «бесхвостка» и схемы «утка» при взлете и посадке вынуждены выходить на большие углы атаки (из-за относительно небольших ΔСумех.- особенно у схемы «бесхвостка»). Это делает конструктивно невозможным (или затруднительным) использование крыльев большого удлинения. Крылья же малого удлинения имеют малое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полета. Поскольку проектируемый самолет дозвуковой, наиболее целесообразна «нормальная» схема, так как дает возможность эффективно использовать крыло большого удлинения.

    В зависимости от взаимного расположения крыла и фюзеляжа различают три схемы:

    - высокоплан;

    - среднеплан;

    - низкоплан;

    Наименьшим сопротивлением интерференции обладают среднеплан и высокоплан. Среднеплан для пассажирских самолетов не применяется, так как центроплан, проходя в середине фюзеляжа, мешает созданию единой пассажирской кабины.

    Схема низкоплан.

    Преимущества - возможность размещения шасси на крыле;

    - в случае аварийной посадки на сушу, грузовая кабина защищена центропланом крыла;

    - в случае аварийной посадки на воду кессон крыла служит поплавком, обеспечивая плавучесть и удобство покидания самолета экипажем и пассажирами;

    - легкость маневрирования при одностороннем торможении колес, а также обеспечение устойчивости и управляемости при рулении за счет большей колеи колес шасси;

    Недостатки:

    - наибольшее сопротивление интерференции крыла и фюзеляжа;

    - применение более сложных погрузочно-разгрузочных устройств;

    - трудности в размещении под крылом ТРД и на крыле ТВД и необходимость в связи с этим делать у крыла положительное «поперечное V», требующее введения автоматики в управление по курсу и крену;

    Схема высокоплан.

    Преимущества:

    - сравнительно низкое сопротивление интерференции крыла и фюзеляжа;

    - малая высота от низа фюзеляжа до поверхности земли;

    - свободное маневрирование обслуживающего персонала на земле под крылом;

    - хорошее размещение двигателей на крыле и под крылом;

    - минимальная вероятность пожара при аварийной посадке на землю в случае размещения топлива в крыльевых баках;

    Недостатки:

    - шасси приходится размещать не на крыле, иначе при размещение на крыле опоры шасси получаются высокими и массивными;

    - в случае аварийной посадке на воду фюзеляж погружается в воду, что затрудняет покидание самолета пассажирами и экипажем;

    - рост аэродинамического сопротивления за счет наличия крупногабаритных обтекателей основных опор шасси;

    Схема высокоплан наиболее приемлема для пассажирских самолетов с ТВД, расположенными на крыле, так как не надо делать у крыла положительное «поперечное V», требующее на современных самолетах ведения автоматики в управлении по курсу и крену.

    Тип двигателей и их размещение на самолете.

    Для дозвукового самолета с крейсерской скоростью Vкр=550 км/ч наиболее приемлемым является применение турбовинтовых двигателей с их низким удельным расходом топлива. Малая окружная скорость вращения винтов обеспечивает уменьшение уровня шума. Из существующих типов ТВД, производящихся в России, наиболее приемлема схема размещения двигателей под крылом с выносом вперед.

    Преимущества:

    - двигатели разгружают крыло;

    - двигатели являются противофлаттерными балансирами;

    - удобство осмотра и обслуживания двигателей;

    - обдув крыла двигателем, что улучшает взлетно-посадочные характеристики;

    Недостатки:

    - большой разворачивающий момент при отказе одного двигателя;

    - большой крутящий момент крыла;

    По типу фюзеляжа проектируемый самолет является однофюзеляжным.

    Круглая форма поперечного сечения фюзеляжа представляется наивыгоднейшей, как обеспечивающая минимальный периметр для постоянной площади сечения или минимальную площадь поверхности фюзеляжа при постоянном его объеме и, как следствие этого, наименьшее сопротивление трения. Круглая форма предпочтительна также для герметизированных частей фюзеляжа, нагруженных избыточным давлением, так как исключает появление значительных изгибных напряжений в оболочке подкрепленной шпангоутами, а, следовательно, обеспечивает наименьшую массу конструкции. Схема размещения сидений в пассажирском салоне выбрана «2+2», для обеспечения максимальной комфортности пассажиров. Кабина пилота вписана в обводы фюзеляжа, но для улучшения обзора передняя часть фонаря имеет уступ. Очертания хвостовой части фюзеляжа выбраны из условия обеспечения посадочного угла атаки αпос при наименьшей высоте шасси.

