Меню Рубрики

Двигатели энергетические установки летательных аппаратов

АВИАЦИОННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

АВИАЦИОННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, двигатель и движитель летательного аппарата, единый комплекс устройств и агрегатов, обеспечивающих силу тяги и подъемную силу для полета и ускорения летательного аппарата. Автомобиль движется благодаря трению покоя между колесом и дорогой. Воздушная Среда не обладает трением покоя, поэтому и сила тяги, и подъемная сила летательного аппарата определяются изменением количества движения среды, в которой он движется. Любой авиационный движитель (например, винт) захватывает поток воздуха, натекающий на летательный аппарат, и отбрасывает его с увеличенной скоростью назад, что приводит к возникновению реактивной силы, направленной вперед и равной изменению количества движения в единицу времени. Кроме того, должна существовать поддерживающая сила, благодаря которой летательный аппарат не падает. Самолет поддерживают крылья, которые тоже изменяют количество движения воздуха, отбрасывая его вниз и создавая подъемную силу. При движении самолета в воздушной среде возникает сила сопротивления движению, для преодоления которой нужна сила тяги, создаваемая двигателем. Подъемная сила и сила тяги вертолета создаются вращающимися лопастями. На рис. 1 приведена схема создания этих сил летательными аппаратами.

Физические принципы создания сил летательным аппаратом.

Для создания силы тяги и подъемной силы необходимо выполнение трех условий. Во-первых, необходим источник энергии, поскольку нужно увеличить скорость, а значит, и кинетическую энергию потока воздуха. Почти во всех случаях энергию на борту самолета или вертолета получают при сжигании углеводородного топлива (или водорода) с кислородом воздуха. В качестве вспомогательной используется электрическая энергия, запасенная в аккумуляторах. Первоначальный энтузиазм, вызванный овладением атомной энергией, не привел к созданию практичного ядерного двигателя для летательного аппарата.

Во-вторых, поскольку при горении выделяется тепловая энергия, на борту должно иметься средство преобразования тепловой энергии в механическую, которая может быть использована для увеличения кинетической энергии потока. Преобразование энергии происходит в тепловом двигателе (см. ниже). На небольших винтовых самолетах до сих пор устанавливаются поршневые двигатели. На крупных современных самолетах обычно используются газотурбинные двигатели, основные агрегаты которых – компрессор, камера сгорания и турбина, вращающая компрессор. По второму закону термодинамики доля тепловой энергии, превращаемая в механическую, определяется температурой источника тепла (в данном случае температурой горения топлива) и температурой окружающей среды. Для углеводородных топлив температура горения составляет около 2500 К. Температура в стратосфере, где летают современные самолеты, около 200 К; поэтому теоретический (термический) КПД равен 1 — 200/2500 = 0,92 или 92%, что, конечно, является высоким значением; однако реальный КПД значительно ниже, поскольку эффективная температура рабочего тела в камере сгорания существенно ниже температуры горения топлива, а кроме того, возникают потери на сжатие и расширение в воздухозаборнике и турбокомпрессоре. Реальный КПД современных двигателей летающих в стратосфере самолетов около 40%.

В-третьих, должно быть средство, которое обеспечивало бы передачу механической энергии потоку для увеличения его скорости (или количества движения). Для этого существует несколько возможностей. Энергия двигателя может передаваться воздушному винту, который ометает большую площадь потока, т.е. захватывает большой расход, и несколько увеличивает его скорость. Для привода винта используют поршневые и турбовинтовые (рис. 2) двигатели. Существуют двигатели, которые механическую энергию затрачивают на увеличение кинетической энергии горячих выхлопных газов, расширяющихся в сопле; это – турбореактивные двигатели (рис. 3).

Полезная работа двигателя – работа, затрачиваемая на движение летательного аппарата. Полезная мощность – работа, совершаемая в единицу времени, – равна произведению силы тяги на скорость летательного аппарата. Следовательно, тяговый КПД (КПД движителя) равен отношению полезной мощности к мощности двигателя. Можно показать, что этот КПД равен удвоенной скорости летательного аппарата, деленной на сумму скорости полета и скорости реактивной струи (относительно летательного аппарата). С другой стороны, тяга равна массовому расходу реактивной струи, умноженному на разность скоростей струи и аппарата. Таким образом, высокая скорость реактивной струи приводит к большой тяге на единицу расхода и к малому тяговому КПД. Это соотношение показано на рис. 4.

