+7 (495) 720-06-54
Пн-пт: с 9:00 до 21:00, сб-вс: 10:00-18:00
Мы принимаем он-лайн заказы 24 часа*
 

Принцип работы авиационной турбины: Страница не найдена

0

ВО ВСЕ ЛОПАТКИ | Наука и жизнь

Реактивная авиация, которая начала создаваться с 1940-х годов, потребовала разработки нового типа двигателя. Получившие наиболее широкое применение газотурбинные реактивные двигатели произвели революцию в авиационной технике.

Наука и жизнь // Иллюстрации

Наука и жизнь // Иллюстрации

Наука и жизнь // Иллюстрации

Лопатки газовой турбины реактивного двигателя работают в очень тяжелых условиях: их обтекает поток раскаленных газов из камер сгорания.

Охлаждающий воздух, поданный со стороны оси турбины в каналы лопатки, выходит из ее торца.

Стержни-закладки, которые помещают в форму для отливки лопатки газовой турбины. После охлаждения заготовки стержни растворяют и в готовой лопатке остаются каналы для пропускания охлаждающего воздуха.

Воздух, выходящий из отверстий в боковой части лопаток, создает тонкую воздушную пленку, которая изолирует лопатку от горячих газов (слева).

Каналы, ведущие к отверстиям, имеют довольно сложную геометрию (справа).

Металл отлитой лопатки застывает в виде кристаллов разного размера, сцепленных недостаточно надежно (слева). После введения в металл модификатора кристаллы стали мелкими и однородными, прочность изделия повысилась (справа).

Так производят направленную кристаллизацию материала лопатки.

Усовершенствовав технологию направленной кристаллизации, удалось вырастить лопатку в виде единого монокристалла.

В монокристаллических лопатках создается охлаждающая полость сложной формы. Новейшие разработки ее конфигурации позволили в полтора раза повысить эффективность охлаждения лопаток.

ДВИГАТЕЛИ И МАТЕРИАЛЫ

Мощность любого теплового двигателя определяет температура рабочего тела — в случае реактивного двигателя это температура газа, вытекающего из камер сгорания. Чем выше температура газа, тем мощнее двигатель, тем больше его тяга, тем выше экономичность и лучше весовые характеристики. В газотурбин ном двигателе имеется воздушный компрессор. Его приводит во вращение газовая турбина, сидящая с ним на одном валу. Компрессор сжимает атмосферный воздух до 6-7 атмосфер и направляет его в камеры сгорания, куда впрыскивается топливо — керосин. Поток вытекающего из камер раскаленного газа — продуктов сгорания керосина — вращает турбину и, вылетая через сопло, создает реактивную тягу, движет самолет. Высокие температуры, возникающие в камерах сгорания, потребовали создания новых технологий и применения новых материалов для конструирования одного из наиболее ответственных элементов двигателя — статорных и роторных лопаток газовой турбины. Они должны в течение многих часов, не теряя механической прочности, выдерживать огромную температуру, при которой многие стали и сплавы уже плавятся. В первую очередь это относится к лопаткам турбины — они воспринимают поток раскаленных газов, нагретых до температур выше 1600 К. Теоретически температура газа перед турбиной может достигать 2200 К (1927

оC). В момент зарождения реактивной авиации — сразу после войны — материалов, из которых можно было изготовить лопатки, способные длительно выдерживать высокие механические нагрузки, в нашей стране не существовало.

Вскоре после окончания Великой Отечественной войны работу по созданию сплавов для изготовле ния турбинных лопаток начала специальная лаборатория в ВИАМе. Ее возглавил Сергей Тимофеевич Кишкин.

В АНГЛИЮ ЗА МЕТАЛЛОМ

Первую отечественную конструкцию турбореактивного двигателя еще до войны создал в Ленинграде конструктор авиационных двигателей Архип Михайлович Люлька. В конце 1930-х годов он был репрессиро ван, но, вероятно, предвидя арест, чертежи двигателя успел закопать во дворе института. Во время войны руководство страны узнало, что немцы уже создали реактивную авиацию (первым самолетом с турбореак тивным двигателем был немецкий «хейнкель» He-178, сконструированный в 1939 году в качестве летающей лаборатории; первым серийным боевым самолетом стал двухмоторный «мессершмит» Me-262 (поступивший на вооружение германских войск в 1942 году.

Прим. ред.). Тогда Сталин вызвал Л. П. Берия, который курировал новые военные разработки, и потребовал найти тех, кто у нас в стране занимается реактивными двигателями. А. М. Люльку быстро освободили и дали ему в Москве на улице Галушкина помещение под первое конструкторское бюро реактивных двигателей. Свои чертежи Архип Михайлович нашел и выкопал, но двигатель по его проекту сразу не получился. Тогда просто взяли купленный у англичан турбореактивный двигатель и повторили его один к одному. Но дело уперлось в материалы, которые отсутствовали в Советском Союзе, однако имелись в Англии, и состав их, конечно, был засекречен. И все-таки расшифровать его удалось.

Приехав в Англию для ознакомления с производством двигателей, С. Т. Кишкин всюду появлялся в ботинках на толстой микропористой подошве. И, посетив с экскурсией завод, где обрабатывали турбинные лопатки, он возле станка, как бы невзначай, наступил на стружку, упавшую с детали. Кусочек металла врезался в мягкую резину, застрял в ней, а потом был вынут и уже в Москве подвергнут тщательному анализу. Результаты анализа английского металла и большие собственные исследования, проведенные в ВИАМе, позволили создать первые жаропрочные никелевые сплавы для турбинных лопаток и, самое главное, разработать основы теории их строения и получения.

Было установлено, что основным носителем жаропрочности таких сплавов служат субмикроскопичес кие частицы интерметаллической фазы на основе соединения Ni3Al. Лопатки из первых жаропрочных никелевых сплавов могли длительно работать, если температура газа перед турбиной не превышала 900-1000 К.

ЛИТЬЕ ВМЕСТО ШТАМПОВКИ

Лопатки первых двигателей штамповали из сплава, отлитого в пруток, до формы, отдаленно напоминающей готовое изделие, а затем долго и тщательно обрабатывали на станках. Но здесь возникла неожиданная сложность: чтобы повысить рабочую температуру материала, в него добавили легирующие элементы — вольфрам, молибден, ниобий.

Но они сделали сплав настолько твердым, что штамповать его стало невозможно — формовке методами горячей деформации он не поддавался.

Тогда Кишкин предложил лопатки отливать. Конструкторы-мотористы возмутились: во-первых, после литья лопатку все равно придется обрабатывать на станках, а главное — как можно литую лопатку ставить в двигатель? Металл штампованных лопаток очень плотен, прочность его высока, а литой металл остается более рыхлым и заведомо менее прочным, чем отштампованный. Но Кишкин сумел убедить скептиков, и в ВИАМе создали специальные литейные жаропрочные сплавы и технологию литья лопаток. Были проведены испытания, после чего практически все авиационные турбореактивные двигатели стали выпускать с литыми турбинными лопатками.

Первые лопатки были сплошными и долго выдерживать высокую температуру не могли. Требовалось создать систему их охлаждения. Для этого решили делать в лопатках продольные каналы для подачи охлаждающего воздуха от компрессора. Идея эта была не ахти: чем больше воздуха из компрессора уйдет на охлаждение, тем меньше его пойдет в камеры сгорания. Но деваться было некуда — ресурс турбины необходимо увеличить во что бы то ни стало.

Стали конструировать лопатки с несколькими сквозными охлаждающими каналами, расположенны ми вдоль оси лопатки. Однако скоро выяснилось, что такая конструкция малоэффективна: воздух сквозь канал протекает слишком быстро, площадь охлаждаемой поверхности мала, тепло отводится недостаточно. Пытались изменить конфигурацию внутренней полости лопатки, вставив туда дефлектор, который отклоняет и задерживает поток воздуха, или сделать каналы более сложной формы. В какой-то момент специалистами по авиационным двигателям овладела заманчивая идея — создать целиком керамическую лопатку: керамика выдерживает очень высокую температуру, и охлаждать ее не нужно. С тех пор прошло почти пятьдесят лет, но пока никто в мире двигателя с керамическими лопатками так и не сделал, хотя попытки продолжаются.

КАК ДЕЛАЮТ ЛИТУЮ ЛОПАТКУ

Технология изготовления турбинных лопаток называется литьем по выплавляемым моделям. Сначала делают восковую модель будущей лопатки, отливая ее в пресс-форме, в которую предварительно вкладывают кварцевые цилиндрики на место будущих каналов охлаждения (потом стали использовать другие материалы). Модель покрывают жидкой керамической массой. После ее высыхания воск вытапливают горячей водой, а керамическую массу обжигают. Получается форма, выдерживающая температуру расплавленного металла от 1450 до 1500

оС в зависимости от марки сплава. В форму заливают металл, который застывает в виде готовой лопатки, но с кварцевыми стержнями вместо каналов внутри. Стержни удаляют, растворяя в плавиковой кислоте. Эту операцию проводит в герметически закрытом помещении работник в скафандре со шлангом для подачи воздуха. Технология неудобная, опасная и вредная.

Чтобы исключить эту операцию, в ВИАМе начали делать стержни из оксида алюминия с добавкой 10-15% оксида кремния, который растворяется в щелочи. Материал лопаток со щелочью не реагирует, а остатки оксида алюминия удаляют сильной струей воды. Наша лаборатория занималась изготовлением стержней, а сам я начал изучать технологию литья, материалы для керамических форм, сплавы и защитные покрытия готовых изделий и теперь возглавляю это направление исследований.

В повседневной жизни мы привыкли считать литые изделия очень грубыми и шероховатыми. Но нам удалось подобрать такие керамические составы, что форма из них получается совершенно гладкой и отливка механической обработки почти не требуется. Это намного упрощает работу: лопатки имеют очень сложную форму, и обрабатывать их нелегко.

Новые материалы потребовали новых технологий. Какими бы удобными ни были добавки оксида кремния в материал стержней, от него пришлось отказаться. Температура плавления оксида алюминия Al2O3 — 2050 оС, а оксида кремния SiO2 — только около 1700 оС, и новые жаропрочные сплавы разрушали стержни уже в процессе заливки.

Чтобы форма из оксида алюминия сохраняла прочность, ее обжигают при температуре более высокой, чем температура жидкого металла, который в нее заливают. Кроме того, внутренняя геометрия формы при заливке не должна меняться: стенки лопаток очень тонкие, и размеры должны точно соответствовать расчетным. Поэтому допустимая величина усадки формы не должна превышать 1%.

ПОЧЕМУ ОТКАЗАЛИСЬ ОТ ШТАМПОВАННЫХ ЛОПАТОК

Как уже говорилось, после штамповки лопатку приходилось обрабатывать на станках. При этом 90% металла уходило в стружку. Была поставлена задача: создать такую технологию точного литья, чтобы сразу получался заданный профиль лопатки, а готовое изделие оставалось бы только отполировать и нанести на него теплозащитное покрытие. Не менее важна и конструкция, которая образуется в теле лопатки и выполняет задачу ее охлаждения.

Таким образом, весьма важно сделать лопатку, которая эффективно охлаждается, не снижая температуру рабочего газа, и обладает высокой длительной прочностью. Эту задачу удалось решить, скомпоновав каналы в теле лопатки и выходные отверстия из нее так, чтобы вокруг лопатки возникала тонкая воздушная пленка. При этом разом убивают двух зайцев: раскаленные газы с материалом лопатки не соприкасаются, а следовательно, и не нагревают ее и сами не охлаждаются.

Здесь возникает некоторая аналогия с тепловой защитой космической ракеты. Когда ракета на большой скорости входит в плотные слои атмосферы, начинает испаряться и сгорать так называемое жертвенное покрытие, закрывающее головную часть. Оно берет на себя основной тепловой поток, а продукты его сгорания образуют своего рода защитную подушку. В конструкции турбинной лопатки заложен такой же принцип, только вместо жертвенного покрытия используется воздух. Правда, лопатки нужно защищать еще и от эрозии и от коррозии. Но об этом подробнее см. стр. 54.

Порядок изготовления лопатки таков. Сначала создается никелевый сплав с заданными параметрами по механической прочности и жаропрочности, для чего в никель вводятся легирующие добавки: 6% алюминия, 6-10% вольфрама, тантала, рения и немного рутения. Они позволяют добиться максимальных высокотемпературных характеристик для литых сплавов на основе никеля (есть соблазн еще повысить их, используя больше рения, но он безумно дорог). Перспективным направлением считается использование силицида ниобия, но это — дело далекого будущего.

Но вот сплав залит в форму при температуре 1450 оС и вместе с ней охлаждается. Остывающий металл кристаллизуется, образуя отдельные равноосные, то есть примерно одинакового размера по всем направлениям, зерна. Сами же зерна могут получаться и крупными и мелкими. Сцепляются они ненадежно, и работающие лопатки разрушались по границам зерен и разлетались вдребезги. Ни одна лопатка не могла проработать дольше 50 часов. Тогда мы предложили ввести в материал формы для литья модификатор — кристаллики алюмината кобальта. Они служат центрами, зародышами кристаллизации, ускоряющими процесс образования зерен. Зерна получаются однородными и мелкими. Новые лопатки стали работать по 500 часов. Эта технология, которую разработал Е. Н. Каблов, работает до сих пор, и работает хорошо. А мы в ВИАМе нарабатываем алюминат кобальта тоннами и поставляем его на заводы.

Мощность реактивных двигателей росла, температура и давление газовой струи повышались. И стало ясно, что многозеренная структура металла лопатки в новых условиях работать не сможет. Нужны были другие идеи. Они нашлись, были доведены до стадии технологической разработки и стали называться направленной кристаллизацией. Это значит, что металл, застывая, образовыва ет не равноосные зерна, а длинные столбчатые кристаллы, вытянутые строго вдоль оси лопатки. Лопатка с такой структурой станет очень хорошо сопротивляться излому. Сразу вспоминается старая притча про веник, который переломить не удается, хотя все его прутики по отдельности ломаются без труда.

КАК ПРОИЗВОДЯТ НАПРАВЛЕННУЮ КРИСТАЛЛИЗАЦИЮ

Чтобы кристаллы, образующие лопатку, росли должным образом, форму с расплавленным металлом медленно вынимают из зоны нагрева. При этом форма с жидким металлом стоит на массивном медном диске, охлаждаемом водой. Рост кристаллов начинается снизу и идет вверх со скоростью, практически равной скорости выхода формы из нагревателя. Создавая технологию направленной кристаллизации, пришлось измерить и рассчитать множество параметров — скорость кристаллизации, температуру нагревателя, градиент температуры между нагревателем и холодильником и др. Требовалось подобрать такую скорость движения формы, чтобы столбчатые кристаллы прорастали на всю длину лопатки. При соблюдении всех этих условий вырастают 5-7 длинных столбчатых кристаллов на каждый квадратный сантиметр сечения лопатки. Эта технология позволила создать новое поколение авиационных двигателей. Но мы пошли еще дальше.

Изучив рентгенографическими методами выращенные столбчатые кристаллы, мы поняли, что всю лопатку целиком можно сделать из одного кристалла, который не будет иметь межзёренных границ — наиболее слабых элементов структуры, по которым начинается разрушение. Для этого сделали затравку, которая позволяла только одному кристаллу расти в заданном направлении (кристаллографическая формула такой затравки 0-0-1; это означает, что в направлении оси Z кристалл растет, а в направлении XY — нет). Затравку поставили в нижнюю часть формы и залили металл, интенсивно охлаждая его снизу. Вырастающий монокристалл приобретал форму лопатки. Кстати, первая публикация об этой технологии появилась в журнале «Наука и жизнь» еще в 1971 году, в № 1.

Американские инженеры применяли для охлаждения медный водоохлаждаемый кристаллизатор. А мы после нескольких экспериментов заменили его ванной с расплавленным оловом при температуре 600-700 К. Это позволило точнее подбирать необходимый градиент температуры и получать изделия высокого качества. В ВИАМе построили установки с ваннами для выращивания монокристалличес ких лопаток — очень совершенные машины с компьютерным управлением.

В 1990-х годах, когда распался СССР, на территории Восточной Германии остались советские самолеты, в основном истребители МиГ. У них в двигателях стояли лопатки нашего производства. Металл лопаток исследовали американцы, после чего довольно скоро их специалисты приехали в ВИАМ и попросили показать, кто и как его создал. Оказалось, что им была поставлена задача сделать монокристаллические лопатки метровой длины, которую они решить не могли. Мы же сконструировали установку для высокоградиентного литья крупногабаритных лопаток для энергетических турбин и попытались предложить свою технологию Газпрому и РАО «ЕЭС России», но они интереса не проявили. Тем не менее у нас уже практически готова промышленная установка для литья метровых лопаток, и мы постараемся убедить руководство этих компаний в необходимости ее внедрения.

Кстати, турбины для энергетики — это еще одна интересная задача, которую решал ВИАМ. Самолетные двигатели, выработавшие ресурс, стали использовать на компрессорных станциях газопроводов и в электростанциях, питающих насосы нефтепроводов (см. «Наука и жизнь» № 2, 1999 г.). Сейчас стала актуальной задача создать для этих нужд специальные двигатели, которые работали бы при гораздо меньших температурах и давлении рабочего газа, но гораздо дольше. Если ресурс авиационного двигателя порядка 500 часов, то турбины на нефтегазопроводе должны работать 20-50 тыс. часов. Одним из первых ими начало заниматься самарское конструкторское бюро под руководством Николая Дмитриевича Казнецова.

ЖАРОПРОЧНЫЕ СПЛАВЫ

Монокристаллическая лопатка вырастает не сплошной — внутри у нее имеется полость сложной формы для охлаждения. Совместно с ЦИАМом мы разработали конфигурацию полости, которая обеспечивает коэффициент эффективности охлаждения (отношение температур металла лопатки и рабочего газа), равный 0,8, почти в полтора раза выше, чем у серийных изделий.

Вот эти лопатки мы и предлагаем для двигателей нового поколения. Сейчас температура газа перед турбиной едва дотягивает до 1950 К, а в новых двигателях она дойдет до 2000-2200 К. Для них мы уже разработали высокожаропрочные сплавы, содержащие до пятнадцати элементов таблицы Менделеева, в том числе рений и рутений, и теплозащитные покрытия, в которые входят никель, хром, алюминий и иттрий, а в перспективе — керамические из оксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия.

В сплавах первого поколения присутствовало небольшое количество углерода в виде карбидов титана или тантала. Карбиды располагаются по границам кристаллов и понижают прочность сплава. От карбида мы избавились и заменили рением, повысив его концентрацию от 3% в первых образцах до 12% в последних. Запасов рения у нас в стране мало; есть месторождения в Казахстане, но после развала Советского Союза его полностью скупили американцы; остается остров Итуруп, на который претендуют японцы. Зато рутения у нас много, и в новых сплавах мы успешно заменили им рений.

Уникальность ВИАМа заключается в том, что мы умеем разрабатывать и сплавы, и технологию их получения, и методику отливки готового изделия. Во все лопатки вложен огромный труд и знания всех работников ВИАМа.

См. в номере на ту же тему

Е. КАБЛОВ — ВИАМ — национальное достояние.

А. ЖИРНОВ — Крылатые металлы и сплавы.

М. БРОНФИН — Испытатели — исследователи и контролеры.

Академики дают разрешение на беспосадочный перелет Н. С. Хрущева в Нью-Йорк на сверхдальнем самолете ТУ-114 .

И. ФРИДЛЯНДЕР — Старение — не всегда плохо.

Б. ЩЕТАНОВ — Тепловая защита «Бурана» началась с листа кальки.

С. МУБОЯДЖЯН — Плазма против пара: победа за явным преимуществом .

БЮРО НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ.

Э. КОНДРАШОВ — Без неметаллических деталей самолеты не летают.

И. КОВАЛЕВ — В науку — со школьной скамьи .

С. КАРИМОВА — Коррозия — главный враг авиацииc.

А. ПЕТРОВА — Посадить на клей.

Ландышев Б. К. Расчет и конструирование планера

ГЛАВНАЯ СТРАНИЦА

Лозицкий Л. П., Авдошко М. Д., Березлев В. Ф., Гвоздецкий И. И., Иваненко А. А., Молочнов М. А., Ступников Л. П., Худько М. И.
Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУ и Д-30КП
(конструкция, надежность и опыт эксплуатации)



Издание: Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУ и Д-30КП (конструкция, надежность и опыт эксплуатации) / Л. П. Лозицкий, М. Д. Авдошко, В. Ф. Березлев и др. — М. : Машиностроение, 1988. — 228 с.
Scan: Danila — Master of Science (M.Sc.) in Physics

Аннотация издательства: В книге описаны конструкции узлов и работа функциональных систем авиационных двухконтурных двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Приведены краткие сведения по теории и особенностям организации рабочего процесса ТРДД. Описание узлов и систем двигателей завершается сведениями об опыте их эксплуатации в подразделениях гражданской авиации.
Книга предназначена для инженерно-технических работников эксплуатационных подразделений Министерства гражданской авиации, осваивающих эксплуатацию двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Она может быть полезна также студентам высших и средних учебных заведений МГА.
Табл. 3, ил. 201, список лит. 6 назв.

Книга в формате DjVu — 4169 кб

Невыправленный текст в формате TXT — 922 кб

ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение (стр. 3)
Глава 1. Основные положения теории авиационных двухкоитурных турбореактивных двигателей (стр. 5)
1.1. Схема и принцип действия авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (стр. 5)
1.2. Изменение параметров газового потока (стр. 6)
1.3. Рабочий процесс в двухконтурном турбореактивном двигателе (стр. 7)
1.4. Основные параметры и коэффициенты полезного действия ТРДД (стр. 10)
1.5. Влияние параметров рабочего процесса и степени двухконтурности на удельные параметры ТРДД (стр. 11)
1.6. Дроссельные, высотные и скоростные характеристики ТРДД (стр. 13)
Глава 2. Надежность авиационных двигателей (стр. 15)
2.1. Основные определения надежности (стр. 15)
2.2. Количественные показатели надежности (стр. 16)
2.3. Надежность двигателей в эксплуатации (стр. 17)
Глава 3. Общие сведения о двигателях Д-30КУ и Д-30КП (стр. 18)
3.1. Конструктивные особенности (стр. 18)
3. 2. Основные технические данные ТРДД Д-30КУ и Д-30КП (стр. 20)
3.3. Эксплуатационные режимы работы двигателей (стр. 25)
3.4. Эксплуатационные характеристики двигателей (стр. 27)
Глава 4. Компрессор двигателя (стр. 29)
4.1. Принцип работы осевого компрессора (стр. 29)
4.2. Неустойчивая работа (помпаж) компрессора и способы ее предотвращения (стр. 31)
4.3. Основные узлы компрессора. Действующие на них нагрузки (стр. 34)
4.4. Компрессор низкого давления (стр. 35)
4.5. Компрессор высокого давления (стр. 43)
4.6. Опыт эксплуатации компрессора (стр. 54)
Глава 5. Разделительный корпус (стр. 55)
5.1. Описание кинематической схемы приводов (стр. 55)
5.2. Разделительный корпус (стр. 56)
5.3. Центральный привод (стр. 57)
5.4. Передняя коробка приводов (стр. 59)
5.5. Задняя коробка приводов (стр. 60)
Глава 6. Камера сгорания (стр. 63)
6.1. Краткие сведения о рабочем процессе в камере сгорания (стр. 63)
6.2. Общая характеристика узла камеры сгорания (стр. 64)
6.3. Конструкция камеры сгорания (стр. 66)
6.4. Опыт эксплуатации узла камеры сгорания (стр. 70)
Глава 7. Турбина (стр. 71)
7.1. Краткие сведения о рабочем процессе в турбине (стр. 71)
7.2. Общая характеристика конструкции узла турбины (стр. 72)
7.3. Турбина высокого давления (стр. 76)
7.4. Турбина низкого давления (стр. 78)
7.5. Узел задней опоры двигателя (стр. 79)
7.6. Опыт эксплуатации узла турбины (стр. 81)
Глава 8. Реверсивные устройства двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 82)
8.1. Общие сведения о реверсивных устройствах (стр. 82)
8.2. Корпус реверсивного устройства (стр. 84)
8.3. Створки, обтекатели реверсивного устройства и противопожарная перегородка (стр. 84)
8.4. Силовые балки и рычаги с тягами (стр. 86)
8.5. Силовые гидроцилиндры реверсивного устройства (стр. 89)
8.6. Механический замок створок (стр. 90)
8.7. Особенности конструкции узла реверсивного устройства двигателя Д-30КП (стр. 91)
8.8. Система управления, блокировки и сигнализации реверсивного устройства (стр. 91)
8.9. Особенности системы управления, сигнализации и блокировки реверсивного устройства двигателя Д-30КП (стр. 103)
8.10. Опыт эксплуатации реверсивных устройств двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 104)
Глава 9. Силовые корпуса двигателей Д-30КУ и Д-30КП. Крепление двигателей (стр. 105)
9.1. Схема силового корпуса (стр. 105)
9.2. Узлы крепления двигателя Д-30КУ (стр. 106)
9.3. Особенности крепления двигателя Д-30КП (стр. 108)
Глава 10. Воздушная и противообледеинтельиая системы двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 110)
10.1. Общие сведения о воздушной системе (стр. 110)
10.2. Отбор воздуха для наддува лабиринтных уплотнений полостей опор ротора (стр. 111)
10.3. Отбор воздуха для работы турбины ППО (стр. 111)
10.4. Отбор воздуха для самолетных нужд (стр. 111)
10.5. Отбор воздуха в дренажную систему двигателя (стр. 112)
10.6. Отбор воздуха для перепуска за V и VI ступенями КВД (стр. 112)
10.7. Отбор воздуха к автоматическим устройствам насоса-регулятора (стр. 112)
10.8. Отбор воздуха для охлаждения деталей турбины (стр. 112)
10.9 Противообледенительная система (стр. 112)
Глава 11. Система смазки и суфлирования двигателя (стр. 115)
11.1. Принцип работы системы смазки (стр. 115)
11.2. Масляный бак (стр. 117)
11.3. Топливно-масляный радиатор 4845Т (стр. 119)
11.4. Основной масляный насос ОМН-30 (стр. 120)
11.5. Откачивающий масляный насос MHO-1 (стр. 121)
11.6. Откачивающий масляный насос МНО-30К (стр. 122)
11.7. Центробежный воздухоотделитель с фильтром-сигнализатором (стр. 123)
11.8. Центробежный суфлер ЦС-30К (стр. 125)
11.9. Масляный фильтр МФС-30 (стр. 125)
11.10. Термосигнализатор (стр. 126)
11.11. Опыт эксплуатации системы смазки (стр. 126)
Глава 12. Основные положения, лежащие в основе теории автоматического управления двигателями Д-30КУ и Д-30КП (стр. 127)
12.1. Программа управления ТРДД на максимальном режиме работы (стр. 127)
12.2. Законы управления ТРДД при дросселировании (стр. 130)
12.3. Регулирование ТРДД на неустановившихся режимах (стр. 132)
12.4. Общая схема управления (стр. 133)
Глава 13. Система топливоподачи (стр. 135)
13.1. Схема топливоподачи (стр. 135)
13.2. Подкачивающий топливный насос ДЦН44-ПЗТ (стр. 137)
13.3. Топливная форсунка ФР-40ДСМ (стр. 141)
Глава 14. Система управления двигателями Д-30КУ и Д-30КП (стр. 144)
14.1. Общие сведения (стр. 144)
14.2. Насос-регулятор НР-30КУ (стр. 144)
14.3. Исполнительный механизм ИМТ-3 (стр. 147)
14.4. Датчик приведенной частоты вращения ДПО-ЗОК (стр. 147)
14.5. Температурный датчик ТД-30К (стр. 148)
14.6. Регулятор направляющего аппарата РНА-30К (стр. 149)
14.7. Цилиндр направляющего аппарата ЦНА-30К (стр. 149)
14.8. Центробежный регулятор ЦР-1-30К (стр. 150)
14.9. Заполнение топливом системы каналов агрегатов НР-30КУ, ИМТ-3, ДПО-30К, ТД-30К, РНА-30К, ЦНА-30К и ЦР-1-30К в начальный момент запуска двигателя (стр. 150)
14.10. Работа системы автоматического управления при запуске двигателя (стр. 156)
14.11. Работа системы автоматического управления двигателя на установившихся режимах (стр. 159)
14.12. Работа системы автоматического управления на переходных режимах (стр. 165)
14.13. Работа системы автоматического управления на режимах ограничения (стр. 171)
14.14. Работа системы автоматического управления при останове двигателя (стр. 175)
14.15. Регулировка агрегатов САУ двигателя Д-30КУ (стр. 176)
14.16. Особенности системы автоматического регулирования двигателя Д-30КП (стр. 180)
14.17. Опыт эксплуатации САУ двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 183)
Глава 15. Привод постоянной частоты вращения (ППО) (стр. 183)
15.1. Назначение и структурная схема ППО (стр. 183)
15.2. Основные технические данные ППО двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 184)
15.3. Принцип действия и конструкция агрегатов ППО двигателя Д-30КУ (стр. 185)
15.4. Особенности конструкции элементов ППО двигателя Д-30КП (стр. 189)
15.5. Опыт эксплуатации ППО двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 189)
Глава 16. Пусковая система двигателя (стр. 190)
16.1. Общие сведения (стр. 190)
16.2. Воздушный турбостартер СтВ-3 (стр. 192)
16.3. Перекрывная заслонка ЗП-44 (стр. 196)
16.4. Воздушный турбостартер СтВ-ЗП (стр. 197)
16.5. Агрегат зажигания (стр. 198)
16.6 Сигнализатор давления МСТ-6 (стр. 199)
16.7. Работа пусковой системы (стр. 199)
16.8. Опыт эксплуатации пусковой системы (стр. 201)
Глава 17. Контрольно-измерительная аппаратура (стр. 202)
17.1. Аппаратура контроля вибрации корпуса двигателя (стр. 202)
17.2. Контрольно-измерительная аппаратура (стр. 203)
17.3. Сигнализация критических режимов (стр. 207)
Глава 18. Противопожарная система двигателя (стр. 208)
Глава 19. Основные особенности технического обслуживания и эксплуатации двигателей (стр. 209)
19.1. Оперативное техническое обслуживание двигателя Д-30КУ (стр. 209)
19.2. Периодическое техническое обслуживание двигателя Д-30КУ (стр. 210)
193. Проверка работы двигателя на земле (стр. 211)
19.4. Особенности эксплуатации двигателей Д-30КУ и Д-30КП в различных климатических условиях (стр. 219)
Глава 20. Возможные неисправности двигателей Д-30КУ и Д-30КП (стр. 220)
20.1. Общие сведения (стр. 220)
20. 2. Возможные неисправности (стр. 221)
Список литературы (стр. 223)

ВВЕДЕНИЕ

Двухконтурные турбореактивные двигатели к настоящему времени стали основным типом газотурбинных двигателей (ГТД) для пассажирских самолетов гражданской авиации как у нас в стране, так и за рубежом. При высоких дозвуковых скоростях полета они обладают рядом преимуществ по сравнению с одноконтурными турбореактивными (ТРД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателями.

