2. Назначение, классификация и принцип действия авиационных двигателей

Авиационные двигатели подразделяются на поршневые и реактивные. В настоящее время на ЛА используются главным образом реактивные двигатели.

Реактивными двигателями называют двигатели, в которых энергия первичного источника преобразуется в кинетическую энергию, вытекающей из него газовой струи, обеспечивающей создание силы тяги, необходимой для движения ЛА.

Реактивные двигатели подразделяются на две основные группы (рис. 9): ракетные (РД) и воздушно-реактивные (ВРД). В свою очередь РД подразделяются на жидкостные РД (ЖРД) и твёрдотопливные (РДТТ), а воздушно-реактивные двигатели - на прямоточные (ПВРД) и газотурбинные (ГТД).

В отличие от ВРД, характеристики РД почти не зависят от атмосферных условий. Необходимые для их работы горючее и окислитель размещаются на борту ЛА. В РДТТ рабочим телом является твердое топливо, имеющее в своем составе горючее и окислитель. В ЖРД компоненты топлива – горючее и окислитель – хранятся в отдельных баках и подаются в камеру сгорания под давлением. В камере сгорания ЖРД горючее, соприкасаясь с окислителем, самовоспламеняется. Газы, образующиеся в результате сгорания, с большой скоростью вытекают через реактивное сопло и создают тягу двигателя.

В авиации РДТТ используются в качестве стартовых ускорителей и в качестве двигателей управляемых и неуправляемых авиационных ракет. ЖРД применяются в качестве полетных ускорителей самолетов и двигателей ракет.

Рис. 9. Классификация реактивных двигателей

Воздушно-реактивные двигатели подразделяются на прямоточные ВРД (ПВРД) и газотурбинные двигатели (ГТД).

Наиболее эффективной областью применения ПВРД являются скорости полёта М>3,0 и высоты до 30-35 км. Такие двигатели принято называть сверхзвуковыми ПВРД. В качестве перспективной силовой установки для полетов на скоростях до М=6-7 рассматриваются гиперзвуковые прямоточные ВРД (ГПВРД).

В современных условиях в качестве основных двигателей для самолетов и вертолетов используются газотурбинные двигатели.

Для повышения эффективности ГТД используются различные принципы создания силы тяги, в зависимости от которых газотурбинные реактивные двигатели подразделяются на:

- турбореактивные (ТРД);

- двухконтурные турбореактивные (ТРДД);

- турбовинтовые двигатели (ТВД);

- турбовальные ГТД.

Прин­цип дей­ст­вия тур­бо­ре­ак­тив­ных дви­га­те­лей. Тур­бо­ре­ак­тив­ные дви­га­те­ли яв­ля­ют­ся ос­нов­ны­ми ти­па­ми дви­га­те­лей, ис­поль­зуе­мых на со­вре­мен­ных са­мо­ле­тах. Они пред­на­зна­че­ны для соз­да­ния не­об­хо­ди­мой тя­ги, обес­пе­чи­ваю­щей дос­ти­же­ние за­дан­ной ско­ро­сти дви­же­ния са­мо­ле­та, на­бо­ре вы­со­ты, в го­ри­зон­таль­ном по­ле­те, сни­же­нии на по­сад­ку и дви­же­нии на зем­ле.

Тя­га в ТРД соз­да­ет­ся за счет по­да­чи в ка­ме­ру сго­ра­ния боль­шо­го ко­ли­че­ст­ва воз­ду­ха, сме­ши­ва­ния его там с то­п­ли­вом, сго­ра­ния об­ра­зую­щей­ся сме­си воз­ду­ха с то­п­ли­вом и по­сле­дую­ще­го ус­ко­ре­ния и от­бра­сы­ва­ния га­зо­во­го по­то­ка че­рез ре­ак­тив­ное со­пло. На со­вре­мен­ных ТРД ос­нов­ной ча­стью от­бра­сы­вае­мых га­зов яв­ля­ет­ся воз­дух (на 95-96%), по­сту­паю­щий в дви­га­тель из ок­ру­жаю­щей сре­ды. По­да­ча не­об­хо­ди­мо­го ко­ли­че­ст­ва воз­ду­ха в ка­ме­ру сго­ра­ния осу­ще­ст­в­ля­ет­ся ком­прес­со­ром. В по­ле­те часть воз­ду­ха по­сту­па­ет в дви­га­тель так­же за счет дви­же­ния са­мо­ле­та.

Та­ким об­ра­зом, прин­цип соз­да­ния тя­ги в ТРД (рис. 10) ос­но­вы­ва­ет­ся на ус­ко­ре­нии воз­душ­но-га­зо­во­го по­то­ка, про­хо­дя­ще­го че­рез ком­прес­сор, ка­ме­ру сго­ра­ния, тур­би­ну, фор­саж­ную ка­ме­ру и ре­ак­тив­ное со­пло, яв­ляю­щих­ся ос­нов­ны­ми час­тя­ми дви­га­те­ля.

