Силовые установки самолетов: Требования и качества двигателей

§
1.1.
Силовые
установки
летательных
аппаратов
и
предъявляемые к ним требования.
Качества авиационных двигателей – их масса, размеры, мощность, количество
потребляемого топлива и др. – в основном определяют и качества летательных аппаратов:
грузоподъемность, максимальную скорость, дальность и высоту полета, маневренность
и др. Поэтому выбор типов двигателей и путей их усовершенствования обусловлен
требованиями обеспечения желаемых характеристик летательных аппаратов.
Для полетов в пределах земной атмосферы используются два типа летательных
аппаратов – самолеты и вертолеты. Из них основными являются самолеты, которые и
определяют выбор типов двигателей и характер их дальнейшего совершенствования.
В полете на самолет воздействуют аэродинамические силы, т.е. силы, обусловленные
тем, что движущийся самолет отбрасывает вначале неподвижный воздух в различных
направлениях. Сообщение воздуху скорости связано с появлением сил инерции,
воздействующих на элементы конструкции самолета.
Все приложенные к самолету аэродинамические силы удобно рассматривать в виде
двух слагаемых:
1. Сила X – сила лобового сопротивления: действует против направления полета.
Она обусловлена тем, что приобретаемые воздухом скорости имеют слагаемые,
направленные по полету. Таким образом, летящий самолет вовлекает воздух в движение
вместе с собой.
2. Сила Y – подъемная сила: действует нормально к направлению полета. Она
обусловлена формой крыла самолета, благодаря которой воздух отбрасывается в
сторону земли, так что его скорости имеют слагаемые, направленные нормально к
направлению полета.
Качество самолета – это соотношение между силами Y и X.
K
Y
X
Для возможности полета к самолету должна быть приложена сила, способная
воспринять силу X. Эта сила называется тяга R. Помимо тяги и аэродинамических сил на
самолет еще действует его вес G, для преодоления которого и служит подъемная сила Y.
2
При горизонтальном полете с постоянной скоростью должно быть: Y = G и X = R.
Тогда:
K0 
G
,
R
т.е. качество самолета показывает, какой вес может поддерживаться в воздухе на
единицу силы тяги при равномерном горизонтальном полете. Чем ниже К0, тем при одной
и той же величине G требуемая тяга R будет больше.
Для каждого самолета значения К зависят от условий полета, уменьшаясь с
увеличением его скорости и уменьшением высоты. При дозвуковых скоростях полета:
К = 1012. С увеличением скорости полета значение К уменьшается и для современных
аппаратов при сверхзвуковых полетах на малых высотах К падает до 2.
Практически необходимые значения тяги R могут определяться не только условием
получения равномерного горизонтального полета, но и обеспечением других летных
характеристик самолета – скороподъемности, маневренности и др.
Общие требования к силе тяги R характеризуются тяговооруженностью самолета.
Тяговооруженность самолета – отношение силы R к весу G, т. е. величина, обратная
К0. Требуемые отношения R/G могут значительно превышать величину 1/К0, необходимую
для горизонтального полета.
Например, если к самолету предъявляется требование вертикального взлета, то
подъемная сила крыла отсутствует и для преодоления силы G должна служить
непосредственно сила R. При этом, поскольку при взлете скорость самолета должна
увеличиваться, то сила R должна воспринимать также силу инерции самолета и его
аэродинамическое сопротивление. В результате при вертикальном взлете должно быть:
R/G = 1,21,4 – это примерно соответствует К0 = 0,70,8.
Таким образом, требуемая величина R для данного G определяется типом и
условиями полета самолета и в зависимости от этого может изменяться в широких
пределах.
Силовая установка самолета – вся совокупность оборудования, служащего для
получения силы R в полете.