Воздушный винт, захватывая большой расход и сравнительно ненамного увеличивая скорость струи, обладает высоким КПД. Турбореактивный двигатель представляет другую крайность: расход в нем сравнительно невелик (поперечное сечение двигателя невелико), а скорость струи высока, поэтому он имеет невысокий КПД. Турбовентиляторные двигатели (рис. 5) похожи на турбовинтовые тем, что вентилятор ускоряет дополнительный расход рабочего тела, не проходящий через турбокомпрессор, который затем истекает через сопло. Скорость реактивной струи в турбовентиляторном двигателе ниже, чем в турбореактивном, но выше, чем в турбовинтовом; соответственно, он имеет промежуточное значение КПД. Самое широкое применение турбовентиляторные двигатели нашли в современных дозвуковых транспортных самолетах.

Типы авиационных двигателей.

Любая авиационная силовая установка должна иметь в своем составе указанные выше агрегаты, но они могут быть самыми разными в зависимости от условий эксплуатации двигателя. К ним относятся: скорость и высота полета, маневренность, дальность, взлетно-посадочные требования. Кроме этих условий, на характеристики двигателя влияют отношение тяги к расходу топлива (чаще используют величину, обратную этому отношению, – удельный расход топлива), отношение тяги к весу силовой установки, уровень шума при взлете и посадке, капитальные затраты и стоимость обслуживания, надежность. Все эти критерии необходимо рассмотреть при выборе силовой установки для конкретного применения.

Главным критерием, определяющим выбор силовой установки, является скорость полета. Скорость полета лучше всего определять числом Маха – отношением скорости полета летательного аппарата к скорости звука на заданной высоте. При M 6 называются гиперзвуковыми; при таких скоростях, вплоть до орбитальных (число Маха около 25), предполагается использовать прямоточные двигатели, в том числе со сверхзвуковым горением. В прямоточных двигателях повышение давления и температуры, необходимое для эффективной работы, достигается за счет кинетической энергии набегающего потока. Если перед зоной подачи топлива в поток он тормозится до скорости, меньшей скорости звука, то двигатель называется просто прямоточным; если же топливо впрыскивается в сверхзвуковой поток, то – прямоточным со сверхзвуковым горением. Прямоточный двигатель со сверхзвуковым горением подходит для воздушно-космических самолетов, которые должны летать при гиперзвуковых скоростях.

Читайте также:  Установка защиты двигателя на киа соренто

Тепловой двигатель.

Главным элементом всех рассмотренных выше силовых установок является тепловой двигатель, преобразующий тепловую энергию в механическую. В тепловом двигателе происходит изменение состояния рабочего тела, как правило, в результате химической реакции горения. В процессе горения повышается температура рабочего тела. В поршневых двигателях температура повышается при почти постоянном объеме и соответствующем увеличении давления; в газотурбинных двигателях температура повышается при почти постоянном давлении. В поршневом двигателе продукты сгорания расширяются в рабочем цилиндре, а в газотурбинном – в лопаточных аппаратах турбины; при этом часть выработанной турбиной энергии тратится на сжатие воздуха компрессором, а часть – на вращение винта, вентилятора или ротора вертолета. В турбореактивном двигателе турбина выполняет только ту работу, которая необходима для вращения компрессора, а основная часть энергии рабочего тела преобразуется в силу тяги в процессе расширения потока в сопле.

Поскольку термический КПД теплового двигателя увеличивается с повышением температуры и давления рабочего тела, в авиационных двигателях используют высокие степени повышения давления. В современных авиационных газотурбинных двигателях степень повышения давления достигает 25 и даже больше; в поршневых двигателях обычное значение степени сжатия 8. Если число Маха полета заметно больше единицы, во входном диффузоре происходит существенное повышение давления (примерно в 2 раза при M = 1 и почти в 20 раз при M = 3). Эффективная степень сжатия в газотурбинном двигателе равна произведению степени сжатия во входном диффузоре на степень сжатия в компрессоре, поэтому при высоких числах Маха двигатели даже с небольшой степенью сжатия компрессора имеют хороший термический КПД. Турбореактивные двигатели, рассчитанные на сверхзвуковые скорости полета, должны иметь компрессор со степенью сжатия не больше 12.

