Меню Рубрики

Авиационные двигатели и силовые установки

«Будущее — за гибридными двигателями»: как новая силовая установка может изменить облик гражданской авиации в РФ

Начальник отдела электрических силовых установок Центрального института авиационного моторостроения имени П.И. Баранова (ЦИАМ) Антон Варюхин заявил в беседе с RT, что осенью 2020 года начнутся лётные испытания перспективного гибридного авиационного двигателя. Они будут проходить на летающей лаборатории, которая в настоящее время создаётся на базе пассажирского самолёта Як-40. Машина не производится с 1981 года, но её продолжают эксплуатировать некоторые компании.

«Мы решили создать демонстратор гибридной силовой установки большой размерности. Мощность электрического двигателя, который будет крутить воздушный винт, составляет 500 кВт. Для его питания мы будем использовать генераторы (400 кВт) и аккумуляторы (100 кВт). Сейчас идут стендовые испытания, а в следующем году установим двигатель на Як-40», — рассказал Варюхин.

По словам инженера, разработка гибридной силовой установки осуществляется в «большой кооперации». В ней участвуют ЗАО «СуперОкс», НИЦ «Институт имени Н.Е. Жуковского», Уфимский государственный авиационный технический университет, Московский авиационный институт, ООО «Экспериментальная мастерская «Наука-софт», ООО «Авиа-Турбо». ЦИАМ выступает в роли головного разработчика.

Оборудованием летающей лаборатории занимается Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина (СибНИА).

«Очевидный выигрыш»

Современные газотурбинные двигатели отличаются большой «прожорливостью» во время взлёта, набора высоты и посадки. В экономичном режиме проходит только крейсерский полёт. Специалисты ЦИАМ предлагают накапливать электроэнергию в период максимальной работы керосинового двигателя, а потом использовать её в режиме крейсерского полёта.

«Сейчас коллеги из СибНИА укрепляют носовую часть летающей лаборатории — обтекатель, мотораму, передний шпангоут. Также они убрали третий средний двигатель АИ-25. Вместо него будет установлен турбовальный двигатель ТВ2-117 с электрогенератором. Он наиболее прост и надёжен в эксплуатации», — рассказал Варюхин.

Особенность двигателя, который разрабатывает ЦИАМ, заключается в применении в качестве обмоток высокотемпературных сверхпроводников (ВТСП) второго поколения.

Постоянный ток вырабатывает генератор на постоянных магнитах. В этом агрегате, как говорится в буклете ЦИАМ, «заложен ряд инновационных технических решений, обеспечивающих высокий КПД и высокие удельные характеристики».

Генератор был создан учёными ЦИАМ и Уфимского государственного авиационного технического университета. Это первый в России производитель электроэнергии авиационного назначения мощностью более 150 кВт. КПД агрегата достигает 96%.

В материалах ЦИАМ сообщается, что максимальная частота вращения перспективного электродвигателя составляет 2500 оборотов в минуту, номинальное напряжение — 800 В, масса двигателя — 95 кг, диаметр — 0,45 м, длина — 0,4 м. Расход жидкого азота (для охлаждения обмоток. — RT) оценивается в 6 л/ч.

«КПД электрических двигателей на ВТСП составляет 98%. При мощностях более 500—1000 кВт удельная масса подобных электрических машин будет существенно ниже, чем у традиционных», — уточняется в материалах ЦИАМ.

Варюхин сообщил, что электродвигатель можно устанавливать на самолёты вместимостью до 20 пассажиров. Однако в будущем ЦИАМ рассчитывает спроектировать более мощную силовую установку. По словам инженера, на текущий момент важно отработать технологию электродвижения, «пусть и на стареньком Як-40».

«Создать сразу мощный двигатель очень тяжело, но мы будем двигаться к этому шаг за шагом. Гибридные технологии для силовых установок могут использоваться даже на широкофюзеляжных дальнемагистральных самолётах. Выигрыш от гибридизации может оказаться большим из-за продолжительного крейсерского полёта. Правда, требования к мощности будут совершенно иные — речь идёт о десятках МВт», — пояснил Варюхин.

ЦИАМ намерен развивать технологии электродвижения за счёт совершенствования сверхпроводников. Они позволяют существенно уменьшить массу силовой установки. По мнению специалиста, авиационная отрасль получит «очевидный выигрыш» после изобретения электродвигателя мощностью от 2 МВт. В целом использование подобных агрегатов позволит снизить стоимость перевозок на 20%, прогнозирует Варюхин.

По словам инженера, «для масштабной интеграции электродвигателей необходима тесная кооперация между разработчиками самолёта и двигателя».

«Тем не менее на некоторые типы воздушных судов уже сейчас можно устанавливать электродвигатели. Прежде всего это лёгкие учебные самолёты. В будущем электродвигателем может быть оснащён, например, Ил-114-300, производство которого сейчас разворачивается. Для этого как раз необходимо достичь мощности в 2 МВт», — подчеркнул Варюхин.

В погоне за мощностью

Опрошенные RT эксперты считают, что развитие технологий электродвижения является общемировым трендом гражданской авиации, для которой ключевое значение имеют экономичный расход топлива и повышение экологических стандартов.

«Технологии движутся в сторону уменьшения выбросов загрязняющих веществ в атмосферу и экономичности. Гибридные силовые установки сейчас используются в автомобилях. Но ничего не мешает оснащать ими летательные аппараты. Естественно, этим стоит заниматься и в нашей стране», — заявил в беседе с RT обозреватель журнала «Арсенал Отечества» Дмитрий Дрозденко.

В то же время эксперт обратил внимание, что на текущий момент перспективные электродвигатели не вырабатывают мощность, необходимую для обеспечения крейсерского полёта подавляющего большинства лайнеров гражданской авиации, включая Ил-114-300.

В свою очередь, заслуженный пилот России, член комиссии при президенте по вопросам развития авиации Юрий Сытник подчеркнул в беседе с RT, что электродвигатель ЦИАМ и его модификации будут применяться в авиации лёгкого класса — в пассажирских перевозках, сельском хозяйстве и мониторинге территорий.