Поскольку в полете самолет не имеет точки опоры, то необходимая для полета сила
тяги R может быть получена только путем использования сил реакции, возникающих при
разгоне окружающего воздуха в сторону, обратную направлению полета. Согласно
3
известной теореме механики, эти силы реакции по абсолютной величине определяются
секундным увеличением количества движения воздушного потока, т.е. сила тяги равна:
R  GB  cC   Ï  ,
где:
G B – секундный (массовый) расход ускоряемого воздуха (в космонавтике обозначается

m );
 П – начальная скорость воздуха относительно самолета, равная по абсолютной
величине
скорости полета, но направленная в обратную сторону;
cC – конечная относительная скорость воздуха после его разгона на выходе из
сопла.
Таким образом, для получения тяги необходимо увеличивать скорость воздушного
потока и, следовательно, повышать кинетическую энергию воздуха. Поскольку при
увеличении кинетической энергии необходимо преодолевать силу инерции ускоряемого
потока, то это невозможно без затраты работы L.
Для 1 кг воздуха:
L
cC2  Ï2

,
2
2
 Äæ 
 êã 


Следовательно, для получения и поддержания тяги нужно располагать непрерывно
действующим источником механической работы. Однако иметь на самолете необходимый
запас механической энергии (например, с помощью сжатых пружин или вращающихся
маховиков) практически невозможно из-за колоссального веса требуемых для этого
устройств. Поэтому для получения тяги используют другую, более удобную форму
энергии – химическую энергию топлива, которую в полете по мере надобности
преобразуют в механическую работу.
Итак, любая силовая установка выполняет две основные функции:
1. химическую энергию запасенного на самолете топлива преобразует в
механическую работу;
2. используя получаемую работу, разгоняет набегающий на нее воздушный поток;
возникающая при этом реактивная сила и представляет собой тягу, развиваемую силовой
установкой.
4
Эти две функции могут осуществляться с помощью отдельных устройств:
Мощностной двигатель (или просто двигатель) – устройство для получения работы.
Движитель – устройство для создания тяги. Движителями служат аппараты,
отбрасывающие воздух: воздушные винты, вентиляторы.
Так как непосредственный переход химической энергии в работу невозможен, то в
двигателе происходит двухступенчатое преобразование энергии. Сначала в результате
сжигания топлива в воздухе его химическая энергия превращается в тепловую, а затем
тепловая энергия частично преобразуется в механическую, что требует реализации какоголибо термодинамического цикла, которая и является основной задачей конструкции
любого двигателя.
Однако в современных силовых установках самолетов вместо отдельных двигателей
и движителей большей частью применяются машины, совмещающие функции обоих этих
устройств. Эти машины называются воздушно-реактивные двигатели (ВРД).
При простейшей форме выполнения ВРД весь поступающий в него воздух служит
одновременно и для получения работы и для создания тяги. Однако имеются ВРД, в
которых для получения работы используется лишь часть проходящего через двигатель
воздуха; остальной воздух только разгоняется, так что служащие для этой цели элементы
конструкции двигателя выполняют функции движителя.
Таким образом, мощностной двигатель на своем выводном валу развивает работу,
которая в дальнейшем потребляется движителем (обычно воздушным винтом), тогда как
воздушно-реактивный двигатель никакой работы внешнему потребителю не отдает, а
предназначен только для создания тяги.
Наиболее важные требования к силовой установке можно определить путем
элементарного анализа основных соотношений между ее показателями и данными
самолета.
Вес самолета G можно условно рассматривать как сумму двух составляющих:
G = Gпол + GR ,
где:
Gпол – вес полезного груза и частей самолета, необходимых для размещения груза и
поддержания его в воздухе;
GR – вес силовой установки Gс.у. и соответствующих частей самолета.
5
Вес GR можно оценивать в долях  от веса силовой установки:
GR  Gñ. ó.  1   
Удельный вес – вес на единицу силы тяги.
qR 
GR
R
Используя рассмотренные уравнения и зная понятие удельного веса можно записать
следующее выражение:
K0  R = Gпол + qR  R
Откуда:
Gïîë  Ê 0  q R   R
R
G пол
К 0  qR
Из этих соотношений видно, что для возможности полета необходимо выполнение
двух основных условий:
1. Силовая установка должна обладать достаточно малым весом применительно к
данному самолету, т. е. всегда удельный вес должно быть: qR < К0.
