Двигатели, применяемые на летательных аппаратах

По способу создания силы тяги двигатели, применяемые на ЛА, подразделяются на винтовые и реактивные.
Винтовые двигатели создают потребную для полета ЛА силу тяги за счет движителя - воздушного винта (см. раздел 7.4.1).
Создание поршневого двигателя (ПД) внутреннего сгорания, который был использован для привода воздушного винта, обусловило начальный этап развития авиации, а непрерывное совершенствование винтомоторной силовой установки с ПД обеспечивало высокую эффективность авиационной техники при непрерывно возрастающих потребных скоростях и высотах полета.
Мощность N_e, передаваемая коленчатым валом поршневого двигателя валу воздушного винта, практически не зависит от скорости полета. Однако мощность, передаваемая винтом летательному аппарату и определяющая силу тяги, - так называемая тяговая мощностьN т = N_eh _в зависит от эффективности работы винта (КПД винта η_в). Воздушный винт работает с высокой эффективностью до скоростей полета, соответствующих числу М = 0,5¸0,6, при увеличении скорости полета явления сжимаемости воздуха на концах лопастей винта приводят к значительной потере его эффективности.
Поэтому в связи с увеличением потребной скорости и высоты полета уже в начале 50-х годов проектировщики ПД подошли к барьеру по тяговой мощности, т.е. практически исчерпали все возможности совершенствования этого типа двигателей, и дальнейшее повышение скорости и высоты полета ЛА за счет повышения мощности и высотности (обеспечения необходимой мощности с ростом высоты полета) ПД стало уже невозможным, поскольку это приводило к недопустимому увеличению массы и габаритов ПД.
В настоящее время ПД широко применяются в легких и нескоростных самолетах и вертолетах, однако развитие авиакосмической техники с начала 50-х годов характеризуется широким применением реактивных двигателей, тяговая мощность которых не уменьшается с увеличением скорости полета.
Реактивные двигатели, создающие тягу за счет прямой реакции струи выхлопных газов, подразделяются на ракетные (РД) и воздушно-реактивные (ВРД).
Ракетные двигатели (ЖРД и РДТТ) выделяются из всего семейства двигателей, используемых на ЛА, уникальными свойствами: практически неизменной тяговой мощностью в широком диапазоне скоростей; возможностью работы на больших высотах полета, включая безвоздушное космическое пространство, причем с увеличением высоты полета тяга ракетных двигателей растет; относительной (по сравнению с другими типами двигателей) простотой конструкции; исключительной возможностью получения больших мощностей в одном агрегате при сравнительно малой его массе и габаритных размерах. Все это делает РД незаменимыми для ЛА, предназначенных для полета в космическом пространстве.
Однако большие расходы топлива, практическая невозможность регулирования тяги по произвольному закону в широких диапазонах, невозможность снабжения бортовых систем ЛА энергией от маршевых двигателей, что требует наличия на борту ЛА дополнительных источников энергопитания, необходимость иметь на борту ЛА запас не только горючего, но и окислителя, что существенно снижает весовую отдачу ЛА с ракетным двигателем, практически исключают возможность использования РД в силовых установках многоразовых транспортных ЛА, совершающих полеты в пределах атмосферы.
РД иногда применяются на высокоскоростных маневренных самолетах в качестве дополнительной силовой установки, позволяющей кратковременно увеличить скорость или высоту полета, и в качестве стартовых ускорителей, существенно сокращающих потребную для взлета длину ВПП.
Воздушно-реактивные двигатели используют в качестве горючего керосин, находящийся в топливных баках ЛА, а в качестве окислителя - кислород воздуха. Наибольшее распространение в авиации получил турбореактивный двигатель (ТРД) (рис. 14.1), являющийся базой для создания целого семейства двигателей, объединяемых под общим названием газотурбинных двигателей (ГТД).

Рис. 14.1. К объяснению принципа работы ТРД

ТРД - газотурбинный двигатель, тяга которого P _дв создается за счет превращения тепловой энергии, выделяющейся при сгорании топлива, в кинетическую энергию потока газа, а возникающая при этом реакция используется как движущая сила:

P _дв = m _сек(W _с- V) + ƒ_с(p _с- p ₀),

где	P дв	-	сила тяги двигателя, Н;
	m сек	-	секундный расход воздуха и горючего (керосина) через двигатель, кг/с;
	W с	-	скорость истечения газов из сопла, м/с;
	V	-	скорость полета, м/с;
	ƒс	-	площадь среза сопла, м2;
	p с	-	давление на срезе сопла, Па;
	p 0	-	давление окружающей среды, Па.

