Реклама на сайте (разместить):



Реклама и пожертвования позволяют нам быть независимыми!

Авиационный двигатель

Материал из Викизнание
Перейти к: навигация, поиск

Авиационный двигатель - двигатель, служащий для приведения в движение летательных аппаратов .

Основные требования к А. д. - максимальная мощность, минимальный расход горючего и смазки, лёгкость, надёжность, уравновешенность, мало-габаритность, дешевизна и большой срок службы. Для поршневых и турбовинтовых А. д. лёгкость характеризуется удельным весом в кг на л. с., а для реактивных - в кг на кг тяги. Удельный вес поршневых бензиновых А. д. достиг к 1949 0,4 кг/л, с., а реактивных - 0,35 кг/кг тяги. Малогабаритность характеризуется удельной лобовой мощностью или удельной лобовой тягой (отнесённой к 1 ж2 лобовой площади А. д.). Удельная лобовая мощность увеличилась от 55 л. с./м2 в 1908 до 3.000 л. с.Ли2 к 1949 для поршневых, а для реактивных А. д. она достигает 3.500 кг тяги/и2. А. д. работает за счёт превращения тепловой энергии горения топлива в кислороде воздуха в механич. работу. Для полного сгорания 1 кз топлива в А. д. требуется около 15 кг воздуха. Поршневые бензиновые А. д. работают от взлётной до эксплоатационной мощности при коэ-фициенте избытка воздуха (т. е. отношении фактически израсходованного к теоретически необходимому количеству воздуха) а = от 0,6 до 1,0; А. д. тяжёлого топлива - а- от 1,2 до 1,7; реактивные - а = от 3 до 6. При расходе воздуха в 1 кг в секунду поршневые бензиновые А. д. развивают мощность около 1.000 л. с., поршневые А. д. тяжёлого топлива - 750 л. с., реактивные - дают тягу 35-40 кг, что составляет при скорости самолёта в 1.000 км/час (280 ,м/сек.) эффективную мощность в 200 л. с., т. е. в 5 раз меньше, чем у поршневого двигателя. Это происходит потому, что из всего кислорода воздуха в сгорании здесь участвует лишь */* часть (а = 5), т. к. в настоящее время еще невозможно поднять температуру газа перед турбиной выше 850° С из-за отсутствия материалов необходимой жаропрочности (см.).

Экономичность А. д. характеризуется эффективным кпд, представляющим отношение полезной тяговой мощности установки к теплу, внесённому с топливом. Дешевизна авиационного двигателя достигается технологически простыми конструктивными формами деталей, рассчитываемыми для крупносерийного производства. Срок службы А.д . определяется числом часов работы между капитальными ремонтами (ресурсом). Для современных А. д. он колеблется для разных типов от 100 до 750 часов. Уравновешенность А. д. характеризуется отсутствием вибраций при работе.

Исторический обзор. Досоветский период. Создание А. д. явилось самой трудной частью проблемы самолётостроения. В истории авиации известно множество летательных аппаратов, к-рые не смогли взлететь из-за отсутствия соответствующего двигателя. Удовлетворить высокие и разнообразные требования, предъявляемые к А. д., тех пика смогла лить во второй пол. 19 в. В этот период и появились первые самолёты (см. Авиация, Историч. обзор). Двигатели этих самолётов были паровыми.

Использование в авиации паровой машины было вполне естественным, т. к. предшествующие успехи паротехники привели к тому, что паровая машина стала универсальным транспортным двигателем. Подобные попытки делались в разных странах. Творец первого самолёта русский изобретатель А. Ф. Можайский сконструировал для своего самолёта две паровые машины общей мощностью 50 л. с. Эти двигатели, построенные Русско-Балтийским заводом, превосходили зарубежные конструкции. Установка Можайского весила лишь около 5 кг/л. с.

К концу 19 в. паровая машина приобрела сильнейшего конкурента - двигатель внутреннего сгорания, развитие к-рого шло весьма быстро. В 1877 появился прототип современного 4-тактиого двигателя внутреннего сгорания. В 1897 был построен двигатель Рудольфа Дизеля, работавший на керосине, а в 1899 русские инженеры создали двигатель, работающий на нефти («Записки ими. Русского технического общества», 1901, JV» 1), что обусловило широчайшее его распространение (см. Двигатели внутреннего сгорания). Лёгкость и компактность двигателя внутреннего сгорания определили его использование в воздушном флоте. Одним из ранних и наиболее интересных двигателей внутреннего сгорания, предназначенных для летательных аппаратов, был двигатель конструкции О. С. Костовича, к-рый построил его для своего воздухоплавательного судна («аэроскафа»).