    На выбор горизонтального оперения большое значение оказывает тип самолета и размещение на нем двигателей. Для проектируемого самолета целесообразно применять высокорасположенное горизонтальное оперение, вынесенное из спутной струи создаваемой воздушными винтами двигателей.

    Преимущества:

    - горизонтальное оперение, расположенное над килем, служит ему концевой шайбой, повышая тем самым его эффективность, что позволяет уменьшить его площадь;

    - уменьшить потребные размеры площади горизонтального оперения, расположенного на стреловидном киле из-за увеличения плеча Lго;

    Недостатки:

    - некоторое увеличение массы горизонтального оперения, так как оно рассчитывается на несимметричную нагрузку, которая на 1/3 больше симметричной;

    - некоторое увеличение массы вертикального оперения , так как оно догружается силами и моментами от горизонтального оперения;

    Под схемой шасси понимается число опор и особенности их расположения относительно центра масс самолета. В настоящее время на самолетах применяются шасси четырех схем:

    - трехопорное с хвостовой опорой;

    - трехопорное с передней опорой;

    - велосипедное – с подкрыльевыми опорами;

    - многоопорное;

    Велосипедная не получила широкого применения из-за многих недостатков:

    - требуется более высокая техника пилотирования самолета при разбеге;

    - увеличивается дистанция пробега самолета вследствие ограничения тормозной силы, создаваемой колесами на носовой опоре;

    Применение многоопорной схемы оправдывается у самолетов с большими взлетными массами для уменьшения нагрузки на покрытие аэродромов. У проектируемого самолета нет необходимости применять эту схему из-за небольшого взлетного веса.

    Шасси проектируемого самолета колесное, трехопорное с носовой опорой заключается в следующем:

    - более простой расчет посадки, возможность скоростной посадки, исключается возможность «козления»

    - уменьшение опасности «капотирования»;

    - возможность применения при посадке более сильного торможения колес основных опор немедленно после касания ими земли. Что уменьшает длину пробега;

    - хорошая устойчивость при разбеге, пробеге и движении по аэродрому;

    - горизонтальное положение оси самолета при стоянке, что улучшает обзор пилоту;

    Недостатки:

    - большая масса за счет больших нагрузок на основные опоры;

    - возможность шимми переднего колеса, вследствие чего необходимо устанавливать демпферы;

    - большие объемы для уборки;

    - большая опасность аварии при поломке;

    - продольная неустойчивость при движении самолета по ВПП с приподнятой передней опорой при взлете;

    Эскиз общего вида самолёта.

    studfiles.net

    Поршневой двигатель самолета. — О самолётах и авиастроении

    История поршневых двигателей насчитывает на пара десятилетий больше, чем история самой авиации. Они сдвинули с места первый автомобиль, подняли в небо первый вертолёт и первый самолёт, прошли две Мировые войны и до сих пор употребляются в 99.9% машин мира. Но в авиации на сегодня поршневые двигатели полностью вытеснены газотурбинными двигателями и употребляются только в малоразмерных персональных или спортивных самолетах.

    Это случилось по обстоятельству того, что кроме того самый несложный и неэффективный газотурбинный двигатель имеет громадную удельную мощность (единица мощности на единицу массы двигателя), чем самый современный поршневой, а в авиации масса – только ответственный параметр. Помимо этого, газотурбинный двигатель более универсальный и может двигать самолет за счет реактивной струи, только данный факт разрешил самолетам достигнуть скоростей в 2, 3 либо кроме того 4 раза выше скорости звука.

    Но возвратимся к поршневым двигателям. Как же они устроены?

    На схеме показано устройство цилиндра четырехтактного бензинового двигателя воздушного охлаждения: 1 – впускной патрубок (подача топливно-воздушной смеси в цилиндр), 2 – стена цилиндра (в этом случае ребристая с внешней стороны, для увеличения охлаждаемой площади, потому, что цилиндр имеет воздушное охлаждение), 3 – поршень (возвратно-поступательным перемещением снабжает впуск смеси, ее сжатие, дальнейший вывод и получение энергии отработанных газов), 4, 5 – коленвал и шатун (преобразование возвратно-поступательного импульса в крутящий момент), 6 – свеча зажигания (дает искру, которая поджигает смесь), 7 – выхлопной патрубок (вывод отработанных газов), 8 – впускной и выпускной клапаны («открывают» цилиндр для входа смеси (впускной) и выхода отработанных газов (выпускной), герметизируют цилиндр на протяжении сжатия и воспламенения. направляться подчернуть, что изображен только пример конструкции, но ее вариации смогут быть большими, к примеру цилиндры дизельных двигателей не имеют свечей зажигания, а вдруг двигатель жидкостного охлаждения – отсутствуют «ребра», но присутствуют каналы для прогона охлаждающей жидкости и т.д.

