Турбореактивный двигатель

Схема турбореактивного двигателя: 1 — входное устройство; 2 — осевой компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — рабочие лопатки турбины; 5 — сопло.

В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются.

Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.

Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливно-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.

Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги. Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащённые системами охлаждения, и термобарьерные покрытия.

Двухконтурные двигатели

Дальнейшее повышение эффективности двигателей связано с появлением так называемого внешнего контура. Часть избыточной мощности турбины передаётся компрессору низкого давления на входе двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

5

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) со смешением потоков: 1 — компрессор низкого давления; 2 — внутренний контур; 3 — выходной поток внутреннего контура; 4 — выходной поток внешнего контура; 5 – камера смешения

В турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности <4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 — потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов.

Турбовентиляторный двигатель

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя без смешения потоков (Турбовентиляторного двигателя): 1 — вентилятор; 2 — защитный обтекатель; 3 — турбокомпрессор; 4 — выходной поток внутреннего контура; 5 — выходной поток внешнего контура.

Турбовентиляторный реактивный двигатель (ТВРД) — это ТРДД со степенью двухконтурности m=2—10. Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.

В зависимости от назначения двигателя величина тяги и мощность авиационных ГТД изменяются в широких пределах. Они определяют расход воздуха, расход топлива, габаритные размеры и массу ГТД. Указанные абсолютные параметры используются при проектировании летательного аппарата и для определения его летно-технических характеристик.

ЛЕКЦИЯ № 14

Топливная система и масляная система самолёта

Топливная система предназначена для размещения запаса топ­лива, обеспечивающего полет JIA на заданную дальность или с задан­ной продолжительностью, и бесперебойной подачи его к двигателям в необходимом количестве и под достаточным давлением. Топлив­ные системы на некоторых ЛА выполняют вспомогательные функ­ции: охлаждение бортовых систем, балансировку ЛА и др.

Топливная система (рис. 14.1) включает следующие основные элементы:

• баки или отсеки самолета, в которых размещается необходимый для полета запас топлива;

• краны управления питанием (переключением баков);

• краны экстренного отключения подачи топлива к двигателям (пожарные краны);

Рис. 14.1. Схема топливной системы самолета:

1 — топливные баки; 2— дренажный трубопровод; 3 — трубопроводы подачи топлива к дви­гателям; 4 — кран перекрестного питания двигателей топливом; 5 — перекрывной кран; 6 — фильтр; 7 — топливно-масляный радиатор; 8 — расходомер; 9 — топливный насос двигателя; 10— насосы подкачки; 11 — обратные клапаны; 12 — заливные горловины

• краны для слива отстоя топлива из разных точек системы;

• фильтры для очистки топлива;

• насосы, подающие топливо к двигателям и перекачивающие топливо из одних баков в другие;

Кроме того приборы контроля количества, расхода и давления топлива; трубопроводы для подачи топлива к двигателям, соединения баков с атмосферой и т. д.

Баки требуются для размещения топлива, запасы которого на современных самолетах могут достигать многих десятков тонн, и устанавливаются в крыле и реже в фюзеляже. Применяют три типа топливных баков: жесткие, мягкие и баки-кессоны.

Жесткие баки изготавливают, как правило, из легких алюми- ниевомарганцевых сплавов, которые допускают глубокую штампов­ку и выколотку, хорошо свариваются, обладают большой эластич­ностью и устойчивостью против коррозии. Для придания бакам необходимой прочности и жесткости они имеют каркас из продоль­ных и поперечных перегородок и профилей. Поперечные перегород­ки одновременно служат для уменьшения ударов, возникающих в результате перемещения топлива внутри бака при полете с уско­рением. Баки малых размеров могут не иметь внутренних перего­родок.

Широко распространены мягкие баки. Они проще в эксплуата­ции, более долговечны, имеют меньшую массу. Выполняют мягкие баки из специальной резины или пластических материалов. Тонкие резиновые баки выклеивают на болванках из ткани и одного или двух слоев резины из синтетического полисульфидного (тиоколового) каучука. В такие баки вклеивают резино-металлическую арма­туру: фланцы для датчиков топливомера, заправочные горловины, соединительные патрубки, гнезда замков крепления и т. д. Устанав­ливают резиновые тонкостенные баки в контейнерах внутри крыла или фюзеляжа.