2. Величина R должна быть достаточной, чтобы при существующих значениях К0
и qR обеспечивать полет с требуемым Gпол.
При неизменном Gпол необходимая R будет тем больше, чем qR ближе к К0.
Если qR = К0, то требуемая R становится бесконечно большой, поэтому полет
возможен лишь тогда, когда Gпол = 0, т. е. когда самолет несет в воздухе только вес
силовой установки.
Изложенный
анализ
основных
требований
к
силовой
установке
сделан
6
применительно к условиям равномерного горизонтального полета. Однако необходимость
получения других летных характеристик самолета приводит к тому, что во многих случаях
силовая установка должна выполняться с еще меньшим qR и более высокой R.
Таким образом, силовая установка должна быть достаточно легкой и мощной, чтобы
обеспечивать необходимые летные характеристики самолета. При этом наиболее важным
является малый удельный вес qR так как в противном случае полет может стать
невозможным при любой, сколь угодно большой тяги R. Эти общие требования и
определяли главным образом выбор типа силовых установок и направления их
усовершенствования. Непрерывное повышение Gпол и увеличение максимальной полетной
скорости  П (приводившего к снижению К0), а также другие требования к самолетам
обусловили необходимость разработки силовых установок, обладающих все меньшими
значениями qR и развивающих все большие R, несмотря на рост  П . Кроме того, по мере
увеличения  П приобретает все большее значение аэродинамическое сопротивление
силовой установки.
Принципиальные пути снижения qR можно установить из анализа основных
составляющих его слагаемых. Если оперировать удельными весами всех элементов
силовой установки, то можно записать:
q R  qс . у .  1     qдв  q т  qоб   1    ,
где:
qдв – удельный вес двигателя и движителя;
qт – удельный вес топлива;
q об – удельный вес остального оборудования силовой установки.
Удельный вес qт зависит от энергетической экономичности работы двигателя и
движителя, а также от требуемой продолжительности полета. Основное значение имеют
величины qдв и qт .
Для увеличения максимальной скорости полета  П необходимо снижать qдв хотя бы
ценой ухудшения экономичности. При этом для получения наиболее малых q R необходимо
предельно ограничивать qт , т. е. возможную продолжительность полета.
Если требуется большая продолжительность полета, первостепенное значение
приобретает экономичность, даже при утяжелении конструкции.
7
Таким образом, имеются два основных пути снижения q R :
1. уменьшение qдв ,
2. уменьшение qт ,
относительная
значимость
которых
обусловлена
назначением
самолета.
Использование этих путей определяется возможностями развития основного элемента
силовой установки – авиационного двигателя.
8
§ 1.2. Конструкция и принцип работы поршневого двигателя.
В любом двигателе происходит преобразование химической энергии топлива в
механическую энергию путем сжигания топлива и реализации термодинамического цикла
для получения работы за счет выделяющегося тепла. В реактивных двигателях, кроме того,
полученная работа используется для создания тяги. Совокупность служащих для этого
процессов называется рабочий процесс двигателя.
Переход тепловой энергии в механическую возможен только в процессе расширения
термодинамического рабочего тела – газа. Поэтому в любом рабочем процессе сообщение
тепла газу или воздуху (т. е. сжигание топлива) должно происходить при повышенном
против внешнего давлении, причем после сообщения тепла газ должен расширяться.
С увеличением расширения газа после его нагрева возрастает и количество
преобразованного в работу тепла, поэтому для получения высокой степени использования
химической энергии топлива оказывается необходимым увеличивать располагаемый при
расширении перепад давлений путем предварительного сжатия газа до сообщения ему
тепла.
Таким образом, любой эффективный рабочий процесс должен включать три
последовательно протекающих отдельных процесса:
сжатие воздуха,
сгорание топлива при постоянном или переменном давлении,
расширение продуктов сгорания.
Первым типом двигателя, позволившим получить достаточно легкую силовую
установку, был поршневой двигатель внутреннего сгорания, работавший на бензине. Этот
двигатель вместе с движителем – воздушным винтом – обеспечил создание первых
пригодных для практического использования самолетов. В дальнейшем силовые установки
с поршневым двигателем и винтом усовершенствовались и до середины 40-х годов
успешно применялись на самолетах.