Применение двигателя внутреннего сгорания в авиации пошло по пути развития двух классических схем: а) автомобильной, рядной, жидкостного их-лаждепия и б) специфически авиационной, звездообразной, воздушного охлаждения. И по той и по другой схеме выполнялись двигатели как бензиновые, так и тяжёлого топлива. Звездообразные А. д. первоначально осуществлялись в виде ротативпых - коленчатый вал двигателя оставался неподвижным, а цилиндры вращались вместе с воздушным винтом. Ротативныо конструкции преследовали цель увеличить обдув цилиндров струёй воздуха, чтобы улучшить охлаждение. Среди ротативных А. д. следует указать двигатель конструкции Ф. Г. Калена, выпущенный в 1911 на Рижском заводе «Мотор». По своей мощности (60 л. с.) и другим показателям двигатель превосходил широко распространённый аналогичный французский двигатель «Гном». Рота-тивные А. д. широко применялись во всех странах в течение всей первой мировой войны и в последующие годы. Однако по мере развития А. д. выявились и серьёзные недостатки ротативных конструкций. В ротативпых А. д. весьма значительны силы инерции, развиваемые большими вращающимися массами. Это ограничивало повышение числа оборотов, а следовательно, и мощности двигателя. На вращение двигателя расходовалось 13-15% общей мощности. Удельные расходы горючего на 35-40%, а масла на 100% превышали расходы неротативных двигателей. Все эти недостатки стали резко обнаруживаться при возрастании мощности двигателя. Передовым конструкторам они были ясны и ранее. В 1908 А. Г. Уфимцев создал т. н. биротативный двигатель («Аэро и автомобильная жизнь», 1912, № 11), в к-ром цилиндры и вал вращались в противоположные стороны. Это в значительной степени компенсировало основной недостаток ротативных

11*

двигателей - малую среднюю скорость поршня. В связи о требованиями к увеличению мощности ротативные авиационные двигатели были вытеснены неротативнымн.

Среди двигателей того периода необходимо отметить совершенно оригинальную конструкцию ныне Героя Социалистического Труда, академика А. А. Микулина и ныно чл.-корр. Академии наук СССР Б. С. Стечкпна, создавших двигатель с косыми шайбами вместо коленчатого вала: АМБЕС-1, мощностью 300 л. с. (1916).

Советское авиадвигателестрое-п и е. Несмотря на передовые технические идеи, заложенные в дореволюционных конструкциях, русские авиадвигатели не развивались, вследствие порочной политики царского правительства, препятствовавшего росту отечественной авиационной промышленности и, наоборот, поощрявшего использование иностранной техники.

Только после Великой Октябрьской социалистич. революции, благодаря заботам партии и правительства и личному руководству В. И. Ленина и И. В. Сталина, начало развиваться отечественное авиационное двигателестроение, обеспечившее мощь советской авиации. В развитии конструкций отечественных А. д. можно различать два периода: период бурного строительства опытных и малосерийных двигателей, не доведённых до крупносерийного производства, и период создания семейств двигателей крупных серий, широко внедрённых в эксплоатацию Воздушного флота СССР.

Опытные двигатели, не доведённые до крупносерийного произведет на. Одной из первых попыток создания А. д. отечественной конструкции была постройка в 1919 Микулиным и Стечкиным двигателя АМБЕС-2, мощностью 400 л. с., являвшегося развитием двигателя АМБЕС-1 (см. выше). В 1923 был построен 12-цилиндровый V-образный А. д. РАМ - «Русский авиационный мотор» конструкции ныне Героя Социалистического Труда А. Д. Швецова. В 1925-31 строились V-образные, W-образные и Х-образные А. д. конструкции А. А. Бессонова. В 1926 в Научном автомоторном институте (НАМИ) был создан V-образный 12-цилиндровый А. д. М-13, разработанный Микулиным под руководством профессора, ныне действительного члена Академии артиллерийских паук, Н. Р. Бриллинга и ныне академика Е. А. Чудакова. Одновременно строились и двигатели воздушного охлаждения. В 1925 был построен звездообразный 9-цилиндровый А. д. М-15 конструкции Бессоновы и А. П. Островского. В 1936-37 строились звездообразные А. д. МГ-11, МГ-21 и МГ-31 конструкции М. А. Коссова.

Двигатели крупносерийного производства. Первым крупносерийным маломощным А. д. отечественной конструкции (1924) был звездообразный двигатель воздушного охлаждения М-11 мощностью 100 л. с. конструкции Швецова. Двигатели М-11 применяются гл. обр. в учебной и гражданской авиации.