Поток воздуха, попадающего в двигатель, тормозится во входном устройстве 1, в результате чего давление воздуха перед осевым компрессором 2 повышается.
Ротор (вращающаяся часть) объединяет ряд рабочих колес компрессора 3, представляющих собой диски с закрепленными на них рабочими лопатками. При вращении ротор, подобно вентилятору, воздействует на воздушный поток и заставляет его двигаться вдоль оси двигателя через ряд неподвижно закрепленных по окружности на корпусе двигателя спрямляющих лопаток 4. Каждый ряд спрямляющих лопаток располагается за соответствующим рабочим колесом, образуя статор (неподвижную часть компрессора). Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток рабочего колеса называется ступенью компрессора. Проходя через многоступенчатый осевой компрессор, воздух сжимается, его давление многократно (в 10-40 раз) повышается. Отношение давления воздуха на выходе из компрессора p ₂ к давлению на входе p ₁ называется степенью повышения давления: π_к= p ₂/ p ₁.
Сжатый воздух из компрессора попадает в камеру сгорания, образованную несколькими расположенными по периметру корпуса жаровыми трубами 7 (или одной кольцевой трубой). Примерно 25-35% от общего потока воздуха направляется непосредственно в жаровые трубы, где происходит основной процесс сгорания керосина, поступающего в распыленном состоянии через форсунки 5.
Другая часть воздуха обтекает наружные поверхности жаровых труб, охлаждая их, и на выходе из камеры сгорания смешивается с продуктами сгорания для их охлаждения, что позволяет поддерживать температуру газовоздушной смеси в камере сгорания на уровне (Т _г =1400¸1900 К), определяемом допустимой теплопрочностью стенок камеры сгорания, лопаток 8 ротора и лопаток 9 спрямляющего аппарата турбины, на которую образовавшийся в камере сгорания и имеющий высокую температуру и давление газовый поток устремляется через суживающийся сопловой аппарат камеры сгорания.
Часть потенциальной энергии газовоздушной смеси, полученной при сжатии воздуха в компрессоре и нагреве его в камере сгорания, преобразуется ротором газовой турбины, устройство которой аналогично устройству компрессора, в механическую работу вращения ротора компрессора, соединенного общим валом 6 с ротором турбины.
Кроме того, часть механической мощности отбирается от вала 6 для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. От компрессора также забирается часть сжатого воздуха для различных бортовых систем.
Основная часть энергии продуктов сгорания идет на ускорение газового потока в выходном устройстве ТРД (реактивное сопло 10), т.е. на создание реактивной тяги.
Стартовая закрутка вала 5 осуществляется стартером, приводимым при запуске двигателя от наземного или бортового электроагрегата, при дальнейшей работе двигателя вращение вала (и ротора компрессора) поддерживается вращением ротора турбины.

При запуске двигателя топливовоздушная смесь в камере сгорания зажигается специальным запальным устройством, при дальнейшей работе двигателя горение поддерживается уже имеющимся факелом пламени.

Принципиальная схема ТРД приведена на рис. 14.2, где отмечены агрегаты, служащие основой создания других типов ГТД: 1 - входное устройство, 2 - осевой компрессор, 3 - камера сгорания, 4 - турбина, 5 - сопло.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) (рис. 14.3) широко применяется на скоростных боевых самолетах. Как и в ТРД, основу внутреннего контура ТРДФ составляет турбокомпрессор (газогенератор) 1, включающий в себя компрессор, камеру сгорания и турбину. Между турбокомпрессором и соплом 3 (обычно регулируемым, т.е. с изменяемой площадью потока) установлена форсажная камера 2, в которой сжигается дополнительное горючее (керосин), подаваемое через форсунки форсажной камеры 4. Стабилизаторы пламени 5 обеспечивают устойчивое горение обедненной кислородом топливной смеси (часть кислорода воздуха использована при горении керосина в камере сгорания турбокомпрессора).

Рис. 14.2. Принципиальная схема ТРД

Рис. 14.3. Схема ТРДФ

За счет сжигания дополнительного топлива происходит увеличение тяги (форсирование, форсаж - франц. forcage, от forcer - вынуждать, чрезмерно напрягать) на 50% и более, что связано, однако, с резким повышением расхода топлива. Поэтому режим форсажа используется кратковременно на взлете для сокращения длины разбега и в воздушном бою для увеличения скороподъемности и скорости полета.
Турбовинтовой двигатель (ТВД) (рис. 14.4) основное тяговое усилие (85-90%) создает за счет воздушного винта 1, вращение которого обеспечивает турбокомпрессор 3 через понижающий частоту вращения редуктор 2.

Рис. 14.4. Схема ТВД

Получение мощности, необходимой для вращения ротора компрессора и воздушного винта, обеспечивается турбиной с увеличенным числом ступеней, поэтому расширение газа в турбине происходит почти полностью и реактивная тяга, получаемая за счет реакции газовой струи, вытекающей из двигателя, составляет только 10-15% суммарной тяги. ТВД сочетают в себе преимущества ТРД на больших скоростях полета (способность создавать большую тягу при относительно небольшой массе и габаритах двигателя) и ПД на малых скоростях (низкие расходы топлива) и, обладая высокой топливной эффективностью, широко применяются в силовых установках имеющих большую грузоподъемность и дальность полета самолетов (летающих на скоростях 600-800 км/ч) и вертолетов. ГТД, работающие с передачей мощности на несущий винт вертолета, принято называть турбовальными двигателями.
Дальнейшее повышение топливной эффективности самолетов различного назначения связано с применением турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), или двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД) (рис. 14.5), в которых избыточная мощность турбины турбокомпрессора 2 передается компрессору низкого давления 1 так называемого второго (внешнего) контура двигателя (а не винту, как в ТВД).

Рис. 14.5. Схема ТРДД

Воздушный поток, поступающий в ТРДД, сжимается в компрессоре 1, а за ним часть потока 3 идет через турбокомпрессор 2 (внутренний контур двигателя, контур высокого давления), где рабочий процесс аналогичен рабочему процессу ТРД. Другая (холодная) часть потока 4 проходит через внешний контур низкого давления и на выходе из контура смешивается с горячим потоком 3. Увеличение массового расхода воздуха, уменьшенные по сравнению с ТРД температура и скорость выхлопной струи ТРДД снижают расход топлива и уменьшают шум двигателя.
Для маневренных многорежимных сверхзвуковых самолетов применяются ТРДДФ - турбореактивные двухконтурные двигатели с форсажем (обычно во внешнем контуре).
Важнейшим параметром, определяющим тяговые, массовые и экономические характеристики ТРДД, является степень двухконтурностиm = G ₁/ G ₂, где G ₁ - массовый расход воздуха через внешний, а G ₂ - массовый расход воздуха через внутренний контур двигателя. Очевидно, что для обычного ТРД степень двухконтурности m = 0.
ТРДД с низкой степенью двухконтурности (m < 2) применяются для сверхзвуковых самолетов, с высокой степенью двухконтурности (m >2) - для транспортных самолетов.

Рис. 14.6. Схема ТВлД

С увеличением степени двухконтурности (а у современных двигателей m = 6¸8) компрессор низкого давления трансформируется в вентилятор, и изменяется конфигурация двигателя. Двухконтурный двигатель с высокой степенью двухконтурности принято называть турбовентиляторным двигателем (ТВлД) или турбовентиляторным реактивным двигателем (ТВРД) (рис. 14.6). Здесь вентилятор 1, приводимый в движение турбокомпрессором 3, закапотирован сравнительно коротким кольцевым обтекателем 2, и горячая струя 5 внутреннего контура практически не смешивается с холодной струей 4.
Дальнейшим развитием ТРДД с большой степенью двухконтурности является винтовентиляторный двигатель (ВВлД), или турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) (рис. 14.7).
В отличие от воздушного винта ТВД движитель ВВлД - это многолопастный (8-20 лопастей) винт 1 с саблевидной формой лопасти (с переменной по размаху лопасти стреловидностью передней и задней кромок) и специальной ее профилировкой, получивший название винтовентилятор.
Движитель однорядной, или соосной схемы, когда на одном валу находятся два винтовентилятора с противоположным направлением вращения, открытый (рис. 14.7, а) или закапотированный кольцевым обтекателем 4 (рис. 14.7, б), приводится во вращение турбокомпрессором 3 через редуктор 2. Винтовентилятор может располагаться перед турбокомпрессором или за ним (см., например, рис. 20.48).

Рис. 14.7. Схема ВВлД с открытым винтовентилятором (а) и с закрытым винтовентилятором (б)

Такие двигатели со сверхвысокой степенью двухконтурности (до 90 для открытого винтовентилятора и до 40 для закапотированного) позволяют существенно снизить расходы топлива при скоростях полета 800-900 км/ч.
Однако, как и для всякого нового типа двигателя, разработка ВВлД требует решения ряда проблем, связанных с конструкцией самого двигателя (сложность конструкции, получение приемлемой массы винтовентилятора, шумоглушение), и проблем компоновочного характера, связанных с размещением такого крупногабаритного двигателя на самолете.
В любом случае, если для проектируемого ЛА разрабатывается новый двигатель, в процессе эскизного проектирования ведется согласование характеристик планера и силовой установки, разрабатывается ТЗ на проектирование двигателя и устанавливаются его потребные характеристики.
Основными характеристиками двигателя любого типа являются: масса двигателя m _дв и его габариты; стартовая тяга двигателя P _дв0; удельная масса двигателя γ_дв = m _дв/P_дв0, кг/Н; удельный расход двигателя С _р, показывающий расход массы топлива на создание 1 Н тяги в час, кг/(НЧч); высотно-скоростные характеристики Р =ƒ (H, V) и С _р=ƒ (H, V); ресурс двигателя.
Качественный характер высотно-скоростных характеристик ГТД иллюстрирует рис. 14.8.

а	б
Рис. 14.8. Высотно-скоростные характеристики ГТД: а - тяговые характеристики,б - расходные характеристики

Для ГТД эти характеристики определяются главным образом степенью повышения давления в компрессоре, степенью двухконтурности и температурой газа перед турбиной.
Потребная для определенных условий полета тяга (мощность) обеспечивается выбором соответствующего режима работы силовой установки. Летчик управляет режимом работы двигателя с помощью рычага управления двигателем (РУД), перемещение которого регулирует, т. е. увеличивает или уменьшает - дросселирует (от нем. drosseln - душить, сокращать), расход топлива.
Большинство современных пассажирских самолетов оборудуются вспомогательной силовой установкой (ВСУ) - небольшим ГТД, вся мощность которого используется не для создания тяги, а для снабжения энергией бортовых систем самолета. При стоянке на земле ВСУ обеспечивает работу электросистем, радиооборудования, системы кондиционирования самолета, техническое обслуживание самолета и его систем, запуск основных двигателей, что делает самолет независимым от аэродромных источников энергии. ВСУ может применяться и как источник энергии в аварийных ситуациях в полете.

Рис. 14.9. Размещение звукопоглощающих конструкций в ТРДД

Двигатель самолета является основным источником шума в кабине и на местности. Для удовлетворения требований по уровню допустимого шума в конструкции самолета используют материалы и устройства, изолирующие источник шума или поглощающие шум.
Звукоизоляционные прокладочные материалы ограждают источник шума и ослабляют звук при его проникновении через ограждение.
Свойства звукопоглощающих материалов и устройств основаны на многократном отражении звуковых волн от большого числа стенок открытых сообщающихся между собой пор, выполненных, например, в виде многослойных панелей из неметаллических перфорированных обшивок с сотовым заполнителем.
Пример размещения звукопоглощающих конструкций в ТРДД с высокой степенью двухконтурности приведен на рис. 14.9.
Выбор типа двигателя, тяговооруженности, количества двигателей и места их расположения на самолете является одним из важнейших вопросов при проектировании. О возможном положении двигателей на самолете можно судить по рис. 7.43. Размещение двигателя, конструкция входных и выхлопных устройств оказывают существенное влияние на его характеристики.