Принципиальная
схема
поршневого
двигателя.
1 – воздушный винт 6 – коленчатый вал
2 – цилиндр
7 – карбюратор
3 – свеча зажигания
8 – впускной клапан
4 – поршень
9 – кулачки распределения
5 – шатун 10 – выпускной клапан
9
За один оборот коленчатого вала (6) связанный с ним шатуном (5) поршень (4)
совершает в цилиндре (2) два хода между своими крайними положениями, т.е. между
верхней и нижней мертвыми точками (диапазон хода поршня). Рабочий процесс двигателя
протекает за четыре хода поршня и, следовательно, за два оборота вала.
1-й ход поршня. В течение первого хода поршня от ВМТ до НМТ впускной клапан
(8) открыт кулачком (9) и через него цилиндр наполняется смесью бензина и воздуха,
получаемой в карбюраторе (7).
2-й ход поршня. При втором (обратном) ходе поршня клапаны закрыты и
заполнившая цилиндр смесь сжимается. За эти два хода поршня поданный в воздушный
поток бензин почти полностью испаряется и в цилиндре образуется достаточно однородная
смесь его паров с воздухом. В конце сжатия эта смесь с помощью свечи зажигания (3)
поджигается электрической искрой.
3-й ход поршня. В результате происходящего при почти постоянном объеме сгорания
повышение температуры обусловливает и соответствующее увеличение давления
продуктов сгорания в начале следующего, третьего хода поршня, кинематически
повторяющего первый. Дальнейшее движение поршня к НМТ сопровождается
расширением газов, при котором сообщенное им тепло частично преобразуется в работу.
Поскольку расширение газов происходит при более высоком давлении, чем сжатие смеси,
то полученная работа превышает работу, затраченную на сжатие, и избыток работы (за
вычетом ее потерь в двигателе) передается воздушному винту (1).
4-й ход поршня. Последний, четвертый, ход поршня происходит при открытом
выпускном клапане (10) и движение поршня к ВМТ сопровождается вытеснением
отработавших газов в атмосферу.
В наиболее общей форме можно считать, что мощность поршневого двигателя (а
следовательно, и получаемая тяга R) определяется расходом потребляемого им топлива и
достигаемой в нем степенью использования содержащейся в топливе химической энергии.
Однако химическая энергия преобразуется в тепловую, следовательно для ее
эффективного использования необходимо располагать достаточным для сжигания топлива
количеством воздуха. Используемый для этого расход воздуха по объему в десятки тысяч
раз превышает расход жидкого топлива, поэтому мощность двигателя в основном
определяется тем расходом воздуха, который может быть в нем достигнут, тогда как
подача топлива в любом количестве особых затруднений не вызывает.
Расход воздуха GB [кг/с] через поршневой двигатель может быть выражен как:
n
GB  i 
 h   к  
120
,
где:
i
– число цилиндров;
n
– частота вращения коленчатого вала в минуту;
h
– объем, описанный поршнем за один ход: рабочий объем цилиндра;
к

– плотность воздуха, поступающего в цилиндры;
– коэффициент наполнения.
Коэффициент наполнения – это поправочный коэффициент, с помощью которого
учитывается то обстоятельство, что вследствие гидравлических потерь, подогрева от
10
стенок и других причин действительная масса воздуха, поступившего в цилиндр за один
ход поршня, не равна произведению  h   к .
Таким образом, расход воздуха определяется:
воздушным зарядом, заполняющим один цилиндр за один ход поршня  h   к   ,
числом служащих для заполнения цилиндра ходов поршня в секунду n 120 ,
числом цилиндров в двигателе i .
Из всех возможных путей получения большего расхода воздуха наибольший интерес
представляют те из них, при которых обусловленное увеличением GB повышение
мощности происходило в большей степени, чем возрастал вес двигателя, т.е. при которых
одновременно с ростом мощности снижался его удельный вес (в данном случае вес на
единицу мощности).