Первым советским крупносерийным мощным А. д. (1931) был V-образный двигатель АМ-34 водяного охлаждения мощностью 750 л. с. конструкции Микулина. Двигатель АМ-34 стал родоначальником семейства двигателей AM, получивших широкое развитие. Высокая надёжность двигателей AM позволила осуществить ряд блестящих перелётов, вписавших славные страницы в историю авиации нашей Родины. Наиболее известными из

них были рекордные перелёты Героев Советского Союза В. 11. Чкалова и М. М. Громова из Москвы через Северный полюс в США на самолётах АНТ-25 конструкции ныне Героя Социалистического Труда А. Н. Туполева. С 1981 по 1941 в серийном производстве было выпущено около тридцати модификаций двигателей семейства AM в авиационных и глиссерных вариантах. Мощность двигателей AM за 10 лет при этом возросла в несколько раз.

С 1935-36 началось крупносерийное призвод-ство V-образных А. д. водяного охлаждения семейства ВК конструкции ныне Героя Социалистического Труда В. Я. Климова и звездообразных А. д. воздушного охлаждения семейства АШ конструкции Швецова. А. д. ВК и АШ выпускались в нескольких модификациях с последовательным увеличением мощности. К началу 1941 мощности этих двигателей возросли в несколько раз.

В 1938-39 конструктором С. К. Туманским были сданы в крупносерийное производство звездообразные А. д. воздушного охлаждения М-88. А. д. семейств AM, ВК и АШ, а также двигатели М-88 оснащали самолёты сталинской авиации в годы Великой Отечественной войны и явились одним из существенных элементов превосходства авиации Советского Союза над авиацией фашистской Германии.

Большую роль в развитии отечественного авиа-двигателестроения сыграли работы но теории авиадвигателей, проводившиеся в научно-исследовательских институтах Наркомата тяжёлой промышленности, а затем Министерства авиационной промышленности. Членом-корреспондентом Академии наук СССР Б. С. Стечкиным разработана методика теплового расчёта и расчёта характеристик авиадвигателя, а также теория воздушно-реактивного двигателя. Профессором И. Ш. Нейманом была разработана теория динамического расчёта авиадвигателя.

В настоящее время научно-исследовательские работы по теории авиадвигателестроения получают своё дальнейшее плодотворное развитие.

Классификация А. д. В зависимости от способа превращения тепловой энергии топлива в механическую, А. д. разделяются на три основных класса: поршневые, турбинные и прямоточные. По способу превращения механической работы в тягу А. д. разделяются на винтовые (пропеллерные) и реактивные.

ПоршневыеА. д. разделяются: по роду топлива - на бензиновые, с воспламенением смеси от электрич. искры, и тяжёлого топлива, с воспламенением от сжатия; по роду охлаждения цилиндров - на жидкостные и воздушные; по расположению цилиндров - на рядные, блочные и звездообразные.

Эффективная мощность поршневых А. д. выражается формулой:

N -*F" ' WP4nr 1 е- 30 l•^•^•\^

где %Fn - суммарная площадь всех поршней двигателя (дм2), выражаемая уравнением:

SFn=0,W - средняя скорость поршня (дм/сек.); Ре - среднее эффективное давление (кг/ел2); V^ - литраж (рабочий объём) двигателя (дм3); а - отношение диаметра цилиндра к ходу поршня; i - число цилиндров двигателя.

Величина Л'„ уд. -. =

^Гл^.1 L дм- j

представляет

Удельная мощность

400?

собой мощность, приходящуюся на 1 дм2 площади всех поршней, и называется удельной мощностью двигателя. Она характеризует общую напряжённость двигателя. За последние 40 лет удельная мощность возросла от 25 до 100 л. с./дм2. Развитие удельной мощности двигателей по годам см. на рис. 1.

Форсирование А. д. (т. е. увеличение мощности) за счёт увеличения суммарной площади поршней может быть осуществлено: а) увеличением числа цилиндров данной раз мерности с пропорциональным одновременным увеличением литража двигателя; б) уве- <оо%\ личением числа цилиндров при данном неизменном литраже двигателя.

При увеличении числа цилиндров данной размерности с пропорциональным увеличе Среднее эффективное давление [лг/смг] It

\гвП

Средняя скорость поршня [м/сек] М '5

\\isoZ

Рис. 1. Рост параметров А. д. по годам.

нием литража суммарная площадь поршней растёт пропорционально числу цилиндров. Этот способ широко практикуется для получения более мощных модификаций за счёт сдваивания серийных двигателей; напр, сдваивание 7-, 9-, 14-цилиндровых звёзд.