«Будущее — за гибридными двигателями с использованием электрических силовых установок. Сейчас не хватает мощности, но инженеры постепенно будут решать эту задачу. Это не быстрый процесс, но рано или поздно мощность электродвигателей будет эквивалентна керосиновым агрегатам», — пояснил Сытник.

По словам эксперта, «на текущем этапе появление электродвигателей способно стать стимулом для развития малой авиации, а в перспективе технологии электродвижения будут применяться на узкофюзеляжных самолётах».

источник

Всероссийская научно-техническая конференция «Авиационные двигатели и силовые установки». Стратегия роста: дело молодое на благо науки

В Центральном институте авиационного моторостроения имени П.И. Баранова (ЦИАМ, входит в НИЦ «Институт имени Н.Е. Жуковского») с 28 по 30 мая пройдет Всероссийская конференция молодых специалистов «Авиационные двигатели и силовые установки».

На одной площадке она соберет лучших молодых разработчиков в области авиационных двигателей.

Конференция стала одним из поводов для беседы с ее главным организатором, ученым секретарем, начальником отдела «Прочность, ресурс и оптимальное проектирование» инжинирингового центра «Авиационные приводы» ЦИАМ Дмитрием Калининым. Поговорили о новых форматах мероприятия, важности таких площадок для молодых ученых, инженерной и научной деятельности.

— Дмитрий, в мае в ЦИАМ пройдет молодежная конференция «Авиационные двигатели и силовые установки». Почему так важно организовывать подобные мероприятия? Что, с вашей точки зрения, должно стать ее итогом?

— Конференция молодых специалистов проводится каждые пять лет. Для ЦИАМ это мероприятие традиционное и очень важное. Для молодых специалистов это возможность представить свои первые научные результаты, познакомиться с работами своих коллег из других организаций и предприятий. На таких мероприятиях встречаются специалисты, которым только предстоит налаживать рабочие связи и взаимодействовать в будущем. Очень рассчитываю на то, что такое общение будет способствовать обмену опытом и налаживанию более тесных контактов между молодыми специалистами. В мероприятии примет участие не менее 200 молодых представителей из 30 организаций отрасли.

— Каков формат конференции? Известно, что у каждой секции будет свой ученый секретарь из числа молодых специалистов ЦИАМ. Будут ли также привлекаться более опытные научные сотрудники к выступлениям и подготовке?

— Основные направления работы конференции это девять секций. У каждой секции будут свои руководители секций, секретари и соруководители из внешних организаций. Руководителями выступят опытные сотрудники ЦИАМ, а секретарями станут представители Совета молодых специалистов ЦИАМ, наиболее ответственные и заинтересованные сотрудники. Это традиционный формат.

— Секретари уже выбраны. Как оценивали степень их ответственности и заинтересованности?

— Выбор секретарей секций основан на результатах работы семинаров молодых специалистов, которые возобновились в прошлом году. В 2018 году прошло 8 таких семинаров с докладами и лекциями как сотрудников ЦИАМ, так и представителей других предприятий. В ходе их подготовки и проведения сложилась команда молодых специалистов, на которых, по моему мнению, можно положиться, и с которыми мы имеем общее представление о будущей конференции На больших зарубежных конференциях секретарь секции выполняет роль ведущего, представляющего докладчика, следящего за дискуссией и задающего вопросы. У нас роль секретаря часто заканчивается на переключении слайдов. На нашей конференции у секретарей будет значительно больше ответственности, им предстоит ознакомиться со всеми докладами в своих секциях, чтобы иметь возможность начать обсуждение, следить за регламентом и вовремя останавливать затянувшийся вопрос или выступление.

— Согласитесь, что не так просто остановить увлеченного докладчика. Предполагается ли обучение секретарей?

— Ближе к началу проведения конференции мы подробно обсудим с секретарями секций работу с докладчиками, ведь соблюдение регламента выступлений — важный показатель качества организации. Для многих молодых специалистов, аспирантов и даже студентов выступление на нашей конференции будет одним из первых опытов публичных докладов. Неконструктивная критика или резкие замечание могут негативно сказаться на их дальнейшем желании выступать на конференциях. Поэтому секретарям необходимо будет поддерживать общую позитивную атмосферу дискуссии как выступлений докладчиков, так и замечаний от слушателей.

— Чем эта конференция будет отличаться от предыдущих?

— Во-первых, к традиционным восьми направлениям добавляется новая секция — многодисциплинарное моделирование и оптимизация. В нее войдут доклады, которые уже не настолько сильно привязаны к узким тематикам конкретных подразделений ЦИАМ, и будут интересы специалистам сразу нескольких направлений. Мы ожидаем, что она будет интересна участникам, поскольку опыт введения такой секции на семинарах молодых специалистов продемонстрировал очень насыщенный уровень дискуссии. На конференции планируем впервые провести традиционное для зарубежных конференций организационное мероприятие — так называемую welcome party, неформальную встречу участников с фуршетом. Обычно она проводится либо перед началом конференции, либо в первый день работы. Помимо welcome party у нас предполагается проведение круглых столов. В программе конференции они будут завершать работу секций в первый и второй дни. Основная цель — обсуждение в живом диалоге интересных тем из мира технологий и науки, которые могут напрямую не относится к тематике конференции, но находится на пике информационной активности. У нас уже запланировано много интересных докладчиков.

— Немногие понимают, чем занимается ученый секретарь конференции. Поясните его основное предназначение. Что опыт ученого секретаря дает вам?

— Название должности ученого секретаря для конференций является традиционным, но меня оно несколько смущает. Хотя в классическом смысле ученый секретарь следит за соответствием тематике работ заявленным направлениям конференции, проверяет научную составляющую докладов, на нашем мероприятии оценкой представленных работ занимаются секретари секций и члены программного комитета. В него входят начальники отделов, доктора наук как из ЦИАМ, так и предприятий отрасли. Организатор, или ученый секретарь собирает рабочую группу конференции, занимается рассылкой информации, в том числе персональной по руководителям предприятий, вузов, институтов, сбором заявок, взаимодействует со всеми отделами института для оформления мероприятия. То есть это координация разных направлений, которые, в конце концов, сложатся воедино в программу конференции, сборники тезисов, гармоничное «самочувствие» участников на самом мероприятии. Конечно, для меня это очень интересный опыт. Помимо моей основной деятельности мне всегда было интересно освоение навыков взаимодействия с большим коллективом. Мне нравится убеждать и мотивировать людей для выполнения интересных и непростых задач. Сейчас я очень доволен рабочей группой молодежной конференции, работать с ребятами (без всякой лести) — одно удовольствие. Это самое главное!