Высокая стартовая тяга, низкий удельный расход топлива, пониженные уровни шума как в крейсерском полете, так и при взлете выгодно отличают их от ТРД.

Малая относительная масса, высокие значения тягового КПД, в особенности на высоких крейсерских скоростях полета, соответствующих 0,7 0,9 М, простота конструкции, а следовательно, и эксплуатации являются их преимуществами по сравнению с ТВД.

В разработке идеи и создании двухконтурных газотурбинных двигателей велика заслуга отечественных ученых и конструкторов. Впервые схема двухконтурного ВРД, которая может считаться прообразом современных ТРДД, была предложена в 1932 г. К. Э. Циолковским.

В 1937 г. советским авиаконструктором А. М. Люлька была предложена схема и разработан проект двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего все основные конструктивные элементы современного ТРДД.

Значителен вклад советских ученых и в создание теории двухконтурных двигателей. Основу этой теории составляют труды по реактивным двигателям профессора Н. Е. Жуковского и основоположника современной теории воздушно-реактивных двигателей академика Б. С. Стечкина.

Развитию теории двухконтурных турбореактивных двигателей посвящены многие работы советских ученых И. И. Кулагина, Н. В. Иноземцева, В. В. Уварова, П. К. Казанджана, А. Л. Клячкина, С. М. Шляхтенко и др.

Практическое создание и внедрение в гражданской авиации двухконтурных двигателей началось в конце 50-х — начале 60-х гг. Первым отечественным двухконтурным двигателем, вошедшим в серийное производство и эксплуатацию в гражданской авиации, является двигатель Д-20П, созданный в конструкторском бюро, возглавляемом П. А. Соловьевым. Этот двигатель в течение ряда лет успешно эксплуатировался на самолете Ту-124. Накопленный при этом опыт был использован в дальнейшем при создании новых, более совершенных ТРДД в ряде конструкторских бюро нашей страны.

В результате в конце 60-х и начале 70-х гг. Аэрофлот был оснащен реактивными пассажирскими самолетами с двухконтурными двигателями Д-30 (КБ П. А. Соловьева), НК-8 (КБ Н. Д. Кузнецова), АИ-25 (КБ В. А. Лотарева).

Двигатели Д-30КУ и Д-30КП созданы конструкторским бюро под руководством П. А. Соловьева в начале 70-х гг. Характерная особенность указанных двигателей — высокий уровень основных параметров рабочего процесса. В частности, примененные в двигателях значения степени повышения давления и температуры газов перед турбиной соответствовали максимальному уровню этих параметров, достигнутому в мировом авиадвигателестроении к моменту проектирования двигателей. В этих двигателях получили дальнейшее развитие системы охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины, впервые в отечественной практике примененные в двигателе Д-30, а также система автоматического управления топливоподачей.

Благодаря высоким значениям параметров рабочего процесса, совершенству конструктивных и технологических решений двигатели Д-30КУ и Д-30КП по удельным параметрам соответствуют, а отчасти и превосходят лучшие зарубежные двигатели этого класса, созданные в те же годы.

Конструктивные узлы и функциональные системы двигателей Д-30КУ и Д-30КП имеют много общего, поэтому при их описании в книге в качестве базового принят двигатель Д-30КУ, а для двигателя Д-30КП приведены, главным образом, его отличия. В тех случаях, когда различия очень существенны, приводятся описания узлов, систем и агрегатов обоих двигателей.

Современный ГТД является сложной и дорогостоящей машиной, в которой воплощены все последние достижения науки и техники. Поэтому непременным условием успешной эксплуатации авиационных двигателей является глубокое знание летным и инженерно-техническим составом их конструкции, физической сущности явлений и процессов, протекающих в двигателях, а также правил эксплуатации авиационной техники.

По мере накопления опыта эксплуатации конкретного типа авиадвигателя конструкторы вносят в его конструкцию соответствующие изменения, технологи совершенствуют процесс его изготовления, эксплуатационники улучшают методы технического обслуживания и применяющееся при этом оборудование. Все перечисленные мероприятия направлены на повышение безопасности, регулярности и экономической эффективности полетов. Поэтому с описанием конструкции двигателей Д-30КУ и Д-30КП в настоящей книге значительное внимание уделено конструктивным изменениям и обобщению опыта эксплуатации. Авторы признательны представителям эксплуатационных подразделений и завода-изготовителя за помощь, оказанную при сборе материалов.

Авторы выражают глубокую благодарность генеральному авиаконструктору П. А. Соловьеву и руководимому им коллективу за большую помощь в создании книги.

Авторы признательны также сотрудникам кафедры Конструкции и прочности авиационных двигателей КИИГА Г. В. Барановой и Л. И. Левочкиной за помощь в подготовке рукописи к изданию.

Неизвестный ВРД или некоторые примеры применения мотокомпрессорного двигателя. Часть 1 | Hi-Tech

Этот двигатель был построен к началу 1939 года и в июле опробован в полете на поршневом пикирующем бомбардировщике Heinkel He 118, использованным в качестве летающей лаборатории. HeS 3 подвесили под его фюзеляж и включали в полете (за исключением взлета и посадки).
Впервые практически использованный для полноценного реактивного полета ТРД был, понятное дело, относительно примитивен, однако, имел все характерные для своего типа узлы, в т.ч. компрессор (центробежный с подпорной осевой ступенью), кольцевую камеру сгорания, турбину (радиальную), выходное устройство. И работал он уже как полноценный воздушно-реактивный двигатель. Однако, эксплуатационные характеристики его оставляли желать лучшего.
Таковыми, впрочем, были все ранние ТРД, как проекты, так и построенные в металле. Малая тяга, низкий кпд, мизерный ресурс, невысокая надежность… Понятно, ведь это были только первые шаги, и все достижения на этом пути оставались еще впереди. Однако, так можно говорить сейчас, а тогда совершенно четких перспективы еще не были ясны.
Пожалуй, именно существование на начальном этапе некой неопределенности в дальнейшем развитии турбореактивных двигателей и желание поскорей найти более простую, но при этом полноценную, а главное столь необходимую альтернативу, позволившую бы улучшить характеристики летательных аппаратов, заставляло инженеров рассматривать другие варианты реактивных двигателей.
В одном из таких вариантов и был использован принцип комбинированности (или гибридности). Речь идет о мотокомпрессорном воздушно-реактивном двигателе (МКВРД). В СССР такой тип двигателя в первой половине 40-х годов получил еще одно наименование — ВРДК (воздушно-реактивный двигатель с компрессором).
За рубежом он имеет несколько названий. Наиболее употребимое — motorjet (для сравнения ТРД – turbojet), менее употребимое (а также применяемое в немецком языке) – termojet. Есть еще несколько малоупотребимых названий — hybrid jets, piston-jets, compound engines, reaction motor, а также аfterburning ducted fan (канальный вентилятор с дожиганием), bypass ducted fan.
В турбореактивном двигателе наиболее нагруженным и сложным узлом является турбина. Она по большей части определяет предельную для конструкции температуру газа в камере сгорания, поскольку сама находится не только под ее воздействием, но еще и под нагрузкой от огромных по величине центробежных сил (рабочие колеса). Температура газа, в свою очередь, напрямую влияет на тягу.
Но при этом турбина в некотором роде второстепенна и саму тягу, так сказать, «не делает». Ее главное предназначение – создать мощность для вращения компрессора. То есть, мало того, что она сложна и в ТРД без нее не обойтись, но, если она сама по себе еще и невысокие характеристики имеет, то и двигатель высокими параметрами обладать не будет. Сплошные проблемы…
Чтобы от них избавиться, «проще всего» избавиться от самой турбины. А это как раз и есть случай мотокомпрессорного двигателя. Очень удобный в том плане, что в 30-х и начале 40-х годов еще не был накоплен опыт создания качественных авиационных турбин с относительно высокими параметрами.
Традиционно классическая мотокомпрессорная силовая установка состоит из трех главных частей: поршневого двигателя внутреннего сгорания (ПД), компрессора и, если так можно сказать, упрощенного воздушно-реактивного двигателя. При этом компрессор приводится от поршневого двигателя ( обычно через специальную трансмиссию или вал) и может быть различной типовой конструкции (чаще всего центробежный или осевой).
Компрессор обычно низко-напорный (по конструктивным возможностям). Вместо него также может быть использован высоконапорный вентилятор или, по сути дела, воздушный винт (или несколько) в кольцевой оболочке.
ВРД в этом комплекте действительно очень упрощен по сравнению с ТРД. Он не имеет ни собственного компрессора, ни, соответственно, турбины, и обладает только топливными форсунками (или их коллектором), через которые подводится топливо для нагрева поступающего воздуха, импровизированной камерой сгорания и выходным устройством для выхода газа (соплом). Причем с использованием и наличием камеры сгорания тоже возможны варианты (об этом ниже).
Таким образом, наружный воздух по специальному каналу поступает к внешнему компрессору, который вращается поршневым двигателем. Далее сжатый воздух поступает в камеру сгорания где подогревается сжиганием топлива, и потом энерговооруженная газовая смесь проходит в реактивное сопло для разгона и создания реактивной тяги.
В классическом варианте мотокомпрессорного двигателя упрощенный ВРД своим устройством и принципом действия напоминает прямоточный воздушно-реактивный двигатель или даже в большей степени форсажную камеру сгорания для ТРД и ТРДД. Именно при создании мотокомпрессорных двигателей был получен первый опыт, пригодившийся в дальнейшем при разработке ФКС.
По различным источникам вклад камеры сгорания МКВРД в создание тяги ( помимо сжатия воздуха компрессором ) оценивается от одной трети до половины от общей величины в зависимости от совершенства конструкции. Свой некоторый вклад в зависимости от варианта конструкции могут также вносить выхлопные газы ПД и тепло его корпуса.
Общесамолетная тяга от такой комбинированной силовой установки может быть получена не только за счет реактивной струи газов из ВРД, но и с помощью воздушного винта, приводимого поршневым двигателем (тем же, который вращает компрессор). Существуют различные примеры проектирования и постройки самолетов с МКВРД как с воздушным винтом, так и без него.
При использовании на самолете обоих типов движителей, и воздушного винта и реактивной тяги, прослеживается определенная универсальность. На малых скоростях (высотах) более выгодна работа с использованием воздушного винта, а на больших скоростях (высотах) — с использованием реактивной тяги. Высотно-скоростные возможности летательного аппарата возрастают.

Стоит сказать, что были и другие, уже значительно более совершенные компоновочные варианты мотокомпрессорных двигателей, например, в конце 30-х, в 40-х годах (в основном в Германии), когда они создавались параллельно с турбореактивными и полным ходом шла оценочная деятельность, чтобы понять, какой из двух принципов более приемлем. В такой версии все, традиционно отдельные, элементы классического моторджета объединялись в единый агрегат, внешне очень напоминавший ТРД (о примерах ниже). Однако, несмотря на похожесть, принцип работы оставался неизменен.

3.6. История развития энергетического газотурбостроения

3.6. История развития энергетического газотурбостроения

Газотурбинные установки (ГТУ), газотурбинные двигатели (ГТД) своеобразны во многих отношениях. Во-первых, они являются наиболее древним по своей идее (примерно XV ст.) и вместе с тем наиболее молодым в отношении практической реализации (рубеж XІХ–ХХ ст.) тепловым двигателем. Газовые турбины вошли в большую энергетику, достигнув совершенства в авиации и кораблестроении. Применение газотурбинных установок оказывает существенное влияние на решение кардинальных задач, стоящих перед энергетикой: увеличение высокоманевренных мощностей для покрытия пиковых нагрузок в крупных энергосистемах; повышение экономичности электростанций путём использования газотурбинных установок в комбинированных парогазовых и газопаровых установках (ПГУ, ГПУ) при модернизации существующих и строительстве новых электростанций; использование газотурбинных, парогазовых и газопаровых установок в системах автономного снабжения электроэнергией и теплотой (теплофикации) индивидуальных потребителей; использование газотурбинных установок в качестве базовых агрегатов в автономных условиях в отдалённых районах.

Прототипы газовых турбин, к которым относят так называемые дымовые машины, или «механические вертелы», были известны еще в XVII веке, но отправной точкой в развитии газовых турбин можно считать подачу в 1791 году англичанином Джоном Барбером заявки на получение патента на тепловой двигатель. В патенте были зафиксированы основные принципы работы газовых турбин: нагнетание смеси, образованной воздухом и газом, в камеру сгорания с помощью компрессора, сгорание горючей смеси и подача ее с большой скоростью на лопатки рабочего колеса, на котором совершается работа расширения газа (рис. 3.11).

Возможность работы на нефти, угле и древесине Дж. Барбер предполагал обеспечить путем их предварительной газификации (перегонки), вследствие чего в схеме его ГТУ, кроме воздушного, имелся и газотопливный компрессор. Что же касается предотвращения перегрева турбины от действия высоких температур, то с этой целью изобретатель предусмотрел охлаждение продуктов сгорания впрыском воды в камеру сгорания.

Последующее изобретение и бурное развитие паровых турбин несколько затормозило развитие газовых турбин, однако не остановило его, причиной чего явился вполне очевидный ряд преимуществ газотурбинных установок перед паротурбинными. Паротурбинная установка – сложный агрегат, состоящий из котельной установки, паровой турбины, конденсатора, большого количества вспомогательного оборудования, требующий большого количества охлаждающей воды. Газотурбинная установка не нуждается в воде, она отличается меньшим количеством механизмов, большей простотой, заметно меньшими габаритами и массой.

Рис. 3.11. Газовая турбина Джона Барбера. Английский патент 1791 г.: 1 – турбина; 2 – газовый и воздушный компрессоры; 3 – камера сгорания; 4 – ресивер; 5 – генератор газа

 

Рис. 3.12. ГТУ Штольце с горением при постоянном давлении (непрерывного горения): 1 – компрессор; 2 – нагреватель; 3 – реактивная турбина; 4 – газогенератор

В 1872 году в Германии инженером Штольце был получен патент на газовую турбину, названную им «огненной турбиной», которая содержала практически все основные узлы современной газовой турбины с непрерывным процессом горения топлива в камере сгорания: осевой воздушный компрессор, воздухоподогреватель, совмещенный с камерой сгорания, и турбину. ГТУ (рис. 3.12) была создана и рассчитана на получение мощности 200 л.с. при числе оборотов 2000 об./мин. Однако ее испытания не были успешными и вместо 200 л.с. было получено только 20 л.с.

Рис. 3.13. Газотурбинная установка В.В. Кароводина с горением при постоянном объеме (прерывистого горения): 1 – камера сгорания; 2 – всасывающий клапан; 3 – пружина; 4 – регулирующий винт хода клапана; 5 – свеча; 6 – газоход; 7 – сопло; 8 – колесо турбины

В 1906 году французскими инженерами Арманго и Лемалем с участием профессора Рато была построена газовая турбина с подводом теплоты при постоянном давлении мощностью 400 л.с. (294 кВт). Установка имела 2-ступенчатый центробежный компрессор. Направляющие лопатки турбины имели водяное охлаждение, а вода из системы охлаждения подавалась в продукты сгорания керосина, снижая их температуру до 560°С. Турбина развивала мощность, немногим превышающую мощность компрессора, поэтому компрессор приводился от постороннего двигателя.

Созданием различного типа газотурбинных установок занимались такие талантливые российские инженеры и изобретатели, как П.Д. Кузьминский (см. подраздел 3.8), В.В. Кароводин, Н.В. Герасимов, А.П. Горохов, М.Н. Никольский, А.Н. Шелест и др. Так, в 1906 году русским инженером В.В. Кароводиным была изобретена, а в 1908 году построена во Франции газотурбинная установка прерывистого горения или со сгоранием при постоянном объеме (рис. 3.13). Мощность, затрачиваемая на сжатие воздуха в таких установках, существенно ниже, чем у газотурбинных установок постоянного давления. Турбина развивала мощность 1,6 л.с. (1,18 кВт) при 10000 об/мин, а эффективный к.п.д. достигал всего лишь 2%.

Определенный прогресс в развитии газовых турбин постоянного объема был обеспечен работами немецкого инженера Карла Гольцварта, который в 1908 году предложил оригинальную конструкцию газовой турбины прерывистого горения. В 1910 году швейцарской фирмой «Броун–Бовери» эта установка была построена. Камера сгорания, сопла и колесо турбины охлаждались водой. Центробежный компрессор приводился в действие паровой турбиной, пар для которой получался как за счет охлаждения камеры сгорания, так и за счет теплоты выхлопных газов турбины. По сути, установка Гольцварта была одной из первых действующих парогазовых установок (см. раздел 3.8). В этой установке компрессор не имеет такого большого значения, как в газотурбинной установке непрерывного горения, так как горение происходит при постоянном объеме (при закрытых клапанах на входе и выходе из камеры сгорания) и поэтому давление в камере повышается сверх давления, развиваемого компрессором. Однако в целом установка получилась более сложной и дорогой, чем ГТУ непрерывного горения, поскольку для ее работы требовались сложные клапанные устройства и паровая турбина с конденсатором. На этой установке была достигнута мощность 200 л.с. (147 кВт) при к.п.д. порядка 14%.

По проектам Гольцварта были построены несколько ГТУ прерывистого горения (одна из них показана на рис. 3.14). Поскольку в первые десятилетия прошлого века реализация таких ГТУ осуществлялась более успешно, чем ГТУ непрерывного горения, был накоплен положительный опыт, сыгравший благотворную роль в прогрессе газотурбостроения вообще. Так, в 1928 году швейцарская фирма «Броун–Бовери» возобновляет постройку ГТУ конструкции Гольцварта. Вскоре фирма получает заказ на разработку, а в 1939 году приступает к изготовлению этих установок. К.п.д. таких установок, работавших по двухтактному циклу, оценивался на уровне 18–20%, максимальная мощность составляла 5000 л.с. Это время можно считать временем рождения первой промышленной стационарной газотурбинной установки. На основе накопленного опыта фирма «Броун–Бовери» разработала и начала производство котлов типа «Велокс», горение в которых осуществлялось под давлением. Воздух в топку подавался компрессором, а приводила его в движение газовая турбина, работавшая на уходящих газах котла. Было выпущено большое количество таких котлов.

Маковский Владимир Матвеевич (1870–1941) – создатель отечественной школы газотурбиностроения и первой в СССР кафедры турбиностроения при Харьковском механико-машиностроительном институте (1930 г.), которую он возглавлял до 1941 года. Еще в 1925 году Маковский В.М. в своей монографии «Опыт исследования турбин внутреннего сгорания» вопреки распространенным в то время представлениям обосновал перспективность цикла газовых турбин с постоянным давлением сгорания. Обоснованность этого вывода подтвердила вся дальнейшая история развития мирового газотурбостроения. Он – автор 5 монографий и двух учебников по воздуходувным машинам, термодинамике, паровым и газовым турбинам. 

Рис. 3.14. ГТУ прерывистого горения Гольцварта (с горением при постоянном объеме), конструктивная схема: 1 – клапан подачи воздуха от компрессора; 2 – клапан подачи топлива; 3 – камера сгорания; 4 – клапан подачи продуктов сгорания к соплам; 5 – сопла; 6 – колесо турбины

В то время как в Европе 20–30-е годы прошлого века прошли под знаком развития ГТУ прерывистого горения, в Харьковском политехническом институте в газотурбинной лаборатории, организованной еще в начале 20-х годов профессором В.М. Маковским, создавались научные основы газовых турбин постоянного действия. Маковский был убежденным сторонником развития газотурбостроения по пути использования ГТУ непрерывного горения. В 1925 г. была опубликована его монография «Опыт исследования турбин внутреннего сгорания». Этой работой В.М.Маковский активизировал деятельность отечественных исследователей и конструкторов по решению проблем создания ГТД, работающих по циклу р = const.

Теоретические и экспериментальные исследования, выполненные В.М. Маковским и его учениками в газотурбинной лаборатории, позволили создать проект ГТУ непрерывного горения с использованием газообразного топлива. В 1936 году проект был готов, а в 1940 году Харьковским турбогенераторным заводом была изготовлена экспериментальная установка мощностью 735 кВт с начальной температурой газа 850°С. На рис. 3.15 показан продольный разрез газовой турбины данной установки. Турбина имела две ступени скорости. Рабочие лопатки приварены к диску. Корпус и ротор турбины охлаждались водой. Охлаждающая ротор вода специальным насосом подавалась через один конец полого вала, проходила через радиальные сверления и кольцевую полость в диске, а также через сообщающиеся между собой радиальные каналы в рабочих лопатках и отводилась через другой конец полого вала.

Газотурбинная установка Маковского была установлена на руднике в Горловке (1941 г.). Топливом служил подземный газ, который подавался в камеру сгорания поршневым компрессором. Сюда же, в камеру сгорания, подавался необходимый для сгорания воздух при давлении 3-4 ата. Испытания показали, что газовая турбина может надежно работать длительное время с начальной температурой газа 815°С при включенном охлаждении и с начальной температурой газа 600°С – при отключенном охлаждении. Создание установки В.М. Маковского дало много ценного материала для последующего строительства газотурбинных установок.

Первая советская газовая турбина, установленная на шахте «Подземгаз» в Горловке

 

Рис. 3.15. Газовая турбина В.М. Маковского: 1 – нижняя половина корпуса; 2 – опорно-упорный подшипник; 3 – корпус уплотнения; 4 – рабочее колесо турбины; 5 – сопловый аппарат; 6 – верхняя половина корпуса; 7 – экран; 8 – опорный подшипник; 9 – муфта Первая советская газовая турбина, установленная на шахте «Подземгаз» в Горловке

Примерно с этого времени газотурбинные установки непрерывного горения становятся основным направлением развития газотурбостроения. Они начинают применяться на нефтеперерабатывающих заводах, предпринимаются попытки применения их на судах и локомотивах, а также на электростанциях. Однако в отличие от паровых турбин добиться приемлемой экономичности газотурбинных установок в это время не удавалось. В двадцатые годы прошлого столетия многие специалисты считали крайне ограниченной возможность развития газотурбинных установок или отрицали их вообще.

Если провести сравнение схем газотурбинных установок первых изобретателей, по которым были созданы опытные образцы, не показавшие положительных результатов, с современными газотурбинными установками, то можно увидеть, что принципиальных различий в них нет. Главные причины неудач в создании работоспособного и эффективного газотурбинного двигателя были связаны с аэродинамическим несовершенством компрессоров и турбин, а также отсутствием в то время жаропрочных сталей, способных работать длительное время в условиях высоких температур. Сыграло роль и отсутствие опыта создания систем охлаждения основных деталей и узлов газотурбинных установок.

Указанные проблемы можно было решить только путем создания методов аэродинамических расчетов течения и теплообмена в лопаточных аппаратах турбин и компрессоров, совершенствования термодинамических, тепловых методов расчетов рабочих процессов ГТУ, методов расчетов теплового и термонапряженного состояния основных деталей и узлов ГТУ, расчетов их систем охлаждения, для чего предстояло выполнить обширные теоретические и экспериментальные исследования на моделях и натурных установках. Предстояло также решить серьезные металловедческие задачи по созданию новых жаропрочных и жаростойких сплавов.

Фундамент развития теории турбомашин, составной частью которой является теория газовых турбин, был заложен еще в XVII–XIX веках. Краеугольным камнем теории является термодинамика рабочих процессов в газотурбинных установках. В основе ее лежат основные постулаты и законы термодинамики, предложенные Карно, Майером, Гельмгольцем, Клаузиусом, Больцманом, Бойлем, ГейЛюссаком, Клапейроном, Томсоном и др. Труды Эйлера, Бернулли и др. легли в основу газодинамических и гидравлических расчетов турбомашин.

Рис. 3.16. Схема первой энергетической ГТУ фирмы «Броун-Бовери» в Невшателе: 1 – газовая турбина; 2 – воздушный компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – топливный насос; 5 – электрогенератор; 6 – пусковой электродвигатель; 7 – привод топливного насоса; 8 – топливная форсунка

 

Существенный вклад в теорию аэродинамики лопаточных аппаратов турбин и компрессоров был внесен Н.Е. Жуковским, которого по праву можно считать одним из основателей теории турбомашин. В своих работах «О реакции вытекающей и втекающей жидкости» (1882–1886 гг.) и «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды» (1908 г.) он разработал основы теории реактивных двигателей, а в работах, посвященных вихревой теории гребных винтов и осевых вентиляторов (1912–1918 гг.), заложил основы современной теории турбомашин.

Тридцатые–сороковые годы ХХ века характеризуются серьезными достижениями в области аэродинамики турбин и компрессоров. Для турбин задача создания высокоэффективных лопаточных профилей и проточной части решалась заметно легче, чем для компрессоров, что связано с различиями характера течения в турбинных и компрессорных ступенях. Если к началу 40-х годов ХХ века внутренний к.п.д. турбины достиг 86–88% во многом благодаря опыту создания паровых турбин, то аэродинамический к.п.д. компрессоров находился на уровне 74–75%, что не давало возможности создать эффективную газотурбинную установку с к.п.д. выше 15–18%.

Пожалуй, первые серьезные достижения в создании эффективной экономичной ГТУ были получены в Венгрии инженером Яндрассиком. На созданной ГТУ мощностью 100 л.с. с регенератором, 10-ступенчатым осевым компрессором и 7-ступенчатой турбиной, ротор которой охлаждался воздухом, был достигнут эффективный к.п.д. установки 21,2 %.

Серьезный шаг в повышении экономичности и эффективности ГТУ связан с именем выдающегося ученого-турбиниста А. Стодолы (см. подраздел 3.1), который внес огромный вклад в развитие теории турбомашин. В 1940 году были опубликованы результаты испытаний ГТУ, созданной фирмой «Броун–Бовери» с участием Стодолы. Эта ГТУ была выполнена по простейшей схеме (рис. 3.16) и при температуре газа перед турбиной 550°С развивала мощность 4000 кВт с к.п.д., равным 18%. Она была испытана на заводе-изготовителе под руководством А. Стодолы в 1939 г., а в 1940 г. введена в эксплуатацию на подземной электростанции в г. Невшателе (Швейцария).