Реже практикуется способ повышения суммарной площади поршней за счёт увеличения числа цилиндров при данном неизменном литраже двигателя^, т. к. в этом случае суммарная площадь поршней будет расти лишь пропорционально ?/ i.

Форсирование А. д. увеличением средней скорости поршня W связано с необходимостью одновременного улучшения наполнения двигателя за счёт увеличения чвремя-сечения» (см.) клапанов, продувки камеры сгорания и улучшения аэродинамики всасывающей системы. Однако увеличение сечения клапанов

ограничено размерами головки цилиндра и величиной объёмной степени сжатия двигателя.- Сечение всасывающих органов в современных авиадвигателях достигает 30% площади поршня для степеней сжатия не более 7,0 и лишь 20-25% -для А. д. тяжёлого топлива с плоской камерой сгорания при степени сжатия 14-16. За последние 40 лет средняя скорость поршня бензиновых А. д. увеличилась с 9-10 .м/сек. до 15-16 м/свк. Развитие скорости поршня по годам показано на рис. 1.

Форсирование А. д. наддувом (см.), т. е. увеличением среднего эффективного давления Pf, достигается повышением плотности воздуха на всасывании, предварительным его сжатием в компрессоре. В зависимости от требуемой степени повышения дав Рис. 2.

Рис. 3.

Sления, применяется одноступенчатый наддув, посредством приводного центробежного нагнетателя (см.),или двухступенчатый наддув, посредством привода от колеса газовой турбины (см.), срабатывающей часть энергии выхлопных газов. При этой схеме вторая ступень наддува остаётся механич. приводом от вала А. д.

На рис. 2 и 3 показана схема форси рис. 5. Общий вид рпдного блочного двигателя показан на рис. 6 и 7, звездообразного - на рис. 8.

Рис.4. )2-гшлиндровый двигатель жидкостного охлаждения в разрезе. Конструкция А. А. Никулина.

рования двигателей наддувом с одновременным охлаждением воздуха при помощи включённых в схему воздушных радиаторов. За последние 40 лет среднее эффективное давление возросло от 7,5 до 20 кг/см*, давление наддува - от 1 до 3 кг/см-. Рост среднего эффективного давления и давления наддува погодам показан на рис. 1.

Форсирование авиационного двигателя за гнёт качества топлива характеризуется па бедных смесях октановым числом (см.), а на богатых - сортностью. Для бензиновых А. д. на протяжении ряда лет топливо ограничивало величину наддува вследствие явления детонационного сгорания (см. Детонация), разрушающего стенки поршней и камер сгорания. Рост антидетонационного качества топлива но годам показан на рисунке 1. Наряду с повышением антидетонационных свойств авиатонлив, для кратковременного форсирования наддува при работе на так называемых боевых или чрезвычайных режимах в течение 5-15 мин., применяется в А. д. впрыск воды или спирто-во-дяной смоси во всасывающие трубопроводы.

Максимальная мощность на валу поршневых А. д. достигает в одном агрегате звездообразного типа 4.000-5.000 л. с. На крейсерском режиме расход топлива бензинового двигателя на земле - 200-250 г/л. с. в час. В полёте с турбокомпрессором - 170- 190 г/л. с. в час. Конструкция поршневых А. д. в основных своих элементах мало отличается от автомобильных двигателей. Разрез блочного двигателя показан на рис. 4, звездообразного - на

Рис. 5. 5-цилиндровыЯ двигатель

воздушного охлаждения в разрезе.

Конструкция А. Д. Швецова.

Конструкция А. д. отличается от современных автомобильных двигателей материалами, узлами, агрегатами а автоматикой, применение которых

вызвано характерными авиационными требованиями. Область применения поршневых авиационных двигателей ограничивается средне-скоростной,

Рис. 6. 12-цилиндровый двигатель жидкостного охлаждения семейства AM.

дальней, гражданской авиацией и лёгкой тихоходной - учебной, спортивной, связной.

Наряду с использованием газовой турбины для привода нагнетателя, находят применение т. н. комбинированные двигатели, в которых мощность

Рис. 7. 12-цилиндровый двигатель жидкостного охлаждения семейства ВК.

турбины, работающей на выхлопных газах поршневого двигателя, передаётся через редуктор на вал воздушного винта. Турбинный агрегат, использующий энергию выхлопных газов двигателя,

носит название тур-бореактора, так как наряду с мощностью турбины при этом используется также реакция отработавших газов за турбиной. Сравнительные кривые мощности и удельного расхода топлива для комбинированного двигателя с турбореакторами и обычного поршне-Рис. 8. 5-цилиндровый двига- вого двигателя без тель воздушного охлаждения. ИРПОТТТ.ЧППЯНИЯ ЧНРП Конструкция А. Д. Швецова. использования энер

гии выхлопных газов

показывают (рис. 9), что выигрыш в мощности на высоте 10 км получается ранным 50%, а выигрыш в удельном расходе топлива - 33%. Эффект применения турбореакторов при этом достигается как за счёт использования энергии выхлопных

100

ia3o:i, так и за счёт увеличения угла перекрытия клапанов всасывания и выпуска (до 120°), обеспечивающего повышение расхода воздуха и улучшение продувки цилиндров.