Бак-кессон представляет собой соответствующим образом за­герметизированный внутренний объем части крыла. Его гермети­зируют синтетическими пленками. Заклепочный шов выполняют герметичным, для чего заклепки предварительно покрывают герметиком. Окончательная герметизация обеспечивается многократ­ным покрытием всей внутренней поверхности жидким герметиком, вулканизирующимся при комнатной температуре.

Крышки эксплуа­тационных люков баков-отсеков крепятся на болтах с резиновыми уплотнительными кольцами и герметичными (глухими) гайками. Несмотря на трудности герметизации баки-отсеки получили широ­кое применение, так как в них можно разместить достаточное коли­чество топлива и занять при этом возможно меньший объем.

Краны, устанавливаемые в системе питания двигателей топли­вом, позволяют управлять подачей его к двигателям от соответст­вующих баков (или групп баков), а также отключать подачу топли­ва к вышедшему из строя двигателю и т. д. В соответствии с назначением все краны делятся на перекрывные' (пожарные), коль­цевания и сливные.

Перекрывные краны предназначены для перекрытия топливного трубопровода и устанавливаются за насосами с таким расчетом, чтобы при их закрытии мгновенно прекращалась подача топлива к двигателям. Краны кольцевания обеспечивают питание топливом всех двигателей при выходе части насосов из строя. Сливные краны служат для слива топлива или его отстоя из баков, фильтров и т. д.

Фильтры топливных систем предназначены для защиты карбю­раторов, агрегатов непосредственного впрыска, командно-топлив­ных агрегатов и других элементов топливорегулирующей аппаратуры от попадания в них твердых частиц. Хотя топливо, заправляемое в баки, фильтруется и баки защищаются от попада­ния в них механических примесей, но в процессе эксплуатации возможно образование продуктов коррозии трубопроводов и агре­гатов топливной системы, кусочков резиновых прокладок и т. д. Наличие самого незначительного количества воды в топливе резко повышает его коррозирующие свойства и, кроме того, может при­вести к засорению трубопроводов в случае появления льда при низких температурах. Особенно опасно выпадание влаги и обра­зование льда в трубопроводах топливных систем современных вы­сотных самолетов, которые за короткое время могут набрать боль­шую высоту, в результате чего образование конденсата резко ускоряется. В топливных системах применяют сетчатые металличе­ские, шелковые, щелевые, металлокерамические, бумажные и меха­нические фильтрующие устройства.

Насосы топливной системы служат для подачи топлива к двига­телям в полете на всех высотах, при любых эволюциях из всех баков или групп баков.

Насосы по назначению разделяют на подкачивающие и пере­качивающие, а по типу привода — с приводом от авиадвигателя и с автономным приводом, как правило, от электродвигателя. Из большого разнообразия конструкций и типов насосов наибольшее распространение получили центробежные насосы низкого давления, поршневые и шестеренные — высокого давления.

На современных самолетах обычно устанавливают два насоса подкачки, один из которых с электрическим приводом размещают в топливном расходном баке или в начале трубопровода подачи топлива, а другой с приводом от авиадвигателя — в конце трубо­провода перед насосом подачи (высокого давления). Такая уста­новка насосов обеспечивает надежное питание двигателей топли­вом.

Насосы перекачки предназначены для перекачки топлива из тех баков, из которых оно должно вырабатываться в первую очередь, в баки расходные, т. е. в баки, из которых топливо направляется непосредственно к двигателям. Выработка топлива из разных баков или групп их диктуется необходимостью сохранить строго опреде­ленную центровку самолета в течение всего полета и обеспечить нужную разгрузку крыла.

Трубопроводы топливной системы, обеспечивающие подачу топлива к двигателям, сообщение баков с атмосферой, заправку топлива под давлением, выполняют чаще всего

из алюминиевого сплава и шлангов с соединительной арматурой. Наиболее распространён

ное соединения трубопроводов следующие : дюритовое ( гибкое на стяжных хомутах) и

ниппельное ( жесткое).

В последнее время широкое применение нашли гибкие металлические рукава, которые хорошо сопротивляются вибрационным перегрузкам, удобны при монтаже, относительны

легки.

