19. Силовые установки Самолётов
Силовая установка предназначена для создания силы тяги, необходимой для преодоления лобового сопротивления и обеспечения поступательного движения самолета.
Сила тяги создается установкой, состоящей из двигателя, движителя (винта, например) и систем, обеспечивающих работу двигательной установки (топливная система, система смазки, охлаждения и т.д.).
В настоящее время в транспортной и военной авиации широкое распространение получили турбореактивные и турбовинтовые двигатели. В спортивной, сельскохозяйственной и различного назначения вспомогательной авиации пока еще применяются силовые установки с поршневыми авиационными двигателями внутреннего сгорания.
На самолетах Як-52 и Як-55 силовая установка состоит из поршневого двигателя М-14П и воздушного винта изменяемого шага В530ТА-Д35. Двигатель М-14П преобразует тепловую энергию сгорающего топлива в энергию вращения воздушного винта.
Воздушный винт - лопастный агрегат, вращаемый валом двигателя, создающий тягу в воздухе, необходимую для движения самолета.
Работа воздушного винта основана на тех же принципах, что и крыло самолета.
Реактивный двигатель — двигатель создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.
Рабочее тело с большой скоростью истекает из двигателя, и, в соответствии с законом сохранения импульса, образуется реактивная сила, толкающая двигатель в противоположном направлении. Для разгона рабочего тела может использоваться как расширение газа, нагретого тем или иным способом до высокой температуры (т.н. тепловые реактивные двигатели), так и другие физические принципы, например, ускорение заряженных частиц в электростатическом поле (См. ионный двигатель).
Реактивный двигатель сочетает в себе собственно двигатель с движителем, то есть он создаёт тяговое усилие только за счёт взаимодействия с рабочим телом, без опоры или контакта с другими телами. По этой причине чаще всего он используется для приведения в движение самолётов, ракет и космических аппаратов.
Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя. Другие типы двигателей, пригодные для применения в космосе (например, солнечный парус, космический лифт) пока еще не вышли из стадии теоретической и/или экспериментальной отработки.
Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигатели.
Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют несколько другую характеристику — удельная тяга) — отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность м/c, то есть размерность скорости. Для идеального ракетного двигателя удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.
Наиболее распространены химические ракетные двигатели, в которых, в результате экзотермической химической реакции горючего и окислителя (вместе именуемые топливом), продукты сгорания нагреваются в камере сгорания до высоких температур, расширяясь, разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают из двигателя. Топливо химического ракетного двигателя является источником как тепловой энергии, так и газообразного рабочего тела, при расширении которого его внутренняя энергия преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи.
В турбореактивном двигателе (ТРД, англ. turbojet engine) сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы. Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму.
Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется, приводя её в движение и отдавая ей часть своей энергии, а после неё расширяется в сопле и истекает из него, создавая реактивную тягу. Благодаря компрессору ТРД может стартовать с места и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является необходимым условием, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора.
Диапазон скоростей, в котором ТРД эффективен, смещён в сторону меньших значений, по сравнению с ПВРД. Агрегат турбина-компрессор, позволяющий создавать большой расход и высокую степень сжатия рабочего тела в области низких и средних скоростей полёта, является препятствием на пути повышения эффективности двигателя в зоне высоких скоростей.
Максимальная скорость истечения реактивной струи у ТРД меньше, чем у ПВРД, что ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями 2,5—3 Маха.
Двухконтурный турбореактивный двигатель
Схема ТРДД. 1 — Вентилятор. 2 — Компрессор низкого давления. 3 — Компрессор высокого давления. 4 — Камера сгорания. 5 — Турбина высокого давления. 6 — Турбина низкого давления. 7 — Сопло. 8 — Вал ротора высокого давления. 9 — Вал ротора низкого давления.
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД, англ. Turbofan) — ТРД с конструкцией позволяющей перемещать дополнительную массу воздуха, проходящую через внешний контур двигателя. Такая конструкция обеспечивает более высокие полетные КПД, по сравнению с обычными ТРД. Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М.[источник не указан 54 дня] На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года).[источник не указан 54 дня]
Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на два потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше.
Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности, то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур. m = G2 / G1 Где G1 и G2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.
Если вернуться к формулам (1) и (4) то принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом. В ТРДД, согласно формуле (4) заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета.[источник не указан 54 дня] Уменьшение тяги, которое, согласно формуле (1), вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности — тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.