С ростом температуры сгорания повышается не только термический КПД, но и мощность, поскольку тепловая (внутренняя) энергия рабочего тела пропорциональна его температуре. Следовательно, очень желательно повышать температуру в камере сгорания, а значит, и на входе в турбину; однако эта температура ограничивается материалом турбинных лопаток, обтекаемых высокотемпературным потоком. Совершенствование авиационных материалов позволяет повысить рабочую температуру лопаток. Однако перспективнее охлаждение лопаток, что позволяет поддерживать их температуру ниже температуры горячих газов. Это достигается за счет отбора некоторого количества воздуха на выходе из компрессора и подачи его для охлаждения турбинных лопаток. Повышение рабочей температуры турбины, достигнутое за период 1950–1990 годов, приведено на рис. 7. На рис. 8 показано достигнутое улучшение экономичности двигателя.

Компрессор и турбина.

В газотурбинных двигателях процессы сжатия и расширения осуществляются лопаточными машинами. В лопаточных машинах изменение энергии потока, приводящее к его сжатию или расширению, вызвано движением лопаток, которые поворачивают поток и изменяют его скорость, в отличие от поршневых двигателей, в том числе роторного, в которых степень сжатия зависит главным образом от положения поршня.

Компрессоры авиационных двигателей довольно разнообразны. Наиболее широко применяется осевой компрессор (рис. 3), состоящий из перемежающихся рядов вращающихся (рабочих) и неподвижных (направляющих) лопаток; ряд рабочих и ряд направляющих лопаток составляют ступень компрессора. Рабочие лопатки совершают работу за счет внешней энергии и увеличивают энергию потока. В направляющем аппарате происходит торможение потока, ускоренного в рабочем колесе, и растет давление, а с ним вместе и температура. Каждая ступень компрессора последовательно увеличивает давление рабочего тела, в результате чего в многоступенчатом компрессоре достигается высокая степень повышения давления.

Турбина работает в принципе так же, как компрессор, за исключением того, что на рабочих лопатках поток совершает работу; при этом его энергия уменьшается. Мощность, вырабатываемая турбиной, частично идет на вращение компрессора, а частично – на вращение винта, вентилятора или ротора вертолета.

И в компрессоре, и в турбине действующие на лопатку силы пропорциональны плотности набегающего потока и квадрату его скорости в относительном движении. «Мощность лопатки» равна действующей на лопатку силе, умноженной на ее скорость. Итак, если скорость потока в относительном движении примерно равна окружной скорости лопатки, то мощность, передаваемая потоку или отбираемая от него, пропорциональна кубу скорости лопатки. Расход через рабочее колесо пропорционален окружной скорости лопатки, поэтому мощность на единицу массы расхода пропорциональна квадрату скорости лопатки. Относительное повышение температуры в компрессоре пропорционально квадрату числа Маха лопатки. Поэтому желательно, чтобы окружные скорости лопаток в авиационном компрессоре были околозвуковыми или сверхзвуковыми (при нормальных условиях 300 м/с или более). Такие скорости значительно выше скоростей поршня (примерно 10 м/с) в поршневом двигателе.

Высокие окружные скорости лопаточных машин приводят к большим центробежным нагрузкам во вращающихся лопатках и в диске, на котором они смонтированы; это выдвигает жесткие требования к проектированию и изготовлению лопаточных машин. Материал для турбин должен выдерживать высокие нагрузки при высоких температурах. Эти требования вместе с необходимостью малого веса и хорошей надежностью приводят к высокой стоимости газотурбинных двигателей. Появление новых прочных и легких материалов позволяет увеличить обороты компрессора и турбины и получить более высокие степени повышения давления или при данной степени повышения давления уменьшить число ступеней.

Читайте также:  Установка на маз двигателя от иномарки

Винты, вентиляторы и воздухозаборники.