Чрезмерное увеличение размеров цилиндра, т.е. рабочего объема  h , оказывалось
невыгодным, так как происходящее при этом повышение силовых и тепловых нагрузок
сильно утяжеляло конструкцию и требовало снижения п. В результате, несмотря на
увеличение мощности, удельный вес двигателя сильно возрастал. Поэтому все двигатели
имели диаметр цилиндра, не превышающий 160 мм.
Наибольший эффект от увеличения расхода воздуха GB достигался при повышении
п и  к путем предварительного сжатия поступающего в цилиндры воздуха с помощью
специальных компрессоров. В этом случае мощность двигателя возрастала при одних и тех
же i и  h , что приводило к существенному снижению удельного веса, так как сохранение
надежности требовало незначительного утяжеления конструкции. Вначале некоторый
положительный эффект давало увеличение i от 46 до 1218, так как при этом общий вес
остальных конструктивных элементов повышался незначительно.
Созданию более легких двигателей способствовала разработка более совершенных
конструкций и способов производства, а также более прочных и более легких материалов
(легированных сталей, легких сплавов и др.).
Данные мероприятия привели к резкому улучшению мощностных и весовых данных
поршневых двигателей:
мощность увеличилась от 4080 до 15002000 кВт,
удельный вес снизился от 45 до 0,650,80 кг/кВт,
частота вращения коленчатого вала п возросла от 8001000 до 3000 об/мин и более,
давление поступающего в цилиндры воздуха повысилось до 3105 Па.
Однако экономичность двигателей изменилась несильно, так как все располагаемые
возможности использовались для повышения мощности и снижения удельного веса.
Начиная с 40-х годов, дальнейшее снижение удельного веса двигателей и силовых
установок в целом встречало все более серьезные трудности. Длительное форсирование
рабочего процесса (путем увеличения п и  к ) привело к тому, что возможности
обеспечения надежности конструкции при все возрастающих силовых и тепловых
нагрузках оказались исчерпанными. Дальнейшее форсирование давало некоторый
выигрыш в мощности, но необходимое усиление конструкции приводило к сопоставимому
увеличению веса.
11
Для удовлетворения требований к повышению мощности оказалось необходимым
пойти на увеличение числа цилиндров i, которое к 50-м годам возросло до 2856. Это
позволило поднять мощность до 4000 кВт, но без снижения удельного веса. Однако такое
повышение мощности при примерно пропорциональном возрастании веса двигателя
приводило лишь к созданию все более тяжелых и сложных силовых установок, которые
сильно увеличивали размеры самолетов и не способствовали улучшению их летных
характеристик.
Возникающие практически непреодолимые трудности были обусловлены
принципиальными особенностями рабочего процесса поршневого двигателя, которые не
позволяют иметь при относительно малом весе конструкции большие расходы воздуха, а
следовательно, и мощности.
Принципиальные особенности рабочего процесса поршневого двигателя
заключаются в следующем:
1. Поступление воздуха в цилиндры происходит периодически, лишь в течение
примерно одного хода поршня из четырех, за которые протекает рабочий цикл, т.е.
примерно в течение 1/4 всего времени работы двигателя.
2. Пульсирующий характер воздушного потока сильно ограничивает допустимую
скорость, поскольку после поступления воздуха в цилиндры при остановке потока его
кинетическая энергия почти полностью теряется.
3. Впуск воздуха через периодически поднимаемые клапаны крайне ограничивает
возможные размеры проходных сечений по отношению к размерам всего двигателя.
4. Герметичность объема цилиндра достигается контактным (с помощью упругих
колец) уплотнением зазора между поршнем и стенкой цилиндра. Боковая поверхность
поршня тоже прижимается к стенке цилиндра значительными усилиями. Все это требует
смазки и сильно ограничивает максимально допустимую скорость поршня, а
следовательно, и частоту вращения коленчатого вала n.
5. Возвратно-поступательное движение поршня является источником появления
больших сил инерции, что также ограничивает возможную n.