Выработка топлива из баков осуществляется самолётными подкачивающими насосами,

давление на входе из которых должно быть больше минимально допустимого, на которое

настроен датчик сигнализатора давления. За насосом установлен обратный клапан, препятствующий обратному движению топлива, которое возможно в сложном трубопроводе. Перекрывной кран предназначен для быстрого прекращения поступления топлива и отключения топливной системы от двигателей. Пожарный кран применяется для экстренного прекращения подачи топлива ( например, при пожаре двигателя)

МАСЛЯНЫЕ СИСТЕМЫ АВИАДВИГАТЕЛЕЙ

Надежность работы силовой установки зависит от условий смазки трущихся деталей двигателя и достаточного отвода тепла от его агрегатов и деталей. Смазка трущихся

деталей и поверхностей, необходима для отвода тепла, удаления продуктов износа,

предохранения их от коррозии.

Даже кратковременное прекращение подачи масла приводит к быстрому перегреву

двигателя, разрушению подшипников, заклиниванию ротора ТРД, обрыву шатунов,

если двигатель поршневой.

Масло в силовых установках используется, кроме того, и качестве рабочей жидкости

в различных автоматических устройств авиадвигателе: командно-топливных агрегатов,

регуляторов оборотов, механизмов управления воздушными винтами.

Системы смазки современных авиадвигателей состоят из внешних и внутренних участков

Внешний относится к оборудованию силовой установки, а внутренний относится к двигателю.

В масляную систему входит бак для размещения необходимого запаса масла, радиатор охлаждающий масло, а также насосы, подающие масло во внутреннюю систему смазки и

насос откачивающий масло из двигателя в радиатор в бак, сливной кран, термометры,

манометры и трубопроводы.

Распространение получили две схемы масляной системы: одноконтурная и двухконтурная.

В первой масло циркулирует по схеме : бак – двигатель – радиатор – бак .

Во второй масло движется по пути двигатель – радиатор – двигатель, а из бака идет только подпитывающая, необходимая для пополнения расхода, часть масла.

Одноконтурные масляная система находит преимущественное распространение на самолётах с поршневыми и турбореактивными двигателями, а двухконтурная на самолётах

с турбовинтовыми и двухконтурными турбореактивными двигателями. ( ДТРД )

Масляные системы многодвигательных самолётов могут быть раздельными, т. е. индивидуальными для каждого двигателя, и очень редко

ЛЕКЦИЯ № 15

СИСТЕМЫ ВСПОМОГАТЕЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ

Гидравлическая система

Мышечной силы и мощности экипажа недостаточно, чтобы про­изводить выпуск и уборку шасси, поворот передней стойки шасси, управлять механизацией крыла и т. п. Для этих целей на самолете используют системы с привлечением внешних источников энергии. Эти системы представляют собой сочетание источников энергии, исполнительных механизмов, элементов управления, при помощи которых задается характер движения исполнительных механизмов и проводки управления. В настоящее время на JIA наибольшее распространение получили системы, использующие: электрическую энергию (электродвигательный привод, электромагнитный привод); энергию жидкости, подаваемой под давлением (гидравлический привод); энергию сжатого воздуха (пневматический привод). Кро­ме того, могут быть использованы энергия взрыва (пиротехниче­ский привод), энергия встречного потока воздуха, энергия натяже­ния пружин и пр.

Выбор источника энергии и структуры системы определяется конкретными требованиями к ней. В ряде случаев оправдано при­менение смешанных систем, в которых используются одновременно различные виды энергии (например, электрогидравлический при­вод). Гидравлический привод применяют в тех устройствах, где требуется развить большую силу или мощность, а электрический — в командных устройствах. Электрическое управление агрегатами гидравлических систем уменьшает их массу, упрощает монтаж, уменьшает количество трубопроводов, проходящих через гермети­ческую кабину.

Любая энергетическая система при достаточном запасе мощно­сти должна сохранять работоспособность независимо от условий полета (высоты, температуры, давления, перегрузки и т. п.), обла­дать достаточным быстродействием при передаче силового импуль­са, иметь малую массу, быть компактной по объему, простой в производстве и эксплуатации, иметь достаточно высокий к. п. д.