Винт воздействует на поток так же, как рабочее колесо компрессора, у него только меньше лопастей и ниже степень повышения давления; он наиболее эффективен, как указывалось выше, для небольших скоростей полета. Однако с ростом скорости полета относительная скорость концов лопастей (векторная сумма скорости полета и окружной скорости лопасти) приближается к скорости звука, что происходит задолго до достижения звуковой скорости полета. Достижение на концах лопастей скорости звука приводит к резкому увеличению местного сопротивления и уровня шума, что ограничивает скорость полета винтовых самолетов.

Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели для приема набегающего потока оборудованы воздухозаборниками (рис. 5). Воздухозаборник позволяет уменьшить скорость набегающего потока до приемлемой для вентилятора. При взлете в воздухозаборнике происходит плавное ускорение потока, а при полете на крейсерском околозвуковом режиме – торможение до требуемого значения скорости. В итоге вентилятор вне зависимости от скорости полета работает при оптимальных условиях. По сути дела, вентилятор – просто низконапорный компрессор; такой движитель очень удобен для дозвуковых транспортных самолетов.

Стремление повысить экономичность заставляет разрабатывать новые, более совершенные типы двигателей: высокоскоростные турбовинтовые или турбовентиляторные без внешнего кольца. Двигатель второго типа имеет два противоположно вращающихся винта с очень тонкими лопастями, загнутыми назад по вращению для уменьшения эффективного числа Маха на концах лопастей и, следовательно, для снижения уровня потерь и шума, связанных с образованием местных скачков уплотнения.

При полете со сверхзвуковыми скоростями воздухозаборник должен перестроить набегающий сверхзвуковой поток в дозвуковой, поэтому конструкция воздухозаборника в этом случае становится сложнее. От сверхзвуковой до звуковой скорости поток тормозится в системе скачков уплотнения, образующихся на носовом конусе или клине, а затем в расширяющемся диффузоре происходит дальнейшее торможение потока до значения скорости на входе в компрессор.

К истории авиационных двигателей.

Уже на заре авиации было ясно, что характеристики двигателя определяют возможности полета самолета. Огромные усилия были затрачены на разработку и совершенствование силовых установок с высоким отношением мощности к весу. Первоначально пробовали применить на самолете паровые машины, но паровая машина слишком тяжела и малоэффективна для применения на летательном аппарате. Братья Райт для своего первого удачного самолета использовали поршневой двигатель с искровым зажиганием. Такие непрерывно совершенствовавшиеся двигатели применялись до конца Второй мировой войны, когда впервые в немецкой авиации появился истребитель с двумя турбореактивными двигателями. Турбореактивный двигатель был разработан независимо фон Охайном в Германии в 1939 и Ф.Уиттлом в Англии в 1941. В последующие годы газотурбинные двигатели быстро вытеснили поршневые в военной авиации: турбореактивные – на истребителях и бомбардировщиках и турбовинтовые – в транспортной авиации.

Первые пассажирские самолеты с турбореактивными двигателями появились в конце 1940-х годов (британская «Комета»); в целом самолеты оказались удачными, однако уровень шума при взлете был неприемлем. Этот фактор, а также стремление к экономии топлива привели в начале 1960-х годов к внедрению турбовентиляторных двигателей. Меньшая скорость реактивной струи позволила существенно снизить шум. Позже усовершенствованные турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности (рис. 5) были установлены на широкофюзеляжных самолетах, таких, как «Боинг-747», DC-10, «Локхид-1011». Турбовентиляторные двигатели тягой до 400 кН сейчас повсеместно применяются на пассажирских самолетах.

На современных высококлассных боевых самолетах стоят турбореактивные или турбовентиляторные двигатели с форсажом; впервые турбовентиляторный двигатель с форсажом был установлен на многоцелевой истребитель F-111, который должен был летать как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях. По существу, все современные истребители и многоцелевые самолеты используют такие двигатели с разной степенью двухконтурности для разных применений. С каждым новым поколением двигателей повышаются их удельная мощность и удельный импульс.