Особенностью поршневых двигателей является также то, что получаемые в
результате сгорания высокие температуры (25003000 К) и давления (80·105100·105 Па)
газов требуют интенсивного охлаждения цилиндра и поршня. Необходимо охлаждать и
циркулирующее смазочное масло, которое сильно нагревается в двигателе. Для передачи
внешнему воздуху отводимого тепла необходимо применять специальные устройства
(радиаторы, ребристые поверхности и др.), которые увеличивают вес, а главное,
аэродинамическое сопротивление силовой установки, роль которого резко возрастает по
мере повышения скорости полета.
Снижению удельного веса силовых установок препятствовало использование
воздушного винта, так как с увеличением скорости полета и поглощаемой мощности
обусловленное им утяжеление силовой установки становилось все более существенным.
12
Следовательно, силовые установки с поршневыми двигателями практически
исчерпали свои возможности. Поэтому большую актуальность приобрела разработка
принципиально новых установок с воздушно-реактивными двигателями (ВРД).
13
§ 1.3. Классификация воздушно-реактивных двигателей.
Ниже приведена классификация двигателей, разрабатываемых и находящихся в
эксплуатации. Большая часть ВРД относится к числу газотурбинных двигателей (ГТД).
Последовательность расположения двигателей соответствует возрастанию скорости
полета, для которой они оптимальны. Поэтому первым стоит турбовальный двигатель,
предназначенный для вертолетов со скоростью полета 200-350 км/ч, а замыкает таблицу
гиперзвуковой прямоточный двигатель (ГПВРД), который используется при скоростях
полета, в 6-7 раз превышающих скорость звука.
Воздушно-реактивные двигатели (ВРД)
ГТД
газотурбинные
(турбокомпрессорные)
ТВаД
ТВД,
ТВВД
– турбовальные
вертолётные двигатели
и
вспомогательные
силовые установки
– турбовинтовые
и винтовентиляторные
двигатели
БВРД
бескомпрессорные
ПВ
–
прямоточные
воздушно-реактивные
двигатели
СП
–
сверхзвуковые
прямоточные
воздушнореактивные двигатели
РД
ВРД
– ракетно-прямоточные
РП двигатели
Д
ТРДД
ТРДДс
– двухконтурные
двигатели
со
смешением
ТРДД
– двухконтурные
двигатели с форсажной
камерой в наружном
контуре
ТРДД
– двухконтурные
двигатели с общей
форсажной камерой
м
Фн
Фсм
– двухконтурные
двигатели
с
разделительными
контурами
ГП
ВРД
–
гиперзвуковые
прямоточные
воздушнореактивные двигатели
14
ТРД
–
турбореактивные
двигатели
ТРДФ
–
турбореактивные
двигатели с форсажной
камерой
ДИП
–
двигатели
изменяемого рабочего
тела
ТРДП
–
турбопрямоточные
двигатели
Первые два типа ГТД являются двигателями непрямой реакции, третий тип –
непрямой и прямой реакции, а все остальные – двигателями прямой реакции.
ГТД насчитывают пять поколения: первое поколение уже практически не
применяется. В настоящее время ведутся разработки двигателей пятого поколения.
Каждое новое поколение двигателей отличается от предыдущего существенным
улучшением характеристик, главным образом, таких как: экономичность и удельная масса.
Это достигается за счет:
повышения температуры газа перед турбиной,
регулирования степени повышения давления,
увеличения КПД элементов,
применения новых прогрессивных материалов и технологий,
перехода на более эффективные схемы двигателей и совершенствования их
конструкции.
Наряду с улучшением основных относительных показателей двигателей
характерным является непрерывный рост абсолютной тяги одного агрегата.
Наряду с ГТД всё чаще применяются бескомпрессорные воздушно-реактивные
двигатели. БВРД проще по конструкции, имеют меньший удельный вес, обладают лучшей
экономичностью, более высокой мощностью, имеют (при одинаковых массе и габаритных
размерах) более значительную дальность полета. Но они имеют существенный недостаток:
отсутствие стартовой тяги, поэтому они используются в качестве дополнительных
двигателей к основным турбореактивным и ракетным двигателям.
15