Гидравлические системы — набор механизмов и устройств, сое­диненных трубопроводами, предназначенный для передачи энергии на расстояние с помощью жидкости. Принцип действия гидравли­ческих передач основан на текучести и практической несжимаемос­ти жидкости, которая, будучи заключенной в жесткий трубопровод, способна передавать усилия как жесткий стержень. Скорость пере­дачи усилия практически равна скорости распространения звука в данной жидкости (1000—1200 м/с). Используемые в гидравличе­ских передачах жидкости должны удовлетворять следующим ос­новным требованиям:

• малое изменение вязкости в диапазоне температур —60° — + 120° С для дозвуковых самолетов, и 500° С для сверхзвуковых самолетов;

• хорошие смазывающие способности по отношению к материа­лам трущихся пар и уплотнений;

• нейтральность к применяемым материалам, покрытиям, уплот­нениям;

• высокая устойчивость к механической и химической деструкции и окислению в условиях применяемых температур;

• малая растворимость воздуха и воды;

• отсутствие нестабильных составных частей, выделяющихся в ви­де отложений на деталях;

• высокий коэффициент теплопроводности, теплоемкости и малый коэффициент термического расширения;

• малая стоимость.

В гидравлических системах JTA применяют жидкости АМГ-10 (на нефтяной основе),

7-50с-3 и НГЖ-4 (на синтетической основе).

Замечательным свойством гидравлических передач является возможность в большом диапазоне плавно и бесступенчато регули­ровать силу, скорость и мощность.

Усилие, создаваемое гидроприводом, определяется как произве­дение давления жидкости р на площадь поршня S: F= pS. Изме­няя давление и площадь, можно получать сколь угодно большие и малые усилия.

Скорость гидропривода зависит от подачи жидкости насосом в исполнительные механизмы: чем подача больше, тем больше ско­рость. Мощность гидропривода зависит от давления р и подачи Q: N = pQ.

Источником давления и расхода в гидравлической системе яв­ляются насосы, привод которых осуществляется авиадвигателем или электродвигателем. Рабочее давление в гидравлических систе­мах самолетов равно 15—21 МПа( 210 кг/см² ) и имеет тенденцию к увеличению. Сравнивая с механическими передачами гидропередачи, следует заметить, что вместо сложных кинематических цепей, образованных валами, тягами, качалками, ремнями, цепями и т. п., они используют трубопроводы, практически не оказывающие воздействия на опоры. Трубопроводы занимают мало места, а их расположение относи­тельно приводимых в действие механизмов (гидромоторов и сило­вых цилиндров) может быть произвольным.

Основными элементами гидросистемы является бак, силовой цилиндр, распределитель жидкости, предохранительный клапан, насос и трубопроводы. Гидрожидкость забирается из бака насосом и через распределитель подаётся в в ту или иную полости силового цилиндра. Воздействуя на поршень в силовом цилиндре, жидкость перемещает его влево, совершая работу, например уборку шасси самолета. Из противоположной полости цилиндра гидрожидкость через распределительный кран вытесняется, попадая в гидробак.

 Гидравлическая система предназначена для обеспечения управления самолётом на всех этапах полёта, уборки-выпуска шасси, торможения самолёта. Для повышения надёжности полёта самолёта гидравлическая система выполнена в виде 3-х независимых систем со своим наддувом и дренажом гидравлических баков( например для самолета ТУ-154).

Каждая гидравлическая система имеет свои источники давления:

ГС №1 - Два гидравлических насоса НП-89, которые установлены на 1 и 2 двигателях.

ГС №2 - Один гидравлический насос НП-89 на 2 двигателе и одну НС-46 в отсеке гидравлической системы.

ГС №-3 - Один гидравлический НП-89 на 3 двигателе и одну НС-46 в отсеке гидравлических систем.

Каждая из гидравлических систем имеет свой гидравлический аккумулятор. Управление и контроль за гидравлическими системами осуществляется с пульта бортинженера. Каждая из 3-х гидравлических систем обслуживает свои потребители. Все три гидравлические системы выполнены однотипно и условно подразделяются на три части:

-Система наддува гидравлических баков.

-Гидравлическую систему до потребителей.

-Потребители гидравлической энергии.

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ

Образование во время полета на поверхности различных час тей самолета ледяных наростов представляет большую опасность, Обледенение уменьшает подъемную силу самолета и увеличивас его лобовое сопротивление, мешает работе органов управлени? ухудшает пилотам видимость, увеличивает вибрацию и нагрузи отдельных элементов планера. Вызывая увеличение потребной дл> полета мощности, обледенение приводит, одновременно, к снижению располагаемой мощности вследствие уменьшения живого сече­ния воздухозаборников двигателей и значительных потерь скорост­ного напора воздуха, поступающего в двигатель.