Уваров Владимир Васильевич (1899– 1977). В 1935 г. вышла в свет книга профессора В.В. Уварова «Газовые турбины», в которой была широко освещена теория газовых турбин и оригинально разработан ряд проблем газотурбостроения. В дальнейшем В.В. Уваров опубликовал ряд основополагающих теоретических исследований, из которых особо следует выделить работы по профилированию лопаток (1945 г.) и по характеристикам авиационного ГТД (1946 г.). 

Это достижение открыло путь дальнейшему заметному прогрессу в области решения задач аэродинамического совершенствования лопаточных аппаратов компрессоров и турбин. В это время достигнуты определенные успехи и в получении жаропрочных сплавов, которые позволили работать основным деталям ГТУ при температуре газа до 550°С без охлаждения.

Стечкин Борис Сергеевич (1891–1969) – академик АН СССР, Герой Социалистического Труда, создатель теории воздушно-реактивных двигателей и методов их расчета, создатель теории теплового расчета авиационных газотурбинных двигателей. В феврале 1929 г. в журнале «Техника воздушного флота» появляется его работа «Теория воздушно-реактивных двигателей». Она определила более чем на два десятилетия развитие авиационной науки, явилась теоретической базой и положила начало научному подходу к созданию нового типа летательных аппаратов и развитию реактивной авиации. Б.С. Стечкин впервые вывел формулу для определения силы тяги реактивного двигателя при движении его в сжимаемой среде. Кроме того, в работе впервые изложены основные понятия и выведены формулы к.п.д. воздушно-реактивных двигателей. Эта теория развита в дальнейших работах академика Б.С. Стечкина, а также в работах ряда других авторов. 

 

Зотиков Григорий Иванович (1898–1970). Начиная с 1930 г. вопросами использования газовой турбины в качестве главного корабельного двигателя начал глубоко заниматься Григорий Иванович Зотиков, впоследствии доктор технических наук, профессор. В его монографии «Проблема турбины внутреннего сгорания. Турбина равного давления» (1933 г.) и ряде статей изложен новый теоретический подход к сравнительной оценке циклов газотурбинных двигателей, разработаны вопросы эффективного охлаждения основных элементов газовой турбины, рациональной конструкции проточной части и целесообразных схем ГТУ. В 1935–1941 гг. под руководством Г.И. Зотикова начались работы по созданию опытной турбины – корабельного ГТД с промежуточным охлаждением и регенерацией мощностью 2570 кВт. Однако война прервала эту работу.

Успехи и позитивный опыт эксплуатации стационарных ГТУ и турбонадувных агрегатов, впервые установленных в 1923 году на судовых дизелях, предопределили дальнейшее расширение области использования газовых турбин. И здесь нельзя не отметить выдающиеся достижения в разработке и создании авиационных газотурбинных двигателей.

В 20-е годы прошлого века в курсах лекций по общей теории авиационного двигателя рассматривались только поршневые моторы, а теория лопаточных машин, ставшая основой расчета газотурбинных двигателей, была еще новинкой. Создавал ее ученик Н.Е. Жуковского Борис Сергеевич Стечкин: он читал курс лекций и одновременно строил новую теорию.

Работы по авиационным газотурбинным двигателям начались в середине 30-х годов ХХ столетия.

Теоретическое обоснование применения газовой турбины в авиации было дано известным ученым-турбинистом В.В. Уваровым. Им же был разработан проект авиационной газовой турбины, в котором газовая турбина являлась приводом воздушного винта самолета.

Однако, по крайней мере на первом этапе, авиационное газотурбостроение пошло по другому пути – по пути создания турбореактивных двигателей (ТРД).

Уже в 1930 году английский инженер Уиттл запатентовал воздушно-реактивный двигатель (ВРД), а с 1936 года такие двигатели начинают разрабатываться в Англии и Германии. Практически в это же время царствования поршневого мотора молодой, никому не известный в авиационных кругах, инженер А.М. Люлька родом из села Саварка на Киевщине взял на себя смелость утверждать, что дни этого мотора сочтены. В 1936–1937 гг. с группой энтузиастов Харьковского авиационного института он начинает разработку своего турбореактивного двигателя.

Первый опытный образец авиационного газотурбинного двигателя (HеS-1) был изготовлен в Германии фирмой «Хейнкель» в 1937 году. Это был турбореактивный двигатель с одноступенчатым центробежным компрессором и центростремительной турбиной с камерой сгорания испарительного типа. Наиболее термонапряженные детали двигателя изготавливались из высоколегированных дорогих сплавов. В 1939 году впервые в мире самолет Hе-178 с помощью турбореактивного двигателя ЮМО поднялся в воздух и совершил полет. Через два года совершил первый полет английский самолет с газотурбинным двигателем Франка Уиттла, а в 1942 году были осуществлены первые полеты реактивных самолетов в США. К середине 1944 года в Германии реактивные самолеты появились на вооружении «Люфтваффе».

Работы над рабочим проектом первого ТРД А.М. Люльки (РД-1) были закончены осенью 1940 года. Проект высоко оценил ученик Н.Е. Жуковского академик АН УССР Г.Ф. Проскура (1876–1958). Параллельно проводилась отработка основных узлов двигателя и к началу 1941 года он на 70% был уже реализован в металле.

После начала войны работы над двигателем были фактически законсервированы, хотя аналогичные работы в Англии и особенно в Германии проводились очень активно. К ним вернулись лишь в 1943 году.

Но уже в 1945 году был успешно испытан первый отечественный турбореактивный двигатель С-18 с тягой 1250 кгс, а в 1946–1947 гг. был разработан летный вариант первого отечественного турбореактивного двигателя ТР-1 с тягой 1360 кгс.

Двигатель ТР-1 устанавливался на самолетах: СУ-11 П.О.Сухого (первый полет состоялся 28 мая 1947 года), Ил-22 С.В.Ильюшина (первый полет – 27 июля 1947 года) и И-211 С.М.Алексеева (полеты проводились в 1947 году).

Начиная с 1945 г. в конструкторских разработках ГТД участвуют коллективы под руководством выдающихся конструкторов – пионера отечественного газотурбостроения А.М. Люльки, В.Я. Климова (1892–1962), А.А. Микулина (1895–1985), А.Г. Ивченко (1903–1968), С.Д. Колосова (1904–1975),

Н.Д. Кузнецова (1911–1995). Их трудом и знаниями создан мощный фундамент, позволивший каждому новому поколению газотурбинистов обновлять и укреплять этот фундамент в качестве надежной опоры для дальнейшего развития газотурбостроения.

После окончания второй мировой войны турбореактивные и турбовинтовые двигатели, основой которых являются газовые турбины, становятся базовыми двигателями современной реактивной и турбовинтовой авиации. С начала 60-х годов ХХ века стали применять двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД), предложенный А.М. Люлькой еще в конце 1939 года и на который в 1941 году он получил авторское свидетельство (рис. 3.17), обогнав на четверть века научно-техническую мысль в авиационном двигателестроении.

Большой вклад в создание и развитие авиационных газотурбинных двигателей в СССР внесли конструкторское бюро ЗМКБ «Прогресс» и завод «Мотор-Січ» (г. Запорожье). Созданное в 50-е годы ХХ века конструкторское бюро долгие годы возглавлял академик Ивченко А.Г., под руководством которого были созданы высокоэффективные надежные авиационные газотурбинные двигатели, отвечавшие мировому уровню развития техники того времени, для пассажирской и транспортной авиации, а также для вертолетов. Впоследствии конструкторское бюро и предприятие активно подключаются к конвертированию своих двигателей для нужд энергетики и перекачки газа.

Существенная часть проблем, связанных с термонапряженным состоянием, термоциклической и вибрационной прочностью основных деталей и узлов авиационных газотурбинных двигателей, была решена Р.С. Кинасошвили, И.А. Биргером. Результаты их исследований оказали существенное влияние на развитие газотурбостроения вообще, поскольку мощное и динамичное развитие авиационных двигателей, сопровождаемое ростом эффективности и надежности их работы, становится сильнейшим стимулом и базой для дальнейшего совершенствования стационарного газотурбостроения.

Большие перспективы открыли достижения авиационного двигателестроения и для широкого применения газотурбинных установок на судах гражданского и военно-морского флота благодаря весьма благоприятным массогабаритным показателям и высоким показателям удельной мощности.

Рождение корабельного и судового газотурбостроения в СССР связано с созданием 7 мая 1954 года конструкторского бюро «Машпроект» на Южнотурбинном заводе (ныне научно-производственный комплекс газотурбостроения ГП НПКГ «Зоря»–«Машпроект», г. Николаев) – базы для проектирования корабельных ГТУ и их серийного производства.

Люлька Архип Михайлович (1908–1984). – генеральный конструктор авиационных газотурбинных двигателей, академик АН СССР. После окончания в 1931 году Киевского политехнического института он первым в мировом двигателестроении, работая в Харьковском авиационном институте, разработал проект двухконтурного (оказавшегося наиболее перспективным и в настоящее время) турбореактивного двигателя (ТРД). В этом двигателе впервые применялась ставшая теперь классической прямоточная схема с осевым многоступенчатым компрессором и кольцевой камерой сгорания, характерные и для современных энергетических стационарных газотурбинных установок.

Главным конструктором специального конструкторского бюро газотурбинных установок (СКБ ГУ) был назначен С.Д. Колосов. Было положено начало новой отрасли промышленности – корабельного и судового газотурбостроения, а лауреат Ленинской премии С.Д. Колосов по праву является его основателем и создателем.

Серьезным достоинством НПКГ «Зоря»–«Машпроект» явилось то, что предприятие не замкнулось на своих отраслевых интересах, а приняло непосредственное широкое участие в решении важных задач, стоявших перед народным хозяйством страны в области энергетики и газовой промышленности.

Имея целый ряд общих проблем и решений, стационарные газовые турбины имеют и заметные отличия от авиационных. Так, например, при общности аэродинамических задач создания высоконапорного и высоко-расходного компрессора конструирование его для стационарной ГТУ заметно легче, поскольку нет особых ограничений по габаритам и массе и поэтому они делаются с существенно большим количеством ступеней при заметно меньших скоростях потоков в сравнении с компрессором авиационного ГТД. Проектирование стационарных установок отличается от авиационных тем, что в них допустимо применение многоступенчатых турбин с небольшими осевыми скоростями газа, в то время как в авиационных газовых турбинах с небольшим количеством ступеней применяются высокие осевые скорости, что позволяет снизить высоту лопаток (и диаметр двигателя), а кинетическую энергию потока далее использовать в реактивном сопле.

Рис. 3.17. Авторское свидетельство А.М. Люльки на ДТРД: 1 – входной диффузор; 2 – вентилятор; 3 – компрессор; 4 – камера сгорания; 5 – газовая турбина; 6 – реактивное сопло

Условия работы основных деталей и узлов стационарных и авиационных турбин имеют заметные различия, что связано в первую очередь с разницей в ресурсах двигателей. Если в первом случае ресурсы находятся на уровне десятков тысяч часов (50–100 тыс.ч), то во втором это тысячи часов (3–20 тыс.ч). Поэтому в авиационных двигателях применяются, как правило, дорогие высоколегированные стали и сплавы на кобальтовой, молибденовой, хромовой и никелевой основах, чего не может позволить себе стационарное газотурбостроение, использующее менее дорогие стали и сплавы на основе никеля и хрома.

Ивченко Александр Георгиевич (1903– 1968) – известный украинский конструктор авиационных двигателей, академик АН УССР, создатель турбореактивных и турбовинтовых двигателей для самолетов многих типов. 

В стационарных газотурбинных установках в связи с меньшими ограничениями по массогабаритным требованиям гораздо легче осуществить более сложные термодинамические циклы, в частности регенеративный, циклы с промежуточным подогревом и охлаждением рабочего тела, газопаровые циклы с впрыском в проточную часть энергетического пара, получаемого в котле-утилизаторе за счет теплоты выхлопных газов, а также осуществлять работу газотурбинных установок по замкнутому циклу.

Названные выше достоинства и возможности стационарных газовых турбин, а также опыт, полученный при создании авиационных газотурбинных двигателей, инициировали бурное развитие стационарных газотурбинных установок после второй мировой войны. С пятидесятых годов ХХ века в мире начинается золотой век стационарного газотурбостроения. Газовые турбины энергично вторгаются в газовую промышленность и становятся основным видом приводных двигателей в газотранспортных системах (ГТС).

Большие успехи в создании стационарных газотурбинных установок для привода нагнетателей газа на компрессорных станциях (КС) магистральных газопроводов (МГ) были достигнуты и в СССР, так как многие основные положения теории и практики газовых турбин были успешно решены такими известными учеными России и Украины, как Щегляев А.В., Кириллов И.И., Жирицкий Г.С., Скубачевский Г.С., Костюк А.Г., Шерстюк А.Н., Селезнев К.П., Тырышкин В.Г., Дейч М.Е., Ольховский Г.Г., Копелев С.З., Швец И.Т., Дыбан Е.П., Шнеэ Я.И., Шубенко-Шубин Л.А., Христич В.А. и др. В 50–60-е годы ХХ века осваивается серийное производство приводных газотурбинных установок мощностью 4–6 МВт на Невском заводе (НЗЛ) в г. Ленинграде (Санкт-Петербурге) и 6–16 МВт на Турбомоторном заводе (ТМЗ) в г. Свердловске (Екатеринбурге). В Украине на Машиностроительном научнопроизводственном объединении (СМНПО) в г. Сумы начинается выпуск газоперекачивающих агрегатов (ГПА) мощностью от 6 до 16 МВт на базе судовых и авиационных газотурбинных двигателей, выпускаемых в Украине и России. Сегодня установленные мощности газотурбинных установок в газотранспортных системах мира составляют десятки миллионов киловатт, а единичные мощности газоперекачивающих агрегатов находятся в пределах от 4 до 25 МВт.

Колосов Сергей Дмитриевич (1904– 1975) – известный украинский конструктор авиационных и судовых двигателей, академик АН УССР, создатель турбореактивных и турбовинтовых двигателей для самолетов многих типов. Благодаря его трудам и трудам созданной им конструкторской школы город Николаев стал родиной отечественного корабельного и судового, а впоследствии – энергетического газотурбостроения.

В Украине на компрессорных станциях магистральных газопроводов в 2005 году установленная мощность приводных газотурбинных установок достигла 4,3 млн. кВт.

В СССР первые отечественные промышленные энергетические газотурбинные установки были выпущены в 1955–1956 гг. Эти установки ГТ-600-1,5, ГТ-700-4 (НЗЛ) и ГТ-12-(ЛМЗ) были спроектрированы на умеренные начальные температуры газов (600–700°С). Достигнутые к.п.д. этих установок из-за низких к.п.д. компрессоров и турбин, повышенных утечек воздуха из трактов высокого давления, недостаточной эффективности регенерации были, как правило, ниже проектных.

С учетом первого опыта, полученного на этих газотурбинных установках, начиная с 1960 года было выпущено несколько новых типов турбин – ГТ-700-12М (НЗЛ), ГТ-700-25-1 (ЛМЗ), ГТ-50 (ХТГЗ), представлявших следующий этап развития газотурбинной энергетики. Эти установки более быстроходны. При начальной температуре газов 700–800°С роторы и статоры турбин охлаждались воздухом.

Экономические показатели газотурбинных установок существенно улучшились, хотя в сложных по циклу и схемам установках и на этот раз не удалось получить проектные значения мощности и к.п.д. На Ленинградском металлическом заводе (ЛМЗ) были созданы энергетические газотурбинные установки мощностью от 9 до 150 МВт. Были выпущены более экономичные газотурбинные установки мощностью 100 МВт, работающие по сложному циклу с промежуточным охлаждением и подогревом рабочего тела. Первая в Украине энергетическая газотурбинная установка производства ЛМЗ мощностью 25 МВт была установлена в 50-е годы прошлого столетия на ГРЭС в г. Киеве. Позже на Симферопольской ГРЭС были установлены газотурбинные установки ЛМЗ мощностью по 100 МВт. В 90-е годы ХХ века на ЛМЗ были изготовлены энергетические газотурбинные установки мощностью 150 МВт.

История развития энергетического газотурбостроения в Украине, его успехи тесно связаны в первую очередь с деятельностью предприятий судового и авиационного газотурбинного двигателестроения, таких как государственное предприятие научно-производственный комплекс газотурбостроения (ГП НПКГ) «Зоря»–«Машпроект» (г. Николаев), возникший как его дочернее предприятие Криворожский турбинный завод «Восход» и конструкторское бюро «Энергия», а также Запорожское машиностроительное конструкторское бюро (ЗМКБ) «Прогресс» и завод «Мотор-Січ» (г. Запорожье). Вскоре после создания они становятся ведущими предприятиями страны в своих отраслях и достигают больших успехов и мировой известности. Они разрабатывают на базе своих двигателей газотурбинные установки для нужд газоперекачивающей промышленности и энергетики. Особых успехов достиг научно-производственный комплекс «Зоря»–«Машпроект», который стал одним из основных поставщиков газотурбинных установок мощностью от 10 до 25 МВт с к.п.д. 28,5–37% для газоперекачивающих агрегатов в газовой промышленности, а также для нужд энергетики России и Украины. Особенно перспективной для большой энергетики оказалась разработка одновальной энергетической газотурбинной установки мощностью 110 МВт с к.п.д. 36,5% (рис.3.18), выполненной по схеме простого цикла. Две такие установки в настоящее время проходят опытно-промышленную эксплуатацию в России и Украине.

Рис. 3.18. Энергоблок UGT 110000 на Ивановской ГРЭС в Комсомольске, Ивановской обл. (Россия)

Установки предназначены для работы как в автономном режиме, так и для работы в составе парогазовых установок, в частности в составе разработанной ПГУ-325 (2 х UGT 110000 + ПТУ-К-110-6,5), к.п.д. которой достигает 52%.

Использование конвертированных газотурбинных авиадвигателей предприятия «Мотор-Січ»–ЗМКБ «Прогресс» для нужд энергетики и газотранспортных систем характеризуется меньшими масштабами, чем у ГП НПКГ «Зоря»–«Машпроект». Однако оно тоже ощутимо. Предприятие выпускает энергетические газотурбинные установки мощностью 1,0–10 МВт и приводные газотурбинные установки мощностью 6,3 МВт с к.п.д. 24–34,5%.

В 50–60-е годы ХХ века на Харьковском турбогенераторном заводе была спроектирована, изготовлена и испытана стационарная энергетическая ГТУ мощностью 50 МВт. Впоследствии заводом было выпущено несколько стационарных энергетических ГТУ мощностью 45 и 35 МВт, установленных на электростанциях. Эти газовые турбины были использованы в 70-е годы ХХ века на одних из первых в мире парогазовых установках с высоконапорным и низконапорным парогенераторами на Невинномысской и Молдавской ГРЭС и до сих пор находятся в эксплуатации.

Послевоенные годы ознаменовались динамичным и интенсивным развитием стационарного энергетического газотурбостроения во всем мире, но особый прогресс был достигнут в США и Европе. Широкоизвестные ведущие американские и европейские фирмы «Дженерал электрик», «Вестингауз», «Солар», «Броун–Бовери», впоследствии АВВ, «Альстом», «Сименс», а также японские «Хитачи», «Мицубиси» создают совершенные и надежные высокоэкономичные стационарные энергетические газотурбинные установки. Начав выпуск с единичных мощностей установок 4–10 МВт с к.п.д. 24–26% и начальной температурой газа 700–800°С, они довели показатели современных серийно выпускаемых газотурбинных установок до единичных мощностей установок 260–280 МВт с к.п.д. 34–38% и температурой газа 1100–1300°С. Мощным стимулом для создания и выпуска стационарных энергетических газотурбинных установок стало развитие современной электроэнергетики в направлении всё возрастающего применения парогазовых технологий на электростанциях и теплоэлектроцентралях. Установленные мощности парогазовых установок в мире достигают многих сотен миллионов киловатт, а ежегодный ввод парогазовых установок в период 1997–2006 гг. достигал 25 ГВт. Единичные мощности парогазовых установок на таких электростанциях доходят до 600–800 МВт при к.п.д. 52–58%. Уже разработаны и созданы газотурбинные установки с начальной температурой газа 1300 и 1500°С с паровым охлаждением лопаток, что позволит поднять к.п.д. парогазовых установок до 58–60%. Такие установки, в частности, уже предлагают названные выше фирмы.

Анализ развития стационарного энергетического газотурбостроения показывает, что превалирующим направлением развития ГТУ в современных условиях являются установки простого цикла с горением при постоянном давлении. Сложные циклы с регенерацией теплоты уходящих газов, с промежуточным подогревом и охлаждением рабочего тела применяются реже. Однако в связи со сложностями дальнейшего повышения начальной температуры газа в последние годы наблюдается определенное повышение интереса к применению сложных циклов и ряд фирм разрабатывает ГТУ для работы по таким циклам.

Музей авиации и космонавтики Авиационного техникума Швецова. Часть II. Двигатели: starcom68 — LiveJournal

Продолжаем рассказ о музее Авиации и космонавтики Пермского авиационного техникума имени А.Д. Швецова.
В этот музей мы отправились в рамках фотопроекта «Сводите девушку в музей 2017» со студенткой юридического факультета Пермского государственного университета Анастасией Шумиловой и по приглашению создателя музея —  Галины Олеговны Смагиной.

В этой части репортажа мы на некоторое время выйдем за пределы музея и осмотрим класс Конструкции авиационных двигателей. Для тех кто фанатеет от авиационной темы, думаю, будет интересно посмотреть не на макеты, а на самые настоящие авиационные двигатели в разрезе и изнутри. А поможет нам в этом Настя и партнеры проекта из Школы и студии красоты «BeBeauty»

И так мы в классе в центре которого расположены парты для учащихся, а сбоку и в тыльной части размещены, похожие на сытых поросят, различные газотурбинные двигатели.

Газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.

Сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, куда также подаётся топливо, которое, сгорая, образует большое количество газообразных продуктов сгорания под высоким давлением. Затем в газовой турбине энергия давления продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счёт вращения лопаток, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, и считается полезной работой двигателя. Газотурбинные двигатели имеют самую большую удельную мощность среди ДВС, до 6 кВт/кг.

Существуествует несколько различных принципиальных схем газотурбинных двигателей. Простейший газотурбинный двигатель имеет только один вал, куда устанавливается турбина которая приводит во вращение компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.
Для начала рассмотрим АИ-20 — одновальный авиационный турбовинтовой двигатель. Серийное производство начато в 1957 году. Конструкторское бюро-разработчик: ГП «Запорожское машиностроительное конструкторское бюро „Прогресс“ имени академика А. Г. Ивченко». Заводы-изготовители: ОАО «Мотор Сич» (г. Запорожье) и Пермский моторный завод (1963—1965 гг.).

В 1957 году двигатель АИ-20 успешно прошел государственные испытания и был запущен в серийное производство одновременно на двух заводах – запорожском и пермском. Резервы, заложенные в конструкцию АИ-20 на этапе проектирования, позволили в дальнейшем создать целое семейство модифицированных двигателей мощностью от 4000 до 5180 л.с.

Почти 14 тысяч ТВД этого типа успешно эксплуатировались на военно-транспортных Ан-8 и Ан-12, пассажирских Ил-18 и Ан-10, противолодочных Ил-38, амфибиях Бе-12. Сегодня продолжают летать оснащенные двигателями АИ-20 Ан-12, небольшое количество Ил-18 и все еще значительный парк самолетов Ил-38. Модификации двигателя АИ-20Д серии 5 и серии 5Э, которые предназначены для эксплуатации на транспортных самолётах Ан-32 в условиях жаркого климата и высокогорных аэродромов, выпускаются на предприятии и сегодня.

На двигателях АИ-20 был достигнут высокий уровень надёжности, позволивший впервые в отечественном двигателестроении установить межремонтный ресурс, измеряемый тысячами часов.

На основе АИ-20 было создано семейство двигателей АИ-24: меньшей размерности, мощностью от 2550 до 2820 л.с. С 1961 года выпущено более 11 тысяч таких ТВД, которые устанавливались на пассажирских самолётах Ан-24 и других.
На фото двигатель представлен со стороны редуктора. Хорошо видны отверстия воздухозабоника и фланец крепления винта

Технические характеристикиТВД АИ-20:

Мощность на взлетном режиме: 4000 л.с.

Удельный расход топлива на взлетном режиме: 0,259 кг/л.с.ч.

Часовой расход топлива взлетном режиме: 1040 кг/ч

Расход воздуха на взлетном режиме: 20,9 кг/с

Степень повышения давления: 9,32

Температура газов максимальная: не более 720°С

Расход масла: не более 0,5 кг/ч

Масса двигателя: 1040 кг

Ресурс: до 40 000 мото-часов

На фото видны турбинные лопатки осевого 10-ступенчатого компрессора

Еще одним типом газотурбинного двигателя является турбовальный двигатель.

Такой двигатель чаще всего имеет свободную турбину. Вся турбина поделена на две части, между собой механически несвязанные. Связь между ними только газодинамическая. Газовый поток, вращая первую турбину, отдает часть своей мощности для вращения компрессора и далее, вращая вторую, через вал этой (второй) турбины приводит в действие полезные агрегаты. Реактивное сопло на турбовальном двигателе отсутствует. Выходное устройство для отработанных газов соплом не является и тяги не создаёт.

Выходной вал ТВаД, с которого снимается вся полезная мощность, может быть направлен как назад, через канал выходного устройства, так и вперед, либо через полый вал турбокомпрессора, либо через редуктор вне корпуса двигателя.

Редуктор — непременная принадлежность турбовального двигателя. Скорость вращения как ротора турбокомпрессора, так и ротора свободной турбины велика настолько, что это вращение не может быть напрямую передано на приводимые агрегаты. Поэтому между свободной турбиной и полезным агрегатом обязательно ставится редуктор для снижения частоты вращения приводного вала. В остальном принцип работы этого двигателя такой же, как и у ТРД.

Основное применение турбовальный двигатель находит в авиации, по большей части, на вертолетах. Полезная нагрузка в этом случае — несущий винт вертолёта.

Иногда ТВД выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит в движение компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и так далее), так и дополнительные каскады компрессора самого двигателя, расположенные перед основным. Разбиение компрессора на каскады (каскад низкого давления, каскад высокого давления — КНД и КВД соответственно, иногда между ними помещается каскад среднего давления, КСД, как, например, в двигателе НК-32 самолёта Ту-160) позволяет избежать помпажа на частичных режимах.

Также преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальной скорости вращения и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плохая приёмистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме лёгкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона.

Д-25В — авиационный турбовальный двигатель. Разработан в 50-е годы в ОКБ-19 (ныне — ОАО «Авиадвигатель», Пермь) под руководством Главного конструктора Павла Александровича Соловьёва. Двухвальный, со «свободной» турбиной привода полезной нагрузки.
Двигатель снят со стороны воздухозаборника и компрессора

Двигатель предназначался для тяжёлых вертолётов семейства Ми-6 и Ми-10

Особенностью двигателя Д-25В является наличие в нем свободной турбины для привода вала несущего винта вертолета, не связанной кинематически с турбокомпрессорной частью двигателя. Наличие такого рода турбины дает возможность устанавливать на ней обороты, независимо от режима работы турбокомпрессорной части двигателя. Эта особенность имеет ряд конструктивных и эксплуатационных преимуществ, а именно:

1. Позволяет получать желаемое число оборотов вала несущего винта вертолета по режимам и высотам полета, независимо от числа оборотов турбокомпрессорной части двигателя.

2. Позволяет получать оптимальные расходы топлива при различных условиях эксплуатации двигателя.

3. Обеспечивает более легкий запуск двигателя.

4. Исключает необходимость иметь в силовой установке вертолета фрикционную муфту (муфту включения).

Двигатель состоит из следующих основных узлов:

— входного корпуса компрессора с коробками приводов агрегатов;

— осевого девятиступенчатого (восьмиступенчатого) компрессора с перепуском воздуха после III и IV ступеней компрессора. Перепуск воздуха осуществляется автоматически через отверстия, прикрываемые лентами перепуска;

— трубчатокольцевой камеры сгорания с двенадцатью жаровыми трубами;

— одноступенчатой турбины, работающей на привод компрессора;

— двухступенчатой турбины (турбина винта), работающей через редуктор на привод вала несущего винта вертолета;

— трансмиссии, передающей крутящий момент от двухступенчатой турбины на редуктор;

— системы топливопитания и автоматического управления двигателем;

— системы автономного запуска со стартер-генератором;

— системы смазки и суфлирования;

— противопожарной системы двигателя;


На фото виден компрессор с ротором и камера сгорания у правого обреза кадра

Основные технические данные двигателя Д-25:
Обороты: 10350/8300 об/мин
Тяга: 6800 кг
Расход топлива: 0,62 кг топлива / кг тяги в час

Масса: 1250 кг

Фото сделано с тыльной стороны двигателя. Видны камера сгорания, турбина компрессора и свободная турбина (крыльчатки убраны), вал свободной турбины.