Рис. 10. Схема, поясняющая принцип работы ТРД

Вна­ча­ле воз­душ­ный по­ток по­сту­па­ет в воз­ду­хо­за­бор­ник (участок А-Б на рис. 10), кон­ст­рук­тив­но от­но­ся­щий­ся к пла­не­ру са­мо­ле­та.

Прой­дя воз­ду­хо­за­бор­ник, воз­дух по­сту­па­ет в ком­прес­сор, ко­то­рый обес­пе­чи­ва­ет раз­гон его до не­об­хо­ди­мой ско­ро­сти и по­да­чу в ка­ме­ру сго­ра­ния. По­сле­дую­щее ус­ко­ре­ние про­хо­дя­ще­го по­то­ка осу­ще­ст­в­ля­ет­ся бла­го­да­ря по­дог­ре­ву воз­ду­ха в ос­нов­ной ­ка­ме­ре сго­ра­ния. Дви­гаю­щий­ся с боль­шой ско­ро­стью по­ток го­ря­чих га­зов, прой­дя ка­ме­ру сго­ра­ния, по­па­да­ет на тур­би­ну, вра­щаю­щую ком­прес­сор и да­лее по­сту­па­ет в фор­саж­ную ка­ме­ру, в ко­то­рой с це­лью дос­ти­же­ния мак­си­маль­но воз­мож­ной тя­ги осу­ще­ст­в­ля­ет­ся до­пол­ни­тель­ный по­дог­рев и уве­ли­че­ние ско­ро­сти га­зо­во­го по­то­ка.

Про­цес­сы, про­ис­хо­дя­щие в ос­нов­ных час­тях дви­га­те­ля, ха­рак­те­ри­зу­ют­ся из­ме­не­ния­ми ско­ро­сти V, тем­пе­ра­ту­ры T и дав­ле­ния P га­зо­во­го по­то­ка, ока­зы­ваю­щих не­по­сред­ст­вен­ное влия­ние на тя­гу ТРД. На рис. 10 наи­бо­лее ха­рак­тер­ные уча­ст­ки дви­же­ния га­зо­во­го по­то­ка в дви­га­те­ле обо­зна­че­ны бу­к­ва­ми: А - Б - в воз­ду­хо­за­бор­ни­ке, Б - В - в ком­прес­со­ре, В - Г - в ка­ме­ре сго­ра­ния, Г - Д - пе­ред и за тур­би­ной, Д - Е - в фор­саж­ной ка­ме­ре, Е - Ж - в ре­ак­тив­ном со­пле, Ж - на вы­хо­де из дви­га­те­ля. При ра­бо­те дви­га­те­ля на зем­ле и на взле­те ско­рость воз­душ­но­го по­то­ка, по­сту­паю­ще­го в воз­ду­хо­за­бор­ник, не­ве­ли­ка. За счет под­са­сы­ваю­ще­го дей­ст­вия ком­прес­со­ра ско­рость по­то­ка воз­рас­та­ет до 200 м/с и бо­лее, а дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра па­да­ют. Эти эле­мен­ты по­ка­за­ны на рис. 10 двой­ны­ми пунк­тир­ны­ми ли­ния­ми.

В по­ле­те с уве­ли­че­ни­ем ско­ро­сти дви­же­ния са­мо­ле­та ха­рак­те­ри­сти­ки по­то­ка ме­ня­ют­ся: на уча­ст­ке А - Б ско­рость по­сту­пив­ше­го в воз­ду­хо­за­бор­ник воз­ду­ха умень­ша­ет­ся, а его дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра воз­рас­та­ет.

В ком­прес­со­ре на уча­ст­ке Б - В воз­ду­хом совершается ме­ха­ни­че­ская ра­бо­та. Вслед­ст­вие это­го ско­рость дви­же­ния по­то­ка вдоль ком­прес­со­ра не­зна­чи­тель­но сни­жа­ет­ся, а дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра воз­рас­та­ет. В ка­ме­ре сго­ра­ния, на уча­ст­ке В - Г, тем­пе­ра­ту­ра га­зо­во­го по­то­ка за счет под­во­да те­п­ла воз­рас­та­ет, дос­ти­гая пе­ред тур­би­ной 850-90­0^С и бо­лее. Ско­рость дви­же­ния га­за в ка­ме­ре сго­ра­ния уве­ли­чи­ва­ет­ся на вы­хо­де. При этом дав­ле­ние па­да­ет.