Обледенение воздушного винта вызывает резкое уменьшение к. п. д. Кроме того, нарушается весовая и аэродинамическая ба­лансировка винта, приводящая к тряске двигателей. Тряска вызы вает дополнительные динамические напряжения в конструкции самолета, а также неприятные физиологические воздействия на экипаж и пассажиров. Отрывающиеся от лопастей куски льда мо­гут повредить обшивку фюзеляжа и крыла. Поэтому эффективная защита самолета от обледенения — одна из важных задач, и в на­стоящее время противообледенительные устройства на самолете обязательны.

Существуют два основных метода борьбы с обледенением — пассивный и активный. Пассивный предусматривает вывод само­лета из зоны обледенения. Вполне очевидно, что пассивный метод не удовлетворяет требованиям безопасности и регулярности поле­тов. Активные методы борьбы с обледенением по характеру воз­действия можно разделить на механические, химические и терми­ческие.

Механические методы защиты основаны главным образом на применении надувающихся резиновых протекторов, которые мон­тируются на передней кромке крыла и оперения. Внутри протекто­ры имеют продольные камеры, куда попеременно поступает сжа­тый воздух. Противообледенительное устройство включается и действие после образования льда на передней кромке. Вначале надувается центральный протектор и ломается лед, затем надува­ются два остальных, и надломленный лед отрывается и сносится воздушным потоком.

Химический метод основан на применении различных веществ в виде жидкости или пасты, способных в разных пропорциях с во­дой образовывать смесь, которая замерзает лишь при температуре значительно ниже 0°С. Защищаемая часть самолета покрывается каким-либо пористым материалом, например специально обрабо­танной кожей, металлокерамическим листом или прутком. Через поры этих элементов подается жидкость, которая растворяет лед. В некоторых случаях защищаемая поверхность обливается антиобледенительной жидкостью. В результате сцепление между льдом иповерхностью профиля уменьшается, и отложившийся лед сдува­ется воздушным потоком. Этот метод применяется как для устране­ния, так и предупреждения обледенения. Жидкостью, применяемой в таких противообледенительных устройствах, может быть спирт, спиртоглицериновые смеси и др. Химические методы широко исполь­зуют в борьбе с обледенением стекол фонаря кабины пилотов и воздушных винтов.

Термические системы могут применяться как для предупрежде­ния, так и устранения обледенения. Работа термических противооб­леденительных устройств основана на нагреве защищаемой поверх­ности самолета до температуры, исключающей возможность ее об­леденения.

В зависимости от способа защиты поверхностей самолета раз­личают электротермические и воздушно-тепловые противообледенительные системы. В первых в качестве источника тепла используют электричество, во вторых — теплый воздух, воздух, смешанный с от­работавшими газами, или одни отработавшие газы. Электротерми­ческий способ защиты от обледенения позволяет подавать тепло к защищаемой поверхности с перерывами.

При этом методе допуска­ется образование небольшого количества льда на поверхности, пос­ле чего к ней подается тепло, лед подтаивает и сдувается воздуш­ным потоком. После удаления льда обогрев прекращается, темпе­ратура поверхности понижается, и лед образуется вновь. Этот процесс повторяется через определенный промежуток времени. При цикличном обогреве расход энергии на обогрев в несколько раз меньше, чем при непрерывном.

Защищаемые от обледенения поверхности обычно разбивают на отдельные секции, которые расположены симметрично на левой и правой частях крыла и оперения. Последовательное и симметричное подключение нагревательных элементов секций дает значительную экономию потребляемой противообледенительными устройствами электрической энергии, так как вместо одновременного обогрева всех секций обогревается в каждый данный момент времени лишь часть. На крыле и оперении, кроме периодически включаемых сек­ций, могут быть непрерывно обогреваемые в условиях обледенения участки, такие как места стыка секций и передние кромки, с кото­рых лед не может быть сброшен аэродинамическими силами.

Противообледенительный носок крыла и оперения представляет собой многослойную конструкцию, состоящую из внешней и внутрен­ней обшивки, между которыми размещены два стеклотканевых слоя электроизоляции и нагревательный элемент. Каждый нагре­вательный элемент состоит из двух латунных контактных шин (плюсовой и минусовой), к которым подпаяна сетка из константа-