Казанджан П.К. Теория двигателей летательных аппаратов. Киев, 1975
Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. М., 1981
Присняков В.Ф. Двигатели летательных аппаратов. Киев, 1986
Нечаев В.И., Ткачев Ф.И. Авиационные двигатели. М., 1987

источник

Двигатели энергетические установки летательных аппаратов

С 17 марта 2020 года Московский авиационный институт полностью переходит на режим дистанционного обучения.
Подробная информация о переходе на дистанционное обучение по ссылке https://mai.ru/prevent_measures/
Институт № 2 «Авиационные, ракетные двигатели и энергетические установки» просит вас при возникновении вопросов с дистанционным обучением обращаться на электронную почту dekan2@mai.ru и по телефонам дирекции.

Крупнейший в России научно-учебный комплекс
в области двигателестроения и энергетической техники

Миссия института

— стремление коллектива к лидерству в подготовке высококвалифицированных кадров и в проведении актуальных научных исследований.

Цели в области качества

  • высокая эффективность учебной и результативность исследовательской работы;
  • высокий уровень взаимопонимания и доверительных отношений;
  • справедливое поощрение личных и коллективных достижений;
  • стимулирование инноваций в учебных и научных исследованиях;
  • стремление к созданию комфортных условий работы и обучения.

Институт принимает на обучение абитуриентов и выпускает:

  • Специалистов по специальности 24.05.02 «Проектирование авиационных и ракетных двигателей», срок обучения 5,5 лет.
  • Бакалавров по направлению подготовки 24.03.05 «Двигатели летательных аппаратов», срок обучения 4 года.
  • Бакалавров по направлению подготовки 20.03.01 «Техносферная безопасность», срок обучения 4 года.
  • Бакалавров по направлению подготовки 27.03.01 «Стандартизация и метрология», срок обучения 4 года.

Институт принимает на обучение бакалавров, которые могут продолжить обучение до получения квалификации:

  • Магистр по направлению подготовки 20.04.01 «Техносферная безопасность», срок обучения 2 года.
  • Магистр по направлению подготовки 24.04.05 «Двигатели летательных аппаратов», срок обучения 2 года.
  • Магистр по направлению подготовки 27.04.01 «Стандартизация и метрология», срок обучения 2 года.
Читайте также:  Установка момента зажигания инжекторных двигателей

В институте сохраняются и развиваются лучшие традиции российских научных и инженерно-конструкторских школ.

Институт является единственным в России учебным заведением, осуществляющим подготовку специалистов по всем типам двигателей различных летательных аппаратов: это и авиационные двигатели, и двигатели для ракет, спутников и межпланетных космических аппаратов.
В учебном процессе используются передовые достижения отечественной и зарубежной науки в области авиационного и ракетно-космического двигателестроения. Для этого организовано сотрудничество с ведущими предприятиями отрасли: ГНЦ ФГУП Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, ГНЦ ФГУП Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша, ОАО «НПО «Сатурн», ОАО «НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко» и др. Студентам предоставляется возможность без отрыва от учебы работать на условиях неполной занятости на этих предприятиях.
Факультет имеет тесные партнерские отношения, научные и учебные связи с университетами, исследовательскими центрами и фирмами Франции, Германии, Бразилии, Южной Кореи, Китая и других стран. Студенты факультета участвуют в деловых контактах с ведущими зарубежными специалистами и принимают участие в международных конференциях.
В институте осуществляется фундаментальная инженерная подготовка по следующим дисциплинам: термодинамика и тепломассообмен, газовая динамика и многофазные течения, надежность и прочность теплонапряженных элементов и тонких оболочек, ядерная физика, электромагнитная динамика и теория плазмы, компьютерные технологии проектирования, моделирования, инженерных исследований и расчетов. Наши выпускники с такой подготовкой легко находят работу не только в аэрокосмической отрасли, но и в любых областях энергетики, машиностроения, а также в нефтегазовой области.
В институте активно ведутся научные исследования, в которых активное участие принимают студенты. Факультет занимает лидирующее положение в исследованиях и разработке гиперзвуковых двигателей, плазменно-стационарных двигателей и ускорителей, физико-математических моделей реактивных двигателей и методов их расчета, а также энергофизических и технологических установок, использующих ионно-плазменные, электронные, лазерные и криогенные технологии.
В составе института действует ресурсный центр «Сквозные технологии в двигателестроении» с передовым технологическим оборудованием, позволяющим реализовать разработку деталей сложных форм в едином информационном пространстве: от цифровой модели на компьютере до изготовления и контрольных измерений. Такие технологии, называемые CALS — технологиями, определяют сегодня качественный уровень развития и конкурентоспособность промышленного производства. В центре работают: установка лазерной стереолитографии, пятикоординатный станок с числовым программным управлением для механической обработки, лаборатория лазеро-оптических измерений, наномикроскопы для сверхточных измерений качества поверхности. На этом уникальном оборудовании работают студенты факультета, воплощая свои самые смелые фантазии в металл.

