Авиационный двигатель

Авиационный двигатель, тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и др.). К А. д. предъявляются весьма высокие требования: максимальная мощность (или тяга) в агрегате при минимальной массе, относимой к единице мощности (тяги), и минимальных габаритных размерах (особенно площади поперечного сечения, от которой зависит лобовое сопротивление); минимальный расход горючего и смазки на единицу мощности (тяги); надёжность, длительность и простота эксплуатации при дешевизне производства. Процесс развития А. д. проходил несколько стадий. Первым А. д. был паровой двигатель на самолёте А. Ф. Можайского (1885). Последующие А. д. во всех странах конструировались на основе поршневого двигателя внутреннего сгорания. Основными факторами, обусловившими развитие А. д., были необходимость увеличения скорости и грузоподъёмности самолёта, требования к которым росли довольно быстро. В качестве базового был выбран бензиновый двигатель как наиболее лёгкий. Его совершенствование велось, с одной стороны, путем всемерного облегчения всех деталей за счет применения высокопрочных материалов и форсирования рабочего процесса (для чего была разработана конструкция нагнетателя для наддува двигателя), а с другой стороны, повышением кпд(коэффициент полезного действия) воздушного винта (для чего к двигателю, частота вращения которого всё увеличивалась, присоединяли редуктор, снижавший частоту вращения винта для обеспечения максимального кпд(коэффициент полезного действия)). К 40-м гг. 20 в. поршневые А. д. достигли предела своих возможностей на пути дальнейшего повышения скорости самолёта встал звуковой барьер, для преодоления которого потребовалось резкое увеличение мощности А. д. Такой скачок стал возможным в результате перехода к газовой турбине и реактивному двигателю.

  Различные типы и классы самолётов требуют различных А. д. как по мощности, так и по принципу создания тяги. Поэтому существующие А. д. подразделяются (рис. 1) на винтовые, создаюшие тягу вращением воздушного винта, реактивные, в которых тяга возникает в результате истечения с большой скоростью рабочих газов из реактивного сопла. Комбинированные — турбовинтовые двигатели (ТВД) — основная тяга создается воздушным винтом, а довольно значительная дополнительная тяга (8—12 %) — за счет истечения продуктов сгорания (рис. 2).

  Поршневые А. д. лучших типов, достигшие высокой степени совершенства, обеспечивали скорость до 750 км/ч. Более высоких скоростей они не могли создать вследствие большой удельной массы (массы, приходящейся на единицу мощности) и необходимости в воздушном винте, кпд(коэффициент полезного действия) которого уменьшается с увеличением скорости полёта. Поршневые А. д. устанавливаются на самолётах с невысокими скоростями полёта, соответственно 0,2—0,5 М (где М — М-число), т.е. 200—500 км/ч, а также на вертолётах, турбовинтовые А. д. — на самолётах при скоростях полёта соответствующих 0,5—0,8 М, т. е. 500—800 км/ч и на вертолётах. Первые турбореактивные двигатели (ТРД) (рис. 3), появившиеся в конце Великой Отечественной войны, позволили увеличить скорость до 960 км/ч.

  Удельная масса поршневых А. д. составляет 540—680 г/квт (400—500 г/л. с.); турбовинтовых А. д. 140—400г/квт (100—300 г/л. с.); если отнести массу не к единице мощности, а к единице тяги, создаваемой воздушным винтом, то удельная масса будет меняться при изменении скорости полёта вследствие изменения кпд(коэффициент полезного действия) винта, в то время как удельная масса турбореактивного двигателя в пределах скоростей до 750 км/ч практически остаётся постоянной (табл.). Это и делает турбореактивный А. д. наиболее выгодным при больших скоростях полёта.

Примерные значения удельной массы А. д. — массы отнесенной к единице тяги (г/н) в зависимости от режима работы двигателя

  В 1965—1967 появились весьма легкие турбореактивные А. д. для самолётов вертикального взлёта и посадки (СВВП). Их удельная масса находится в пределах 6—7 г/н. На основе ТРД и ТВД разработаны т. н. двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД) (рис. 4). Их особенностью является создание двух реактивных потоков: одного внутреннего, или центрального, из высокотемпературных продуктов сгорания, поступающих в реактивное сопло из газовой турбины, и второго, концентрически окружающего первый и состоящего из воздуха, который прогоняется компрессором второго контура.