Читайте также:  Установка нового двигателя на мерседес

— Вы упомянули свою основную деятельность. Как вы пришли в ЦИАМ? Расскажите о своем отделе и задачах, которые он решает.

— Я пришел в ЦИАМ 10 лет назад, обучаясь на пятом курсе МГТУ им. Н.Э. Баумана по специальности «Многоцелевые гусеничные и колесные машины», достаточно далекой от тематики авиационных двигателей. Но кафедра дает очень хорошую подготовку в области зубчатых колес и трансмиссий, ее окончили наиболее известные специалисты в этом направлении. Например, директор нашего инжинирингового центра Виктор Васильевич Голованов. Он и пригласил меня на работу в ЦИАМ для решения вопросов, связанных со сложными кинематическими схемами трансмиссий вертолетов. Сейчас наш отдел, который занимается прочностью и ресурсом авиационных трансмиссий, небольшой, но в будущем планируем расширяться, поскольку впереди запланирован большой объём работ. Кроме того, инжиниринговый центр «Авиационные приводы» занимается вопросами испытаний, проектированием, сертификацией и ресурсными показателями, имеет собственные испытательные стенды и установки. Очень важное направление — вибродиагностика: разрабатываются бортовые системы вибродиагностики и кинематометрирования трансмиссий вертолетов, собственные аппаратные методы для оценки их технического состояния. В структуре есть отдельное конструкторское бюро, тензогруппа, которая проводит подготовку к измерениям не только зубчатых колес, но и деталей авиационных двигателей.

— Свой первый серьезный проект помните?

— Когда я только пришел, в рамках одной из НИР стояла задача создания демонстратора экспериментального редуктора привода вентилятора для перспективного турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД). Фирма «Pratt&Whitney» в тот момент завершала испытания своих редукторных двигателей серии PW1000G, по результатам которых эти двигатели показали очень хорошие характеристики в части снижения шума и экономии топлива. У нас такого двигателя не существовало, но актуальность разработки ТРДД с редукторным приводом вентилятора стала как никогда высокой. При взаимодействии с ПАО «Кузнецов» был разработан такой уникальный редуктор мощностью 25 МВт. Мне было поручено вести работы по изготовлению демонстратора и его испытаниям. Был создан специальный испытательный стенд на площадке филиала в Тураево, где испытания экспериментального редуктора подтвердили высокие характеристики для используемых в этом редукторе уникальных технологий ЦИАМ, таких как композитные подшипники скольжения и зубчатые передачи с высоким коэффициентом перекрытия. Эти разработки теперь пойдут в научно-технический задел.

— В чем принципиальное отличие инжинирингового центра от отдела, подразделения?

— Компетенции сотрудников нашего инжинирингового центра позволяют вести научное сопровождение всего жизненного цикла такого изделия, как редуктор вертолета или коробка приводов авиационного двигателя: начиная от участия в эскизном проекте и заканчивая проведения ресурсных испытаний, сертификации и сопровождения эксплуатации при выполнении диагностики. У инжинирингового центра есть собственное КБ. На многих предприятиях авиационные зубчатые колеса, даже технологии для производства зубчатых колес, разрабатываются с участием сотрудников ЦИАМ.

— Наверняка проблем с научными публикациями в журналах Scopus и Web of Science при такой актуальной тематике работы у инжинирингового центра нет.

— В основном статьи, которые мы сейчас публикуем, касаются вопросов динамики авиационных трансмиссий: планетарных редукторов и конических передач приводов двигателей. Совершенствование конструкций авиационных приводов и методов расчета их прочности приводят к тому, что мы сталкиваемся уже с новыми видами и типами дефектов, которые, в свою очередь, требуют развития новых расчетных методик. В настоящее время наиболее актуальны для авиационных зубчатых передач методики оценки динамических напряжений и их виброактивности. Также в отделе ведутся работы по оптимизации существующих конструкций редукторов вертолетов с целью снижения их веса и повышения ресурсных показателей.

— Цитируют, но в основном в направлении регулируемых трансмиссий перспективных скоростных вертолетов. В нашем отделе также ведутся работы по этой тематике, разрабатываются новые кинематические схемы трансмиссий вертолетов для увеличения их скорости, а также перехода к винтокрылой технике с электрической и электромеханической трансмиссией.

— Какие пожелания вы бы адресовали своим коллегам? Что самое важное для специалиста?

— Для специалиста важно постоянно развиваться и использовать все возможности для своего развития: работать с зарубежными статьями, осваивать новые расчетные методы и программные пакеты, постоянно общаться со специалистами предприятий отрасли и налаживать новые контакты. Существует мнение, что уже в ближайшем будущем ценность специалиста будет определять в первую очередь умением быстрого обучения и освоения новой квалификации, в большей степени, чем накопленный опыт работы в одном направлении. Важно понимать, что нужно быть конкурентоспособным, самостоятельно повышать перед собой планку вашего профессионального уровня, уметь обучаться работе с абсолютно новыми задачами, даже если и кажется, что развитие вашего направления сейчас не актуально.

источник

АВИАДВИГАТЕЛИ И СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ САМОЛЕТОВ

Входные сверхзвуковые устройства внешнего сжатия

Организация рабочего процесса в сверхзвуковых входных устройствах

Идея торможения сверхзвукового потока сначала в системе слабых косых скачков уплотнения, а затем в замыкающем практически прямом, но также слабом скачке (головной волне) заключается в том, что потери полного давления получа- ются меньшими, чем при торможении этого же потока в одном интенсивном пря- мом скачке уплотнения.

На рис. 1.20 изображена схема течения воздуха в СВУ. Косые скачки уплотне- ния образуются на изломах поверхности торможения и фокусируются в окрестности передней кромки обечайки, а замыкающий прямой скачок (головная волна) располагается непосредственно на входе во внутренний канал. При этом обеспечивается дозвуковое втекание воздуха во внутренний канал.