Переходим к турбореактивному двигателю Д-30 — классике пермского двигателестроения

Принцип работы турбореактивного двигателя. В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. Проходя через компрессор, воздух еще больше сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура.

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. 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 топливо-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, газа), 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 для их изготовления используют жаропрочные сплавы и термобарьерные покрытия. А также применяется система охлаждения воздухом, отбираемым от средних ступеней компрессора.


Турбореактивный двухконтурный двигатель Д-30 был разработан в ОКБ-19 П. А. Соловьёва в 1963 году для пассажирского самолёта Ту-134. Серийное производство двигателя организовано на Пермском и Рыбинском моторостроительных заводах в 1972 году. В дальнейшем двигатель неоднократно дорабатывался и модифицировался. На 2011 год в мире эксплуатировалось 220 двигателей Д-30-2/3, в 2011 их наработка составила 114005 часов. Общая наработка за всю историю 30 891 800 часов. В 2011 году наработка на досрочный съём двигателя по конструктивно-производственным дефектам, составила 57 003 часа, что в 9,5 раза выше нормативного показателя (6 000 часов)

ТРД Д-30 выполнен по двухвальной схеме, и состоит из компрессора, разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов, камеры сгорания, турбины и выходного устройства. Модификации Д-30КП и Д-30КУ оснащены реверсивным устройством. Запуск двигателя автоматический, осуществляется от воздушного стартера. Система зажигания электронная, включает агрегат зажигания и 2 полупроводниковые свечи поверхностного заряда. Масляная система автономная, нормально замкнутая, циркуляционная. Все агрегаты масляной системы расположены на двигателе. Двигатель работает на авиационном керосине марок Т-1, ТС-1, РТ.


Общий вид двигателя Д-30. Слева входное отверстие воздухозаборника, справа сопло

На базе Д-30 было разработано несколько модификаций:

Д-30 (ПС-30) — базовая модель, устанавливается на Ту-134. Базовая модель, устанавливаемая на Ту-134 неоднократно модернизировалась без изменения названия модели. В связи с этим различают 3 серии базового двигателя Д-30. Годы эксплуатации: Д-30 I серии с 1967, Д-30 II с 1970, Д-30 III с 1982

Применение: Ту-134 (базовая модификация Д-30), Ту-154 и Ил-62 (Д-30КУ)

Обозначение: ПС-30

Всего выпущено: 8000 (только базовая модификация)

Полная масса: 1944 кг

Рабочие характеристики

Тяга взлётная: 6934 кгс

Тяга крейсерская: 1450 кгс

Температура турбины: 1316 °C

В 2015 на Пермском моторном заводе произвели 11 двигателей промышленного применения на базе Д-30


Компрессор низкого давления в разрезе

Обратите внмиание как сложно здесь все устроено

А это какие-то странные цилиндры сверху, напоминающие противооткатные устройства артиллерийских орудий, расположенные в районе компрессора высокого давления

Вид на двигатель Д-30 со стороны сопла. Видны турбины привода компрессоров низкого и высокого давления. Внизу отдельно стоит кольцевая камера сгорания с расположенными по кольцу жаровыми трубами

Весь узел турбины в разрезе

А теперь перейдем у отдельным деталям двигателя Д-30 в изобилии раставленным по классу

Знаете какие самые сложные детали газотурбинных двигателей?

Правильно — турбинные лопатки. О сложности их изготовления говорит то, что турбинные лопатки производят не на заводах авиадвигателей, а на специальных заводах турбинных лопаток. Здесь все крайне сложно и высокотехнологично, начиная от профиля лопатки, технологии ее изготовления, материала и способа крепления в диске. Ведь турбинные лопатки работают под колоссальными нагрузками и в температурном диапазоне до 1500 градусов Цельсия. Как правило турбинные лопатки изготовляют из жаропрочных сплавов на основе никеля
На фото хорошо виден способ крепления лопаток к диску. Правда это лопатки компрессора.

Все блестящие лопатки на фото ниже это рабочие лопатки компрессора

От этих поверностей с плаными очертаниями и острыми коромками невозможно оторваться

Ротор осевого компрессора с десятью ступенями рабочих лопаток

Еще какое-то устройство типа редуктора

В демонстрационных целях к нему приделан ручной привод и модель получилась вполне рабочая

Еще какая-то еталь корпуса двигателя

Компрессор?

А теперь осмотрим еще один двигатель

Перед нами ТВ 2-117 — авиационный турбовальный двигатель, разработанный в 1959—1964 годах в ОКБ имени В. Я. Климова под руководством С. П. Изотова. Выпускался серийно с 1965 по 1997 год. Всего на Пермском моторном заводе выпущено около 23 000 двигателей ТВ2-117, общая наработка которых составляет более 100 млн часов.

Двигатель предназначался для вертолёта Ми-8 и устанавливался на различные его модификации. Компрессор — 10-ступенчатый, с регулируемым входным направляющим аппаратом (РВНА) и РНА первых трёх ступеней. Турбина компрессора — двухступенчатая, свободная турбина, приводящая полезную нагрузку — также двухступенчатая.

Вид на двигатель со стороны воздухозаборного отверстия и компрессора


Технические характеристики двигателя ТВ 2-117:

Мощность на взлётном режиме: 1500 л. с.

Удельный расход топлива: 0,310 кг/л.с.·час

Мощность на крейсерском режиме: 1000 л. с.

Удельный расход топлива: 0,275 кг/л.с.·час

Сухая масса: 334 кг

Назначенный ресурс: 12 000 часов

Компрессор двигателя ТВ 2-117


Выходное устройство двигателя за которым прячется вал свободной турбины

На этом наша экскурсия подходит к концу

Обратим внимание на еще один понравившийся мне стенд в классе. Здесь дана классификация подшипников.
Очень полезный стенд для тех, кто думает, что подшипники бывают только двух видов: шариковые и роликовые

Поблагодарим команду проекта, которая работала сегодня с нами:

Продолжение следует и оно будет интересным

Да, это еще не все. Небольшой видеоролик из которого можно узнать, что уже было и что еще нас ожидает в музее Пермского авиационного техникума им. Швецова

Использована информация из Вики, если не указано иное.

Вниманию донаторов, любое спонсорство и жетоны ЖЖ приветствуются.

Другие репортажи из цикла «Сводите девушку в музей 2017»:
1. В музее современного искусства PERMM http://starcom68.livejournal.com/2215385.html
2. В музее Н.Г.Славянова http://starcom68.livejournal.com/2221262.html
3. В авиационном музее техникума А.Д.Швецова. Часть I. http://starcom68.livejournal.com/2240407.html
4. В авиационном музее техникума А.Д.Швецова. Часть II. Двигатели http://starcom68.livejournal.com/2247576.html

Паровой двигатель в авиации: engineering_ru — LiveJournal

12 апреля 1933 г. Уильям Беслер стартовал с муниципального аэродрома города Окленд в Калифорнии на самолете с паровым двигателем.
Газеты написали:

«Взлет был нормальным во всех отношениях, за исключением отсутствия шума. Фактически, когда самолет уже отделился от земли, наблюдателям казалось, что он не набрал еще достаточной скорости. На полной мощности шум был заметен не более, чем при планирующем самолете. Можно было слышать только свист воздуха. При работе на полном паре винт производил только небольшой шум. Можно было различать через шум винта звук пламени…

Когда самолет шел на посадку и пересекал границу поля, то винт останавливался и пускался медленно в обратную сторону с помощью перевода реверса и последующего малого открывания дросселя. Даже при очень медленном обратном вращении винта снижение заметно становилось круче. Немедленно после касания земли пилот давал полный задний ход, который вместе с тормозами быстро останавливал машину. Краткий пробег особенно был заметен в этом случае, так как во время испытания была безветренная погода, и обычно пробег при посадке достигал нескольких сот футов».

В начале XX века рекорды высоты, достигнутой самолетами, ставились чуть ли не ежегодно:

Стратосфера сулила немалые выгоды для полета: меньшее сопротивление воздуха, постоянство ветров, отсутствие облачности, скрытность, недосягаемость для ПВО. Но как взлететь на высоту, например, 20 километров?

Здесь и далее по книге Дузя П.Д. «Паровой двигатель в авиации», Оборонгиз, 1939 год.

Мощность [бензинового] мотора падает быстрее, чем плотность воздуха.

На высоте 7000 м мощность мотора уменьшается почти в три раза. С целью повышения высотных качеств самолетов еще в конце империалистической войны делались попытки применять наддув, в период 1924-1929 гг. нагнетатели еще больше внедряются в производство. Однако обеспечить сохранение мощности двигателя внутреннего сгорания на высотах свыше 10 км становится все труднее.

Стремясь поднять «предел высоты», конструкторы всех стран все чаще и чаще обращают свои взоры на паровую машину, имеющую ряд преимуществ в качестве высотного двигателя. Отдельные страны, как, например, Германию, толкнули на этот путь и стратегические соображения, а именно — необходимость на случай большой войны добиться независимости от привозной нефти.

За последние годы были сделаны многочисленные попытки установить паровой двигатель на самолет. Быстрый рост авиационной промышленности накануне кризиса и монопольные цены на ее продукцию позволили не спешить с реализацией опытных работ и накопившихся изобретений. Эти попытки, принявшие особый размах в период экономического кризиса 1929-1933 гг. и наступившей затем депрессии, — не случайное явление для капитализма. В печати, в особенности в Америке и Франции, часто бросались упреки крупным концернам о наличии у них соглашений об искусственной задержке реализации новых изобретений.

Наметились два направления. Одно представлено в Америке Беслером, установившим на самолет обычную поршневую машину, другое же обусловлено применением турбины в качестве авиационного двигателя и связано, главным образом, с работами немецких конструкторов.

Братья Беслер взяли за основу поршневую паровую машину Добля для автомобиля и установили ее на биплан Тревел-Эр [описание их демонстрационного полета приведено в начале поста].
Видео того полета:

Машина снабжена реверсивным механизмом, при помощи которого можно легко и быстро изменять направление вращения вала машины не только в полете, но и при посадке самолета. Двигатель помимо пропеллера приводит в движение через соединительную муфту вентилятор, нагнетающий воздух в горелку. При старте пользуются небольшим электрическим моторчиком.

Машина развивала мощность в 90 л.с., но в условиях известной форсировки котла ее мощность можно довести до 135 л. с.
Давление пара в котле 125 aт. Температура пара поддерживалась около 400-430°. В целях максимальной автоматизации работы котла был применен нормализатор или прибор, помощью которого вода впрыскивалась под известным давлением в перегреватель, как только температура пара превышала 400°. Котел был снабжен питательным насосом и паровым приводом, а также первичным и вторичным подогревателями питающей воды, обогреваемыми отработанным паром.

На самолете были установлены два конденсатора. Более мощный переделан из радиатора мотора ОХ-5 и установлен сверху фюзеляжа. Менее мощный сделан из конденсатора парового автомобиля Добля и расположен под фюзеляжем. Производительность конденсаторов, как утверждали в печати, оказалась недостаточной для работы паровой машины на полном дросселе без выпуска в атмосферу «и приблизительно соответствовала 90% крейсерской мощности». Опыты показали, что при расходе 152 л горючего необходимо было иметь 38 л воды.

Общий вес паровой установки самолета составлял 4,5 кг на 1 л. с. По сравнению с мотором ОХ-5, работавшим на этом самолете, это давало лишний вес в 300 фунтов (136 кг). Не подлежит сомнению, что вес всей установки мог быть значительно снижен при облегчении деталей двигателя и конденсаторов.
Топливом служил газойль. В печати утверждали, что «между включением зажигания и пуском на полный ход прошло не более 5 мин.».

Другое направление в развитии паросиловой установки для авиации связано с использованием паровой турбины в качестве двигателя.
В 1932-1934 гг. в иностранную печать проникли сведения о сконструированной в Германии на электрозаводе Клинганберга оригинальной паровой турбине для самолета. Автором ее называли главного инженера этого завода Хютнера.
Парообразователь и турбина вместе с конденсатором здесь были объединены в один вращающийся агрегат, имеющий общий корпус. Хютнер замечает: «Двигатель представляет силовую установку, отличительная характерная особенность которой состоит в том, что вращающийся генератор пара образует одно конструктивное и эксплоатационное целое с вращающейся в противоположном направлении турбиной и конденсатором».
Основной частью турбины является вращающийся котел, образованный из целого ряда V-образных трубок, причем одно колено этих трубок соединено с коллектором для питательной воды, другое — с паросборником. Котел показан на фиг. 143.

Трубки расположены радиально вокруг оси и вращаются со скоростью в 3000—5000 об/мин. Поступающая в трубки вода устремляется под действием центробежной силы в левые ветви V-образных трубок, правое колено которых выполняет роль генератора пара. Левое колено трубок имеет ребра, нагреваемые пламенем от форсунок. Вода, проходя мимо этих ребер, превращается в пар, причем под действием центробежных сил, возникающих при вращении котла, происходит повышение давления пара. Давление регулируется автоматически. Разность плотностей в обеих ветвях трубок (пар и вода) дает переменную разность уровней, являющуюся функцией центробежной силы, а следовательно, и скорости вращения. Схема такого агрегата показана на фиг. 144.

Особенностью конструкции котла является расположение трубок, при котором во время вращения создается разрежение в камере сгорания, и таким образом котел выполняет как бы роль всасывающего вентилятора. Таким образом, как утверждает Хютнер, «вращением котла обусловливаются одновременно и питание его, и движение горячих газов, и движение охлаждающей воды».

Пуск турбины в ход требует всего 30 сек. Хютнер рассчитывал получить к. п. д. котла 88% и к. п. д. турбины 80%. Турбина и котел нуждаются для запуска в пусковых моторах.

В 1934 г. в печати промелькнуло сообщение о разработке проекта большого самолета в Германии, оборудованного турбиной с вращающимся котлом. Два года спустя во французской прессе утверждали, что в условиях большой засекреченности военным ведомством в Германии построен специальный самолет. Для него сконструирована паросиловая установка системы Хютнера мощностью в 2500 л. с. Длина самолета 22 м, размах крыльев 32 м, полетный вес (приблизительный) 14 т, абсолютный потолок самолета 14000 м, скорость полета на высоте в 10000 м — 420 км/час, подъем на высоту 10 км — 30 минут.
Весьма возможно, что эти сообщения в печати значительно преувеличены, но несомненно, что германские конструкторы работают над этой проблемой, и предстоящая война может здесь принести неожиданные сюрпризы.

В чем же заключается преимущество турбины перед двигателем внутреннего сгорания?
1. Отсутствие возвратно-поступательного движения при высоких скоростях вращения позволяет сделать турбину довольно компактной и меньших размеров, нежели современные мощные авиационные моторы.
2. Важным преимуществом является также относительная бесшумность работы парового двигателя, что важно как с точки зрения военной, так и в смысле возможности облегчения самолета за счет звукоизолирующего оборудования на пассажирских самолетах.
3. Паровая турбина, не в пример моторам внутреннего сгорания, почти не допускающим перегрузки, может быть перегружаема на короткий период до 100% при постоянной скорости. Это преимущество турбины дает возможность уменьшить длину разбега самолета и облегчает его подъем в воздух.
4. Простота конструкции и отсутствие большого количества подвижных и срабатывающихся деталей составляют также немаловажное преимущество турбины, делая ее более надежной и долговечной по сравнению с двигателями внутреннего сгорания.
5. Существенное значение имеет также отсутствие на паровой установке магнето, на работу которого можно воздействовать с помощью радиоволн.
6. Возможность использовать тяжелое топливо (нефть, мазут) помимо экономических преимуществ обусловливает большую безопасность парового двигателя в пожарном отношении. Создается к тому же возможность теплофицировать самолет.
7. Главное же преимущество парового двигателя заключается в сохранении его номинальной мощности с подъемом на высоту.

Одно из возражений против парового двигателя исходит, главным образом, от аэродинамиков и сводится к размерам и возможностям охлаждения конденсатора. Действительно, паровой конденсатор имеет поверхность в 5-6 раз большую, нежели водяной радиатор двигателя внутреннего сгорания.
Вот почему, стремясь снизить лобовое сопротивление такого конденсатора, конструкторы пришли к размещению конденсатора непосредственно по поверхности крыльев в виде сплошного ряда трубок, следующих точно контуру и профилю крыла. Помимо придания значительной жесткости это уменьшит и опасность обледенения самолета.

Имеется, конечно, еще целый ряд других технических трудностей в эксплоатации турбины на самолете.
— Неизвестно поведение форсунки на больших высотах.
— Для изменения быстрой нагрузки турбины, что является одним из условий работы авиационного двигателя, необходимо иметь либо запас воды, либо паросборник.
— Известные трудности представляет и разработка хорошего автоматического устройства для регулировки турбины.
— Неясно также и гироскопическое действие быстро вращающейся турбины на самолете.

Все же достигнутые успехи дают основания надеяться, что в ближайшее время паровая силовая установка найдет свое место в современном воздушном флоте, в особенности на транспортных коммерческих самолетах, а также на больших дирижаблях. Самое трудное в этой области уже сделано, и практики-инженеры сумеют добиться конечного успеха.

История изобретения и производства. Реактивный двигатель

В передней части реактивного двигателя располагается вентилятор. Он забирает воздух из внешней среды, засасывая его в турбину. В двигателях, применяемых в ракетах, воздух заменяет жидкий кислород. Вентилятор снабжен множеством титановых лопастей, имеющих специальную форму.

Площадь вентилятора стараются сделать достаточно большой. Помимо забора воздуха эта часть системы участвует также и в охлаждении двигателя, предохраняя его камеры от разрушения. Позади вентилятора располагается компрессор. Он под большим давлением нагнетает воздух в камеру сгорания.

Один из главных конструктивных элементов реактивного двигателя – камера сгорания. В ней топливо смешивается с воздухом и поджигается. Происходит возгорание смеси, сопровождающееся сильным разогревом деталей корпуса. Топливная смесь под действием высокой температуры расширяется. Фактически в двигателе происходит управляемый взрыв.

Из камеры сгорания смесь топлива с воздухом поступает в турбину, которая состоит из множества лопаток. Реактивный поток с усилием давит на них и приводит турбину во вращение. Усилие передается на вал, компрессор и вентилятор. Образуется замкнутая система, для работы которой требуется лишь постоянный подвод топливной смеси.

Последняя по счету деталь реактивного двигателя – сопло. Сюда из турбины поступает разогретый поток, формируя реактивную струю. В эту часть двигателя также подается от вентилятора холодный воздух. Он служит для охлаждения всей конструкции. Воздушный поток защищает манжету сопла от вредного воздействия реактивной струи, не позволяя деталям расплавиться.

Рабочим телом двигателя является реактивная . Она с очень большой скоростью истекает из сопла. При этом образуется реактивная сила, которая толкает все устройство в противоположном направлении. Тяговое усилие создается исключительно за счет действия струи, без какой-либо опоры на другие тела. Эта особенность работы реактивного двигателя позволяет использовать его в качестве силовой установки для ракет, самолетов и космических аппаратов.

Отчасти работа реактивного двигателя сравнима с действием струи воды, вытекающей из шланга. Под огромным давлением жидкость подается по рукаву к зауженному концу шланга. Скорость воды при выходе из брандспойта выше, чем внутри шланга. При этом образуется сила обратного давления, которая позволяет пожарному удерживать шланг лишь с большим трудом.

Производство реактивных двигателей представляет собой особую отрасль техники. Поскольку температура рабочего тела здесь достигает нескольких тысяч градусов, детали двигателя изготовляют из высокопрочных металлов и тех материалов, которые устойчивы к плавлению. Отдельные части реактивных двигателей выполняют, к примеру, из специальных керамических составов.

Функция тепловых двигателей – преобразование тепловой энергии в полезную механическую работу. Рабочим телом в таких установках служит газ. Он с усилием давит на лопатки турбины или на поршень, приводя их в движение. Самые простые примеры тепловых двигателей – это паровые машины, а также карбюраторные и дизельные двигатели внутреннего сгорания.

Поршневые тепловые двигатели имеют в своем составе один или несколько цилиндров, внутри которых находится поршень. В объеме цилиндра происходит расширение горячего газа. При этом поршень под воздействием газа перемещается и совершает механическую работу. Такой тепловой двигатель преобразует возвратно-поступательное движение поршневой системы во вращение вала. Для этой цели двигатель оснащается кривошипно-шатунным механизмом.

К тепловым двигателям внешнего сгорания относятся паровые машины, в которых рабочее тело разогревается в момент сжигания топлива за пределами двигателя. Нагретый газ или пар под сильным давлением и при высокой температуре подается в цилиндр. Поршень при этом перемещается, а газ постепенно охлаждается, после чего давление в системе становится почти равным атмосферному.

Отработавший свое газ выводится из цилиндра, в который немедленно подается очередная порция. Для возврата поршня в начальное положение применяют маховики, которые крепят на вал кривошипа. Подобные тепловые двигатели могут обеспечивать одинарное или двойное действие. В двигателях с двойным действием на один оборот вала приходится две стадии рабочего хода поршня, в установках одинарного действия поршень совершает за то же время один ход.

Отличие двигателей внутреннего сгорания от описанных выше систем состоит в том, что горячий газ здесь получается при сжигании топливно-воздушной смеси непосредственно в цилиндре, а не вне его. Подвод очередной порции горючего и

Широкое применение реактивные двигатели в настоящее время получили в связи с освоением космического пространства. Применяются они также для метеорологических и военных ракет различного радиуса действия. Кроме того, все современные скоростные самолёты оснащены воздушно-реактивными двигателям

В космическом пространстве использовать какие-либо другие двигатели, кроме реактивных, невозможно: нет опоры (твёрдой жидкой или газообразной), отталкиваясь от которой космический корабль мог бы получить ускорение. Применение же реактивных двигателей для самолётов и ракет, не выходящих за пределы атмосферы, связано стем, что именно реактивные двигатели могут обеспечить максимальную скорость полёта.

Устройство реактивного двигателя.

Просто по принципу действия: забортный воздух (в ракетных двигателях — жидкий кислород) засасывается в турбину , там смешивается с топливом и сгорая, в конце турбины образует т.н. “рабочее тело” (реактивная струя), которое и дви­гает машину.

В начале турбины стоит вентилятор , который засасывает воздух из внешней среды в турбины. Основных задач две — первичный забор воздуха и охлаждение всего дв игателя в целом, путем прокачивания воздуха между внешней оболочкой двигателя и внутренними деталями. Это охлаждает камеры смешивания и сгорания и не дает им разрушится.

За вентилятором стоит мощный компрессор , который нагнетает воздух под большим давлением в камеру сгорания.

Камера сгорания смешивает топливо с воздухом. После образования топливо-воздушной смеси, она поджигается. В процессе возгорания происходит значительный разогрев смеси и окружающих деталей, а также объемное расширение. Фактически, реактивный двигатель использует для движения управляемый взрыв. Камера сгорания реактивного двигателя — одна из самых горячих его частей. Ей необходимо постоянное интенсивное охлаждение . Но и этого недостаточно. Температура в ней достигает 2700 градусов, поэтому её часто делают из керамики.

После камеры сгорания, горящая топливо-воздушная смесь направляется непосредственно в турбину . Турбина состоит из сотен лопаток, на которые давит реактивный поток, приводя турбину во вращение. Турбина в свою очередь вращает вал , на котором находятся вентиллятор и компрессор . Таким образом система замыкается и требует лишь подвода топлива и воздуха для своего функционироваия.

Существует два основных класса реактивных двига телей:

Воздушно-реактивные двигатели — реактивный двигатель, в котором атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а также при создании реактивной тяги двигателя. Такие двигатели используют энергию окисления горючего кислородом воздуха, забираемого из атмосферы. Рабочее тело этих двигателей представляет собой смесь продуктов горения с остальными компонентами забранного воздуха.

Ракетные двигатели — содержат все компоненты рабочего тела на борту и способны работать в любой среде , в том числе и в безвоздушном пространстве.

Виды реактивных двигателей.

Классический реактивный двигатель — используется в основном на истребителях в различных модификациях.

Турбовентиляторный реактивный двигатель.

Этот тип двигателя является более экономичным родственником классического типа. главное отличие в том, что на входе ставится вентилятор большего диаметра , который подает воздух не только в турбину, но и создает достаточно мощный поток вне её . Таким образом достигается повышенная экономичность, за счет улучшения КПД.

Идеи создания теплового двигателя, к которому относится и реактивный двигатель, известны человеку с древнейших времен. Так, в трактате Герона Александрийского под названием «Пневматика» присутствует описание Эолипила – шара «Эола». Данная конструкция представляла собой не что иное, как паровую турбину, в которой пар подавался через трубки в бронзовую сферу и, вырываясь из нее, эту сферу и раскручивал. Вероятнее всего, устройство использовалось для развлечений.

Шар «Эола» Несколько дальше продвинулись китайцы, создавшие в XIII веке некое подобие «ракет». Используемая изначально в качестве фейерверка, в скором времени новинка была взята на вооружение и применялась в боевых целях. Не обошел стороной идею и великий Леонардо, вознамерившийся при помощи горячего воздуха, подаваемого на лопасти, вращать вертел для жарки. Впервые идею газотурбинного двигателя предложил в 1791 году английский изобретатель Дж. Барбер: конструкция его ГТД была оснащена газогенератором, поршневым компрессором, камерой сгорания и газовой турбиной. Использовал в качестве силовой установки для своего самолета, разработанного в 1878 году, тепловой двигатель и А.Ф. Можайский: два паросиловых двигателя приводили в движение пропеллеры машины. Из-за низкого КПД желаемого эффекта достичь не удалось. Другой русский инженер – П.Д. Кузьминский – в 1892 году разработал идею газотурбинного двигателя, в котором топливо сгорало при постоянном давлении. Начав реализацию проекта в 1900 году, он решил установить ГТД с многоступенчатой газовой турбиной на небольшой катер. Однако смерть конструктора помешала закончить начатое. Более интенсивно за создание реактивного двигателя принялись лишь в ХХ веке: сначала теоретически, а через несколько лет – уже и практически. В 1903 году в работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами» К.Э. Циолковским были разработаны теоретические основы жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с описанием основных элементов реактивного двигателя, использующего жидкое топливо. Идея создания воздушно-реактивного двигателя (ВРД) принадлежит Р. Лорину, запатентовавшему проект в 1908 году. При попытке создания двигателя, после обнародования чертежей устройства в 1913 году, изобретатель потерпел неудачу: скорости, необходимой для функционирования ВРД, достигнуть так и не удалось. Попытки создания газотурбинных двигателей продолжались и далее. Так, в 1906 году русский инженер В.В. Караводин разработал, а через два года и построил бескомпрессорный ГТД с четырьмя камерами прерывистого сгорания и газовой турбиной. Однако мощность, развиваемая устройством, даже при 10000 об/мин не превышала 1,2 квт (1,6 л.с.). Создал газотурбинный двигатель прерывистого горения и немецкий конструктор Х. Хольварт. Построив ГТД в 1908 году, к 1933 году, после многолетних работ по его совершенствованию, он довёл КПД двигателя до 24%. Тем не менее, идея не нашла широкого применения.