В составе института семь кафедр и, соответственно, семь научно-исследовательских лабораторий:

Кафедра 201 «Теория воздушно-реактивных двигателей» ведет подготовку инженеров, бакалавров и магистров в области теоретических расчетов, экспериментальных исследований, системного проектирования, регулирования и испытаний всех типов и видов воздушно-реактивных и комбинированных двигателей, а также энергетических установок и турбомашин наземного применения.

Кафедра 202 «Ракетные двигатели» ведет подготовку инженеров, бакалавров и магистров в области теоретических расчетов, экспериментальных исследований, системного проектирования и испытаний ракетных двигательных установок для всех классов ракетных систем и космических ракет-носителей. Кафедра также ведет подготовку бакалавров в области инженерной защиты окружающей среды и создания экологически чистой энергетической техники.

Кафедра 203 «Конструкция и проектирование двигателей» ведет подготовку инженеров, бакалавров и магистров в области конструирования воздушно-реактивных, ракетных, космических, двигателей, авиационных двигателей внутреннего сгорания и энергетических установок наземного, морского и воздушно-космического базирования.

Кафедра 204 «Авиационно-космическая теплотехника» ведет подготовку инженеров, бакалавров и магистров в области тепловой защиты летательных аппаратов и элементов их двигательных, энергетических и теплофизических установок, разработки систем охлаждения, устройств теплообменных аппаратов и криогенной техники.

Кафедра 205 «Технология производства двигателей летательных аппаратов»ведет подготовку инженеров, бакалавров и магистров в области технологий производства авиационной, ракетно-космической и энергетической техники, по разработке технологических установок, использующих самые современные достижения науки и техники, в том числе ультразвуковые, ионно-плазменные, электронные, лазерные технологии и технологии композиционных материалов.

Кафедра 207 «Метрология, стандартизация и сертификация» ведет подготовку инженеров, бакалавров и магистров в области современных технологий метрологического обеспечения производства авиационной, ракетно-космической и энергетической техники. Кафедра также ведет подготовку бакалавров в области современных методов организации и аудита систем качества, управления технологическими процессами проектирования и изготовления новой техники.

Кафедра 208 «Электроракетные двигатели, энергетические и энергофизические установки» ведет подготовку инженеров, бакалавров и магистров в области космической, ядерной, лазерной и плазменной техники, по проектированию, исследованиям и испытаниям высокотемпературных, вакуумных, энергоемких физических установок, электроракетных двигателей и энергетических установок космических аппаратов.

Обучение в институте «Авиационные, ракетные двигатели и энергетические установки» предоставит Вам возможность:

  • получить широкую фундаментальную инженерно-физическую и специальную подготовку;
  • овладеть современными компьютерными технологиями моделирования, конструирования, инженерных расчетов и исследований;
  • освоить современные инструменты организации и управления качеством сложных технических изделий;
  • получить возможность участия в поисковых исследованиях в области высоких технологий;
  • углубленно изучить специальные разделы математики, физики, программирования, системного анализа, иностранного языка;
  • участвовать в социально-культурной деятельности факультета, его учебно-научных и спортивных обменах и связях.

Отлично успевающие студенты обучаются по индивидуальным учебным планам.

Получив Высшее образование в институте №2:

Вы станете высококвалифицированным специалистом и вольетесь в ряды славного корпуса инженеров-мотористов.

Вы будете конкурентоспособны в области авиационной, ракетно-космической, а также и в любой другой области, связанной с исследованиями и высокими технологиями.

Вы сможете найти применение своим способностям и приобретенным на факультете знаниям во многих сферах науки, культуры, экономики и общественной деятельности.

Директор дирекции Института № 2
Вероника Павловна Монахова
Корп. 2В, комн. № 405-1
Тел. +7 499 158-27-31

источник