Температура выхлопных газов реактивного двигателя самолета
ТРЁХВАЛЬНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ / ТЕПЛООБМЕННИК / ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ ЦИКЛ / МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ / ОПТИМИЗАЦИЯ / КРИТЕРИЙ / ПАРАМЕТРЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА / СТЕПЕНЬ РЕГЕНЕРАЦИИ / ОБЛАСТЬ ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ / РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЁТОВ / THREE-SHAFT BYPASS TURBOJET / HEAT EXCHANGER / THERMODYNAMIC CYCLE / MATHEMATICAL MODEL / OPTIMIZATION / CRITERION / WORKING PROCESS PARAMETERS / HEAT EXCHANGER EFFECTIVENESS / OPTIMAL PARAMETERS / CALCULATION RESULTS
Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Омар Х.Х.О., Кузьмичев В.С., Ткаченко А.Ю.
Похожие темы научных работ по механике и машиностроению , автор научной работы — Омар Х.Х.О., Кузьмичев В.С., Ткаченко А.Ю.
ВЛИЯНИЕ РЕГЕНЕРАЦИИ ТЕПЛОТЫ НА ОПТИМАЛЬНЫЕ ЗНАЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ В СИСТЕМЕ ВЕРТОЛЁТА
Математическая модель расчёта массы теплообменника в задачах оптимизации параметров рабочего процесса авиационных газотурбинных двигателей
Влияние неопределенности исходных проектных данных на выбор оптимальных параметров рабочего процесса газотурбинного двигателя
Постановка задачи оптимизации параметров двухконтурного турбореактивного двигателя с выполненным газогенератором
IMPROVING THE EFFICIENCY OF AVIATION TURBOFAN ENGINES BY USING AN INTERCOOLER AND A RECUPERATIVE HEAT EXCHANGER
Continuous improvement of fuel efficiency of aircraft engines is the main global trend in modern engine construction. To date, aviation gas turbine engines have reached a high degree of thermodynamic and design-and technology perfection. One of the promising ways to further improve their fuel efficiency is the use of complex thermodynamic cycles with turbine exhaust heat regeneration and with intermediate cooling in the process of air compression. Until recently, the use of cycles with a recuperative heat exchanger and an intercooler in aircraft gas turbine engines was restrained by a significant increase in the mass of the power plant due to the installation of heat exchangers. Currently, it has become technologically possible to create compact, light, high-efficiency heat exchangers for use on aircraft without compromising their performance. An important target in the design of engines with heat recovery is to select the parameters of the working process that provide maximum efficiency of the aircraft system. The article focuses on the statement of the task of optimization and choice of rational parameters of the working process of a bypass three-shaft turbojet engine with an intercooler and a recuperative heat exchanger . On the basis of the developed method multi-criteria optimization was carried out by means of numerical simulations. The results of optimization of thermodynamic cycle parameters of a bypass three-shaft turbojet engine with anintercooler and a recuperative heat exchanger in the aircraft system according to such criteria as the total weight of the engine and fuel required for the flight, and the aircraft specific fuel consumption per ton - kilometer of the payload are presented. A passenger aircraft of the Airbus A310-300 type was selected. The developed mathematical model for calculating the mass of a compact heat exchanger , designed to solve optimization problems at the stage of conceptual design of the engine is presented. The developed methods and models are implemented in the ASTRA program. The possibility of improving the efficiency of turbofan engines due to the use of complex thermodynamic cycles is shown.
УДК 621.45.01:004.942 DOI: 10.18287/2541-7533-2020-19-3-85-99
ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ АВИАЦИОННЫХ ДВУХКОНТУРНЫХ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ЗА СЧЁТ ПРИМЕНЕНИЯ ИНТЕРКУЛЕРА И РЕКУПЕРАТОРА
доктор технических наук, профессор кафедры теории двигателей летательных аппаратов;
кандидат технических наук, доцент, доцент кафедры теории двигателей летательных аппаратов;
Трёхзальный двухконтурный турбореактивный двигатель; теплообменник; термодинамический цикл; математическая модель; оптимизация; критерий; параметры рабочего процесса; степень регенерации; область оптимальных параметров; результаты расчётов
Цитирование: Омар Х.Х.О., Кузьмичев В.С., Ткаченко А.Ю. Повышение эффективности авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей за счёт применения интеркулера и рекуператора // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2020. Т. 19, № 3. С. 85-99. DOI: 10.18287/2541-7533-2020-19-3-85-99
В начале XXI века авиационная промышленность столкнулась с серьёзными проблемами, наиболее значительными из которых являются ужесточения требований по экологическим и экономическим показателям 3. Консультативный совет по аэрокосмическим исследованиям в Европе (ACARE) предложил для авиационных двигателей к 2020 году уменьшение выбросов СО2 на 26%, уменьшение выбросов NOx на
65%, снижение удельного расхода топлива на 15% и сокращение вдвое воспринимаемого авиационного шума 5. В настоящее время исследуются различные технологии для совершенствования будущих авиационных двигателей.