Турбинные А. д. по способу превращения механич, работы в тягу делятся па турбовинтовые и турбореактивные.

Т у р б о в и н т о в о и А. д. работает по следующей схеме (см. рис. 10). Воздух, набегающий на двигатель в поле-те, сжимается за счёт "• ' скоростного напора в $0 |- Ь4~ диффузоре 1 и далее в компрессоре 2. Из компрессора сжатый воздух поступает в ка- 80 меру сгорания 3, куда с помощью насоса и

форсунок 4 ВПрЫСКИ- Ce.1t

вается топливо. После 120

сгорания топлива га зы направляются в с о- 100

пловой аппарат 5 га зовой турбины, где

расширяются до дав ления несколько боль ше атмосферного, уве личивая свою скорость. По выходе из соплового

аппарата 5 газы поступают на лопатки турбины б,

сообщая ей энергию, необходимую для привода

воздушного винта 7 и компрессора. Для обеспече ния оптимального числа оборотов воздушного винта

между валом двигателя и валом воздушного винта

устанавливается редуктор (см.) 8. Газы, выходя щие из турбины, обладают значительной осевой ско ростью, к-рая дополнительно увеличивается за счёт

расширения в реактивном сопле.

Формула тяговой мощности турбовинтового авиационного двигателя следующая:

_ Двигатели

с турбореан-~ торами

10 Ннм

где Ne - эффективная мощность, развиваемая на валу воздушного винта (л. с.); г\в - коэфициент полезного действия воздушного винта; Р - сила реакции газов, вытекающих из сопла (кг); Fo - скорость полёта (.и/сек.).

Рис. 10.

Эффективная мощность современных турбовинтовых авиационных двигателей составляет 1.000 --4.000 л. с. Удельные расходы топлива -280 - 300 г/л. с. ч. Современные турбовинтовые А. д. выполняются, в основном, по двум конструктивным схемам: с одной общей турбиной, работающей на компрессор и воздушный винт, и с двумя раздельными турбинами для привода компрессора и винта.

Турбореактивный А. д. (схема рис. 11) отличается от турбовинтового отсутствием винта, редуктора и тем, что в турбине срабатывается лишь

часть тепловой энергии, необходимой для вращения компрессора, а оставшаяся часть тепловой энергии срабатывается в реактивном сопле, чем увеличивается скорость газов до величины, значительно

Рис. 11.

превышающей скорость полота. Этим и создаётся необходимая сила тяги. Таким образом, в турбореактивном А. д. газовая турбина является вспомогательным двигателем, служащим только длн^ привода компрессора и для создания оптимальной степени сжатия воздуха при выбранной экономичности.

Идеальный цикл турбореактивного двигателя в PV диаграмме (рис. 12) может быть представлен в виде замкнутого процесса 1-2-3-4-1, составленного из адиабаты (см.) сжатия 1-2, изобары (см.) 2-3, адиабаты расширения 3-4, изобары 4-1.

Сила тяги Р турбореактивного А. д. определяется из ~s уравнения:

Рис. 12. 9

где Св - секундный расход

воздуха (кг/сек.), О - ускорение силы тяжести = =9,81 м/свк.2, V'о - скорость полёта (VceK.), V\- скорость истечения газон; она определяется по формуле:

7 4=

у 20|

Ьад.с.

f AjU/.

ьад.р- Tjp где Ьад.р. - адиабатическая работа расширения, /-ад.с.-адиабатическая работа сжатия, т)р -кпд расширения, т,с - кпд сжатия, V0-скорость полёта (ж/сек.).

В полёте реактивная тяга двигателя несколько уменьшается, достигает минимума и повышается при дальнейшем увели- РМ чении скорости по- гзоо лёта.

На рис. 13 приведена кривая тяги турбореактивного двигателя в зависимости от скорости полёта. Удельный часовой расход топлива турбореактивного двигателя представляет часовой расход топлива, отнесённый к I кг тяги.

На рис. 14 изображена кривая удельного расхода горючего в зависимости от скорости полёта.

Конструкция турбореактивных А. д. выполняется, в основном, по двум схемам: с осевым и центробежным компрессорами. Схема турбореактивного двигателя с осевым компрессором показана на рис. 11, а с центробежным компрессором - на рис, 15.