При реальном течении воздуха на расчетном режиме (т.е. при МН = Мр) обыч- но осуществляют некоторую расфокусировку косых скачков уплотнения. Это необходимо для того, чтобы замыкающий прямой скачок не разрушал их в непосред ственной близости перед обечайкой. Это приводит к небольшому снижению коэффициента расхода по сравнению φ= 1 и незначительному увеличению внешнего сопротивления, но способствует повышению устойчивости течения в СВУ.

Рис. 1.20. Схема течения в СВУ внешнего сжатия

Во входных сверхзвуковых устройствах внешнего сжатия генератор скачков размещается относительно входа в воздухозаборник таким образом, чтобы первый и последующие скачки (фокус системы скачков) касались входной кромки обечайки СЗУ в расчетных условиях полета. При этом обеспечивается максимальный расход (захват) воздуха, минимальные потери в процессе сжатия (внутренние потери) и минимальное внутреннее сопротивление входного устройства.

Рис1.21 Схема расположения скачков уплотнения и изменение параметров.

На рис.1.21 показано изменение направления линии тока воздуха при прохождении скачков уплотнения и соответственное изменение числа Маха — и давления – р. После прямого замыкающего скачка скорость становится дозвуковой (МЕ) с последующим плавным уменьшением до скорости входа в компрессор – МВ Здесь же дан характер изменения площади поперечного сечения дозвукового канала (FE – FВ).

Принцип работы центробежного компрессора

Рис 1.34. Схема центробежного компрессора

Как видно из схемы на рис. 1.34 ступень компрессора состоит из рабочего колеса с рабочими лопатками и диффузора. При входе в компрессор воздушный поток поворачивается межлопаточными каналами в радиальном направлении. Поперечное сечение этих каналов приблизительно постоянное, поэтому относительная скорость потока будет неизменной. Окружная составляющая, определяемая радиусом колеса, будет возрастать, увеличивая кинетическую энергию воздуха. В результате колесо покидает сильно закрученный воздушный поток со скоростью, близкой к окружной скорости колеса.

Диффузор служит для преобразования полученной на колесе кинетической энергии в работу сжатия воздуха. Изменение параметров воздуха в ступени центробежного компрессора показано на рис.1.34.

Следует отметить, что в связи с:

1) относительно малой производительностью;

2) небольшой степенью повышения давления (πк≤4…5);

3) низкого КПД (η * к ад.= 0,76…0,86)

центробежные компрессоры нашли применение лишь во вспомогательных и малогабаритных газотурбинных двигателях.

Процесс сжатия воздуха в компрессоре

Работа, затраченная на сжатие 1 кг воздуха в компрессоре L k ад в адиабатическом процессе (изоэнтропном), определится разностью энтальпий воздуха на выходе из компрессора и выходе из входного устройства (см. рис35).

Рис. 1.35. Процесс сжатия в компрессоре в i * -s координатах

L к. ад =i * к ад — i * врТ * к ад— срТ * в= срТ * в рТ * в = срТ * в( ).

Используя уравнение Майера и критерий Пуассона, получаем:

ср= .

Теоретическая работа сжатия выразится:

L к. ад= Т * в( ).

Действительная работа сжатия L к= L к. ад/η * к ад.

Часть вторая. 2.СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ

СОСТАВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

Силовая установка предназначена для создания тяги на самолете и обеспечения безопасного и эффективного его полета. В силовую установку входят: авиадвигатель, создающий тягу или развивающий эквивалентную ей мощность; системы, устройства и некоторые элементы конструкции самолета, обеспечивающие заданный режим эксплуатации.

Система — это комплекс отдельных элементов и связей между ними, которые выполняют определенные функции. В системе обязательно перемещается рабочее тело, энергия или механические части агрегатов. Названия систем определяются их назначением.

Устройство — отдельный агрегат, который выполняет строго определенные функции (насос, кран, гидроусилитель и т.д.).

В силовую установку самолета входят следующие составные элементы:

1. Двигатель со своими топливной и масляной системами; системами автоматики и запуска.

2. Топливная система самолета, предназначенная для размещения определенного количества топлива на борту и его бесперебойной подачи к двигателю на всех допускаемых режимах эксплуатации ЛА.

3. Масляная система самолета является внешней частью общей системы маслопитания двигателя и предназначена, в основном, для поддержания температурного режима двигателя; масло также служит рабочим телом в некоторых агрегатах рабочей системы.

4. Входные и выходные устройства. Входные устройства предназначены для преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную энергию (давление). Выходные устройства преобразуют оставшуюся часть энергии после турбины в кинетическую энергию вытекающих из сопла газов. При наличии дополнительных устройств они могут создавать отрицательную тягу, изменять угол вектора тяги, служить форсажными устройствами, а также исполнять роль глушителей шума.

5. Система подвески (крепления) двигателей предназначена для восприятия всех массовых сил, сил тяги и передачи этих усилий на конструкцию ЛА с максимально большей возможностью уменьшения вибрации от двигателя на ЛА и исключения термических напряжения в узлах навески.

6. Винты изменяемого шага (ВИШ) самолета с турбовинтовым двигателем (ТВД) являются движителями — окончательным звеном, преобразующим энергию ТВД в работу, совершаемую самолетом во время полета.

7. Система управления и контроля работой силовой установки. Под управлением понимается изменение режима работы силовой установки самолета (по желанию оператора или по принятой программе).

8. Система контроля включает в себя комплекс приборов и сигнальных устройств, позволяющих оценить как текущие параметры силовой установки, так и пороговые нарушения функционирования ее систем.

Читайте также:  Предпусковые нагреватели двигателя установка

Бортовые приборы дают текущее значение замеряемого параметра.

Сигнальные устройства (в виде табло разного цвета) предупреждают о выходе контролируемого параметра за допустимые пределы (недостаточное количество масла в маслобаке, окончание топлива в том или ином баке и т.д.).

Применение бортовых вычислительных комплексов позволяет автоматизировать систему контроля, выводя необходимые (по условиям эксплуатации или запросу оператора) параметры на экран монитора. Это в значительной степени снижает психологическую нагрузку на пилота в процессе полета.