В.П. Глушко Идея же турбореактивного двигателя была озвучена в 1909 году русским инженером Н.В. Герасимовым, получившим патент на газотурбинный двигатель для создания реактивной тяги. Работы по реализации этой идеи не прекращались в России и впоследствии: в 1913 году М.Н. Никольской проектирует ГТД мощностью 120 квт (160 л.с.) с трёхступенчатой газовой турбиной; в 1923 году В.И. Базаров предлагает принципиальную схему газотурбинного двигателя, близкую по схеме современным турбовинтовым двигателям; в 1930 году В.В. Уваров совместно с Н.Р. Брилингом проектирует, а в 1936 году и реализует газотурбинный двигатель с центробежным компрессором. Огромный вклад в создание теории реактивного двигателя внесли работы русских ученых С.С. Неждановского, И.В. Мещерского, Н.Е. Жуковского. французского учёного Р. Эно-Пельтри, немецкого учёного Г. Оберта. На создание воздушно-реактивного двигателя повлияла и работа известного советского ученого Б.С. Стечкина, который опубликовал в 1929 году свой труд «Теория воздушно-реактивного двигателя». Не останавливались работы по созданию и жидкостного реактивного двигателя: в 1926 году американский ученый Р. Годдард осуществил запуск ракеты на жидком топливе. Работы над этой темой происходили и в Советском Союзе: в период с 1929 по 1933 год В.П. Глушко разработал и испытал в действии в Газодинамической лаборатории электротермический реактивный двигатель. Им же в этот период были созданы и первые отечественные жидкостные реактивные двигатели – ОРМ, ОРМ-1, ОРМ-2. Наибольший вклад в практическое воплощение реактивного двигателя внесли немецкие конструкторы и ученые. Имея поддержку и финансирование со стороны государства, рассчитывавшего этим путем добиться технического превосходства в грядущей войне, инженерный корпус III Рейха с максимальной отдачей и в короткие сроки подошел к созданию боевых комплексов, имевших в своей основе идеи реактивного движения. Концентрируя внимание на авиационной составляющей, можно сказать, что уже 27 августа 1939 года летчик-испытатель фирмы Heinkel флюг-капитан Э. Варзиц поднял в воздух He.178 – реактивный самолет, технологические наработки которого были впоследствии использованы при создании истребителей Heinkel He.280 и Messerschmitt Me.262 Schwalbe. Установленный на Heinkel He.178 двигатель Heinkel Strahltriebwerke HeS 3 конструкции Х.-И. фон Охайна хоть и не обладал высокой мощностью, но сумел открыть эру реактивных полетов боевой авиации. Достигнутая He.178 максимальная скорость в 700км/ч с использованием двигателя, мощность которого не превышала 500 кгс, говорила о многом. Впереди лежали безграничные возможности, которые лишали будущего поршневые моторы. Созданная в Германии целая серия реактивных двигателей, например, Jumo-004 производства фирмы Junkers, позволила ей уже в конце Второй мировой войны обладать серийными реактивными истребителями и бомбардировщиками, опередив другие страны в этом направлении на несколько лет. После поражения III Рейха именно немецкие технологии дали толчок развитию реактивного самолетостроения во многих странах мира. Единственной страной, сумевшей ответить на немецкий вызов, была Великобритания: созданный Ф. Уиттлом турбореактивный двигатель Rolls-Royce Derwent 8 был установлен на истребителе Gloster Meteоr.

Трофейный Jumo 004 Первым в мире турбовинтовым двигателем стал венгерский двигатель Jendrassik Cs-1 конструкции Д. Ендрашика, построившего его в 1937 году на заводе Ganz в Будапеште. Несмотря на возникшие в ходе внедрения проблемы, двигатель предполагалось устанавливать на венгерский двухмоторный штурмовик Varga RMI-1 X/H, специально сконструированный для этого авиаконструктором Л. Варго. Однако довести работы до конца венгерские специалисты так и не сумели – предприятие было перенацелено на выпуск немецких моторов Daimler-Benz DB 605, выбранных для установки на венгерские Messerschmitt Me.210. Перед началом войны в СССР продолжались работы по созданию различных типов реактивных двигателей. Так, в 1939 году прошли испытания ракеты, на которых стояли прямоточные воздушно-реактивные двигатели конструкции И.А. Меркулова. В том же году на ленинградском Кировском заводе начались работы по постройке первого отечественного турбореактивного двигателя конструкции А.М. Люльки. Однако начавшаяся война прекратила опытные работы над двигателем, направив всю мощность производства на нужды фронта. Настоящая эра реактивных двигателей началась после завершения Второй мировой войны, когда за короткий промежуток времени был покорен не только звуковой барьер, но и земное притяжение, что позволило вывести человечество в космическое пространство.

Изобретатель : Френк Уиттл (двигатель)
Страна : Англия
Время изобретения : 1928 г.

Турбореактивная авиация зародилась в годы Второй мировой войны, когда был достигнут предел совершенства прежних винтомоторных , оснащенных .

С каждым годом гонка за скоростью становилась все труднее, поскольку даже незначительный ее прирост требовал сотен добавочных лошадиных сил мощности двигателя и автоматически приводил к утяжелению самолета. В среднем, увеличение мощности на 1 л.с. вело за собой увеличение массы двигательной установки (самого двигателя, винта и вспомогательных средств) в среднем на 1 кг. Простые расчеты показывали, что создать винтомоторный самолет-истребитель со скоростью порядка 1000 км/ч практически невозможно.

Необходимая для этого мощность двигателя в 12000 лошадиных сил могла быть достигнута только при весе мотора порядка 6000 кг. В перспективе выходило, что дальнейший рост скорости приведет к вырождению боевых самолетов, превратит их в аппараты, способные носить лишь самих себя.

Для оружия, радиооборудования, брони и запаса горючего на борту уже не оставалось места. Но даже такой ценой невозможно было получить большого прироста скорости. Более тяжелый мотор увеличивал общий вес , что заставляло увеличивать площадь крыла, это вело к возрастанию их аэродинамического сопротивления, для преодоления которого необходимо было повысить мощность двигателя.

Таким образом, круг замыкался и скорость порядка 850 км/ч оказывалась предельно возможной для самолета с . Выход из этой порочной ситуации мог быть только один — требовалось создать принципиально новую конструкцию авиационного двигателя, что и было сделано, когда на смену поршневым самолетам пришли турбореактивные.

Принцип действия простого реактивного двигателя можно понять, если рассмотреть работу пожарного брандспойта. Вода под давлением подается по шлангу к брандспойту и истекает из него. Внутреннее сечение наконечника брандспойта суживается к концу, в связи с чем струя вытекающей воды имеет большую скорость, чем в шланге.

Сила обратного давления (реакции) при этом бывает настолько велика, что пожарник зачастую должен напрягать все силы для того, чтобы удержать брандспойт в требуемом направлении. Этот же принцип можно применить в авиационном двигателе. Самым простым реактивным двигателем является прямоточный.

Представим себе трубу с открытыми концами, установленную на движущемся самолете. Передняя часть трубы, в которую поступает воздух вследствие движения самолета, имеет расширяющееся внутреннее поперечное сечение. Из-за расширения трубы скорость поступающего в нее воздуха снижается, а давление соответственно увеличивается.

Допустим, что в расширяющейся части в поток воздуха впрыскивается и сжигается горючее. Эту часть трубы можно назвать камерой сгорания. Сильно нагретые газы стремительно расширяются и вырываются через суживающееся реактивное сопло со скоростью, многократно превосходящей ту, которую воздушный поток имел на входе. За счет этого увеличения скорости создается реактивная сила тяги, которая толкает самолет вперед.

Нетрудно видеть, что такой двигатель может работать лишь в том случае, если он движется в воздухе со значительной скоростью, но он не может приводиться в действие тогда, когда находится без движения. Самолет с таким двигателем должен или запускаться с другого самолета или разгоняться с помощью специального стартового двигателя. Этот недостаток преодолен в более сложном турбореактивном двигателе.

Наиболее ответственным элементом этого двигателя является газовая турбина, которая приводит во вращение воздушный компрессор, сидящий на одном с ней валу. Воздух, поступающий в двигатель, сначала сжимается во входном устройстве — диффузоре, затем в осевом компрессоре и после этого попадает в камеру сгорания.

Топливом обычно служит керосин, который вбрызгивается в камеру сгорания через форсунку. Из камеры продукты сгорания, расширяясь, поступают, прежде всего, на лопатки газовой , приводя ее во вращение, а затем в сопло, в котором разгоняются до очень больших скоростей.

Газовая турбина использует лишь небольшую часть энергии воздушно-газовой струи. Остальная часть газов идет на создание реактивной силы тяги, которая возникает за счет истекания с большой скоростью струи продуктов сгорания из сопла. Тяга турбореактивного двигателя может форсироваться, то есть увеличиваться на короткий период времени различными способами.

Например, это можно делать с помощью так называемого дожигания (при этом в поток газов позади турбины дополнительно впрыскивается топливо, которое сгорает за счет кислорода, не использованного в камерах сгорания). Дожиганием можно за короткий срок дополнительно увеличить тягу двигателя на 25-30% при малых скоростях и до 70% при больших скоростях.

Газотурбинные двигатели начиная с 1940 года, произвели настоящую революцию в авиационной технике, но первые разработки по их созданию появились десятью годами прежде. Отцом турбореактивного двигателя по праву считается английский изобретатель Френк Уиттл. Еще в 1928 году, будучи слушателем в авиационной школе в Крэнуэлле, Уиттл предложил первый проект реактивного двигателя, оснащенного газовой турбиной.

В 1930 году он получил на него патент. Государство в то время не заинтересовалось его разработками. Но Уиттл получил помощь от некоторых частных фирм, и в 1937 году по его проекту фирма «Бритиш-Томсон-Хаустон» построила первый в истории турбореактивный двигатель, получивший обозначение «U». Только после этого министерство авиации обратило внимание на изобретение Уиттла. Для дальнейшего совершенствования двигателей его конструкции была создана фирма «Пауэр», имевшая поддержку от государства.

Тогда же идеи Уиттла оплодотворили конструкторскую мысль Германии. В 1936 году немецкий изобретатель Охайн, в то время студент Геттингенского университета, разработал и запатентовал свой турбореактивный двигатель. Его конструкция почти ничем не отличалась от конструкции Уиттла. В 1938 году фирма «Хейнкель», принявшая Охайна на работу, разработала под его руководством турбореактивный двигатель HeS-3B, который был установлен на самолете He-178. 27 августа 1939 года этот самолет совершил первый успешный полет.

Конструкция He-178 во многом предвосхищала устройство будущих реактивных самолетов. Воздухозаборник располагался в носовой части фюзеляжа. Воздух, разветвляясь, обходил кабину летчика и попадал прямым потоком в двигатель. Горячие газы истекали через сопло в хвостовой части. Крылья у этого самолета были еще деревянные, но фюзеляж — из дюралюминия.

Двигатель, установленный позади кабины летчика, работал на бензине и развивал тягу 500 кг. Максимальная скорость самолета достигала 700 км/ч. В начале 1941 года Ханс Охайн разработал более совершенный двигатель HeS-8 с тягой 600 кг. Два таких двигателя были установлены на следующем самолете He-280V.

Испытания его начались в апреле того же года и показали хороший результат — самолет развивал скорость до 925 км/ч. Однако серийное производство этого истребителя так и не началось (всего было изготовлено 8 штук) из-за того, что двигатель все-таки оказался ненадежным.

Тем временем «Бритиш-Томсон-Хаустон» выпустила двигатель W1.X, специально спроектированный под первый английский турбореактивный самолет «Глостер G40», который совершил свой первый полет в мае 1941 года (на самолете был установлен затем усовершенствованный двигатель Уиттла W.1). Английскому первенцу было далеко до немецкого. Максимальная скорость его равнялась 480 км/ч. В 1943 году был построен второй «Глостер G40» с более мощным двигателем, развивавший скорость до 500 км/ч.

По своей конструкции «Глостер» удивительно напоминал немецкий «Хейнкель». G40 имел цельнометаллическую конструкцию с воздухозаборником в носовой части фюзеляжа. Подводящий воздуховод был разделен и огибал с обеих сторон кабину летчика. Истечение газов происходило через сопло в хвосте фюзеляжа.

Хотя параметры G40 не только не превосходили те, что имели в то время скоростные винтомоторные самолеты, но и заметно уступали им, перспективы применения реактивных двигателей оказались настолько многообещающими, что английское министерство авиации решило приступить к серийному выпуску турбореактивных истребителей-перехватчиков. Фирма «Глостер» получила заказ на разработку такого самолета.

В последующие годы сразу несколько английских фирм начали производить различные модификации турбореактивного двигателя Уиттла. Фирма «Ровер», взяв за основу двигатель W.1, разработала двигатели W2B/23 и W2B/26. Затем эти двигатели были куплены фирмой «Роллс-Ройс», которая на их основе создала свои модели — «Уэллэнд» и «Дервент».

Первым в истории серийным турбореактивным самолетом стал, впрочем, не английский «Глостер», а немецкий «Мессершмитт» Ме-262. Всего было изготовлено около 1300 таких самолетов различных модификаций, оснащенных двигателем фирмы «Юнкерс» «Юмо-004B». Первый самолет этой серии был испытан в 1942 году. Он имел два двигателя с тягой 900 кг и развивал скорость 845 км/ч.

Английский серийный самолет «Глостер G41 Метеор» появился в 1943 году. Оснащенный двумя двигателями «Дервент» с тягой каждого по 900 кг, «Метеор» развивал скорость до 760 км/ч и имел высоту полета до 9000 м. В дальнейшем на самолеты начали устанавливать более мощные «Дервенты» с тягой около 1600 кг, что позволило увеличить скорость до 935 км/ч. Этот самолет отлично зарекомендовал себя, поэтому производство различных модификаций G41 продолжалось вплоть до конца 40-х годов.

США в развитии реактивной авиации поначалу сильно отставали от европейских стран. Вплоть до Второй мировой войны здесь вообще не было предпринято никаких попыток создать реактивный самолет. Только в 1941 году, когда из Англии были получены образцы и чертежи двигателей Уиттла, эти работы развернулись полным ходом.

Фирма «Дженерал Электрик», взяв за основу модель Уиттла, разработала турбореактивный двигатель I-A, который был установлен на первом американском реактивном самолете P-59A «Эркомет». Американский первенец впервые поднялся в воздух в октябре 1942 года. Он имел два двигателя, которые размещались под крыльями вплотную к фюзеляжу. Это была еще несовершенная конструкция.

По свидетельству американских летчиков, испытывавших самолет, P-59 был хорош в управлении, но летные данные его оставались неважными. Двигатель оказался слишком маломощным, так что это был скорее планер, чем настоящий боевой самолет. Всего было построено 33 такие машины. Их максимальная скорость составляла 660 км/ч, а высота полета до 14000 м.

Первым серийным турбореактивным истребителем в США стал «Локхид F-80 Шутинг Стар» с двигателем фирмы «Дженерал Электрик» I-40 (модификация I-A). До конца 40-х годов было выпущено около 2500 этих истребителей различных моделей. Скорость их в среднем составляла около 900 км/ч. Однако на одной из модификаций этого самолета XF-80B 19 июня 1947 года впервые в истории была достигнута скорость 1000 км/ч.

В конце войны реактивные самолеты по многим параметрам еще уступали отработанным моделям винтомоторных самолетов и имели множество своих специфических недостатков. Вообще, при строительстве первых турбореактивных самолетов конструкторы во всех странах столкнулись со значительными трудностями. То и дело прогорали камеры сгорания, ломались лопатки и компрессоров и, отделившись от ротора, превращались в снаряды, сокрушавшие корпус двигателя, фюзеляж и крыло.

Но, несмотря на это, реактивные самолеты имели перед винтомоторными огромное преимущество — приращение скорости с увеличением мощности турбореактивного двигателя и его веса происходило гораздо стремительнее, чем у поршневого. Это решило дальнейшую судьбу скоростной авиации — она повсеместно становится реактивной.

Увеличение скорости вскоре привело к полному изменению внешнего вида самолета. На околозвуковых скоростях старая форма и профиль крыла оказались неспособными нести самолет — он начинал «клевать» носом и входил в неуправляемое пике. Результаты аэродинамических испытаний и анализ летных происшествий постепенно привели конструкторов к новому типу крыла — тонкому, стреловидному.

Впервые такая форма крыльев появилась на советских истребителях. Несмотря на то, что СССР позже западных государств приступил к созданию турбореактивных самолетов, советские конструкторы очень быстро сумели создать высококлассные боевые машины. Первым советским реактивным истребителем, запущенным в производство, был Як-15.

Он появился в конце 1945 года и представлял собой переоборудованный Як-3 (известный во время войны истребитель с поршневым мотором), на который был установлен турбореактивный двигатель РД-10 — копия трофейного немецкого «Юмо-004B» с тягой 900 кг. Он развивал скорость около 830 км/ч.

В 1946 году на вооружение Советской армии поступил МиГ-9, снабженный двумя турбореактивными двигателями «Юмо-004B» (официальное обозначение РД-20), а в 1947 году появился МиГ-15 — первый в истории боевой реактивный самолет со стреловидным крылом, оснащенный двигателем РД-45 (так обозначался двигатель «Нин» фирмы «Роллс-Ройс», купленный по лицензии и модернизированный советскими авиаконструкторами) с тягой 2200 кг.

МиГ-15 поразительно отличался от своих предшественников и удивлял боевых летчиков необыкновенными, скошенными назад крыльями, огромным килем, увенчанным таким же стреловидным стабилизатором, и сигарообразным фюзеляжем. Самолет имел и другие новинки: катапультирующееся кресло и гидравлические усилители рулей.

Он был вооружен скорострельной и двумя (в более поздних модификациях — тремя пушками). Обладая скоростью 1100 км/ч и потолком в 15000 м, этот истребитель в течение нескольких лет оставался лучшим в мире боевым самолетом и вызвал к себе огромный интерес. (Позже конструкция МиГ-15 оказала значительное влияние на проектирование истребителей в западных странах.)

В короткое время МиГ-15 стал самым распространенным истребителем в СССР, а также был принят на вооружение в армиях его союзников. Этот самолет хорошо зарекомендовал себя и во время Корейской войны. По многим параметрам он превосходил американские «Сейбры».

С появлением МиГ-15 закончилось детство турбореактивной авиации и начался новый этап в ее истории. К этому времени реактивные самолеты освоили все дозвуковые скорости и вплотную приблизились к звуковому барьеру.

Реактивные авиадвигатели во второй половине XX века открыли новые возможности в авиации: полеты на скоростях, превышающих скорость звука, создание самолетов с высокой грузоподъемностью, сделали возможным массовые путешествия на большие расстояния. Турбореактивный двигатель по праву считается одним из самых важных механизмов ушедшего века, несмотря на простой принцип работы.

История

Первый самолет братьев Райт, самостоятельно оторвавшийся от Земли в 1903 году, был оснащен поршневым двигателем внутреннего сгорания. И на протяжении сорока лет этот тип двигателя оставался основным в самолетостроении. Но во время Второй мировой войны стало ясно, что традиционная поршнево-винтовая авиация подошла к своему технологическому пределу – как по мощности, так и по скорости. Одной из альтернатив был воздушно-реактивный двигатель.

Идею применения реактивной тяги для преодоления земного притяжения впервые довел до практической осуществимости Константин Циолковский. Еще в 1903 году, когда братья Райт запускали свой первый самолет «Флайер-1», российский ученый опубликовал свой труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами», в котором он разработал основы теории реактивного движения. Опубликованная в «Научном обозрении» статья утвердила за ним репутацию мечтателя и не была воспринята всерьез. Циолковскому потребовались годы трудов и смена политического строя, чтоб доказать свою правоту.

Реактивный самолет Су-11 с двигателями ТР-1, разработки КБ Люльки

Тем не менее, родиной серийного турбореактивного двигателя суждено было стать совсем другой стране – Германии. Создание турбореактивного двигателя в конце 1930-х было своеобразным хобби немецких компаний. В этой области отметились практически все известные ныне бренды: Heinkel, BMW, Daimler-Benz и даже Porsche. Основные лавры достались компании Junkers и ее первому в мире серийному турбореактивному двигателю 109-004, устанавливаемому на первый же в мире турбореактивный самолет Me 262.

Несмотря на невероятно удачный старт в реактивной авиации первого поколения, немецкие решения дальнейшего развития нигде в мире не получили, в том числе и в Советском Союзе.

В СССР разработкой турбореактивных двигателей наиболее удачно занимался легендарный авиаконструктор Архип Люлька. Еще в апреле 1940 года он запатентовал собственную схему двухконтурного турбореактивного двигателя, позже получившую мировое признание. Архип Люлька не нашел поддержки у руководства страны. С началом войны ему вообще предложили переключиться на танковые двигатели. И только когда у немцев появились самолеты с турбореактивными двигателями, Люльке было приказано в срочном порядке возобновить работы по отечественному турбореактивному двигателю ТР-1.

Уже в феврале 1947 года двигатель прошел первые испытания, а 28 мая свой первый полет совершил реактивный самолет Су-11 с первыми отечественными двигателями ТР-1, разработки КБ А.М. Люльки, ныне филиала Уфимского моторостроительного ПО, входящего в Объединенную двигателестроительную корпорацию (ОДК).

Принцип работы

Турбореактивный двигатель (ТРД) работает на принципе обычной тепловой машины. Не углубляясь в законы термодинамики, тепловой двигатель можно определить как машину для преобразования энергии в механическую работу. Этой энергией обладает так называемое рабочее тело – используемый внутри машины газ или пар. При сжатии в машине рабочее тело получает энергию, а при последующем его расширении мы имеем полезную механическую работу.

При этом понятно, что работа, затрачиваемая на сжатие газа должна быть всегда меньше работы, которую газ может совершить при расширении. Иначе никакой полезной «продукции» не будет. Поэтому газ перед расширением или во время него нужно еще и нагревать, а перед сжатием – охладить. В итоге за счет предварительного нагрева энергия расширения значительно повысится и появится ее излишек, который можно использовать для получения необходимой нам механической работы. Вот собственно и весь принцип работы турбореактивного двигателя.

Таким образом, любой тепловой двигатель должен иметь устройство для сжатия, нагреватель, устройство для расширения и охлаждения. Все это есть у ТРД, соответственно: компрессор, камера сгорания, турбина, а в роли холодильника выступает атмосфера.



Рабочее тело – воздух, попадает в компрессор и сжимается там. В компрессоре на одной вращающейся оси укреплены металлические диски, по венцам которых размещены так называемые «рабочие лопатки». Они «захватывают» наружный воздух, отбрасывая его внутрь двигателя.

Далее воздух поступает в камеру сгорания, где нагревается и смешивается с продуктами сгорания (керосина). Камера сгорания опоясывает ротор двигателя после компрессора сплошным кольцом, либо в виде отдельных труб, которые называются жаровыми трубами. В жаровые трубы через специальные форсунки и подается авиационный керосин.

Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину. Она похожа на компрессор, но работает, так сказать, в противоположном направлении. Ее раскручивает горячий газ по тому же принципу, как воздух детскую игрушку-пропеллер. Ступеней у турбины немного, обычно от одной до трех-четырех. Это самый нагруженный узел в двигателе. Турбореактивный двигатель имеет очень большую частоту вращения – до 30 тысяч оборотов в минуту. Факел из камеры сгорания достигает температуры от 1100 до 1500 градусов Цельсия. Воздух здесь расширяется, приводя турбину в движение и отдавая ей часть своей энергии.

После турбины – реактивное сопло, где рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создает реактивную тягу.

Поколения турбореактивных двигателей

Несмотря на то, что точной классификации поколений турбореактивных двигателей в принципе не существует, можно в общих чертах описать основные типы на различных этапах развития двигателестроения.

К двигателям первого поколения относят немецкие и английские двигатели времен Второй мировой войны, а также советский ВК-1, который устанавливался на знаменитый истребитель МИГ-15, а также на самолеты ИЛ-28 и ТУ-14.

Истребитель МИГ-15

ТРД второго поколения отличаются уже возможным наличием осевого компрессора, форсажной камеры и регулируемого воздухозаборника. Среди советских примеров двигатель Р-11Ф2С-300 для самолета МиГ-21.

Двигатели третьего поколения характеризуются увеличенной степенью сжатия, что достигалось увеличением ступеней компрессора и турбин, и появлением двухконтурности. Технически это самые сложные двигатели.

Появление новых материалов, которые позволяют значимо поднять рабочие температуры, привело к созданию двигателей четвертого поколения. Среди таких двигателей – отечественный АЛ-31 разработки ОДК для истребителя Су-27.

Сегодня на уфимском предприятии ОДК начинается выпуск авиационных двигателей пятого поколения. Новые агрегаты установят на истребитель Т-50 (ПАК ФА), который приходит на смену Су-27. Новая силовая установка на Т-50 с увеличенной мощностью сделает самолет еще более маневренным, а главное – откроет новую эпоху в отечественном авиастроении.

Принцип работы газотурбинного двигателя

Принцип работы газотурбинного двигателя, обеспечивающий движение самолета, основан на законе количества движения Ньютона. Этот закон гласит, что на каждое действие есть равное и противоположное противодействие; следовательно, если двигатель ускоряет массу воздуха (действие), он прикладывает силу к летательному аппарату (реакция). Турбореактивный двигатель создает тягу, давая относительно более медленное ускорение большому количеству воздуха. Старый чисто турбореактивный двигатель достигает тяги за счет передачи большего ускорения меньшему количеству воздуха.Это была его основная проблема с расходом топлива и шумом.

Масса воздуха увеличивается в двигателе за счет использования непрерывного цикла. Окружающий воздух поступает во впускной диффузор, где он подвергается изменениям температуры, давления и скорости из-за ударного воздействия. Затем компрессор механически увеличивает давление и температуру воздуха. Воздух под постоянным давлением поступает в секцию горелки, где его температура повышается за счет сгорания топлива. Энергия забирается из горячего газа за счет расширения через турбину, которая приводит в действие компрессор, и за счет расширения через выхлопное сопло, предназначенное для выпуска отработавшего газа с высокой скоростью для создания тяги.

Высокоскоростные газы из двигателя можно рассматривать как непрерывные, они передают эту силу летательному аппарату, в котором он установлен, тем самым создавая тягу. Формула для тяги может быть получена из второго закона Ньютона, который гласит, что сила пропорциональна произведению массы и ускорения. Этот закон выражается в формуле:

В приведенной выше формуле масса аналогична весу, но на самом деле это другая величина. Масса относится к количеству материи, а вес относится к силе силы тяжести на это количество материи.На уровне моря при стандартных условиях 1 фунт массы имеет вес 1 фунт. Чтобы вычислить ускорение данной массы, гравитационная постоянная используется как единица сравнения. Сила тяжести составляет 32,2 фута на секунду в квадрате (фут / сек2). Это означает, что свободно падающий объект весом 1 фунт ускоряется со скоростью 32,2 фута в секунду каждую секунду, когда на него действует сила тяжести. Поскольку масса объекта весит 1 фунт, что также является фактической силой, сообщаемой ему гравитацией, можно предположить, что сила в 1 фунт ускоряет объект 1-1 со скоростью 32.2 фута / сек2.

Кроме того, сила в 10 фунтов ускоряет массу в 10 фунтов со скоростью 32,2 фута / сек2. Это предполагает отсутствие трения или другого сопротивления, которое необходимо преодолеть. Теперь очевидно, что отношение силы (в фунтах) к массе (в фунтах), поскольку ускорение в фут / сек2 равно 32,2. Используя M для представления массы в фунтах, формулу можно выразить следующим образом:

В любой формуле, включающей работу, необходимо учитывать фактор времени. Удобно иметь все временные факторы в эквивалентных единицах (т.е., секунды, минуты или часы). При расчете реактивной тяги удобен термин «фунты воздуха в секунду», поскольку секунда — это та же единица времени, которая используется для силы тяжести.

Летный механик рекомендует

Принцип работы турбинного двигателя

— Тяга

Используя формулу ниже, вычислите силу, необходимую для ускорения массы в 50 фунтов на 100 футов / сек2.

Это показывает, что если скорость массы в секунду увеличивается на 100, результирующая тяга составляет 155 фунтов.

Поскольку турбореактивный двигатель разгоняет воздух, для определения реактивной тяги можно использовать следующую формулу:

В качестве примера можно использовать формулу для изменения скорости массового воздушного потока в 100 фунтов в секунду с 600 футов / с на 800 фут / сек формулу можно применить следующим образом:

Как видно из формулы, если известны массовый расход воздуха в секунду и разница в скорости воздуха от впуска к выпуску, это легко для вычисления силы, необходимой для изменения скорости.Следовательно, тяга двигателя должна быть равна силе, необходимой для ускорения воздушной массы, проходящей через двигатель. Затем, используя символ «Fn» для фунтов тяги, формула принимает следующий вид:

Тяга газотурбинного двигателя может быть увеличена двумя способами: увеличивая массовый расход воздуха через двигатель или увеличивая скорость газа. Если скорость турбореактивного двигателя остается постоянной по отношению к летательному аппарату, тяга уменьшается, если скорость летательного аппарата увеличивается.Это потому, что значение V1 увеличивается. Однако это не представляет серьезной проблемы, поскольку по мере увеличения скорости самолета в двигатель поступает больше воздуха, и скорость реактивной струи увеличивается. Результирующая чистая тяга почти постоянна при увеличении скорости полета.

Цикл Брайтона — это название, данное термодинамическому циклу газотурбинного двигателя для создания тяги. Это цикл событий с переменным объемом и постоянным давлением, который обычно называют циклом постоянного давления. Более поздний термин — «цикл непрерывного сгорания».Четыре непрерывных и постоянных события — это впуск, сжатие, расширение (включая мощность) и выпуск. Эти циклы обсуждаются применительно к газотурбинному двигателю. В цикле всасывания воздух поступает при атмосферном давлении и постоянном объеме. Выходит из приема при повышенном давлении и уменьшении объема. В компрессорной секции воздух поступает из всасывающего отверстия при повышенном давлении, немного превышающем давление окружающей среды, и небольшом уменьшении объема. Воздух поступает в компрессор, где сжимается.Он покидает компрессор с большим увеличением давления и уменьшением объема, создаваемым механическим действием компрессора. Следующий шаг, расширение, происходит в камере сгорания за счет сжигания топлива, которое расширяет воздух, нагревая его. Давление остается относительно постоянным, но имеет место заметное увеличение объема. Расширяющиеся газы движутся назад через турбинный узел и преобразовываются турбиной из скоростной энергии в механическую. Выпускная секция, которая представляет собой сужающийся канал, преобразует расширяющийся объем и понижающееся давление газов в конечную высокую скорость.Сила, создаваемая внутри двигателя для поддержания непрерывности этого цикла, имеет равную и противоположную реакцию (тягу), чтобы двигать самолет вперед.