1900

Г500

гоо

«во еоо

V[км/час] Рис. 13.

^ . - ' ^ ^ ^

^ ^

^ •^

•^

1 гоо i,oo еоо soo ад V [ни/час]

Рис. 14.

Основные элементы этих схем следующие: диффузор 1, компрессор 2, камеры сгорания 3, газовая турбина 4 и реактивное сопло 5. Диффузор служит для превращения -_,;6 скоростного напора на- 5 бегающей струи возду- | ха (в полёте) в стати- ^ ческое давление перед f компрессором. ^и

У двигателей с осевым компрессором диф- ;р фузор представляет со- ' бой кольцевой расширяющийся капал, образованный наружным

обтекаемым кольцом, укреплённым на нескольких пустотелых профилированных стойках, и внутренним обтекаемым коком. У двигателей с центробежным компрессором входной диффузор 1 образуется обтекателем, укреплённым па двигателе.

Осевой компрессор 2 состоит из вращающегося ротора (рис. 11) с рабочими лопатками и неподвижных направляющих аппаратов, закреплённых в корпусе компрессора между рядами лопаток компрессора. Ротор компрессора состоит либо из отдельных облопаченных дисков (рабочих колёс) из алюминиевого сплава, либо из общего барабана с закреплёнными по окружности лопатками. Каждая ступень компрессора, состоящая из одного ряда вращающихся лопаток и одного ряда неподвияшых лопаток спрямляющего аппарата, способна создать

у J Рис. 15.

перепад давления порядка 1,3. Кпд современного многоступенчатого компрессора колеблется в пределах т)ад.~-0,82 - 0,85.

Центробежный компрессор обычно осуществляется одноступенчатым с односторонним или двухсторонним входом воздуха. Воздух поступает в крыльчатку компрессора через кольцевые каналы из входного диффузора. Крыльчатка 2 (рис. 15), откованная из лёгкого сплава, состоит из трёх частей: собственно крыльчатки и двух вращающихся направляющих аппаратов. По выходе из крыльчатки 2 компрессора воздух направляется через лопаточный диффузор в и выходные патрубки к камерам сгорания 3. Окружная скорость на периферии крыльчатки достигает 400-450 ж/сек. Крыльчатка монтирована на валу, который соединяется с валом газовой турбины.

Камеры сгорания 3 состоят либо из отдельных пламенных труб, расположенных по окружности вокруг вала двигателя, либо из одной общей камеры кольцевого сечения. В первом случае каждая камера присоединяется к корпусу компрессора и к сопловому аппарату турбины с помощью устройств, допускающих тепловое расширение. Каждая камора снабжена форсункой, впрыскивающей топливо цо потоку или против потока. Обычно в 2 камерах

устанавливаются пусковые форсунки и свечи для воспламенения топлива при запуске; в остальных камерах воспламенение смеси при запуске происходит через соединительные трубки. Воздух, поступающие из компрессора, разделяется на два потока: около 20% поступает в огневую часть камеры, где происходит основной процесс горения топлива; остальное количество воздуха омывает наружные стенки огневой части камеры и постепенно вводится внутрь камеры. Горячие газы, выходящие из огно-вой части камеры, последовательно смешиваются с дополнительно вводимыми порциями воздуха и образуют газоьоздушную смесь с заданной температурой, допускаемой жаропрочностью лопаток турбины (800--850° С).

Газовая турбина (рис. 16) состоит из соплового аппарата и ротора турбины. Сопловой аппарат иред-ставляет собой два обода 1 и 2 с заключёнными между ними направляющими лопатками 3. Ротор турбины состоит из диска 4, рабочих лопаток б и отъёмного вала б. Рабочие лопатки выполняются в дьух вариантах: ноохлаждаемые и пустотелые с воздушным или жидкостным охлаждением. Крутящий момент от вала турбины к валу компрессора передаётся либо посредством соедишгтельной муфты 7 с внутренними шлицами, либо вал турбины и задняя полуось компрессора образуют единую жёсткую систему.

Реактивное сопло 6 образует кольцевой сходящийся канал (рис. 11), проходное сечение к-рого в нек-рых двигателях автоматически регулируется посредством подвижного профилированного конуса л зависимости от скорости и высоты полёта. Однако чаще реактивное сопло в двигателях не регулируется. Корпус реактивного сопла крепится к заднему фланцу корпуса блока камер сгорания или к бандажу.