    По количеству тактов (действия, происходящие поочередно в цилиндре двигателя) различают 3 типа двигателя – двухтактный, четырехтактный и шеститактный. Самый обширно применяемым есть четырехтактный двигатель, четыре его такта продемонстрированы на схеме.

    Коэффициент нужного действия самых современных поршневых двигателей не превышает 25-30%, т.е. реально около 70% всей энергии, приобретаемой на протяжении сгорания горючего, преобразовывается в тепло, которое нужно выводить из двигателя. Совокупность охлаждения очень важный компонент в силовой установке и во многом определяет ее характеристики. По типу вывода тепла (в противном случае охлаждения) двигатели подразделяются на воздушный и жидкостный тип.

    И в случае если в машинах воздушное охлаждение фактически не употребляется, из-за собственной низкой эффективности на малых скоростях и ее полного отсутствия при остановке, то в поршневой авиации двигатели воздушного охлаждения весьма и весьма активно применяются, поскольку имеют последовательность преимуществ перед двигателями жидкостного охлаждения. В частности меньшая масса, соответственно громадная удельная мощность и более несложная, соответственно и более надежная конструкция. Помимо этого, из-за громадной силы набегающего потока на протяжении полета, эффективность охлаждения в большинстве случаев достаточна для обычной работы двигателя.

    Большая часть поршневых двигателей – многоцилиндровые, это нужно для увеличения мощности и общей их эффективности. Вследствие этого их классифицируют по размещению цилиндров относительно коленвала. В пик собственного развития, авиационные двигатели имели до 24 цилиндров, а кое-какие, несерийные экземпляры и более.

    И главными, самый обширно применяемыми вариантами размещения цилиндров есть V-образное, рядное и звездообразное.

    Различить их нетрудно, поскольку в случае если наблюдать спереди они и выглядят как буква V в первом случае, один последовательность (колонна) – во втором случае, и звезда (либо при наличии громадного количества цилиндров — скорее блюдечко) в третьем. Традиционно два первых типа применяют совокупность жидкостного охлаждения,  тогда как последний – воздушного. Соответственно не считая недостатков двигателей и вышеназванных преимуществ по типу их охлаждения, возможно еще добавить, что рядные двигатели компактные, смогут быть установлены в перевернутом положении, но при наличии громадного количества цилиндров, они получаются весьма уж долгими.

    V-образные имеют 2 цилиндра в последовательности, соответственно они имеют вдвое меньшую длину, чем рядные, но менее компактны, не смотря на то, что также будут быть установлены в перевернутом положении, имеют большее фронтальное сечение, соответственно и большее лобовое сопротивление. Звездообразные, либо радиальные двигатели, имеют цилиндры, распложенные около коленвала, соответственно они самые громоздкие, имеют легко таки огромное лобовое сопротивление и фронтальное сечение, но именно поэтому смогут действенно охлаждаться набегающим потоком и имеют весьма незначительные показатели длины.

    Другие агрегаты

    Поршневой двигатель самолета!

    Увлекательные записи:
    Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:

    stroimsamolet.ru

    Типы самолетов по типу двигателя

    Задачи дальнейшего развития воздушного транспорта

    •Повышение вместимости пассажирских самолетов;

    •Повышение грузоподъемности самолетов;

    •Повышение топливной экономичности;

    •Развитие и совершенствование аэропортов;

    •Автоматизация продажи билетов;

    •Обеспечение безопасности полетов;

    •Управление воздушным движением;

    •Увеличение скорости.

    Краткая история развития судоходства

    VI I тыс. до н.э.

    Развитие

    гребныхи парусныхсудов

    ХIХв.

    Эпоха великих

     

    географических

     

    XVIII XIX вв.

    открытий

     

     

     

     

    XV XVI вв.

    Появление первых

     

    пароходов

     

    Развитие

     

    навигационных

     

    приборов

    1920 – 1970 гг.

    Появление

    XIX ХХ в.

    Развитие

     

    мирового

    теплоходов

     

     

    торгового флота

     

     

    Техническое оснащение водного транспорта

    Флот

    Военный

    Гражданский

    Техническая

    база

    Наземные Предприятия сооружения водного

    транспорта

    Порты

    Судостроительные

    Причалы

    Судоремонтные

    Пристани

    Судоходные

    Гидротехнические

    сооружения

    studfiles.net