Принцип Бернулли (всякий раз, когда скорость потока какой-либо жидкости увеличивается в данной точке, давление потока в этой точке меньше, чем у остальной части потока), применяется к газотурбинным двигателям благодаря конструкции сходящихся и расходящихся воздушные каналы. Сходящийся канал увеличивает скорость и снижает давление. Расширяющийся канал снижает скорость и увеличивает давление.Для выхлопного сопла обычно используется принцип конвергенции. Дивергентный принцип используется в компрессоре и диффузоре, где воздух замедляется и сжимается.

Бортовой механик рекомендует

Газовая турбина | Принцип работы, основные компоненты и типы:

Газовая турбина — самый распространенный и известный тип турбин. Газовые турбины и Газовые двигатели наиболее широко используются во всем мире для различных целей.В настоящее время эти турбины представляют собой наиболее широко используемые технологии производства электроэнергии. Эти типы турбин в основном используются для производства дешевой электроэнергии с использованием газа в качестве рабочего тела. В предыдущих статьях мы обсуждали паровые, ветряные и водяные турбины. Поэтому в этой статье мы в основном рассмотрим различные аспекты газовой турбины.

Что такое газовая турбина?

Газовая турбина представляет собой тип двигателя I.C , который преобразует кинетическую энергию газа в энергию вращения (механическую энергию).Эта механическая энергия далее приводит в действие газогенератор , который преобразует эту механическую энергию в электричество .

Она известна как «газовая турбина », потому что она использует газ в качестве рабочего тела. По сути, эту турбину можно рассматривать как преобразователь энергии, который может преобразовывать накопленную в газе энергию в мощность вращения. Эта мощность вращения запускает генератор, вырабатывающий электричество. После выработки электроэнергии эта электроэнергия по кабелям доставляется в различные предприятия и домашние хозяйства.

В 1791 первый газотурбинный двигатель был изобретен Джоном Барбером . В его конструкцию вошло большинство деталей новейших газовых турбин. Планировалось ездить на безлошадных машинах.

Новейшие газовые турбины работают при значительно более высоких температурах по сравнению с паровыми турбинами. Максимальный КПД газовой турбины до 60%.

Принцип работы газовой турбины

Газовые турбины работают на основе цикла Брайтона .Во время этого цикла топливовоздушная смесь сжимается, сгорает, проходит через газовую турбину и выпускается.

В рабочем цикле газовой турбины в качестве рабочего тела используется воздух . Газовая турбина работает в следующих стадиях:

  1. Процесс всасывания
  2. Процесс сжатия
  3. Процесс горения
  4. Секция турбины
  5. Производство электроэнергии

1) Процесс всасывания

Прежде всего, турбина всасывает воздух в камеру сжатия из атмосферы в турбину и направляет этот воздух в компрессор.

2) Процесс сжатия

Когда воздух входит в компрессор, он сжимает воздух и преобразует кинетическую энергию воздуха в энергию давления. После этого он преобразует воздух в воздух высокого давления.

3) Процесс горения

После процесса сжатия сжатый воздух поступает в камеру сгорания. В камере сгорания инжектор впрыскивает топливо в камеру, которое смешивается с воздухом. После перемешивания в камере сгорания воспламеняется топливовоздушная смесь.В процессе воспламенения топливовоздушная смесь превращается в газы высокого давления и высокой температуры.

4) Турбинная секция

Когда сгоревший газ попадает в секцию турбины, часть энергии этого газа преобразуется в механическую энергию, а часть энергии исчерпывается. Когда дымовой газ расширяется через турбину, он вращает лопатки турбины. Вращающиеся лопасти выполняют двойную функцию: они запускают компрессор, чтобы втянуть больше воздуха для работы, а также приводят в действие газогенератор, связанный с турбиной.

5) Процесс производства электроэнергии

Генератор связан с валом турбины. Генератор получает механическую энергию от турбины и преобразует эту энергию в электрическую.

Из выхлопных газов выходит бесполезная энергия. Выхлопной газ можно использовать для внешних задач, например, для создания тяги непосредственно в турбореактивном двигателе или для вращения второй независимой турбины (называемой силовой турбиной), которая может быть подключена к электрическому генератору, гребному винту или вентилятору.

Читайте также: Работа паровой турбины

Цикл газовой турбины

Газовая турбина работает по циклу Брайтона (или Джоуля). Рабочий цикл газовой турбины поясняется ниже с помощью диаграммы P-V:

Рис. Рабочий цикл газовой турбины

Сжатие (от A до B): —

Когда окружающий воздух попадает в компрессор, компрессор сжимает его и увеличивает давление.После сжатия воздух попадает в камеру сгорания (точка B на приведенной выше диаграмме).

Сгорание (от B до C): —

Когда сжатый воздух попадает в камеру сгорания (линия от B до C), инжектор впрыскивает топливо, которое смешивается с воздухом. Воспламенитель воспламеняется от этой топливовоздушной смеси и увеличивает ее давление и температуру.

Расширение (от C до D): —

После прохождения процесса сгорания воздух попадает в турбинную секцию (линия C – D представляет этот процесс), где он расширяется.По мере расширения воздух вращает лопатки турбины, которые дополнительно вращают вал турбины и компрессор. Некоторая мощность этого расширенного воздуха используется для приведения в действие компрессора, в то время как оставшаяся мощность используется для приведения в действие подключенного генератора. Генератор преобразует эту мощность в электричество.

Типы газотурбинных двигателей

Есть несколько типов газовых турбин. Ниже приведены наиболее распространенные типы газовых турбин:

  • Весы турбовинтовых
  • реактивный двигатель
  • Турбореактивный
  • Турбореактивный двухконтурный двигатель
  • Турбовал
  • Турбина авиационная газовая
  • Микротурбины

1) Турбовинтовой газовый двигатель

Первый тип газового двигателя — турбовинтовой.Турбовинтовой двигатель имеет маршевое сопло, турбину, камеру сгорания, компрессор, впускной и понижающий редукторы.

В этом газовом двигателе используется редуктор для привода воздушного винта. Турбовинтовой двигатель используется в небольших самолетах, таких как военный учебно-тренировочный самолет Embraer EMB312 Tucano и караван General Aviation Cessna 208. Турбовинтовой двигатель также используется в больших самолетах, таких как транспортный Airbus A400M. Кроме того, он используется в средних пригородных самолетах, таких как Bombardier Dash 8.

Выхлопные газы управляют силовой турбиной, которая соединяется через вал, который далее вращает редуктор. Для турбовинтовых двигателей требуется понижающая коробка передач, потому что лучшие характеристики воздушного винта достигаются на скоростях, намного меньших, чем рабочая скорость двигателя.

Рис. Турбовинтовой двигатель

Эти типы газовых турбин обладают исключительной эффективностью при скорости 250-400 миль в час и высоте от 18 000 до 30 000 футов. Самый низкий расход топлива для турбовинтовых турбин обычно достигается в диапазоне высот от 25 000 футов до тропопаузы.Эта турбина использует приблизительно от 80% до 85% произведенной мощности для работы гребного винта. Напротив, оставшаяся доступная энергия используется в качестве тяги для удаления выхлопных газов.

Преимущества и недостатки турбовинтового двигателя: —

Преимущества Недостатки
Эти двигатели имеют небольшие размеры. У них низкая крейсерская скорость.
Они имеют легкий вес. Воздушный винт этого двигателя теряет эффективность на большей высоте.
Турбовинтовые двигатели наиболее эффективны на коротких дистанциях. Это не лучший вариант для долгого путешествия.
Эти двигатели сжигают меньше топлива в час, чем реактивные двигатели. Турбовинтовые двигатели производят более высокий уровень шума, чем реактивные двигатели.

Подробнее: Работа турбовинтового двигателя

2) Турбореактивный двигатель

Газовая турбина второго типа — реактивный двигатель.Это оптимизированная газовая турбина. Он генерирует энергию с помощью выхлопного газа или вытяжного вентилятора , связанного с турбиной. Двигатели, вырабатывающие энергию из прямых импульсов выхлопных газов, называются турбореактивными двигателями .

Турбореактивный газовый двигатель, используемый в самолетах. Эти двигатели были впервые разработаны в Великобритании и Германии до Второй мировой войны и были самыми простыми двигателями, чем другие реактивные двигатели.

Турбореактивный двигатель имеет недостаток в том, что он имеет высокий уровень шума и потребляет большое количество энергии. Эти типы двигателей имеют ограниченный диапазон и долговечность. В настоящее время они используются в основном в военной авиации.

Рис. Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель состоит из следующих четырех частей:

  1. Компрессор
  2. Камера сгорания
  3. турбина
  4. Выхлоп

Компрессор всасывает воздух, сжимает его и подает сжатый воздух в камеру сгорания на высокой скорости.В камере сгорания имеется топливная форсунка и воспламенитель для воспламенения топливовоздушной смеси. Расширенный газ запускает турбину. Эта турбина соединена с компрессором и двигателем через вал и поддерживает работу двигателя.

Достоинства и недостатки ТРД: —

Преимущества Недостатки
Эти двигатели имеют простую конструкцию. Они потребляют большое количество топлива.
Они могут работать с высокой скоростью. У них высокий нос.
Турбореактивные двигатели имеют малые габариты. Они плохо работают на низкой скорости.
Они имеют небольшой вес. Эти газовые двигатели нельзя использовать для дальних путешествий.

Читайте также: Различные типы реактивных двигателей

3) Турбореактивный двухконтурный двигатель

Реактивный двигатель , который вырабатывает мощность с помощью вытяжного вентилятора, обычно называют турбовентиляторным двигателем .Слово «турбовентиляторный» представляет собой комбинацию « турбина » и « вентилятор »: слово турбина обозначает газовую турбину, которая получает механическую энергию от камеры сгорания, а вентилятор представляет канальный вентилятор. , который получает механическую энергию от турбины, чтобы направить воздух назад.

В этом двигателе используется вытяжной вентилятор и выхлоп для создания пульсации. Турбореактивные двухконтурные двигатели также наиболее широко используются в самолетах.

Рис. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель

Развитие турбовентиляторных двигателей представляет собой сочетание некоторых из лучших характеристик турбовинтовых и турбореактивных двигателей.Эти газовые двигатели разработаны для создания дополнительной тяги за счет перенаправления вторичного воздушного потока вокруг камеры сгорания.

Турбореактивный газовый двигатель имеет низкий уровень шума и потребляет мало топлива по сравнению с другими реактивными двигателями. Внутри двигателя имеется два или более вала.

Достоинства и недостатки ТРДД: —

Преимущества Недостатки
Эта турбина потребляет меньше топлива, чем другие реактивные двигатели. Они имеют большие размеры, чем турбореактивные двигатели.
Имеет низкий уровень шума. Турбореактивные двухконтурные двигатели не могут контролировать резкие колебания нагрузки.
Лучше всего подходит для дальних путешествий. Для выработки электроэнергии необходим вентилятор.

4) Масштабный реактивный двигатель

Масштабный реактивный двигатель пятого типа. Эти двигатели также называются микро-форсунками . Помня об этом, пионер новейшего микроструйного двигателя Курт Шреклинг разработал первые в мире микротурбины (FD3 / 67).Эти двигатели могут создавать силу 22 Н. Кроме того, это может сделать большинство профессионалов с опытом работы в машиностроении с использованием необходимых технических инструментов.

5) Турбовальный двигатель

Газотурбинный двигатель , оптимизированный для выработки мощности на валу вместо реактивного движения, называется турбовальным двигателем. Принцип работы турбовального двигателя очень похож на турбореактивный двигатель, но с дополнительным турбонаддувом, расширением для удаления тепловой энергии из выхлопных газов и преобразования ее в выходную мощность вала.В 1949 году французская компания Turbomeca построила первый турбовальный газотурбинный двигатель.

Рис: Газовый двигатель с турбонаддувом

Главный вал двигателя оснащен компрессором и его турбиной, и оба вместе с системой сгорания называются газогенератором. Отдельно вращающаяся силовая турбина используется для приведения в действие роторов вертолетов. Вы можете повысить гибкость конструкции, вращая силовую турбину и газогенератор с соответствующими скоростями.

Основное различие между турбовальным двигателем и турбореактивным двигателем состоит в том, что в турбовальном двигателе максимальная часть энергии, генерируемой расширяющимся газом, используется для питания турбины вместо создания тяги.

Эти газовые двигатели лучше всего подходят для применений, требующих небольшого веса, небольших размеров, высокой надежности и постоянной высокой производительности. Большинство вертолетов имеют турбовальные двигатели. Газотурбинный двигатель с турбонаддувом также используется в качестве вспомогательного двигателя для больших самолетов. Эти двигатели также используются на станциях сжижения природного газа.

Преимущества и недостатки турбовального двигателя: —

Преимущества Недостатки
Эти двигатели обладают высокой надежностью. Они производят сильный шум.
Турбореактивные двухконтурные двигатели обладают неизменно высокой производительностью. Эти газовые двигатели имеют высокую стоимость производства.
Они имеют небольшие размеры. Им требуется большая мощность для первоначального запуска.

6) Авиационная газовая турбина

Прежде всего, они часто устанавливаются на газотурбинных двигателях существующих самолетов. Промышленная газовая турбина более обширна, чем авиационная турбина.

Во-вторых, они используются для производства электроэнергии. Поскольку эти турбины выключаются быстрее, чем промышленные двигатели, и могут быстро реагировать на изменение нагрузки, они также используются в морской промышленности для снижения веса.

Рис: Авиационная газовая турбина

7) Микротурбины

Микротурбина — газовая турбина, вырабатывающая относительно небольшое количество электричества и тепла. Этот газотурбинный двигатель разработан на базе турбонагнетателей с поршневыми двигателями, малых реактивных двигателей или ВСУ самолетов.Их размер соответствует холодильнику мощностью 25-500 кВт.

КПД микротурбин без теплообменника составляет около 15%. И от 20% до 30% с теплообменником. При комбинированном производстве тепла и электроэнергии комбинированный термоэлектрический КПД может достигать 85%

По сравнению с другими маломасштабными технологиями производства электроэнергии микротурбины имеют множество преимуществ: низкие затраты на энергию, низкий уровень выбросов, легкий вес, высокий КПД, компактный дизайн, небольшое количество подвижных частей и возможность использования отработанного топлива.В этих турбинах также можно использовать утилизацию отработанного тепла для достижения КПД более 80%.

Ожидается, что микротурбины

займут значительную часть рынка распределенной генерации из-за их низких затрат на обслуживание и эксплуатацию, низких капитальных затрат, небольших размеров и автоматического электронного управления. Кроме того, эти газовые турбины представляют собой эффективное и экологически чистое решение для рынков с прямым приводом, например, компрессоров и кондиционеров.

Читайте также: Работа ветряной турбины

КПД газовой турбины

Рабочая температура (температура воспламенения) газовой турбины влияет на ее КПД.Если температура выше, эффективность турбины также будет выше. Однако температура на входе турбины фиксируется с помощью тепловых условий, которые могут выдерживать лопатки турбины.

В максимальных случаях температура газа на входе в турбину составляет от 1200 ° C до 1400 ° C. Тем не менее, некоторые конструкторы повышают температуру на входе до 1600 ° C, разрабатывая покрытия для лопаток и системы охлаждения, предотвращающие термическое повреждение металлургических деталей.

Из-за мощности, необходимой для работы компрессора, эффективность преобразования энергии одноцикловой газотурбинной электростанции составляет примерно 30%, и даже наиболее эффективная конструкция имеет КПД до 40%.

В выхлопных газах, которые имеют температуру до 600 ° C на выходе из турбины, остается много тепла. Газотурбинная силовая установка может достичь КПД от 55% до 60% за счет рекуперации отработанного тепла в конфигурации с комбинированным циклом для создания более ценной работы.

Тип газовой турбины Выходная мощность (МВт эл.) КПД, Комбинированный цикл (%), LHV КПД, Простой цикл (%), LHV
Большой тяжелый режим 200-500 54-60 37-40
Малый тяжелый режим 70-200 53-55 35-37
Авиационный двигатель 30-60 51-54 39-43

Компоненты газотурбинного двигателя

Газовая турбина состоит из следующих основных частей:

  1. Турбина
  2. Компрессор
  3. Вал
  4. Камера сгорания
  5. Коробка передач
  6. Выхлоп

1) Компрессор: —

Компрессор включает в себя основные газовые турбины.Сначала компрессор всасывает воздух в турбину. После этого он сжимает воздух и увеличивает давление этого воздуха в соответствии с требованиями турбины. Наконец, компрессор направляет воздух в камеру сгорания со скоростью сотни миль в час.

Читайте также: Различные типы компрессоров

2) Вал: —

Вращающийся вал позволяет компрессору непрерывно всасывать воздух и повышать давление воздуха для регулирования непрерывного горения.Он имеет несколько лопаток турбины. Вал вращается с вращением лопаток турбины. Избыточная мощность вала используется для запуска генератора для выработки электроэнергии.

3) Камера сгорания: —

Он состоит из ряда форсунок, которые направляют постоянный поток топлива в систему сгорания и смешивают его с воздухом камеры сгорания. Смесь горит при температуре выше 2000 градусов по Фаренгейту .

Камера сгорания также включает основные компоненты газовой турбины.Он создает поток газа высокого и высокого давления, который входит в турбину и частично расширяется.

4) Секция турбины : —

Состоит из сложного набора неподвижных и вращающихся лопаток. Когда горячий дымовой газ расширяется через турбину, вращаются лопатки. Поворотные лопатки выполняют две функции. Во-первых, это заставляет компрессор втягивать больше сжатого воздуха в зону сгорания. А во-вторых, он вращает генератор для выработки электроэнергии.

5) Коробка передач: —

Редуктор турбины передает крутящий момент на приводимое оборудование.

6) Выхлоп: —

Эта деталь имеет низкий уровень выбросов из турбинной части.

Преимущества и недостатки газовых турбин

Преимущества и недостатки газовой турбины приведены ниже:

Преимущества газовых турбин
  • Эти турбины легко транспортировать и быстро запускать.
  • Глобальная поддержка и услуги.
  • Низкие затраты и небольшой расход смазочных материалов.
  • Могут использоваться разные виды топлива.
  • Из-за избытка воздуха он полностью сжигает воздух, а пламя на холодной поверхности не « тушит », что приводит к очень низким выбросам токсичных CO и HC.
  • Имеет высокую доступность.
  • Высокая надежность.
  • Операционная стоимость невысока.
  • Используйте другие чистые возобновляемые виды топлива.
  • Газовые турбины имеют высокую удельную мощность.
  • Он выделяет малотоксичные газы.
  • Имеет низкие затраты на строительство.
  • Комплексный модуль производительности.
Недостатки газовых турбин
  • Требуется высокая стоимость обслуживания .
  • Меньшее соотношение мощности и веса.
  • Использование экзотических материалов может увеличить стоимость основного двигателя.
  • КПД газовых турбин на холостом ходу ниже, чем у поршневого двигателя.
  • Более продолжительное время пуска, чем у поршневого двигателя.
  • Типичные жалобы сложно контролировать.

Применение газовой турбины
  • Эти турбины используются для привода самолетов.
  • Используется в поездах.
  • Эти турбины используются для привода судов.
  • Газотурбинный двигатель также используется для привода электрогенераторов.
  • Они используются для приведения в действие насосов.
  • Газовая турбина используется в различных применениях газовых компрессоров.

Раздел часто задаваемых вопросов

Кто изобрел газовую турбину?

В 1791 первый газотурбинный двигатель был изобретен Джоном Барбером .

На каком цикле работает газовая турбина?

Газовая турбина работает на основе цикла Брайтона (или Джоуля).

Для чего используются газовые турбины?

Газовые турбины используют для привода:

  • Поезда
  • Цистерны
  • Насосы
  • Промышленное оборудование
  • Корабли
  • Газовые компрессоры

Какое топливо использует газовая турбина?

В газовой турбине используются такие виды топлива, как парообразное топливо , топливо нефть, газ, уголь с низким содержанием БТЕ, газ , технологический газ , и природный газ.Но 90% газовых турбин в мире используют в качестве рабочего топлива сжиженный природный газ или природный газ .

Почему газовая турбина называется газовой турбиной?

Эта турбина известна как газовая турбина, потому что в этой турбине используется газ.

Какой тип компрессора используется в газотурбинной установке?

Многоступенчатый осевой компрессор используется в газотурбинной установке для твердых частиц.

Сколько времени требуется для запуска газовой турбины?

Газовая турбина двигателя внутреннего сгорания может запускаться менее чем за 5 минут до достижения полной нагрузки, в то время как газовые турбины с комбинированным циклом могут запускаться через 30 минут или более.

Стоимость газовых турбин очень низкая по сравнению с другими типами турбин. Благодаря этому эти турбины наиболее широко используются во всем мире. Эти турбины обладают высокой удельной мощностью. Эти турбины слишком полезны в наших отраслях. И он имеет низкую стоимость эксплуатации и хорошую надежность.

Я надеюсь, что вам будут понятны все концепции, связанные с этой темой. Если у вас есть вопросы, вы можете без колебаний ответить мне.

Узнать больше
  1. Различные типы турбин
  2. Как работает шовная турбина?
  3. Как работает ветряная турбина?
  4. Различные типы компрессоров

Источник изображения:

www.aircraftsystemstech.com/

Принципы работы самолетов


В то время как подъемная сила зависит от формы профиля крыла, тяга во многом зависит от силовой установки самолета. В пропеллер и двигатель — два самых важных элемента в создание тяги. Пропеллеры — это изогнутые лопасти, которые создают тяга почти так же, как крыло создает подъемную силу. Лезвия ударить в воздух под малым углом атаки.

Продвинутые пропеллеры могут измените угол атаки, чтобы получить максимальную степень тяги.Эти продвинутые гребные винты с регулируемым шагом можно настроить для полная мощность на малых скоростях, необходимая для взлета. Их также можно установить грубая для высоких скоростей движения при пониженных оборотах двигателя. Винты на малых самолетах авиации общего назначения обеспечивают надлежащую тяга только с легкопоршневым двигателем. Однако более тяжелые самолеты приходится полагаться на более мощные газотурбинные двигатели по тяге.

Реактивные двигатели используются в большинстве современных крупногабаритных самолетов. Процесс , с помощью которого работает реактивный двигатель, лучше всего можно описать следующим образом: «сосать, сжимать, бухать, дуть.»Сначала воздух втягивается в всасывание (сосать) и сжатый (сжатие), что приводит к повышение давления воздуха. Затем добавляется топливо и сжигается в камера сгорания (взрыв). При сгорании воздух нагревается, что приводит к его быстрому расширению. и производят высокоскоростной поток горячего воздуха.

Затем воздух проходит через турбину, которая напоминает веер. Высота Скорость воздуха вращает лопатки турбины, которые, в свою очередь, вращают вал. Вал соединен с компрессором. Таким образом, турбина извлекает небольшое количество энергии из газа для питания компрессора.Большая часть энергии выбрасывается с такой же силой, как и горячий воздух. выхлопное сопло (дуть) и продвигает самолет вперед. Реактивные двигатели построены по одноступенчатой ​​конструкции, компрессор на одном конце вала с турбиной на другом. Гибридный самолет, как и Harrier Jet, используйте подвижные форсунки. который может указывать вниз, чтобы обеспечить тягу для вертикального взлета и вернуться для обычного полета вперед.

Важным событием в конструкции силовой установки стал турбовентилятор двигатель.Воздушный поток через эти двигатели намного больше, что снижает внутреннюю температуру и значительно увеличение тяги. Эти двигатели также тише, их легче поддерживать и использовать меньше топлива. Турбореактивные двухконтурные двигатели, в отличие от реактивных двигателей, являются двухшпульный или трехшпульные конструкции.

3 Авиационные газотурбинные двигатели | Исследование силовых установок и энергетических систем коммерческих самолетов: сокращение глобальных выбросов углерода

будущее. Кроме того, общий коэффициент давлений 2 газовых турбин со временем увеличился, чтобы улучшить термодинамический КПД.Однако в то же время размер компрессора высокого давления, камеры сгорания и турбины уменьшился, что усугубило проблемы меньшего размера.

По мере повышения эффективности самолета и двигателя для полета требуется меньше мощности, так что объем двигателя и мощность, требуемые при неизменных характеристиках самолета, в будущем уменьшатся.

Возможность улучшения

С тех пор, как в конце 1940-х годов были построены первые авиационные газовые турбины, общий КПД — от расхода топлива до движущей силы — повысился примерно с 10 процентов до текущего значения, приближаясь к 40 процентам (см. Рисунок 3.2). Вероятно, что скорость улучшения этих двигателей может продолжаться примерно на 7 процентов в десятилетие в течение следующих нескольких десятилетий при условии достаточных инвестиций в технологии. Потенциал общего улучшения лучше всего рассматривать с точки зрения составляющих КПД: термодинамической эффективности двигателя и тягового КПД движителя.

Как отмечалось выше, неясно, насколько близко к теоретическим пределам может быть возможно создание газовой турбины для коммерческого самолета, учитывая важные ограничения авиации в отношении безопасности, веса, надежности и стоимости.Несколько авторов рассмотрели вопрос о практических пределах для газовых турбин простого цикла с учетом потенциала новых материалов, архитектур двигателей и технологий компонентов. Их оценки индивидуальных пределов термодинамического и пропульсивного КПД несколько различаются (и могут по-разному разделить потери между термодинамическим и пропульсивным КПД), но они согласны с тем, что улучшение общего КПД на 30-35 процентов по сравнению с лучшими двигателями сегодня может быть достигнуто.Как показано на рисунке 3.7, термодинамический КПД двигателя может составлять 65-70 процентов, а тяговый КПД — 90-95 процентов.

Газотурбинные двигатели

нуждаются в значительном улучшении, при этом общий КПД повышается на 30 или более процентов по сравнению с лучшими двигателями, находящимися в эксплуатации на сегодняшний день. Улучшения будут происходить за счет множества относительно небольших приращений, а не одной прорывной технологии.

Некоторые исследования показывают, что улучшение характеристик турбомашин и снижение потерь на охлаждение может улучшить термодинамический КПД на 19 процентов и 6 процентов соответственно. 3 Такой значительный выигрыш не достигается простым внедрением новой технологии в существующие двигатели. Скорее, это требует оптимизации цикла с учетом конкретных уровней рабочих характеристик компонентов, температурных возможностей и охлаждения. Практические циклы с промежуточным охлаждением или рекуперацией могут повысить эффективность еще на 4. 4 Усовершенствованные вентиляторы и гребные винты также могут повысить эффективность тяги на 10 процентов. 5 Конечно, практические ограничения тягового КПД не могут быть рассмотрены только на уровне двигателя без ссылки на конфигурацию самолета и интеграцию силовой установки, как обсуждалось в главе 2.

Подводя итог, можно сказать, что авиационные газотурбинные двигатели имеют значительные возможности для улучшения, с потенциалом повышения общего КПД на 30 или более процентов по сравнению с лучшими двигателями, находящимися в эксплуатации на сегодняшний день, с потенциалом улучшения пропульсивного КПД примерно в два раза выше термодинамического КПД. Этот уровень производительности потребует множества технологических улучшений и будет происходить в виде ряда относительно небольших приращений, несколько процентов или меньше, а не за счет одной прорывной технологии.В следующем разделе обсуждаются многие из этих технологий.

___________________

2 Общий коэффициент давления — это отношение давления на выходе компрессора к давлению на входе компрессора.

3 D.K. Холл, 2011 г., «Пределы производительности осевых ступеней турбомашин», М.С. диссертация, Массачусетский технологический институт, Кембридж, Массачусетс

4 Дж. Уурр, 2013, «Архитектура и технологии будущих гражданских авиационных двигателей», представленная на 10-й Европейской конференции по турбомашинному оборудованию, http: // www.etc10.eu/mat/Whurr.pdf.

5 Д. Карлсон, 2009, «Возрождение двигателей: новые циклы, новые архитектуры и возможности для развития рабочей силы», представленный на 19-й конференции ISABE Международного общества дыхательных двигателей, Монреаль, Канада.