Прямоточные А. д. используют для сжатия скоростной напор набегающего потока воздуха в полёте. Реакция вытекающей струи газов создаёт непосредственно тягу, поэтому прямоточные А. д. относятся к классу реактивных А. д. С увеличением скорости полёта степень сжатия воздуха в диффузоре воздушно-реактивного А. д. возрастает. В соответствии с этим в прямоточном воздущно-ре Рис. 17.

активном А. д. отсутствует как компрессор, так и турбина, приводящая его во вращение. Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя показана на рисунке 17.

Рабочий процесс прямоточного двигателя в принципе не отличается от турбореактивного двигателя. Воздух, набегающий на двигатель со скорое тьюполёта, сжимается за счёт преобразования кинетической энергии потока в диффузоре. Сжатый в диффузоре воздух поступает в камеру сгорания, куда с помощью насоса и форсунок впрыскивается топливо. Образовавшаяся в камере тошшвовоздушная смесь сгорает теоретически при постоянном давлении р - const. После сгорания газы расширяются в реактивном сопле до атмосферного давления, увеличивая свою скорость до F4>V0.

Тяга, развиваемая прямоточным воздушно-реактивным двигателем, как и в случае турбореактивного двигателя, выражается формулой;

При низких скоростях полёта, когда скоростной напор поступающего в двигатель воздуха не обеспечивает достаточно высокой степени сжатия, прямоточные двигатели развивают малую тягу и обладают значительно худшей экономичностью по сравнению с турбореактивными двигателями. Однако с увеличением скорости полота экономичность прямоточных воздушно-реактивных двигателей возрастает и при скоростях полёта примерно 2.000 км/час. становится равной экономичности турбореактивных двигателей. При скоростях полёта свыше 2 - 3 тыс. км/чай, прямоточные двигатели будут иметь преимущества по экономичности, весу и простоте конструкции.

Агрегатами А. д. являются: карбюратор, приготовляющий горючую смесь из топлива и воздуха, плунжерные насосы непосредственного впрысна топлива во всасывающие трубы или в камеру сгорания поршневых А. д. и шестерёнчатые насосы высокого давления для реактивных и турбовинтовых А. д.

Система непосредственного впрыска состоит из плунжерного насоса и форсунок. Насос приводится в действие от вала двигателя.

Для подачи топлива из самолетного бака к карбюратору или к насосу служит бензиновая помпа низкого давления. Эта помпа устанавливается или на партере А. д. с приводом от его вала или часто вне А. д. с приводом от отдельного электродвигателя.

Масленая помпа, служащая для подачи масла в систему смазки и откачки масла из картера А. д., устанавливается всегда в нижней части картера и приводится от вала А. д. Масленая помпа представляет собой систему сопряжённых шестерён.

Агрегаты зажигания, предназначенные для создания искры, воспламеняющей смесь в цилиндрах, состоят из магнето высокого напряжения и запальных свечей. Mas-nemo (см.) устанавливаются на картере двигателя и вращаются от вала А. д. с определённым передаточным числом, зависящим от числа цилиндров. Свечи (см.) ввёрнуты в стенки камеры сгорания таким образом, что их электроды, между которыми проскакивает искра, омываются свежей топливовоздушной смесью. Агрегатами, служащими для обеспечения нужд самолёта, являются: электрогенератор на 2.000 - 8.000 ватт, воздушный компрессор поршневой, одно- или двухцилиндровый, для подкачки сжатого воздуха в бортовой баллон. Для создания разрежения, необходимого для привода навигационных приборов, применяется вакуумный насос коловратного типа. Эти агрегаты устанавливаются на картере А. д. с приводом от последнего или выносятся на отдельной коробке с приводом от валика, получающего вращение от двигателя. Иногда эти агрегаты имеют свой, независимый от основного двигателя, привод в виде небольшого бензинового двигателя на отдельной установке.

Запуск А. д. осуществляется особыми пусковыми устройствами. Поршневые А. д. запускаются: а) сжатым воздухом, направляемым через золотник распределителя в цилиндры двигателя, б) инерционным стартером, состоящим из тяжёлого маховичка, раскручиваемого электродвигателем. Когда маховичок достигнет 25.000-40.000 об/мин. .производится сцепление храповика с коленчатым валом двигателя, и накопленная энергия в маховичке раскручивает А. д. до 100 об/мин. Для турбинных авиационных двигателей нужен более мощный пусковой агрегат, т. к. число оборотов, до к-рых требуется раскрутить вал двигателя, больше, чем у поршневых (до 1.000-2.000 об/мин.). Для запуска турбинных А. д. применяются: а) пусковые электродвигатели, питаемые от аккумуляторной батареи, б) турбинки, работающие на холодном или подогретом воздухе, поступающем из баллона, в) небольшие поршневые двигатели внутреннего сгорания, мощностью 10-50 л. с., г) небольшие газовые турбинки. Последние два типа запуска отличаются автономностью, т. е. не требуют аэродромного обслуживания.