В тур­би­не, на уча­ст­ке Г - Д про­ис­хо­дит рас­ши­ре­ние га­за, со­про­во­ж­даю­щее­ся па­де­ни­ем тем­пе­ра­ту­ры и дав­ле­ния. Ско­рость по­то­ка пе­ред тур­би­ной воз­рас­та­ет. В даль­ней­шем на ра­бо­чем ко­ле­се тур­би­ны ско­рость по­то­ка сни­жа­ет­ся, ос­та­ва­ясь при­мер­но вдвое боль­шей ско­ро­сти по­то­ка на вхо­де в ка­ме­ру сго­ра­ния. В фор­саж­ной ка­ме­ре, на уча­ст­ке Д - Е, вна­ча­ле про­ис­хо­дит при­тор­ма­жи­ва­ние по­то­ка с це­лью обес­пе­че­ния ус­той­чи­во­сти го­ре­ния, а за­тем в про­цес­се на­гре­ва га­за ско­рость его дви­же­ния вдоль ка­ме­ры воз­рас­та­ет, дав­ле­ние па­да­ет, а тем­пе­ра­ту­ра уве­ли­чи­ва­ет­ся до 1700-180­0^С.

В ре­ак­тив­ном со­пле, на уча­ст­ке Е - Ж, про­ис­хо­дит даль­ней­шее рас­ши­ре­ние га­за. При этом ско­рость по­то­ка воз­рас­та­ет, а дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра па­да­ют. На вы­хо­де из дви­га­те­ля (на сре­зе ре­ак­тив­но­го со­пла - се­че­ний Ж) ско­рость воз­рас­та­ет, а дав­ле­ние и тем­пе­ра­ту­ра га­зов сни­жа­ют­ся.

Рас­смот­рен­ная схе­ма ра­бо­ты ТРД ха­рак­те­ри­зу­ет­ся на­ли­чи­ем у дви­га­те­ля од­но­го ком­прес­со­ра и од­ной тур­би­ны, обес­пе­чи­ваю­щей его ра­бо­ту. Од­ним из не­дос­тат­ков дви­га­те­лей та­кой схе­мы яв­ля­ет­ся их срав­ни­тель­но низ­кая эко­но­мич­ность.

По­след­нее при­ве­ло к не­об­хо­ди­мо­сти ис­поль­зо­ва­ния на со­вре­мен­ных са­мо­ле­тах двух­кон­тур­ных тур­бо­ре­ак­тив­ных (тур­бо­вен­ти­ля­тор­ных) дви­га­те­лей. Их ос­нов­ной осо­бен­но­стью яв­ля­ет­ся раз­де­ле­ние об­ще­го по­то­ка воз­ду­ха, про­хо­дя­ще­го че­рез дви­га­тель, на две час­ти. Од­на часть по­то­ка, сле­дуя че­рез об­щий для обо­их кон­ту­ров ком­прес­сор, по­па­да­ет да­лее в ком­прес­сор пер­во­го (внут­рен­не­го) кон­ту­ра, ка­ме­ру сго­ра­ния, тур­би­ну и вы­хлоп­ное со­пло. Вто­рая часть, по­сле сжа­тия в ком­прес­со­ре, ми­нуя ка­ме­ры сго­ра­ния и тур­би­ну, по­сту­па­ет в вы­ход­ное со­пло или фор­саж­ную ка­ме­ру.

Важ­ной ха­рак­те­ри­сти­кой ТРД, от­ра­жаю­щей об­ласть его при­ме­не­ния, яв­ля­ет­ся сте­пень двух­кон­тур­но­сти дви­га­те­ля (m), оп­ре­де­ляе­мая от­но­ше­ни­ем ве­со­вых рас­хо­дов воз­ду­ха, про­хо­дя­ще­го че­рез вто­рой (G₂) и пер­вый (G₁) кон­ту­ры:

Для сверх­зву­ко­вых са­мо­ле­тов ис­тре­би­тель­ной, ис­тре­би­тель­но-бом­бар­ди­ро­воч­ной и даль­ней авиа­ции зна­че­ние по­ка­за­те­ля на­хо­дит­ся в пре­де­лах 1-2, для доз­ву­ко­вых са­мо­ле­тов даль­ней и во­ен­но-транс­порт­ной авиа­ции дос­ти­га­ет 8.

Ап­па­ра­ту­ра, обес­пе­чи­ваю­щая осу­ще­ст­в­ле­ние кон­тро­ля за ра­бо­той дви­га­те­лей, раз­ме­ще­на на при­бор­ных дос­ках кабины лет­чи­ков. Там же, кроме того, ус­та­нов­ле­ны и ры­ча­ги управ­ле­ния обо­и­ми дви­га­те­ля­ми.

Доцент кафедры

Д. Корабейников