Газовые турбины для выработки электроэнергии

Термодинамический процесс, используемый в газовых турбинах, — это цикл Брайтона. Двумя важными рабочими параметрами являются степень сжатия и температура обжига.Соотношение количества топлива к мощности двигателя оптимизируется за счет увеличения разницы (или соотношения) между давлением нагнетания компрессора и давлением воздуха на входе. Эта степень сжатия зависит от конструкции. Газовые турбины для выработки электроэнергии могут быть как промышленного (тяжелого каркаса), так и авиационного исполнения. Промышленные газовые турбины предназначены для стационарного применения и имеют более низкие отношения давлений — обычно до 18: 1. Авиационные газовые турбины — это более легкие компактные двигатели, адаптированные к конструкции авиационных реактивных двигателей, которые работают при более высоких степенях сжатия — до 30: 1.Они предлагают более высокую топливную эффективность и меньшие выбросы, но меньше по размеру и имеют более высокие начальные (капитальные) затраты. Авиационные газовые турбины более чувствительны к температуре на входе в компрессор.

Температура, при которой работает турбина (температура горения), также влияет на КПД, при этом более высокие температуры приводят к более высокому КПД. Однако температура на входе в турбину ограничена тепловыми условиями, которые допускает металлический сплав лопаток турбины. Температура газа на входе в турбину может составлять от 1200 ° C до 1400 ° C, но некоторые производители повысили температуру на входе до 1600 ° C, разработав покрытия для лопаток и системы охлаждения для защиты металлургических компонентов от теплового повреждения.

Из-за мощности, необходимой для привода компрессора, эффективность преобразования энергии для газотурбинной электростанции простого цикла обычно составляет около 30 процентов, даже при самых эффективных конструкциях — около 40 процентов. Большое количество тепла остается в выхлопных газах, температура которых составляет около 600 ° C, на выходе из турбины. За счет рекуперации отходящего тепла для производства более полезной работы в конфигурации с комбинированным циклом КПД газотурбинной электростанции может достигать 55-60 процентов. Однако существуют эксплуатационные ограничения, связанные с работой газовых турбин в режиме комбинированного цикла, в том числе более длительное время запуска, требования к продувке для предотвращения пожаров или взрывов и скорость нарастания до полной нагрузки.

Типичные значения производительности для новых газовых турбин
Тип газовой турбины Мощность
(МВт эл)
КПД,
Простой цикл (%), LHV
КПД,
Комбинированный цикл (%), LHV
Авиационное 30-60 39-43
51-54
Малые тяжелые условия 70-200 35-37 53-55
Для тяжелых условий эксплуатации 200-500 37-40 54-60