9. Система запуска предназначена для предварительной раскрутки ротора ГТД автоматического вывода двигателя на устойчивый режим малого газа и включает в себя:

а) источники энергии — электроэнергия, сжатый воздух или газ, жидкость под давлением;

б) пусковые устройства — двигатели с различными видами энергии: электро, пневмо, гидростартеры;

в) систему автоматики — совокупность устройств, обеспечивающих выполнение отдельных этапов запуска в определенной последовательности без вмешательства летчика. Время запуска зависит от типа двигателя, его мощности или тяги и составляет от десятка до сотен секунд.

Силовая установка должна удовлетворять следующим основным требованиям:

— в процессе эксплуатации обеспечить сохранение основных технических характеристик;

— минимальное сопротивление при внутреннем и внешнем обдуве;

— надежность, безопасность (пожаробезопасность) и живучесть.

2.2. ВЫБОР КОЛИЧЕСТВА ДВИГАТЕЛЕЙ

Потребное количество двигателей, необходимое для пассажирского самолета, определяется: его назначением, летными характеристиками, экономичностью и безопасностью. При этом необходимо выполнить следующие требования:

1.Самолет должен обладать необходимой тяговооруженностью (обеспечить взлет с взлетно-посадочной полосы заданной длины).

2.Обеспечить продолжение безопасного взлета и набора высоты при отказе одного двигателя.

3.Обладать достаточной надежностью и экономичностью.

Взлетная тяга Рвзл определяется средним значением тяги Рср

Рср принимается от момента старта до достижения скорости отрыва и оценивается по формуле:

Рср=100mg ,

где m –стартовая масса самолета;

Kвзл. – аэродинамическое качество самолета при разбеге (Kразб=5…6 для сверхзвуковых, Kразб.= 8…10 для дозвуковых самолетов);

fтр.— коэффициент трения колес шасси при разбеге ();

Значения fтр.от состояния посадочной полосы
Сухая цементная ВПП 0,7…0,8
Влажная ВПП (без скопления воды) 0,5…0,6
Скользкая ВПП (снег с водой) 0,3…0,35
Гладкий лед или укатанный снег 0,05
Без тормозов(колеса вращаются) 0,01…0,015

Для винтовых двигателей (ПД и ТВД) Рвзл. оценивается

где Nвзл. – взлетная мощность на винте в кВт.

Значение V 2 отр в первом приближении принимается:

где p — удельная нагрузка на крыло при разбеге, Па;

C max— максимальное значение коэффициента подъемной силы при приведении механизации крыла во взлетное положение.

Одним из основных требований, предъявляемых к пассажирскому самолету, является способность продолжать взлет и набор высоты при отказе одного из двигателей. При этом для обеспечения безопасности при продолжении взлета и при наборе высоты с одним отказавшим двигателем вертикальная скорость набора высоты Vy должна составлять не менее 2 м/с, а соответствующий угол наклона траектории взлета θ должен быть больше минимально допустимого угла, который равен 1 0 30′.

Рис. 2.1 Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты

Уравнения движения самолета при наборе высоты (см. рис. 2.1)записывается в виде,

где Р — сила тяги, Х — сила лобового сопротивления, mg — сила тяжести, θ — угол подъема в град., Y- подъемная сила, Так как

Хвзл.= ,

то потребная тяга двигателей для набора высоты будет равна:

Рнаб.= .

Если учесть, что θ 0, , то Cosθ ≈ 1 и

Здесь θ — минимальный угол наклона траектории к горизонту на различных этапах взлета. Полный градиент набора ηпн = tgθ 100%.(См. рис 2.2)

При отказе одного из двигателей полный градиент набора ηпн в соответствии с Нормами летной годности самолетов (НЛГС) представлены в таблице.

При всех работающих двигателях на 3 этапе ηпн 5 % (θ=4 0 ; tgθ = 0,0524); на 4 этапе ηпн 3 % (θ=1,66 0 ; tgθ = 0,03).

Наиболее ответственным при взлете является третий этап №3. при котором угол θ=1,5°, то можно принять Cosθ ≈ 1. Поэтому потребная тяга двигателей для продолжения взлета самолета при условии отказа одного из двигателей определяется по формуле:

Рвзл.= mg( + Sinθ).

Располагаемая тяга всех двигателей, выбранная из условия отказа одного из них при взлете, составит:

Рпотр.= ( ) mg( + Sinθ)kv ,

и соответствующая ей тяговооруженность:

= ( ) (1/Квзл +SinΘ)

где n – число двигателей, kv= 1.5 — коэффициент запаса.

В случае заданной тяговооруженности , можно оценить потребное количество двигателей n на самолете:

n= .

Принимая различное количество двигателей (от двух до четырех) можно оценить потребную тяговооруженность.

=1,5( ) ( + 0,025)=3 (1/ К взл. + 0,025,) (θ=1,43 0 ).

=2,25 (1/Квзл+0,027), (θ=1,55 0 ).

=2,0 (1/Квзл+0,03), (θ=1,7 0 ).

Из рассмотренного следует:

1. В случае неизменности Квзл самолеты с меньшим количеством двигателей должны обладать наибольшей тяговооруженностью.

2. При одинаковой тяговооруженности самолетов с разным количеством двигателей самолеты с большим числом могут иметь меньшее качество Квзл на взлете. Например, при стартовой тяговооруженности =0,3 самолет с двумя двигателями должен иметь Кнаб ≥13, с тремя двигателями — Кнаб ≥9.8 и с четырьмя двигателями — Кнаб ≥9.5.

В первом приближении число двигателей также можно связать с массой самолета. На легких самолетах военного и гражданского назначения устанавливаются 1-2 двигателя, что объясняется соображениями надежности и особенностями компоновки самолета.

На гражданских самолетах количество двигателей увязывается с дальностью полета:

— малая дальность (1000-2500 км) – 2 двигателя;

— средняя дальность (2500-6000км) – 3 двигателя:

— большая дальность (более 6000 км) – 4 двигателя.

Гироскопический момент

При изменении траектории воздушного судна возникает гироскопический момент

Рис. 2.3 Силы и моменты, действующие на силовую установку

где Ix – приведенный массовый момент инерции воздушного винта и ротора двигателя, кг·м 2 или Н·м·с 2 ;

ωx -угловая приведенная скорость вращения ротора двигателя, (относительная скорость)рад/с;

ωi -угловая скорость вращения самолета (переносная скорость) относительно i-ой оси (у или z), рад/с.

