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 < 0,5 наиболее эффективным движителем является винт, который при этих условиях, как правило, и используется; винт приводится во вращение обычным поршневым двигателем, роторным двигателем или газовой турбиной. Для более высоких скоростей полета (но меньше скорости звука, M < 1) предпочтительнее использование турбовентиляторных двигателей с большим расходом через вентилятор, поскольку они обладают наилучшим сочетанием отношения тяги к расходу топлива, отношения тяги к весу, надежностью, уровнем шума. На боевых самолетах, таких, как истребители и штурмовики, которые должны летать при около- и сверхзвуковых скоростях и обладать высокой маневренностью, устанавливают турбовентиляторные двигатели с форсажом. В таких двигателях (рис. 6) после турбины в специальную форсажную камеру дополнительно подается топливо, где оно дожигается.

(38.78 Кб)

Дожигание увеличивает тягу по сравнению с двигателем, в котором топливо сгорает только в камере, однако при этом существенно возрастает расход топлива, которое всегда хранится на борту самолета. На самолетах, которые длительное время должны лететь со скоростью 2 < M < 4, устанавливают турбореактивные двигатели с форсажом. В этих двигателях весь поток воздуха проходит через компрессор, камеру сгорания и турбину, а затем поступает в форсажную камеру, где добавляется топливо, и температура горения поднимается до высоких значений, которых не выдержала бы турбина. На таких самолетах, как X-15, летающих с М около 4, предпочтительнее использовать ракетные двигатели. Такие самолеты могут летать и в безвоздушном пространстве, поскольку в ракетном двигателе используется не кислород воздуха, а окислитель, запасенный, как и горючее, на борту самолета. Продукты сгорания ракетного двигателя, расширяясь в сопле, создают тягу, значительно большую, чем у турбореактивного двигателя. Однако и расход топлива на единицу тяги у таких двигателей значительно выше. Ракетные двигатели устанавливают только на экспериментальных самолетах. Скорости 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.

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.

(7.61 Кб) (7.45 Кб)

назад   дальше