Электростанция

  • Силовая установка (двигатель) самолета обеспечивает механическое усилие для привода самолета и связанных с ним аксессуаров, необходимых для полета
  • Почти каждая система на самолете работает от двигателя
  • или вместе с ним.
  • Наиболее распространенной силовой установкой в ​​авиации общего назначения является поршневой двигатель
  • .
  • С подсистемами зажигания и индукции
  • Эти системы контролируются и управляются пилотом с помощью приборов двигателя
  • Ограничения производительности поршневых двигателей могут быть увеличены за счет установки и использования турбонагнетателей / нагнетателей
  • Более совершенные самолеты с газотурбинными двигателями
  • Хотя газотурбинные двигатели имеют некоторые общие рабочие характеристики с поршневыми двигателями, они сконструированы по-другому, что требует других контрольно-измерительных приборов и рабочих характеристик
  • Мусор посторонних предметов, хотя и не совсем уникальный, является одним из таких соображений
  • Наконец, в такой сложной и критической системе возможны сбои и аварийные ситуации, требующие действий пилота.
  • Тип двигателя является сознательным выбором конструкции, основанной на желаемых характеристиках
  • Двигатели могут быть размещены спереди (обычно) или сзади (нетипично) самолета и заключены в кожух, называемый обтекателем, который направляет воздушный поток и вспомогательные системы охлаждения силовой установки
  • Поршневые двигатели — основная силовая установка, используемая в авиации общего назначения
  • Они работают по принципу преобразования химической энергии в механическую.
    • Химическая энергия может быть топливной или гибридной или полностью электрической
    • Механическая энергия винта
  • Установлен на брандмауэре, который является отделением двигателя от кабины
  • Поршневые двигатели можно классифицировать по:
    • Рабочий цикл (два или четыре)
    • Способ охлаждения (жидкостное или воздушное)
    • Расположение цилиндров относительно коленчатого вала (радиальное, рядное, v-образное или оппозитное)
    • Анимированный радиальный движок
    • Радиальные двигатели были популярны благодаря высокой удельной мощности и большой лобовой площади, которая обеспечивала равномерное охлаждение; однако по мере развития технологий жидкостное охлаждение стало стандартом по нескольким причинам [Рис. 1]
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, Radial Engine
    • Небольшая передняя часть, но низкая удельная мощность
    • Охлаждение затруднено, так как задние цилиндры не получают много воздуха, ограничиваясь конфигурацией с четырьмя или шестью цилиндрами.
    • Обеспечивает большую мощность, чем рядный, при сохранении небольшой лобовой площади
    • Справочник пилота по аэронавигационным знаниям, двигатель с горизонтальным расположением оппозиции
    • Самый популярный, используется на небольших самолетах [Рис. 2]
    • Эти системы всегда имеют четное количество цилиндров (для противодействия)
    • Они относительно легкие, что обеспечивает более высокую удельную мощность.
    • Уменьшенная площадь лобовой части и лучшее охлаждение делают эти двигатели идеальными.
    • Справочник пилота по аэронавигационным знаниям, двигатель с горизонтальным расположением оппозиции
    • Роторные двигатели используют трехсторонний «поршень» для совершения движения
    • Эти двигатели будут иметь нечетное количество цилиндров
    • Это высоконадежные двигатели с хорошим соотношением мощности к массе
    • Только для небольших двигателей
  • Система зажигания обеспечивает искру для воспламенения смеси в цилиндрах
  • В поршневых двигателях система зажигания состоит из магнето, свечей зажигания, проводов и выключателя зажигания
  • Турбинные системы зажигания самолета настроены иначе, подробно описано ниже.
  • Вместе система зажигания обеспечивает либо искровое зажигание, либо воспламенение от сжатия
    • Магнето — это автономные агрегаты с приводом от двигателя для подачи электрического тока на свечи зажигания
    • Большинство самолетов имеют двойную систему зажигания (два отдельных магнето, отдельные провода, отдельные свечи и другие компоненты для повышения надежности).
    • При выходе из строя одной свечи зажигания или магнето это не влияет на другую, и она продолжает работать в обычном режиме с небольшим уменьшением мощности
    • Выключатель зажигания управляет работой магнето
    • Проверки магнето выполняются перед взлетом, чтобы убедиться, что заземляющие провода заземлены.
      • Выключатель зажигания перемещается из ОБОИХ в «R» (справа) и «L» (слева), чтобы обеспечить снижение числа оборотов в минуту (RPM).
        • Перемещение ключа зажигания в положение «R» означает, что вы бежите от правого магнето
        • Перемещение ключа зажигания в положение «L» означает, что вы работаете на левом магнето.
      • Падение оборотов (проверьте PoH на допуски падения) указывает на то, что магнето правильно заземлено и обесточено
      • Отсутствие капель указывает на обрыв заземляющего провода, и они останутся горячими, даже если предполагается, что они отключены.
      • Если заземляющий провод магнето не остается заземленным; тогда они могут стрелять в состоянии «ВЫКЛ», если пропеллер вращается
        • Любое топливо, оставшееся в цилиндрах, может воспламениться при возгорании магнето, что приведет к серьезным травмам всех, кто находится рядом с винтом.
    • Нормальное сгорание — плавное и постоянное
    • Детонация — взрывное возгорание, вызванное чрезмерными температурами и давлением, что может привести к повреждению двигателя или использованию топлива с более низким, чем рекомендовано
    • Вызывает перегрев, работу двигателя и / или потерю мощности
    • Детонация может привести к преждевременному возгоранию
    • Предварительное зажигание — это когда смесь воспламеняется до нормального воспламенения по времени
    • Горячие точки, такие как нагар, являются основной причиной преждевременного воспламенения
    • Эти два явления возникают одновременно с одними и теми же эффектами, поэтому трудно определить, что происходит, снижение температуры двигателя должно решить проблему
  • [Рисунок 3]
    • Справочник пилота по авиационным знаниям,
      Искровое зажигание
    • Высокая надежность
    • Работает по принципу магнето и свечей зажигания, аналогично автомобилю
    • Использует свечу зажигания для зажигания предварительно смешанной топливно-воздушной смеси («вес топлива по отношению к весу воздуха»).
    • Справочник пилота по авиационным знаниям,
      Искровое зажигание
    • Снижает эксплуатационные расходы, упрощает конструкцию, повышает надежность
    • Часто называют поршневыми двигателями для реактивного топлива, поскольку в них используется более дешевое дизельное или реактивное топливо, которое более доступно.
    • Сжимает воздух в цилиндре, повышая его температуру до степени, необходимой для автоматического зажигания при впрыске топлива в цилиндр.
  • Оба используют цилиндрические камеры сжатия и поршни, которые преобразуют линейное движение во вращательное движение коленчатого вала и, следовательно, гребного винта
    • Цикл сгорания состоит из четырех фаз: впуска, сжатия, мощности и выпуска
    • Цикл можно запомнить, используя обычную поговорку «соси, сжимай, бей, дуй».
      • Такт впуска начинается, когда поршень начинает движение вниз
      • Когда это происходит, впускной клапан открывается, и топливно-воздушная смесь поступает в цилиндр
      • Сжатие начинается, когда впускной клапан закрывается, и поршень начинает двигаться обратно в верхнюю часть цилиндра
      • Эта фаза цикла позволяет значительно увеличить выходную мощность топливно-воздушной смеси при зажигании
      • Фаза мощности начинается при воспламенении топливно-воздушной смеси
      • Зажигание вызывает резкое повышение давления в цилиндре и вынуждает поршень вниз от головки цилиндра, создавая силу, которая вращает коленчатый вал
      • Используется для продувки баллона от сгоревших газов
      • Выхлоп начинается, когда выпускной клапан открывается, и поршень снова начинает двигаться к головке блока цилиндров
  • Непрерывная работа зависит от дополнительных функций, перечисленных вверху этой страницы
    • Справочник пилотов по авиационным знаниям,
      Четырехтактный компрессорный двигатель
    • Преобразование химической энергии происходит в четырехтактном рабочем цикле [Рис. 4]
        • Выпускные клапаны
        • Свечи зажигания
        • Поршни
  • Каждый шаг, впуск, сжатие, мощность и выпуск происходит за четыре отдельных хода
  • Каждый цилиндр работает с разным ходом
  • Даже на низкой скорости этот цикл повторяется несколько сотен раз в минуту
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, двухтактный компрессорный двигатель
    • Преобразование химической энергии происходит в двухтактном рабочем цикле [Рис. 5]
    • Мощность сжатия на впуске и выпуске происходит только при двухтактном движении поршня
    • Будет производить больше мощности за один ход и тем самым увеличивать удельную мощность
    • Из-за неэффективности конструкции и выбросов эти двигатели были ограничены и обычно находят применение только в авиации
    • Благодаря современным технологиям большинство этих недостатков было устранено, однако четырехтактный двигатель остается наиболее распространенной конструкцией.
  • Индукционные системы управления соотношением топливо / воздух и его подачей в цилиндры
  • Рычаги управления соотношением топливо / воздух
  • Рычаги дроссельной заслонки регулируют количество смеси, подаваемой в двигатель
  • Входное отверстие забирает наружный воздух через фильтр
  • В случае засора альтернативный источник всасывается изнутри кожуха, минуя фильтр
  • Подробная информация о индукционных системах на стр.
    • Эти системы сжимают всасываемый воздух для увеличения его плотности и увеличения мощности
    • Основное различие между ними заключается в источнике питания:
      • Нагнетатель работает на воздушном двигателе с приводом от двигателя или компрессоре
      • Турбокомпрессор (первоначально известный как турбонагнетатель) получает энергию от потока выхлопных газов, который проходит через турбину, которая, в свою очередь, вращает компрессор
    • Самолеты с этими системами имеют манометр, показывающий давление в коллекторе (MAP) во впускном коллекторе двигателя
    • Когда самолет без наддува набирает высоту, он в конечном итоге достигает высоты, на которой MAP недостаточен для нормального набора высоты
    • Этот предел высоты является служебным потолком самолета, и на него напрямую влияет способность двигателя производить мощность
    • Если всасываемый воздух, поступающий в двигатель, находится под давлением или нагнетается с помощью нагнетателя или турбонагнетателя, потолок эксплуатации самолета может быть увеличен.
    • С помощью этих систем самолет может летать на больших высотах с преимуществом более высокой истинной воздушной скорости и повышенной способности кружить в неблагоприятных погодных условиях.
    • Самый эффективный метод увеличения мощности двигателя — использование нагнетателя или турбонагнетателя.
    • Когда на двигателе установлены турбонагнетатели / нагнетатели, бустер использует выхлопные газы двигателя для приведения в действие воздушного компрессора для увеличения давления воздуха, поступающего в двигатель через карбюратор или систему впрыска топлива, для увеличения мощности на большей высоте
    • Главный недостаток нагнетателя с зубчатым приводом — использование большого количества выходной мощности двигателя для увеличения производимой мощности — устраняется с помощью турбонагнетателя, поскольку выхлопные газы двигателя приводят в действие турбокомпрессоры.
      • Это означает, что турбокомпрессор восстанавливает энергию из горячих выхлопных газов, которая в противном случае была бы потеряна
    • Второе преимущество турбонагнетателей перед нагнетателями — это способность поддерживать контроль над номинальной мощностью двигателя на уровне моря от уровня моря до критической высоты двигателя
    • Критическая высота — это максимальная высота, на которой двигатель с турбонаддувом может развить свою номинальную мощность
    • Выше критической высоты выходная мощность начинает уменьшаться, как и у двигателя без наддува
    • Турбонагнетатель состоит из двух основных элементов:
      • Компрессор, и;
      • А Турбина
    • В компрессорной секции находится крыльчатка, которая вращается с высокой скоростью
    • По мере того, как индукция втягивает воздух через лопасти крыльчатки, крыльчатка ускоряет воздух, позволяя поступать большому количеству воздуха в корпус компрессора
    • В результате действия крыльчатки создается воздух под высоким давлением и высокой плотностью для подачи в двигатель
    • Выхлопные газы двигателя приводят в движение турбинное колесо, которое установлено на противоположном конце приводного вала крыльчатки, тем самым приводя в движение крыльчатку
    • Направляя различное количество выхлопных газов через турбину, извлекается больше энергии, в результате чего крыльчатка подает больше сжатого воздуха в двигатель
    • Перепускная заслонка, по сути, регулируемая дроссельная заслонка, установленная в выхлопной системе, используется для изменения массы выхлопных газов, поступающих в турбину.
    • В закрытом состоянии большая часть выхлопных газов двигателя проходит через турбину
    • В открытом состоянии выхлопные газы могут проходить в обход турбины, выходя непосредственно через выхлопную трубу двигателя
    • Поскольку температура газа повышается при сжатии, турбонаддув вызывает повышение температуры всасываемого воздуха
    • Многие двигатели с турбонаддувом используют промежуточный охладитель для снижения температуры и снижения риска детонации
    • В этом небольшом теплообменнике используется наружный воздух для охлаждения горячего сжатого воздуха перед его поступлением в дозатор топлива
    • Измеряет давление масла в двигателе
    • Измеряет температуру масла в двигателе
    • Пониженное количество масла, воздушный поток или слишком бедная смесь вызовут повышение температуры масла
    • И наоборот, температура снизится.
    • Измеряет температуру головки цилиндров двигателя, или CHT
    • Тахометр, иногда называемый «тахометр», измеряет обороты двигателя.
      • Это означает, что время тахометра движется медленнее на низких оборотах и ​​быстрее на высоких оборотах
    • «Тахометр» — это обычно способ, которым специалисты по обслуживанию будут измерять 100-часовые проверки
    • Хотя это не совсем прибор для двигателя, счетчик Хоббса работает, когда двигатель включается до тех пор, пока он не выключится, с использованием реле давления масла.
      • Регистрирует время работы двигателя
  • Двигатель с турбонаддувом позволяет пилоту поддерживать достаточную крейсерскую мощность на больших высотах с меньшим сопротивлением, что означает более высокие истинные воздушные скорости и увеличенную дальность полета с экономией топлива [Рис. 6]
  • В то же время силовая установка может летать на малой высоте без повышенного расхода топлива газотурбинного двигателя
  • При подключении к стандартной силовой установке турбокомпрессор не забирает мощность от силовой установки для работы; это относительно просто механически, и некоторые модели могут также герметизировать кабину
  • Турбокомпрессор представляет собой устройство с приводом от выхлопа, которое повышает давление и плотность всасываемого воздуха, подаваемого в двигатель
  • Состоит из двух отдельных компонентов: компрессора и турбины, соединенных общим валом
  • Компрессор подает сжатый воздух в двигатель для работы на большой высоте
  • Компрессор и его корпус находятся между воздухозаборником и впускным коллектором
  • Турбина и ее корпус являются частью выхлопной системы и используют поток выхлопных газов для привода компрессора
  • Турбина может создавать давление в коллекторе, превышающее максимально допустимое для конкретного двигателя
  • Чтобы не превышать максимально допустимое давление в коллекторе, устанавливается байпас или перепускной клапан, отводящий часть выхлопных газов за борт, прежде чем они пройдут через турбину.
  • Положение перепускной заслонки регулирует мощность турбины и, следовательно, сжатый воздух, доступный для двигателя
  • Когда перепускная заслонка закрыта, все выхлопные газы проходят через турбину
  • Когда перепускная заслонка открывается, некоторые выхлопные газы направляются вокруг турбины через выпускной байпас и за борт через выхлопную трубу
  • Привод перепускной заслонки представляет собой подпружиненный поршень, управляемый давлением моторного масла
  • Привод, который регулирует положение перепускной заслонки, соединен с перепускной заслонкой механической связью
  • Центром управления системой турбонагнетателя является регулятор давления
  • Это устройство упрощает турбонаддув до одного управления: дроссельной заслонки
  • После того, как пилот установил желаемое давление в коллекторе, регулировка дроссельной заслонки практически не требуется при изменении высоты
  • Контроллер определяет требования к нагнетанию компрессора на различных высотах и ​​регулирует давление масла в приводе перепускной заслонки, который соответственно регулирует перепускную заслонку
  • Таким образом, турбокомпрессор поддерживает только давление в коллекторе, требуемое настройкой дроссельной заслонки
  • Справочник пилота по авиационным знаниям, компоненты турбокомпрессора
    • Когда самолет, оборудованный системой наддува, набирает высоту, перепускная заслонка постепенно закрывается для поддержания максимально допустимого давления в коллекторе
    • В какой-то момент перепускная заслонка будет полностью закрыта, и дальнейшее увеличение высоты приведет к снижению давления в коллекторе.
      • Это критическая высота, которая устанавливается производителем самолета или двигателя
    • При оценке производительности системы турбонаддува имейте в виду, что если давление в коллекторе начинает снижаться до указанной критической высоты, двигатель и система турбонаддува должен осмотреть и проверить правильность работы системы квалифицированный авиационный техник по техническому обслуживанию.
    • Высотный турбонаддув (иногда называемый «нормализационный») использует турбокомпрессор, который будет поддерживать максимально допустимое давление в коллекторе на уровне моря (обычно 29-30 дюймов ртутного столба) до определенной высоты.
      • Высота, указанная производителем самолета, является критической высотой для самолета
    • Выше критической высоты давление в коллекторе уменьшается с увеличением высоты
    • Наземный наддув, с другой стороны, представляет собой применение турбонаддува, при котором в полете
    • используется давление в коллекторе, превышающее стандартные 29 дюймов.
    • В различных самолетах, использующих наземное форсирование, давление во взлетном коллекторе может достигать 45 дюймов ртутного столба
    • Хотя мощность на уровне моря и максимальная частота вращения могут поддерживаться до критической высоты, это не означает, что двигатель развивает мощность на уровне моря.
    • Мощность двигателя определяется не только давлением в коллекторе, а температура воздуха на впуске также является фактором
    • Воздух на впуске с турбонаддувом нагревается в результате сжатия.Это повышение температуры снижает плотность всасываемого воздуха, что приводит к потере мощности
    • Для поддержания эквивалентной выходной мощности потребуется несколько более высокое давление в коллекторе на данной высоте, чем если бы воздух на впуске не сжимался турбонаддувом
    • Если, с другой стороны, система включает автоматический контроллер плотности, который вместо поддержания постоянного давления в коллекторе автоматически устанавливает перепускную заслонку для поддержания постоянной плотности воздуха в двигателе, в результате будет почти постоянная выходная мощность в лошадиных силах.
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, выходная мощность
    • Нагнетатель — это приводимый в действие двигателем или компрессор, который подает сжатый воздух в двигатель для создания дополнительного давления всасываемого воздуха, чтобы двигатель мог производить дополнительную мощность
    • Увеличивает давление в коллекторе и нагнетает топливно-воздушную смесь в цилиндры.
    • Чем выше давление в коллекторе, тем плотнее топливно-воздушная смесь и тем большую мощность может производить двигатель.
    • Для двигателя без наддува невозможно иметь давление в коллекторе выше существующего атмосферного давления
    • Нагнетатель может повышать давление в коллекторе выше 30 дюймов рт. Ст.
    • Пример:
      • На высоте 8000 футов типичный двигатель может производить 75% мощности, которую он мог бы производить на среднем уровне моря (MSL), потому что на большей высоте воздух менее плотный.
      • Нагнетатель сжимает воздух до более высокой плотности, позволяя двигателю с наддувом создавать такое же давление в коллекторе на больших высотах, какое он мог бы создавать на уровне моря, увеличивая его рабочий потолок [Рис. 7].
      • Таким образом, двигатель на высоте 8000 футов над уровнем моря мог производить 25 дюймов ртутного столба давления в коллекторе, тогда как без нагнетателя он мог производить только 22 дюйма ртутного столба.
      • Для двигателя без наддува невозможно иметь давление в коллекторе выше существующего атмосферного давления
      • Нагнетатель может повышать давление в коллекторе выше 30 дюймов рт. Ст.
      • Критическая высота — это высота, на которой вы больше не можете поддерживать постоянное давление в коллекторе
    • Компоненты:
      • Нагнетатели обычно устанавливаются между дозатором топлива и впускным коллектором
    • Двигатель приводит в движение нагнетатель через зубчатую передачу на одной, двух или переменных скоростях
    • Нагнетатели могут иметь одну или несколько ступеней
    • Каждая ступень также обеспечивает повышение давления, и нагнетатели могут быть классифицированы как одноступенчатые, двухступенчатые или многоступенчатые, в зависимости от того, сколько раз происходит сжатие.
    • Ранняя версия одноступенчатого односкоростного нагнетателя может называться нагнетателем на уровне моря
    • Двигатель, оборудованный этим типом нагнетателя, называется двигателем, установленным на уровне моря.
    • В этом типе нагнетателя одно рабочее колесо с зубчатым приводом увеличивает мощность, производимую двигателем на всех высотах.
    • Недостатком этого типа нагнетателя является снижение выходной мощности двигателя с увеличением высоты.
    • Одноступенчатые односкоростные нагнетатели используются во многих радиальных двигателях большой мощности и используют воздухозаборник, обращенный вперед, чтобы система впуска могла в полной мере использовать набегающий воздух
    • Всасываемый воздух проходит через каналы в карбюратор, где расход топлива измеряется пропорционально расходу воздуха
    • Затем топливно-воздушный заряд направляется к нагнетателю или крыльчатке нагнетателя, которая ускоряет топливно-воздушную смесь наружу
    • После ускорения топливно-воздушная смесь проходит через диффузор, где скорость воздуха становится энергией давления (скорость уменьшается с увеличением давления)
    • После сжатия образовавшаяся топливно-воздушная смесь под высоким давлением направляется в цилиндры
    • Некоторые из крупных радиальных двигателей, разработанных во время Второй мировой войны, имеют одноступенчатый двухскоростной нагнетатель.
    • С этим типом нагнетателя одно рабочее колесо может работать на двух скоростях
    • Низкую скорость вращения крыльчатки часто называют настройкой вентилятора низкого давления, а высокую скорость крыльчатки называют настройкой вентилятора высокой скорости
    • На двигателях, оборудованных двухскоростным нагнетателем, рычаг или переключатель в кабине экипажа активирует масляную муфту, которая переключается с одной скорости на другую.
    • При нормальной работе нагнетатель при взлете остается в положении вентилятора низкого давления
    • В этом режиме двигатель работает как двигатель с наземным наддувом, и выходная мощность уменьшается по мере набора высоты самолетом
    • Однако, как только самолет достигает заданной высоты, мощность снижается, и пилот переключает управление нагнетателем в положение сильного вентилятора
    • Затем дроссельная заслонка возвращается к желаемому давлению в коллекторе
    • Двигатель, оборудованный этим типом нагнетателя, называется высотным двигателем [Рис. 6].
    • Из-за высоких температур и давлений, создаваемых в выхлопных системах турбины, неисправности турбокомпрессора требуют особой осторожности.
      • Во всех случаях работы турбокомпрессора соблюдайте процедуры, рекомендованные изготовителем.
      • В тех случаях, когда процедуры изготовителя неадекватно описывают действия, которые необходимо предпринять в случае отказа турбокомпрессора, рассмотрите следующее:
      • Неправильная регулировка скоростей
      • Если воздух нагнетается в цилиндры под давлением турбонагнетателем, а затем сжимается поршнем, повышается опасность детонации (детонации)
      • Стук происходит из-за того, что при сжатии воздуха температура воздуха увеличивается.
      • Температура может повыситься настолько, чтобы топливо воспламенилось до того, как загорится свеча зажигания
      • Если во время нормального движения дроссельной заслонки происходит чрезмерное повышение давления в коллекторе (возможно, из-за неправильной работы перепускной заслонки):
        • Немедленно плавно затормозите дроссельную заслонку, чтобы ограничить давление в коллекторе ниже максимального значения для скорости вращения и настройки смеси
        • Дайте двигателю поработать так, чтобы избежать дальнейшего избыточного наддува
      • Если давление наддува действительно высокое, степень сжатия двигателя, возможно, придется уменьшить или увеличить октановое число, чтобы избежать детонации
      • Хотя это состояние может быть вызвано незначительной неисправностью, вполне возможно, что произошла серьезная утечка выхлопных газов, создающая потенциально опасную ситуацию:
        • Остановите двигатель в соответствии с рекомендованными процедурами отказа двигателя, если только не существует более серьезной аварийной ситуации, которая требует продолжения работы двигателя
        • Если двигатель продолжает работать, используйте минимальную мощность, требуемую ситуацией, и приземлитесь как можно скорее.
      • Очень важно, чтобы после любой неисправности турбокомпрессора проводилось корректирующее обслуживание.
    • В большинстве современных двигателей с турбонаддувом механизм контроля давления, соединенный с приводом, регулирует положение перепускной заслонки.
      • Моторное масло, направленное в этот привод или от него, перемещает положение перепускной заслонки
    • Привод автоматически позиционируется для получения желаемого MAP, просто изменяя положение ручки газа
    • В других конструкциях систем турбонаддува используется отдельное ручное управление для позиционирования перепускного клапана
    • При ручном управлении необходимо внимательно следить за манометром в коллекторе для достижения желаемого MAP
    • Ручные системы часто устанавливаются на самолетах, которые были модифицированы системами турбонаддува сторонних производителей и требуют особых условий эксплуатации.
      • Например, если перепускная заслонка остается закрытой после спуска с большой высоты, можно создать давление в коллекторе, которое превышает ограничения двигателя
      • Это состояние, называемое избыточным наддувом, может вызвать сильную детонацию из-за эффекта наклона, возникающего в результате увеличения плотности воздуха во время снижения.
    • Хотя в автоматической системе перепускного клапана вероятность возникновения избыточного давления меньше, оно все же может произойти.
    • Чтобы предотвратить чрезмерное повышение давления, осторожно перемещайте дроссельную заслонку, чтобы не допустить превышения максимальных пределов давления в коллекторе
    • Например, турбина и рабочее колесо турбонагнетателя могут работать со скоростью вращения более 80000 об / мин при чрезвычайно высоких температурах
    • В подшипники постоянно подается моторное масло для снижения сил трения и высоких температур
    • Для получения адекватной смазки температура масла должна быть в нормальном рабочем диапазоне до применения высоких настроек дроссельной заслонки.
    • Если питание подается, когда температура моторного масла ниже его нормального рабочего диапазона, холодное масло может не вытекать из привода перепускной заслонки достаточно быстро, чтобы предотвратить чрезмерное ускорение
    • Кроме того, дайте турбокомпрессору остыть и турбину перед остановкой двигателя.
    • В противном случае масло, оставшееся в корпусе подшипника, закипит, что приведет к образованию твердых углеродных отложений на подшипниках и валу, которые быстро ухудшат эффективность и срок службы турбокомпрессора.
    • Дополнительные ограничения см. В Руководстве по летной эксплуатации самолета (AFM) / Руководстве по эксплуатации пилота (POH).
    • Пилот должен внимательно следить за показаниями двигателя при изменении мощности.
      • Агрессивные и / или резкие движения дроссельной заслонки увеличивают вероятность чрезмерного повышения давления
    • Когда перепускная заслонка открыта, двигатель с турбонаддувом будет реагировать так же, как двигатель без наддува, при изменении числа оборотов.
      • То есть при увеличении числа оборотов давление в коллекторе немного уменьшится
      • Когда частота вращения двигателя уменьшается, давление в коллекторе немного увеличивается
    • Когда перепускная заслонка закрыта, изменение давления в коллекторе с частотой вращения двигателя прямо противоположно тому, что происходит в двигателе без наддува.
      • Увеличение оборотов двигателя приведет к увеличению давления в коллекторе, а уменьшение оборотов двигателя приведет к уменьшению давления в коллекторе
    • Выше критической высоты, когда перепускная заслонка закрыта, любое изменение воздушной скорости приведет к соответствующему изменению давления в коллекторе.
      • Это верно, потому что увеличение давления набегающего воздуха с увеличением воздушной скорости усиливается компрессором, увеличивающим давление в коллекторе
    • Увеличение давления в коллекторе создает более высокий массовый расход через двигатель, вызывая более высокие скорости турбины и, таким образом, дальнейшее увеличение давления в коллекторе
    • При работе на большой высоте авиационный бензин может испаряться, не достигнув цилиндра.
    • Если это происходит в части топливной системы между топливным баком и топливным насосом с приводом от двигателя, может потребоваться вспомогательный насос положительного давления в баке
    • Поскольку насосы с приводом от двигателя всасывают топливо, они легко блокируются паром
    • Подкачивающий насос обеспечивает повышенное давление и подталкивает топливо, уменьшая тенденцию к испарению
    • Управление теплом:
      • Двигатели с турбонаддувом должны эксплуатироваться продуманно и бережно, с постоянным контролем давления и температуры
      • Две температуры, которые особенно важны:
        • Температура на входе в турбину (TIT) или в некоторых установках Температура выхлопных газов (EGT)
        • Температура головки цилиндров (CHT)
      • Пределы TIT или EGT защищают элементы в горячей части турбокомпрессора, в то время как пределы CHT защищают внутренние части двигателя
      • Из-за тепла сжатия всасываемого воздуха двигатель с турбонаддувом работает при более высоких рабочих температурах, чем двигатель без турбонаддува
      • Поскольку двигатели с турбонаддувом работают на большой высоте, их окружающая среда менее эффективна для охлаждения
      • На высоте воздух менее плотный и поэтому охлаждается менее эффективно
      • Кроме того, менее плотный воздух заставляет компрессор работать сильнее
      • Частота вращения турбины компрессора может достигать 80000 — 100000 об / мин, что увеличивает общую рабочую температуру двигателя
      • Двигатели с турбонаддувом также большую часть времени работают на более высоких настройках мощности
      • Высокая температура мешает работе поршневого двигателя
      • Его совокупное воздействие может привести к выходу из строя поршня, кольца и головки блока цилиндров, а также вызвать тепловую нагрузку на другие рабочие компоненты.
      • Чрезмерная температура головки блока цилиндров может привести к детонации, которая, в свою очередь, может вызвать катастрофический отказ двигателя
      • Двигатели с турбонаддувом особенно чувствительны к нагреванию
      • Таким образом, ключом к работе турбокомпрессора является эффективное управление теплом
      • Пилот контролирует состояние двигателя с турбонаддувом с помощью манометра, тахометра, датчика температуры выхлопных газов / температуры на входе в турбину и температуры головки блока цилиндров
      • Пилот управляет «тепловой системой» с помощью дроссельной заслонки, числа оборотов винта, смеси и заслонок капота
      • При любой заданной крейсерской мощности смесь является наиболее важным элементом управления температурой выхлопных газов / на входе в турбину
      • Дроссельная заслонка регулирует общий расход топлива, но соотношение топлива и воздуха регулируется смесью
      • Смесь регулирует температуру
      • Превышение температурных пределов при наборе высоты после взлета обычно не проблема, так как полностью обогащенная смесь охлаждается избытком топлива
      • Однако в крейсерском режиме пилот обычно снижает мощность до 75% или менее и одновременно регулирует смесь
      • Внимательно следите за пределами температуры в крейсерских условиях, потому что именно там температура, скорее всего, достигнет максимума, даже если двигатель вырабатывает меньшую мощность
      • Однако перегрев во время набора высоты по маршруту может потребовать полностью открытых створок капота и более высокой скорости полета.
      • Так как двигатели с турбонаддувом работают на высоте выше, чем двигатели без наддува, они более подвержены повреждениям от охлаждающей нагрузки
      • Постепенное снижение мощности и тщательный контроль температуры важны на этапе спуска
      • Пилоту может быть полезно опустить шасси, чтобы дать двигателю возможность работать, в то время как мощность снижена, и дать время для медленного восстановления.
      • Может также потребоваться немного обеднить смесь, чтобы устранить шероховатость при более низких настройках мощности.
      • В турбонагнетателях и нагнетателях используются две версии сливных заслонок
        • Пилот контролирует давление с помощью рычага управления и должен не забыть открыть перепускную заслонку перед запуском и посадкой
        • Изменяет положение перепускной заслонки для постоянного поддержания постоянного давления до достижения критической высоты, при которой перепускная заслонка будет полностью закрыта
  • Турбинный двигатель самолета состоит из воздухозаборника, компрессора, камер сгорания, турбинной части и выхлопной трубы
  • Турбинные двигатели создают тягу за счет увеличения скорости воздуха, проходящего через двигатель.
    • Тепло по существу равно тяге; чтобы получить больше тяги от двигателя, вы увеличиваете нагрев
  • Турбинные двигатели — очень востребованные силовые установки самолетов
  • Отличаются плавной работой и высокой удельной мощностью, и в них используется легкодоступное реактивное топливо
  • До недавних достижений в материалах, конструкции двигателей и производственных процессах использование газотурбинных двигателей в малых / легких производственных самолетах было непомерно дорогостоящим
  • Сегодня несколько производителей авиации производят или планируют производить малые / легкие самолеты с турбинными двигателями
  • Эти небольшие самолеты с турбинным двигателем, как правило, вмещают от трех до семи пассажиров и называются очень легкими реактивными самолетами (VLJ) или микро-реактивными двигателями.
    • Существует четыре типа авиационных газотурбинных двигателей:
    • Путь, по которому воздух проходит через двигатель, и то, как вырабатывается мощность, определяет тип двигателя
    • Отключить цикл Брайтона, который аналогичен 4-тактному циклу, за исключением того, что он поддерживает непрерывное сгорание, поскольку все этапы выполняются одновременно.
    • Пять основных компонентов:
      • Впускной канал
      • Компрессор
      • Камера сгорания (или камеры)
      • Турбина (или турбины)
      • Выпускной узел
    • Есть три типа компрессоров: центробежный поток, осевой поток и центробежно-осевой поток
    • Сжатие входящего воздуха в двигателе с центробежным потоком достигается за счет ускорения воздуха наружу перпендикулярно продольной оси машины
    • Двигатель с осевым потоком сжимает воздух с помощью ряда вращающихся и неподвижных крыльев, перемещая воздух параллельно продольной оси [Рис. 8]
    • Конструкция с центробежно-осевым потоком использует оба типа компрессоров для достижения желаемого сжатия
    • Справочник пилотов по авиационным знаниям,
      Двухконтурный осевой компрессор
    • Справочник пилотов по авиационным знаниям,
      Двухконтурный осевой компрессор
    • > Справочник пилота по авиационным знаниям, турбореактивный двигатель
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, турбореактивный двигатель
    • Ускорение воздушной массы через двигатель создает тягу
    • Турбореактивный двигатель состоит из четырех секций: компрессора, камеры сгорания, турбинной секции и выхлопной [Рис. 9].
    • Секция компрессора пропускает всасываемый воздух с высокой скоростью в камеру сгорания.
      • Степень сжатия компрессора отражает увеличение давления
      • Например, степень сжатия от 10 до 1 означает, что компрессор увеличивает начальное значение фунтов на квадратный дюйм (PSI), скажем, 15, до 150
    • Камера сгорания содержит впускное отверстие для топлива и воспламенитель для горения
    • Расширяющийся воздух приводит в движение турбину, которая соединена валом с компрессором, обеспечивая работу двигателя
    • Ускоренные выхлопные газы двигателя обеспечивают тягу.
      • Это базовое применение сжатия воздуха, воспламенения топливно-воздушной смеси, выработки энергии для автономной работы двигателя и выхлопа для движения
    • Турбореактивные двигатели ограничены по дальности и выносливости
    • Они также медленно реагируют на дросселирование при низких скоростях компрессора
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, турбовинтовой двигатель
    • Разработан для обеспечения требований к мощности самолетов большего размера
    • Турбовинтовые двигатели способны развивать 2/12 лошадиных сил на фунт веса
    • Турбовинтовой двигатель — это газотурбинный двигатель, преобразующий большую часть энергии газа в механическую энергию, которая приводит в движение воздушный винт через редуктор [Рис. 10]
    • Выхлопные газы приводят в движение силовую турбину, соединенную валом, приводящим в движение редуктор в сборе.
      • Редуктор преобразует высокие обороты, низкий крутящий момент в низкие обороты, высокий крутящий момент для предотвращения попадания кончиков лопастей в звуковой поток
    • Понижающая передача необходима, потому что оптимальная работа гребного винта достигается на гораздо более низких оборотах, чем рабочая частота вращения двигателя
    • Турбовинтовые двигатели — это компромисс между турбореактивными двигателями и поршневыми силовыми установками
    • Турбовинтовые, вообще говоря, ограничены на высоте темпами, ограничены на малой высоте крутящим моментом
    • Турбовинтовые двигатели наиболее эффективны на скоростях от 250 до 400 миль в час (миль / ч) и высотах от 18 000 до 30 000 футов
    • Они также хорошо работают на малых скоростях, необходимых для взлета и посадки, и экономичны.
    • Минимальный удельный расход топлива турбовинтового двигателя обычно достигается в диапазоне высот от 25000 футов до тропопаузы
        • Он состоит из основных механизмов реактивного двигателя: компрессора, камеры сгорания и турбины / выхлопа
        • Электронным способом измеряет крутильное отклонение (скручивание), которое возникает в передающем мощность валу, который соединяет силовой и редукторный узел
        • Эта закрутка лошадиная
        • Снижает число оборотов двигателя в пределах эффективных оборотов гребного винта
        • Соотношение на некоторых установках достигает 13: 1
        • Это большое передаточное число необходимо, потому что газовая турбина должна работать на очень высоких оборотах для эффективной выработки мощности, в то время как гребной винт не работает.
        • Для повышения эффективности гребного винта угол лопастей изменяется для увеличения или уменьшения мощности, в то время как частота вращения двигателя остается прежней
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, турбовинтовой двигатель
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, турбовентиляторный двигатель
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, турбовентиляторный двигатель
    • Турбореактивные двухконтурные двигатели сочетают в себе некоторые из лучших характеристик турбореактивного двигателя и турбовинтового двигателя [Рис. 11].
    • Самолет с турбовентиляторным двигателем имеет более короткую взлетную дистанцию ​​и развивает большую тягу во время набора высоты, чем турбореактивный двигатель примерно того же размера, что позволяет увеличить полную массу
    • Турбореактивные двухконтурные двигатели создают дополнительную тягу, отклоняя вторичный воздушный поток вокруг камеры сгорания.
      • Поскольку вентилятор находится внутри кожуха, на воздушный поток через вентилятор не влияет скорость самолета
    • Перепускной воздух турбовентиляторного двигателя создает повышенную тягу, охлаждает двигатель и способствует подавлению шума выхлопных газов.
      • High-bypass обычно используется для повышения эффективности, например, на коммерческих самолетах
      • Low-bypass обычно используется для высокоскоростных самолетов, таких как военные истребители
    • Регулировка байпаса обеспечивает крейсерскую скорость турбореактивного типа и снижает расход топлива
    • Входящий воздух, который проходит через турбовентиляторный двигатель, обычно разделяется на два отдельных потока воздуха.
      • Один поток проходит через ядро ​​двигателя, а второй поток обходит ядро ​​двигателя
      • Из-за большого количества воздуха, который сжимается и ускоряется вентилятором, воздух полностью обходит секции горелки и турбины
    • Поскольку воздух не нагревается за счет сжигания топлива для получения тяги, турбовентиляторный двигатель имеет более низкий расход топлива
    • Именно этот байпасный поток воздуха отвечает за термин «байпасный двигатель»
    • Коэффициент двухконтурности турбовентиляторного двигателя относится к соотношению массового расхода воздуха, проходящего через вентилятор, к массовому расходу воздуха, проходящего через сердечник двигателя.
    • Более низкая скорость газа на выходе из выхлопной трубы двигателя также означает, что турбовентиляторные двигатели работают тише
    • Турбовентиляторы лучше всего работают при низких температурах, высоком давлении окружающей среды и при высоких оборотах
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, турбовентиляторный двигатель
    • Справочник пилота по авиационным знаниям, турбовентиляторный двигатель
    • Турбовальные двигатели передают мощность на вал через трансмиссию, которая приводит в движение не винт (ротор) [Рис. 11]
    • Самая большая разница между турбореактивным двигателем и турбовальным двигателем заключается в том, что в турбореактивном двигателе большая часть энергии, производимой расширяющимися газами, приводит в движение турбину, а не создает тягу.
    • Обладают высоким соотношением мощности к массе
    • На многих вертолетах используется турбовальный газотурбинный двигатель
    • Осевые силовые агрегаты на больших самолетах часто представляют собой турбовальные двигатели
  • Приборы двигателя, которые показывают давление масла, температуру масла, частоту вращения двигателя, температуру выхлопных газов и расход топлива, являются общими как для турбинных, так и для поршневых двигателей
  • Однако некоторые инструменты являются уникальными для газотурбинных двигателей
  • Эти приборы показывают степень сжатия двигателя, давление нагнетания турбины и крутящий момент
  • Кроме того, большинство газотурбинных двигателей имеют несколько приборов для измерения температуры, называемых термопарами, которые предоставляют пилотам показания температуры внутри и вокруг турбинной секции.
    • Пилот газотурбинного самолета напрямую не управляет двигателем
    • Отношение лоцмана к силовой установке соответствует отношению капитана мостика на корабле.
      • Офицер мостика получает реакцию двигателя, передавая приказы механику под палубой, который, в свою очередь, фактически перемещает дроссель двигателя
    • Органы управления определяют некоторые или все следующие рабочие параметры двигателя:
      • Требования пилота (положение дроссельной заслонки)
      • Температура на входе компрессора
      • Давление нагнетания компрессора
      • Давление горелки
      • Давление на входе компрессора
      • об / мин
      • Температура турбины
      • Высота
    • Система управления топливом определяет подачу топлива в камеру сгорания двигателя, автоматически обеспечивая подачу топлива в соответствии с условиями работы двигателя
    • Изменения расхода топлива ограничены, чтобы обеспечить быстрое ускорение и замедление без остановок
    • Датчик степени сжатия двигателя (EPR) показывает выходную мощность турбореактивного / турбовентиляторного двигателя
    • EPR — отношение давления на выходе турбины к давлению на входе компрессора
    • Измерения давления регистрируются датчиками, установленными на входе и выходе двигателя
    • После сбора данные отправляются на датчик дифференциального давления, который отображается на приборном индикаторе EPR в кабине экипажа
    • Конструкция системы EPR
    • автоматически компенсирует влияние воздушной скорости и высоты.Изменения температуры окружающей среды требуют корректировки показаний EPR для обеспечения точных настроек мощности двигателя
    • Ограничивающим фактором в газотурбинном двигателе является температура секции турбины
    • Необходимо внимательно следить за температурой секции турбины, чтобы предотвратить перегрев лопаток турбины и других компонентов секции выхлопа
    • Одним из распространенных способов контроля температуры секции турбины является датчик EGT.EGT — это предел эксплуатации двигателя, используемый для контроля общих условий работы двигателя
    • Варианты систем EGT носят разные названия в зависимости от расположения датчиков температуры
    • Обычные датчики температуры турбины включают датчик температуры на входе в турбину (TIT), датчик температуры на выходе из турбины (TOT), датчик межкаскадной температуры турбины (ITT) и датчик температуры газа в турбине (TGT)
    • Измеритель крутящего момента для измерения выходной мощности турбовинтового двигателя / турбовального двигателя
    • Крутящий момент — это крутящая сила, приложенная к валу
    • Моментометр измеряет мощность, приложенную к валу
    • Турбовинтовые и турбовальные двигатели создают крутящий момент для привода гребного винта
    • Моментометры калибруются в процентах, фут-фунтах или фунтах на квадратный дюйм
    • N1 представляет собой частоту вращения компрессора низкого давления и отображается на индикаторе в процентах от расчетной частоты вращения
    • После запуска скорость компрессора низкого давления регулируется турбинным колесом N1
    • Колесо турбины N1 соединяется с компрессором низкого давления через концентрический вал
    • N2 представляет частоту вращения компрессора высокого давления и отображается на индикаторе в процентах от расчетной частоты вращения
    • Турбинное колесо N2 управляет компрессором высокого давления
    • Колесо турбины N2 соединяется с компрессором высокого давления через концентрический вал
  • Большое разнообразие газотурбинных двигателей делает непрактичным описание конкретных рабочих процедур, но есть определенные эксплуатационные соображения, общие для всех газотурбинных двигателей
    • Самая высокая температура в любом газотурбинном двигателе наблюдается на входе в турбину
    • Температура на входе в турбину, таким образом, обычно является ограничивающим фактором при работе газотурбинного двигателя
    • Тяга турбинного двигателя напрямую зависит от плотности воздуха
    • С уменьшением плотности воздуха уменьшается и тяга
    • Кроме того, поскольку плотность воздуха уменьшается с повышением температуры, повышение температуры также приведет к уменьшению тяги.
    • Хотя как турбинные, так и поршневые двигатели в некоторой степени подвержены влиянию высокой относительной влажности, турбинные двигатели будут испытывать незначительную потерю тяги, а поршневые двигатели — значительную потерю тормозной мощности
    • Для запуска газотурбинных двигателей требуется либо внешнее наземное оборудование, либо использование вспомогательной силовой установки (ВСУ)
    • APU — это небольшой газотурбинный двигатель, установленный на самолете, используемый для создания источника воздуха для питания стартера (ов) воздушной турбины или для увеличения подачи отбираемого из двигателя воздуха в систему экологического контроля.
  • Из-за конструкции и функции воздухозаборника газотурбинного двигателя всегда существует возможность попадания мусора
    • Обломки посторонних предметов, или FOD, которые вызывают значительные повреждения, в частности, секциям компрессора и турбины.
  • Заглатывание мусора называется мусором посторонних предметов (FOD)
  • Типичный FOD состоит из небольших порезов и вмятин, вызванных попаданием мелких предметов с аппарели, рулежной дорожки или взлетно-посадочной полосы, но также может иметь место повреждение FOD, вызванное столкновением с птицами или проглатыванием льда.
  • Иногда FOD приводит к полному разрушению двигателя
  • Профилактика FOD — высокий приоритет
  • Некоторые воздухозаборники двигателя имеют тенденцию к образованию водоворотов между землей и воздухозаборником во время наземных операций
  • На эти двигатели может быть установлен вихревой рассеиватель
  • Другие устройства, такие как экраны и / или дефлекторы, также могут быть использованы
  • Предполетные процедуры включают визуальный осмотр на предмет наличия любых признаков FOD
  • Двигатели работают на воздухе и топливе
  • Поскольку воздух — это практически само собой разумеющееся, когда двигатель выходит из строя, подозревается топливо
    • Возгорание пламени происходит при работе газотурбинного двигателя, в котором пламя в двигателе непреднамеренно гаснет
    • Если соотношение топливо / воздух в камере сгорания превышает предел богатой смеси, пламя гаснет.
    • Обычно это происходит из-за очень быстрого разгона двигателя, при котором слишком богатая смесь вызывает падение температуры топлива ниже температуры сгорания.
      • Недостаточный воздушный поток для поддержания горения способствует возникновению пламени
    • Более частое возгорание возникает из-за низкого давления топлива и низких оборотов двигателя, которые обычно связаны с полетом на большой высоте.
    • Эта ситуация также может возникать, когда двигатель дросселируется во время спуска, что может вызвать срыв пламени в обедненной смеси.
    • Слабая смесь может легко вызвать угасание пламени даже при нормальном потоке воздуха через двигатель
    • Любое прерывание подачи топлива может привести к возгоранию.
      • Это может быть связано с длительным необычным поведением, неисправной системой управления подачей топлива, турбулентностью, обледенением или нехваткой топлива
    • Симптомы возгорания обычно такие же, как и после отказа двигателя
    • Если срыв пламени вызван временным состоянием, например, дисбалансом между потоком топлива и частотой вращения двигателя, исправьте ситуацию и попытайтесь запустить воздушный пуск
    • В любом случае пилоты должны следовать применимым аварийным процедурам, изложенным в AFM / POH
    • Как правило, эти процедуры содержат рекомендации относительно высоты и воздушной скорости, при которых старт с воздуха наиболее вероятен.
    • Справочник пилота по авиационным знаниям,
      Normal Vs.Искаженный воздушный поток на входе
    • Лопатки компрессора представляют собой небольшие профили и подчиняются тем же аэродинамическим принципам, что и любой профиль
    • Лопатка компрессора имеет угол атаки, который зависит от скорости поступающего воздуха и скорости вращения компрессора.
    • Эти две силы объединяются, образуя вектор, который определяет фактический угол атаки профиля по отношению к приближающемуся воздуху на входе [Рис. 13].
    • Останов компрессора — это дисбаланс между двумя векторными величинами, скоростью на входе и скоростью вращения компрессора
    • Останов компрессора происходит, когда угол атаки лопаток компрессора превышает критический угол атаки
    • В этот момент плавный воздушный поток прерывается, создавая турбулентность с колебаниями давления
    • Остановка компрессора приводит к замедлению потока воздуха в компрессоре и его застаиванию, иногда меняя направление на противоположное [Рис. 6-28]
    • Остановки компрессора могут быть кратковременными и прерывистыми или устойчивыми и серьезными
    • Признаками кратковременного / прерывистого срыва, как правило, являются прерывистый «взрыв» в виде обратной вспышки, и имеет место реверсирование потока
    • Если срыв развивается и становится устойчивым, сильная вибрация и громкий рев могут возникнуть из-за непрерывного реверсирования потока
    • Часто приборы кабины летного экипажа не показывают умеренного или кратковременного сваливания, но они указывают на развитое сваливание.
    • Типичные показания приборов включают колебания частоты вращения и повышение температуры выхлопных газов
    • Большинство кратковременных срывов двигателя не опасны для двигателя и часто проходят сами собой после одной или двух пульсаций
    • Немедленная возможность серьезного повреждения двигателя из-за устойчивого останова
    • Восстановление должно осуществляться за счет быстрого уменьшения мощности, уменьшения угла атаки самолета и увеличения скорости полета.
    • Хотя все газотурбинные двигатели подвержены остановкам компрессора, большинство моделей имеют системы, препятствующие этому.
    • В одной системе используется регулируемая входная направляющая лопатка (VIGV) и регулируемые лопатки статора, которые направляют поступающий воздух в лопасти ротора под соответствующим углом
    • Для предотвращения срывов давления воздуха эксплуатировать ЛА в параметрах, установленных заводом-изготовителем.
    • Если происходит остановка компрессора, следуйте процедурам, рекомендованным в AFM / POH
    • Они возникают в газотурбинных двигателях, использующих те же принципы, что и сваливание крыльев самолета.
    • Компрессоры турбинных двигателей имеют форму аэродинамического профиля, и когда воздушный поток нарушается, это вызывает остановку, которая создает проблемы с давлением, что приводит к видимой и слышимой остановке.
  • Справочник пилота по аэронавигационным знаниям,
    Тяга против скорости и лобовое сопротивление
  • Справочник пилота по аэронавигационным знаниям,
    Тяга против скорости и лобовое сопротивление
  • Можно сравнить характеристики поршневой силовой установки и различных типов газотурбинных двигателей [Рис. 14].
  • Чтобы сравнение было точным, необходимо использовать тяговую мощность (полезную мощность) для поршневой силовой установки, а не тормозную мощность.
    • Использовать чистую тягу для турбинных двигателей
  • Кроме того, конструкция и размеры самолета должны быть примерно одинаковыми.
  • При сравнении производительности полезны следующие определения:
      • Тормозная мощность (л. С.) — это мощность, передаваемая на выходной вал
      • Тормозная мощность — это фактическая полезная мощность
      • Чистая тяга, создаваемая турбореактивным или двухконтурным двигателем
      • Тяга в лошадиных силах (THP) — это мощность, эквивалентная тяге, создаваемой турбореактивным или двухконтурным двигателем
      • Что касается турбовинтовых двигателей, сумма мощности на валу (SHP), передаваемой на гребной винт, и THP, производимая выхлопными газами, измеряется как эквивалентная мощность на валу (ESHP)
      • На рисунке 6-29 показано сравнение четырех типов двигателей по чистой тяге при увеличении воздушной скорости
      • Этот рисунок предназначен только для пояснительных целей и не для определенных моделей двигателей
  • Построив кривую характеристик для каждого двигателя, можно сравнить максимальное изменение скорости воздушного судна с типом используемого двигателя
  • Поскольку график является лишь средством сравнения, численные значения чистой тяги, скорости самолета и сопротивления не включены.
  • Сравнение четырех силовых установок на основе чистой тяги делает очевидными определенные рабочие характеристики
  • В диапазоне скоростей, показанном слева от строки A, поршневой силовой агрегат превосходит другие три типа
  • Турбовинтовой двигатель превосходит турбовентиляторный в диапазоне слева от строки C
  • Турбореактивный двигатель превосходит турбореактивный в диапазоне слева от строки F
  • Турбореактивный двигатель превосходит поршневой двигатель справа от линии B и турбовинтовой справа от линии C
  • Турбореактивный двигатель превосходит поршневой двигатель справа от линии D, турбовинтовой справа от линии E и ТРДД справа от линии F
  • Точки, где кривая сопротивления самолета пересекает кривые чистой тяги, являются максимальными скоростями самолета
  • Вертикальные линии от каждой точки до базовой линии графика показывают, что турбореактивный самолет может развивать более высокую максимальную скорость, чем самолет, оснащенный двигателями других типов
  • Самолет, оснащенный турбовентиляторным двигателем, будет развивать более высокую максимальную скорость, чем самолет, оснащенный турбовинтовой или поршневой силовой установкой
    • Форсажные камеры работают как прямоточная струя, при которой распыленное топливо, смешанное с отходящими газами сгорания / нагнетаемым воздухом перепускного вентилятора, создает дополнительную тягу
    • Эти системы производят примерно вдвое большую тягу при четырехкратном расходе топлива
  • Двигатели предназначены для работы при определенной температуре
    • В результате как низкие, так и высокие температуры опасны для здоровья двигателя
  • Чрезмерное время простоя (т.е., быстрые спуски) может охладить двигатель ниже рабочих температур
  • В самолетах с карбюратором это может привести к неправильному распылению топлива в карбюраторе, нарушая топливно-воздушную смесь
  • Резкие (плавные / устойчивые) изменения дроссельной заслонки усугубляют эти ситуации
  • Все двигатели выполняют четыре цикла / стадии, но способ их выполнения будет отличаться
  • Силовые установки сложны и взаимодействуют с другими системами самолета
  • Обратите внимание, что в то время как капот относится к кожуху двигателя, обтекатель обычно относится к другим частям самолета, таким как шасси
  • Системы запуска двигателя многочисленны и продолжают развиваться с появлением таких технологий, как электронные системы зажигания
  • Такие системы включают, но не ограничиваются:
  • Информацию, относящуюся к конкретному двигателю вашего летательного аппарата, можно найти в Руководстве по информации для пилота / Справочнике пилота по эксплуатации
  • Чтобы узнать больше о спирали, нарисованной на передней части газотурбинных двигателей, посетите Mentour Pilot на YouTube.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *

2019 © Все права защищены. Карта сайта