Гироскопический момент стремится повернуть ось двигателя x к i-ой оси так, чтобы вектор угловой скорости ωx совместился с вектором угловой скорости вращения воздушного судна ωi через угол 0 .

При работе двигателя возникает реактивный момент Мр, направленный в противоположную сторону вращения ротора (воздушного винта):

Mр= ,

где n секунднаячастота вращения ротора, N-мощность, потребляемая воздушным винтом ПД или ТВД.

Рис. 2.4. Моторама для рядного ПД с опорными площадками

Распределение усилий на узлы крепления двигателя определяется по принятым законам механики.

Аэродинамические силы. Они возникают в результате воздействия набегающего потока на мотогондолы. Наиболее полную картину их распределения по величине и направлению на капоты и гондолы двигателей получают по итогам аэродинамических продувок.

Силы и моменты, действующие на узлы крепление двигателей при эксплуатации самолета, могут принимать различные значения. Авиационными правилами определен ряд положений самолета, обусловливающих наиболее тяжелые случаи нагружения его основных частей и деталей. Для расчета нагрузок на узлы крепления двигателей принимаются общеизвестные зависимости:

где n э max ц.м. — коэффициент эксплуатационной перегрузки, приложенной в центре масс самолета; g-ускорение свободного падения.

Расчетная нагрузка:

где f – коэффициент безопасности, варьируемый для различных условий загружения.

2.6 СИСТЕМЫ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ И КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ УЗЛОВ КРЕПЛЕНИЯ

Фиг. 2.5 Конструкция моторамы для звездообразного поршневого двигателя. 1 — кольцо рамы; 2 — подкос; 3 — косынка; 4 — гнезда; 5 — конусная опора.

Для крепления двигателя к силовым элементам крыла или фюзеляжа применяют специальные рамы, стержневые пространственные сварные ферменные и другие конструкции, которые позволяют надежно соединить двигатель с планером самолета и передать на него нагрузки от двигателя. Силовые схемы таких конструкций определяются типом двигателя и его расположением на самолете.

Двигатель имеет шесть степеней свободы (перемещения и поворот относительно осей X, Y, Z), поэтому в общем случае надо не менее шести стержней, направления которых не пересекали бы одну прямую.

Часто для повышения живучести СУ число стержней крепления двигателя может быть увеличено. Высокая нагруженность элементов крепления двигателя предопределяет использование в этих целях высокопрочных сталей (например, ЗОХГСА со значениями σв=12. 15 МПа). Основные узлы крепления двигателя располагают вблизи ц.м., а вспомогательные узлы — возможно дальше от ц.м.

Рис. 2.6 Ферменно-балочное крепление ТВД: 1-передняя цапфа; 2место переднего амортизатора; 3-серьга; 4верхний подкос;5 — балка; 6 — внутренний подкос; 7 — кронштейн; 8 — перемычка металлизации; 9 подкос-демпфер; 10 шпангоут гондолы;11 двигатель.

Крепление на самолетах ПД жидкостного охлаждения осуществлялось на подмоторных рамах (Рис.2.4), основным элементом которых были две продольные балки, закрепленные непосредственно на силовых элементах планера или через пространственную стержневую систему. Для крепления двигателя на балках подмоторной рамы использовался ряд специальных узлов («лап» с проушинами) по обеим сторонам силовой части двигателя — картера и соответствующие им гнезда под шпильки на балках рамы.

Крепление звездообразного ПД воздушного охлаждения часто осуществляется на трубчатой сварной моторной раме, состоящей из трубчатого кольца, к которому крепится картер двигателя, и приваренных к нему стержней. Узлы крепления мотора к фюзеляжу или к крылу представляют собой вваренные в стержни проушины или фитинги. Ответные узлы должны быть и на усиленном шпангоуте фюзеляжа или на лонжероне крыла в местах стыка с усиленными нервюрами.

На рис.2.5 показана конструкция моторамы звездообразного ПД. Картер двигателя шпильками крепится к раме-кольцу 1, к которой приварены втулки 4 (сечение Б-Б) и ушки крепления капотов двигателя. Во втулки 4 вставляется резиновый амортизатор. Стержни 2 пространственной фермы приварены к кольцу 1 с помощью косынок 3.

Задние концы стержней попарно соединены и сварены со стаканом с амортизатором узла 5 крепления рамы к крылу.

Крепление ТВД к переднему лонжерону крыла может быть осуществлено с помощью пространственной фермы, соединяющейся с боковыми цапфами на корпусе компрессора двигателя с помощью демпферов.

ТВД на самолете крепятся с помощью пространственных стержневых систем, соединенных с узлами двигателя. Ниже рассматривается крепление ферменно-балочного типа.

Конструкция крепления двигателя ферменно-балочного типа (рис. 2.6) состоит из двух балок 5 и шести подкосов. Балки работают на изгиб от боковых сил, а стержни воспринимают лишь осевые нагрузки.

Рис. 2.7 Конструкция узлов крепления ТРД в фюзеляже 1-верхние узлы с амортизаторами; 2-нижние узлы с амортизаторами; 3-втулка крепления двигателя к мотораме; 4-распорная чашка; 5-шайба с привулканизнрованными резиновыми шайбами; 6-распорная втулка; 7-втулка; 8-затяжная гайка; 9-вильчатый болт; 10-болт крепления двигателя.

Двигатель крепится на четырех цапфах. Две основные опоры-цапфы двигателя, расположенные вблизи его ц.м., передают основную долю нагрузки от двигателя на стержни фермы, а цапфы на корпусе, расположенные по другую сторону от ц.м. двигателя и значительно удаленные от него, играют вспомогательную роль. В таких фермах для регулирования положения оси двигателя вилки на верхних и нижних подкосах имеют резьбовые наконечники.

Передние цапфы 1 вставлены в амортизаторы и через балки, и верхние подкосы передают нагрузки на силовой шпангоут гондолы двигателя. Нагрузка от задних цапф передается на силовой шпангоут гондолы посредством подкосов-демпферов. Положение двигателя можно изменять регулированием длины внутренних подкосов 6 и задних амортизаторов.