Одним из перспективных направлений является создание двигателей со сложными термодинамическими циклами (ГТДсц). На рис. 1 представлена схема двухконтур-ного турбореактивного двигателя с промежуточным охлаждением воздуха (в интеркулере) в процессе его сжатия и утилизацией тепла газов за турбиной в рекуператоре [6].
Применение в авиационных двигателях сложных термодинамических циклов позволяет обеспечить ряд преимуществ, таких как снижение удельного расхода топлива, снижение расхода охлаждаемого воздуха, необходимого для охлаждения турбины высокого давления за счёт снижения температуры охлаждающего воздуха на выходе из компрессора высокого давления, а также снижение выбросов NOx за счёт снижения температуры пламени в камерах сгорания 8. Однако трудности технической реализации таких разработок связаны с усложнением конструкции, увеличением габаритов и массы двигателя из-за установки теплообменников. Поэтому при создании ГТД со сложными циклами необходимо учитывать не только повышение топливной эффективности, но и ухудшение массовых характеристик, так как на эффективность силовой установки в целом эти факторы оказывают противоположное влияние. Создание авиационного ГТДсц с приемлемыми габаритно-массовыми и эксплуатационными показателями требует дальнейшего совершенствования методов расчёта компактных теплообменников, анализа условий рационального согласования параметров теплообменника и двигателя, исследования новых, высокоэффективных типов поверхностей теплообмена, совместной оптимизации параметров рабочего процесса двигателя и теплообменника, изучения эксплуатационных качеств и характеристик ГТДсц 11.
Рис. 1. Схема трёхвального двухконтурного турбореактивного двигателя: а - с интеркулером и рекуператором; б - с рекуператором
С увеличением степени регенерации 0 удельный расход топлива Суд двигателей
с теплообменником уменьшается, однако с ростом степени регенерации увеличивается масса теплообменника Мто, причём чем выше степень регенерации, тем более интенсивно увеличивается масса теплообменника. При оценке эффективности двигателя в системе летательного аппарата необходимо одновременно учитывать и уменьшение расхода топлива, и увеличение массы силовой установки Мсу . Для этого используется
такой критерий как суммарная масса силовой установки и топлива
Мсу+т = Мт +(Мдв + Мто К (или удельный показатель Те = Мсу+т/РдвИдв X который
включает массу двигателя с теплообменником и массу топлива, необходимого для полёта на заданную дальность (Мт = СудкрРдвкрп^Мтоп ) [12]. Уменьшение удельного расхода топлива и увеличение массы теплообменника с увеличением степени регенерации приводит к образованию минимума Мсу+т (рис. 2).
Таким образом, при выборе параметров рабочего процесса двигателя со сложными циклами необходимо одновременно оптимизировать и параметры рабочего процесса ,Т*,т,жА1),истепень регенерации (0).
Рис. 2. Влияние степени регенерации на массу теплообменника и расход топлива
В качестве теплообменников для авиационных ГТД с рекуператором (ГТДр) наиболее предпочтительными являются пластинчатые рекуператоры 20. В рекуператорах теплообмен между газом и воздухом осуществляется непосредственно через стенки, разделяющие потоки. Рекуператор при разделении его на отдельные секции позволяет получить большое разнообразие конструктивных форм, что облегчает условия его компоновки на двигателе. Для авиационных ГТДр, в которых увеличение диаметральных габаритов нежелательно из-за роста лобового сопротивления силовой установки, отмеченное обстоятельство может иметь решающее значение при выборе типа теплообменника. Рекуператоры сравнительно просты в изготовлении и достаточно перспективны в отношении возможности получения хороших габаритно-массовых показателей как при использовании их в современных авиационных ГТДр, так и при дальнейшем развитии этих двигателей путём реализации высокотемпературных циклов.
В данной работе приведены результаты анализа возможностей повышения эффективности ТРДД за счет применения сложных термодинамических циклов (цикла Брайтона совместно с регенерацией тепла за турбиной и промежуточным охлаждением в процессе сжатия) на основе оптимизации параметров их рабочего процесса.
Постановка задачи оптимизации параметров рабочего процесса ТРДД с регенерацией тепла и промежуточным охлаждением
Обобщённая математическая постановка задачи оптимизации параметров рабочего процесса газотурбинного двигателя со сложными циклами по комплексу критериев оценки двигателя в системе ЛА с учётом параметрических и функциональных ограничений выглядит следующим образом:
В частном случае, когда результаты оптимизации можно представить на плоскости (k 0,753
вентилятора и обечайки наружного контура; Мксм = 2,316^°Евзл - масса камеры смешения у ТРДД со смешением потоков внутреннего и наружного контуров; Мто - масса компактного теплообменника (рекуператора или интеркулера) [26]. В зависимости от степени регенерации в и скорости протекания газа через теплообменник Сг рассчитывается удельная масса теплообменника:
По заданному расходу воздуха через теплообменник Ов и рассчитанной удельной массе уто определяется масса теплообменника
Удельные затраты топлива ЛА на тонно-километр перевозимой коммерческой нагрузки. Этот широко распространённый критерий совершенства транспортных и пассажирских самолётов характеризует расход топлива на 1 тонно-километр (или пассажиро-километр) [12; 25]:
Mtl _ М0МтоПСуд кр
где MtL _ Суд кр Ркр Мтоп tnпдв - величина расходуемого за полёт топлива.