Все ТРДД можно разбить на 2 группы: со смешением потоков за турбиной и без смешения.
В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя.
ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолётов.
ПС-90А — российский двухконтурный турбореактивный авиационный двигатель с максимальной тягой 16 000 кгс. Разработан конструкторским бюро ОАО «Авиадвигатель». Устанавливается на пассажирские самолёты семейства Ил-96 (Ил-96-300, Ил-96-400), Ту-204 (Ту-204-100, Ту-204-300, Ту-214), и семейство самолётов Ил-76 (Ил-76МД-90, Ил-76ТД-90, А-50ЭИ, Ил-76МФ). Последняя разработка авиаконструктора П. А. Соловьёва, в честь которого и назван: ПС - Павел Соловьев. Производство осуществляет ОАО «Пермский Моторный Завод».
ПС-90А разрабатывался специально для нового поколения российских самолётов, чтобы удовлетворить все требования авиакомпаний по экономичности, мощности и экологическим характеристикам. ПС-90 демонстрирует существенное превосходство над двигателями, разработанными в 60-х — 70-х и составляет конкуренцию аналогичным западным двигателям:[1][2].
ПС-90 сертифицирован в 1992 и с тех пор находится в эксплуатации. Двигатель эксплуатируется по техническому состоянию в пределах назначенных ресурсов (циклов) основных деталей. Максимальная наработка без снятия с крыла составляет 12198 ч (з.н. 3949043102040), что в два раза превышает межремонтный интервал двигателей предыдущего поколения, а литерный двигатель наработал 35503 ч (з.н. 3949042001017)[3].
ПС-90А имеет сертификат о соответствии нормам ИКАО 2008 года по эмиссии[4] и обеспечивает всем самолетам на которые устанавливается соответствие нормам ИКАО на шум самолетов, в том числе и последним - по главе 4[4].
ПС-90А
Двигатель ПС-90А — базовая версия, устанавливаемая на Ил-96-300, Ил-96-400, и Ту-204, Ту-214. Максимальная тяга — 16 000 кгс. Этот двигатель впервые позволил российским самолётам конкурировать с западными по топливной эффективности
ПС-90А-76
Модификация базовой версии ПС-90А. Разработан специально для замены устаревших Д-30КП на самолётах Ил-76. Этот чрезвычайно удачный транспортный самолёт столкнулся в 90-х с жёсткими международными требованиями по экологичности и шуму. ПС-90А-76 позволил устранить эти недостатки. Возможна конвертация в эту модификацию из ранее выпущенных двигателей базовой модификации ПС-90А, что позволяет заметно снизить стоимость. Максимальная тяга — 14 500 кгс.
ПС-90А-1
Модификация базовой версии ПС-90А. Увеличена тяга двигателя на максимальном режиме до 17 400 кгс. Кроме этого, двигатель оснащен малоэмиссионной камерой сгорания и новыми звукопоглощающими конструкциями 2-го поколения. Предназначен для эксплуатации на транспортном самолёте Ил-96-400Т и на пассажирском Ил-96-400М. В последние дни 2007 года ОАО «Авиадвигатель» получило официальный документ, подтверждающий сертификацию авиационного двигателя ПС-90А-1 — дополнение № 29 к сертификату типа двигателя ПС-90А.
ПС-90А-2
Модификация ПС-90А.
Унифицированный двигатель ПС-90А-2 предназначен для самолетов типа Ил-96, Ту-204/Ту-214.
По сравнению с базовым ПС-90А двигатель ПС-90А-2 обладает рядом преимуществ, в числе которых:
повышение надежности в 1,5…2 раза;
снижение стоимости жизненного цикла на 37 %;
уменьшение трудоемкости обслуживания в эксплуатации в 2 раза;
возможность форсирования по тяге до 18000 кгс;
полная взаимозаменяемость с двигателем ПС-90А;
сохранение весовых характеристик;
стабильность параметров в процессе эксплуатации;
соответствие нормам ИКАО 2006 года по шуму (самолетов Ту-204, Ил-96-300) и нормам ИКАО 2008 года по эмиссии;
разрешение на полеты ETOPS 180 2х-двигательных самолетов;
локализация разрушений при обрыве рабочей лопатки вентилятора под корень;
повышение пожаробезопасности в связи с заменой части топливных агрегатов на пневматические;
возможность замены рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора в эксплуатации;
сертификация по АП-33 (соответствуют Нормам летной годности США FAR 33).