Крепление ТРД на самолете имеет свои особенности. Они связаны с тем, что на самом ТРД с осевым компрессором есть два силовых пояса (на корпусах компрессора и турбины). Это позволяет крепить двигатель в плоскостях I и II этих поясов (рис. 2.7). Крепление ТРД внутри фюзеляжа отличается использованием силовых шпангоутов и продольных балок в фюзеляже для непосредственного крепления кронштейнов основных узлов подвески двигателя.

Рис.2.8 Схема крепления двигателя на пилоне

На рис. 2.7 показан один из вариантов крепления двигателя внутри фюзеляжа. Двигатель в этом случае закреплен в двух плоскостях 1 и 11 по обе стороны относительно ЦМ двигателя на усиленных шпангоутах 2 и 4 стержнями (тягами) 1 и 3 (сечения 1 и 11, виды А и Б) и на продольной балке верхним узлом (вид В и сечение ДД).

Верхний узел, воспринимающий тягу двигателя и вместе со стержнем 3 боковые силы, представляет собой штампованный штырь 9, оканчивающийся пальцем 8, который при монтаже входит в шаровой узел 7 на двигателе. Штырь крепится к верхнему поясу продольной балки 5 фюзеляжа болтом 4, а к гнезду на нижнем поясе этой балки прижимается стальным клином 6. Скользящая посадка пальца штыря 8 в шаровом узле 7

Рис. 2.8а. Передний центральный узел крепления

обеспечивает свободное перемещение двигателя в вертикальном направлении и поворот относительно шаровой поверхности при тепловом расширении или при нивелировке двигателя. Штырь 9, зажатый в поясах продольной балки фюзеляжа 5, от тяги двигателя работает на поперечный изгиб как двух опорная балка с консолью-пальцем 8, входящим в узел крепления двигателя.

Рис. 2.8б. Задний центральный узел крепления

Крепление ТРДД на пилонах под крылом рассматривается на примере крепления двигателей на самолете Ил-86 и показано на рис. 2.8. Каждый из четырех ТРДД на этом самолете крепится к узлам на пилоне. В рассматриваемой схеме крепления двигателей пилоны являются силовыми промежуточными звеньями между двигателями и крылом, обеспечивая вместе с тем выполнение требований противопожарной безопасности.

Детали основного каркаса пилона отвечают требованиям необходимой прочности и огнестойкости при малой их массе, поэтому изготавливаются из титана и высокопрочной стали. Передняя рама пилона 34 имеет два боковых кронштейна для боковых передних узлов 51 подвески двигателя, которые воспринимают вертикальные нагрузки от двигателя через амортизаторы 52 с вильчатыми резьбовыми наконечниками для регулировки положения оси двигателя.

Рис. 2.8в. Боковой кронштейн подвески

Передний центральный узел (рис. 2.8а)крепления двигателя (сечение Г-Г) передает на пилон тягу двигателя, боковую силу по оси Z и нагрузки от гироскопических моментов относительно осей Y и Z — MгирY и MгирZ. Он включает: передний центральный узел подвески двигателя с шаровым вкладышем 63 и штырем 58. Штырь 58 этого узла входит в шарнирный кронштейн 57, закрепленный болтом в кронштейне 60 каркаса пилона, и крепится в этом кронштейне гайкой с контровкой. Детали крепления заднего узла двигателя 50 в кронштейне 45 на раме пилона болтом 85. Задний узел подвески 50 передает массовые силы двигателя (рис. 2.8б) на силовой кронштейн пилона 45. -В восприятии массы дви гателя играет роль вспомогательной опоры. Он же воспринимает силы от гироскопических моментов MгирY и MгирZ и боковую силу по оси Z, величина которой на гондолу двигателя при полете со скольжением может достигать больших значений.

Конструкция узлов крепления двигателя простая и позволяет достаточно быстро производить монтаж и демонтаж двигателей. Пилоны и гондолы с большим выносом относительно крыла обеспечивают минимум интерференции между ними и хорошие аэродинамические характеристики самолета.

ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ

СОРТА РЕАКТИВНЫХ ТОПЛИВ

Авиакеросины

Топливо Т-1, которое получают в основном из малосернистых нефтей, и отличается более высокой плотностью по сравнению с другими широко распространенными сортами авиационного керосина (по техническим нормам плотность при 20°С не ниже 0,800 г/см 3 ).

Наиболее широко применяется топливо ТС-1 (буквы в его марке означают «топливо сернистое»). Топливо ТС-1 имеет меньшую плотность (не ниже 0,775 г/см 3 при 20° С), и обладает большей коррозионной активностью.

Топлива ТС-1 и Т-1 (особенно Т-1) обладают недостаточной термической стабильностью. Их заменой может служить термостабильное топливо сорта Т-7. Оно вырабатывается из той же нефтяной фракции, что и ТС-1, путем гидроочистки (воздействие водородом при высоких давлении итемпературе ) от нестабильных и коррозионно-активных примесей.

Унифицированный сорт топлива РТ предназначен для реактивных двигателей дозвуковой авиации и сверхзвуковой с ограниченной продолжительностью полета. По нормам фракционного состава топливо РТ соответствует авиакеросинам как сортов Т-1, ТС-1 и Т-7. Плотность топлива РТ установлена не ниже 0,775 г/см 3 при 20°С.

Широкофракционное топливо

Топливо Т-2, имеет широкий фракционный состав т.к. оно является смесью керосина и бензина. Топливо Т-2 имеет меньшую плотность (не ниже 0,755 г/см 3 при 20°С) и вязкость; худшие противоизносные свойства и более высокое давление насыщенного пара, способствующее возникновению кавитации в топливной системе самолета. Вследствие недостатков топлива Т-2 более ограничено.

Топлива с присадками

Для улучшения потребительских свойств реактивных топлив (термическая стабильность (противоизносные свойства) используются специальные присадки, которые вводятся в топлива при их производстве. Соответствующие марки топлив с присадкой обозначают ТС-1ТП, Т-2ТП, Т-7ТП и ТС-1П, Т-2П, Т-7П

Утяжеленные керосины.

Для сверхзвуковых самолетов предусмотрено гидрированное топливо Т-6 утяжеленного фракционного состава. Плотность его при 20°С не менее 0,840 г/см 3 . Высокая температура начала кипения (не ниже 195°С) и удаление из этого топлива нестабильных и коррозионно-активных веществ обеспечивают нормальную работу топливной системы самолета и двигателей при длительных сверхзвуковых полетах.. Близкое по фракционному составу топливо Т-5 не подвергаемое гидроочистке, уступает топливу Т-6 по термостабильности. Это топливо пригодно только для кратковременных полетов. Высокая вязкость топлив Т-6 и Т-5 при отрицательных температурах с увеличенной вязкостью не позволяет использовать их на тех двигателях, топливная аппаратура которых рассчитана на применение обычных керосинов и топлива широкофракционного топлива.

2.7.2. ПОТРЕБНЫЙ ЗАПАС ТОПЛИВА НА САМОЛЕТЕ

В общем случае масса топлива составляет 30…60 % взлетной массы самолета. Изменение массы топлива для самолета-истребителя и полезной нагрузки (топливо+груз) для транспортных самолетов в зависимости от взлетной массы самолета показано на рис. 2.10. Эти зависимости действительны для самолетов, как с турбореактивными, так и с поршневыми двигателями. В связи с ростом требований, предъявляемых к самолетам по скорости и высоте полета, и увеличением сложности задач по навигации и применению для самолетостроения характерна тенденция к увеличению взлетной массы самолетов. При этом увеличивался и запас топлива на самолетах, масса топлива Мт, стала занимать большую часть взлетной массы самолета М взл

Масса потребного количества топлива на борту самолета может быть оценена несколькими способами в зависимости от требуемой точности.

Наибольшая точность расчета количества топлива на выполнение программы полета Мпр достигается при использовании зависимости:

Мпр= , (а)

где Cуд— удельный расход топлива, ;

Р – тяга двигателя, Н; τ — время полета, час.

В этой формуле Cуд и Р представляют собой функции высоты и скорости полета, которые находятся из барограммы (графика) полета.

Рис.2.10 Изменение массы топлива М т в зависимости от взлетной массы самолета Мвзл для самолета-истребителя и полезной нагрузки (топливо+груз), для военно-транспортных самолетов и бомбардировщиков (без внешних подвесок): 1- военно-транспортных самолетов,2 – бомбордировщиков, 3 — истребителей

Все время полета дробится на интервалы с шагом ∆τ, в пределах которого берутся средние значения Cуд и Р, что и определяет необходимый запас топлива на выполнение программы полета.

Здесь Маэр – аэродинамический запас топлива, соответствующий одному часу полета на крейсерском режиме; Мдоп – дополнительное топливо, расходуемое на прогрев двигателей, рулежку и ожидание взлета.

Для прикидочной оценки количества топлива на выполнение полета можно воспользоваться формулой:

Мпр= кг, (в)

где Рср – осредненная тяга двигателей на всей дальности полета L,

Hu – теплотворная способность топлива,

ηсу – полный КПД силовой установки составляет (15…25) %.

Общий запас топлива, как и в предыдущем случае, определится по формуле (б).

В общем случае запас топлива на борту самолета можно записать:

Коэффициент Aт зависит от типа, назначения и программы полета самолета и может использоваться для оценки топливных систем самолетов одинакового назначения. Он показывает, какой дополнительный резерв топлива необходимо размещать на борту самолета для обеспечения соответствующего уровня безопасности полетов. В общем случае, для самолетов-истребителей этот резерв может составить 7-10% от топлива, необходимого для выполнения программы полета (Aт= 1,07…1,1), у транспортных самолетов коэффициент Aт= 1,2…1,21. В зависимости от общего запаса топлива на борту величина его резерва может составить сотни и тысячи килограммов, поэтому желательно его регламентировать и контролировать.

Некоторые соотношения масс силовой установки:

-масса топлива на самолете 100% ;

-масса конструкции топливной системы 8…9% ;

-масса не вырабатываемого остатка топлива 1,5…2,5% ;

-масса не сливаемого остатка топлива 0,3…0,4% .

Способы подачи топлива

На выбор рационального способа подачи топлива к двигателям оказывают влияние: назначение и компоновка самолета, режимы его полета, тип и число двигателей, сорт применяемого топлива, мероприятия по обеспечению безопасности и высотности полетов. Сложность создания рациональной схемы подачи топлива к двигателям обусловлена: обеспечением бесперебойной работы двигателей в большом диапазоне скоростей и высот полета, применением автоматических устройств, обеспечивающих заданную программу выработки топлива и контроль работы топливной системы.

Одним из важных фрагментов системы подачи топлива к двигателям является магистраль выработки топлива из баков. Для обеспечения выработки топлива применяются следующие способы: самотеком, вытеснением, насосом подкачки

Выработка топлива из баков самотеком (рис. 2.11а ) применяется на самолетах со сравнительно маломощными ПД, где расходы топлива и потребное давление на входе в насос двигателя невелико. На самолете с двигателями, развивающими большую тягу (мощность), выработка топлива из баков самотеком применяется для переливания топлива из бака в бак, как сообщающиеся емкости.

Выработка топлива из баков вытеснением (рис. 2.11б) осуществляется сжатым воздухом или нейтральными газами. Надтопливное пространство бака изолировано от окружающей атмосферы. Преимуществами такой выработки являются: возможность полета на большой высоте, отсутствие топливных насосов на самолете, возможность регулирования давления, отсутствие дренажа, потерь на испарение топлива и расхода энергии на привод насосов. Однако имеются существенные недостатки: большая масса нагруженных баков внутренним давлением и малая живучесть их при повреждении.

Рис2.11. Способы выработки топлива из баков: а – самотеком; б – вытеснением; в–насосом подкачки; 1– заборники воздуха из атмосферы; 2 – баки; 3 – трубопроводы подачи топлива к насосу двигателя; 4– обратные клапаны; 5 – заборник воздуха от компрессора двигателя; 6 – предохранительный клапан; 7 – насос подкачки

Последнее изменение этой страницы: 2016-06-28; Нарушение авторского права страницы

источник