  Двухконтурные ТРД применяются на самолётах с дозвуковыми скоростями; благодаря малому расходу топлива они могут успешно конкурировать как с обычными ТРД, так и с ТВД.

  Тяга ТРД при сверхзвуковых скоростях полёта возрастает (рис. 5). Удельную массу турбореактивных А. д. за период 1939—67 удалось существенно снизить (рис. 6).

  Схемы турбореактивных А. д. для дозвуковых и сверхзвуковых самолётов различны (рис. 7). При сверхзвуковых скоростях полёта температура воздуха и газа в турбореактивных А. д. весьма велика. Воздухозаборник, обеспечивающий наибольшее использование скоростного напора воздуха с минимальными потерями, необходимо выполнять с регулируемыми размерами и изменяемой формой. Для увеличения тяги А. д. применяют форсажную камеру. При этом реактивное сопло выполняют также с регулируемыми размерами и формой.

  А. д. представляет собой автоматическую систему, которая позволяет освободить лётчика от управления двигателем в полёте. Автоматически поддерживаются на заданном уровне давление топлива, температура газов перед турбиной и другие параметры, независимо от высоты полёта.

  Дальнейшее развитие А. д. предусматривает следующие основные направления, на которых концентрируются главные усилия конструкторов в разных странах, разрабатывающих А. д.: обеспечение высоких скоростей и больших высот полёта, а также непрерывное повышение грузоподъёмности самолёта, что требует создания А. д., развивающих большую тягу с наименьшим расходом топлива, с малой удельной массой и большим ресурсом работы (т. е. длительностью периода работы двигателя между ремонтами, выражаемого обычно в часах). Для этого приходится повышать температуру газа перед турбиной, что ведёт к применению охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток. С другой стороны, стремятся снизить расход энергии во всех элементах А. д., для чего требуется повышение кпд(коэффициент полезного действия) компрессоров, турбин, форсажных камер и т. п. Повысить температуру газов можно применением жаропрочных материалов (ниобий, молибден) для лопаток турбины и других деталей, соприкасающихся с высокотемпературными газами. Снижения удельной массы можно достигнуть использованием материалов с низкой плотностью (титановые, бериллиевые сплавы). На крупные пассажирские и транспортные самолёты целесообразно устанавливать двухконтурные А. д. с форсажной камерой, обеспечивающие большой диапазон скоростей полёта, и двухконтурные А. д. со степенью двухконтурности (т. е. соотношением температуры первого и второго контуров) 6—8 для получения больших значений тяги при высокой экономичности.

  Лит.: Иноземцев Н. В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс, М., 1955; Теория реактивных двигателей, М., 1958; Конструкция авиационных газотурбинных двигателей, М., 1961; Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, № 3, с. 6—13; 1966, № 2, с. 60—64; 1967, № 7, с. 57—61.

  С. К. Туманский, Г. С. Скубачевский.

Рис. 1. Классификация авиационных двигателей.

Рис. 4. Принципиальная схема двухконтурного турбореактивного двигателя: 1 — первый (внутренний) контур; 2 — второй (внешний) контур.

Рис. 3б. Турбореактивный авиационный двигатель. Внешний вид.

Рис. 6. Изменение удельной массы турбореактивных двигателей по годам.

Рис. 2а. Турбовинтовой авиационный двигатель: Принципиальная схема; 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — реактивное сопло; 6 — воздушный винт.

Рис. 2б. Турбовинтовой авиационный двигатель. Внешний вид.

Рис. 3а. Турбореактивный авиационный двигатель: Принципиальная схема; 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — корпус двигателя; 5 — сопловый аппарат; 6 — турбина; 7 — реактивное сопло.

Рис. 7. Сравнительная схема турбореактивного двигателя: ниже осевой линии для дозвуковых (ок. 850 км/ч) и выше осевой линии для сверхзвуковых (ок. 3000 км/ч) самолётов; 1 — воздухозаборник с регулируемыми размерами и формой; 2 — форсажная камера; 3 — сопло с регулируемыми размерами и формой; 4 — воздухозаборник нерегулируемый; 5 — сопло нерегулируемое.

Рис. 5. Изменения тяги Р турбореактивного двигателя в зависимости от М-числа.