Автоматика А. д. служит для разгрузки лётчика от управления двигателем в полёте. Работа автоматов современного поршневого А. д. отличается большой сложностью: число оборотов А. д. должно поддерживаться на каждом режиме полёта постоянным, независимо от высоты и скорости. Давление воздуха во всасывающих трубах не должно превосходить установленного максимума, состав топливовоздуппюй смеси должен сохраняться постоянным, независимо от высоты полёта, и соответствовать данному режиму работы А. д. и т. д.

Турбинные А. д. также оснащаются автоматическими устройствами, поддерживающими постоянное число оборотов с помощью автомата дозировки топлива, работающего по принципу центробежного регулятора. Для того, чтобы температура перед турбинными лопатками не превышала максимально допустимой величины, при запуске и наборе оборотов применяются особые автоматические устройства, работающие от давления воздуха за компрессором, ограничивающие подачу топлива в камеру сгорания. Все автоматические приборы объединены в единую систему автоматического управления турбинного А. д.

Топливом для поршневых А. д. служит бензин, отличающийся высоким октановым числом, летучестью и большой теплотворной способностью. В связи с высокими степенями сжатия и наддува для избежания детонации октановое число бензина повышается прибавлением особой присадки - тетра-этилового свинца в количестве от 1 до 4 см3 на 1 кг, что повышает октановое число от 75 до 95 единиц.- Турбинные А. д. работают на улучшенных (авиационных) керосинах.

Материалами дли постройки авиационных двигателей служат специальные конструкционные и жароупорные стали и алюминиевые сплавы. Так, напр., коленчатый вал, шатуны изготовляются из конструкционной хромоникелевой стали, цилиндр - из хромистой стали, поршень - из жаропрочного штампованного алюминиевого сплава, корпуса компрессоров турбореактивных А. д., картеры поршневых А. д.- из литого алюминиевого сплава.

Для внутренних гильз камер сгорания турбореактивных А. д. применяются жаростойкие никель-мол ибдопопыо листовые стали; лопатки сопловых аппаратов и турбинных колес выполняются из

12 Б. С. Э. т. 1.

никельмолибденовых, кобальтовых и вольфрамовых жаропрочных сплавов, диск турбины - из никелевого жаропрочного сплава.

Жаропрочные материалы, употребляемые для деталей, работающих длительное время под большими нагрузками, должны обладать высоким сопротивлением ползучести. Устойчивость иротип ползучести характеризуется допустимым напряжением за 100 часов при определённой тем пературе и относительном увеличении длины. Это называется длительной прочностьюпрп высокой температуре.

Развитие А. д. во многом определяет развитие авиации. На рисунке 18 показаны рекорды скоростей и мощности (тяги) А. д. по годам. Более резкий рост мощностей двигателей

Рис. 18. Рост рекордных скоростей самолётов и мощностей А. д. но годам.

по сравнению с ростом скоростей объясняется большим возрастанием вредных сопротивлений воздушной среды с увеличением скоростей полёта. Рост потребных мощностей А. д. для достижения больших скоростей явился одной из причин появления турбинных и реактивных А. д., которые при габаритах, близких к поршневым, развивают гораздо большие мощности.

Лит.. Теории авиационного двигателя, под редакцией Е. 11. Бугрова, А. Е. Заикина, М., 1940; М е л ь к у-мо в Т. М., Теория быстроходного дизеля, М., 1944; Теория лёгких двигателей (сост. Петров В. А. и Сороко-Новицкий В. П.), М.- Л., 1938; М азинг Е. К., Тепловой процесс двигателей внутреннего сгорания, М.-л., 1937; С т е ч к и н Б. С., Теория воздушного реактивного двигателя, «Техника воздушного флота», М., 1929, № 2; Абрамович Г. Н., Газовая динамика воздушно-реактивных двигателей, [М. ], 1У47; Уваров В. В., Характеристики авиационной газовой турбины с винтом, [М.], 1946 (Труды ЦИАМ, № 109).


Требуется проверка викификации!
Шаблон:Проверить источники

Шаблон:БСЭ2:Опущен рисунок


Статья из Большой советской энциклопедии

Эта статья подлежит модернизации и корректировке!

Если Вы заметили неточность — Вы можете исправить её с помощью ссылки редактировать (или править) на этой странице.
Статью можно улучшить?
✍ Редактировать 💸 Спонсировать 🔔 Подписаться 📩 Переслать 💬 Обсудить
Позвать друзей
Вам также может быть интересно: