Авіаційний двигун
 
а б в г д е ж з и й к л м н о п р с т у ф х ц ч ш щ ъ ы ь э ю я
 

Авіаційний двигун

Авіаційний двигун, тепловий двигун для приведення в рух літальних апаратів (літаків, вертольотів, дирижаблів і ін.). ДО А. д. пред'являються вельми високі вимоги: максимальна потужність (або тяга) в агрегаті при мінімальній масі, відношуваній до одиниці потужності (тяга), і мінімальних габаритних розмірах (особливо площі поперечного перетину, від якої залежить лобовий опір); мінімальна витрата пального і мастила на одиницю потужності (тяга); надійність, тривалість і простота експлуатації при дешевизні виробництва. Процес розвитку А. д. проходіл декілька стадій. Першим А. д. був паровий двигун на літаку А. Ф. Можайського (1885). Подальші А. д. у всіх країнах конструювалися на основі поршневого двигуна внутрішнього згорання . Основними чинниками, що зумовили розвиток А. д., були необхідність збільшення швидкості і вантажопідйомності літака, вимоги до яких зростали досить швидко. Як базовий був вибраний бензиновий двигун як найбільш легкий. Його вдосконалення велося, з одного боку, шляхом всемірного полегшення всіх деталей за рахунок вживання високоміцних матеріалів і форсування робочого процесу (для чого була розроблена конструкція нагнітача для наддуву двигуна), а з іншого боку, підвищенням ккд(коефіцієнт корисного дії) повітряного гвинта (для чого до двигуна, частота обертання якого все збільшувалася, приєднували редуктор, що знижував частоту обертання гвинта для забезпечення максимального ккд(коефіцієнт корисної дії)). До 40-м-коду рр. 20 ст поршневі А. д. досягли межі своїх можливостей на дорозі подальшого підвищення швидкості літака встав звуковий бар'єр, для подолання якого було потрібно різке збільшення потужності А. д. Такий стрибок став можливим в результаті переходу до газовій турбіні і реактивному двигуну .

  Різні типи і класи літаків вимагають різних А. д. як по потужності, так і за принципом створення тяги. Що тому існують А. д. підрозділяються ( мал. 1 ) на гвинтових создаюшие тягу обертанням повітряного гвинта, реактивні, в яких тяга виникає в результаті виділення з великою швидкістю робочих газів з реактивного сопла. Комбіновані — турбогвинтові двигуни (ТВД) — основна тяга створюється повітряним гвинтом, а досить значна додаткова тяга (8—12 %) — за рахунок виділення продуктів згорання ( мал. 2 ).

  Поршневі А. д. кращих типів, що досягли високої міри досконалості, забезпечували швидкість до 750 км/ч. вищих швидкостей вони не могли створити унаслідок великої питомої маси (маси, що доводиться на одиницю потужності) і необхідності в повітряному гвинті, ккд(коефіцієнт корисної дії) якого зменшується із збільшенням швидкості польоту. Поршневі А. д. встановлюються на літаках з невисокими швидкостями польоту, відповідно 0,2—0,5 М-код (де М-код М-код-число ), тобто 200—500 км/ч , а також на вертольотах, турбогвинтові А. д. — на літаках при швидкостях польоту відповідних 0,5—0,8 М-кодом , тобто 500—800 км/ч і на вертольотах. Перші турбореактивні двигуни (ТРД) ( мал. 3 ), що з'явилися в кінці Великої Вітчизняної війни, дозволили збільшити швидкість до 960 км/ч .

  Питома маса поршневих А. д. складає 540—680 г/квт (400—500 г/л. з .); турбогвинтових А. д. 140—400 г/квт (100—300 г/л. с. ); якщо віднести масу не до одиниці потужності, а до одиниці тяги, що створюється повітряним гвинтом, то питома маса мінятиметься при зміні швидкості польоту унаслідок зміни ккд(коефіцієнт корисної дії) гвинта, тоді як питома маса турбореактивного двигуна в межах швидкостей до 750 км/ч практично залишається постійною (табл . ). Це і робить турбореактивний А. д. найбільш вигідним при великих швидкостях польоту.

Зразкові значення питомої маси А. д. — маси віднесеної до одиниці тяги ( г/н ) залежно від режиму роботи двигуна

 

Режим роботи двигуна

Гвинтові А.д.

 

 

ТРД

поршневі

турбогвинтові

Злітний режим

33

20

17

Крейсерський режим при швидкості польоту літака

360 км/ч

 

 

 

 

57

 

 

 

 

35

 

 

 

 

17

750 км/ч

180

110

17

  В 1965—1967 з'явилися вельми легкі турбореактивні А. д. для літаків вертикального зльоту і посадки (СВВП). Їх питома маса знаходиться в межах 6—7 г/н . На основі ТРД і ТВД розроблені т.з. двоконтурні турбореактивні двигуни (ДТРД) ( мал. 4 ). Їх особливістю є створення двох реактивних потоків: одного внутрішнього, або центрального, з високотемпературних продуктів згорання, що поступають в реактивне сопло з газової турбіни, і другого, такого, що концентрично оточує перший і такий, що складається з повітря, яке проганяється компресором другого контура.

  Двоконтурні ТРД застосовуються на літаках з дозвуковими швидкостями; завдяки малій витраті палива вони можуть успішно конкурувати як із звичайними ТРД, так і з ТВД.

  Тяга ТРД при надзвукових швидкостях польоту зростає ( мал. 5 ). Питому масу турбореактивних А. д. за період 1939—67 удалося істотно понизити ( мал. 6 ).

  Схеми турбореактивних А. д. для дозвукових і надзвукових літаків різні ( мал. 7 ). При надзвукових швидкостях польоту температура повітря і газу в турбореактивних А. д. вельми велика. Повітрозабірник, що забезпечує найбільше використання швидкісного натиску повітря з мінімальними втратами, необхідно виконувати з регульованими розмірами і змінною формою. Для збільшення тяги А. д. застосовують камеру форсажа . При цьому реактивне сопло виконують також з регульованими розмірами і формою.

  А. д. є автоматичною системою, яка дозволяє звільнити льотчика від управління двигуном у польоті. Автоматично підтримуються на заданому рівні тиск палива, температура газів перед турбіною і інші параметри, незалежно від висоти польоту.

  Подальший розвиток А. д. передбачає наступні основні напрями, на яких концентруються головні зусилля конструкторів в різних країнах, розробляючих А. д.: забезпечення високих швидкостей і великих висот польоту, а також безперервне підвищення вантажопідйомності літака, що вимагає створення А. д., що розвивають велику тягу з найменшою витратою палива, з малою питомою масою і великим ресурсом роботи (тобто тривалістю періоду роботи двигуна між ремонтами, що виражається зазвичай в годиннику). Для цього доводиться підвищувати температуру газу перед турбіною, що веде до вживання охолоджуваних соплових і робочих лопаток. З іншого боку, прагнуть понизити витрату енергії у всіх елементах А. д., для чого потрібне підвищення ккд(коефіцієнт корисної дії) компресорів, турбін, камер форсажів і тому подібне Підвищити температуру газів можна вживанням жароміцних матеріалів (ніобій, молібден) для лопаток турбіни і інших деталей, дотичних з високотемпературними газами. Зниження питомої маси можна досягти використанням матеріалів з низькою щільністю (титанові, берилієві сплави). На крупні пасажирські і транспортні літаки доцільно встановлювати двоконтурні А. д. з камерою форсажа, що забезпечують великий діапазон швидкостей польоту, і двоконтурні А. д. з мірою двухконтурності (тобто співвідношенням температури першого і другого контурів) 6—8 для набуття великих значень тяги при високій економічності.

  Літ.: Іноземців Н. Ст, Авіаційні газотурбінні двигуни. Теорія і робочий процес, М., 1955; Теорія реактивних двигунів, М., 1958; Конструкція авіаційних газотурбінних двигунів, М., 1961; Ськубачевський Р. С., Авіаційні газотурбінні двигуни. Конструкція і розрахунок деталей, 2 видавництва, М., 1965; «Авіація і космонавтика», 1963 № 3, с. 6—13; 1966 № 2, с. 60—64; 1967 № 7, с. 57—61.

  С. До. Туманський, Р. С. Ськубачевський.

Мал. 1. Класифікація авіаційних двигунів.

Мал. 4. Принципова схема двоконтурного турбореактивного двигуна: 1 — перший (внутрішній) контур; 2 — другий (зовнішній) контур.

Мал. 3б. Турбореактивний авіаційний двигун. Зовнішній вигляд.

Мал. 6. Зміна питомої маси турбореактивних двигунів по роках.

Мал. 2а. Турбогвинтовий авіаційний двигун: Принципова схема; 1 — вхідний пристрій; 2 — компресор; 3 — камера згорання; 4 — турбіна; 5 — реактивне сопло; 6 — повітряний гвинт.

Мал. 2б. Турбогвинтовий авіаційний двигун. Зовнішній вигляд.

Мал. 3а. Турбореактивний авіаційний двигун: Принципова схема; 1 — вхідний пристрій; 2 — компресор; 3 — камера згорання; 4 — корпус двигуна; 5 — сопловий апарат; 6 — турбіна; 7 — реактивне сопло.

Мал. 7. Порівняльна схема турбореактивного двигуна: нижче за осьову лінію для дозвукових (ок. 850 км/ч) і вище за осьову лінію для надзвукових (ок. 3000 км/ч) літаків; 1 — повітрозабірник з регульованими розмірами і формою; 2 — камера форсажа; 3 — сопло з регульованими розмірами і формою; 4 — повітрозабірник нерегульований; 5 — сопло нерегульоване.

Мал. 5. Зміни тяги Р турбореактивного двигуна залежно від м-коду-числа.