Постановка задачи оптимизации и выбора рациональных параметров ТРДД со сложными циклами формулируется следующим образом: на основе численных расчётов провести оптимизацию параметров рабочего процесса ТРДД в системе пассажирского самолёта по таким критериям, как суммарная масса силовой установки и топлива, потребного на полёт, и удельные затраты топлива ЛА на тонно-километр. В качестве летательного аппарата выбран самолёт, по характеристикам близкий к пассажирскому самолёту Airbus А310-300. Схема исследуемого трёхвального двигателя с раздельным истечением из контуров и с рекуператором и интеркулером представлена на рис. 1.
В данном исследовании степень регенерации в задавалась равной 0; 0,5; 0,7; 0,9. Температура газа перед турбиной на крейсерском режиме принималась равной 1400, 1600, 1800, 2000 К. Тяга двигателя определялась исходя из потребной для самолёта тяги силовой установки с учётом его аэродинамических характеристик. Принято допущение, что гидравлические потери в каналах теплообменника постоянны.
В качестве примера на рис. 3 - 5 приведены результаты оптимизации параметров двухконтурного турбореактивного двигателя с рекуператором (рис. 1, б) по критериям Мсу+т, Ст км и Суд при постоянном значении гидравлических потерь в каналах теплообменника (стто _ const).
На рис. 6 - 8 представлены результаты оптимизации параметров трёхвального ТРДД с рекуператором и интеркулером (рис. 1, а) по критериям Мсу+т, Сткм и Суд .
Из рисунков видно, что при увеличении степени регенерации рекуператора от 0 до 0,9 оптимальные значения степени повышения давления по всем рассмотренным критериям Мсу+т, Сткм и Суд существенно уменьшаются, примерно в пять раз. Оптимальная степень двухконтурности также уменьшается с ростом степени регенерации, но существенно меньше, примерно на 25. 30%. Кроме того, двигатель с интеркулером и рекуператором является наиболее эффективным (рис. 6 - 8).
Британский Dechavilland-Comet стал первым в мире пассажирским лайнером, его эксплуатация началась в 1952 году. Советский Союз через несколько лет ответил появлением Ту-104, затем во Франции построили знаменитую Каравеллу. В США почти одновременно вышли на линию Боинг707 и DC-8.
Силовая установка у всех перечисленных самолётов состояла из двух или четырёх двигателей. Их главное предназначение - это создание тяги. Посмотрим, как происходит этот процесс. Реактивная тяга возникает тогда, когда поток газов на выходе из двигателя имеет большую кинетическую энергию, чем на входе. Для этого в реактивном двигателе подводят дополнительное тепло за счёт сжигания топлива.
Схема работы турбореактивного двигателя объясняется просто. Воздушный поток поступает в компрессор, где растёт его давление и температура, затем он поступает в камеру сгорания, где смешивается с топливом и поджигается.
Практически без потери давления здесь получается газ высокой температуры, который далее попадает в турбину и здесь часть энергии потока расходуется на вращение компрессора, чтобы поддерживать работу самого двигателя, а другая часть используется непосредственно для создания тяги.
После турбины газ попадает в реактивное сопло, которое служит для ускорения выходящей струи. Давление газа в сопле практически снижается до атмосферного, но при этом скорость потока резко возрастает до нескольких сотен метров в секунду. Так и получается та самая тяга, зависящая от того, какая масса воздуха и с какой скоростью будет отброшена из сопла двигателя.
Благодаря турбореактивным силовым установкам пассажирские самолёты стали намного быстрее своих винтовых предшественников. Крейсерские скорости полёта выросли до 800, а у некоторых моделей до 900 км/час.
Мировая гражданская авиация ещё только осваивала реактивные лайнеры, а в двигателестроении уже созрел довольно серьёзный мировой прорыв. В первой половине 60-х годов на пассажирские самолёты начали устанавливать двигатели нового типа. Внешне они ничем ни отличались от классических турбореактивных и размещались в таких же вытянутых сигарообразных мотогондолах.
Главная особенность нового двигателя состояла в наличии внешнего контура для увеличения массового расхода воздуха. В общем случае работало это следующим образом: вокруг турбореактивного двигателя сооружался кольцевой канал, куда подавался воздух с помощью компрессора низкого давления, обычно это первые две или три ступени, нагнетающие поток сразу в оба контура.
Во внутреннем контуре происходило всё то же самое, что и обычном турбореактивном двигателе, а во внешнем газовый поток, минуя газогенератор, то есть, компрессор, турбину и камеру сгорания выбрасывался в атмосферу вместе с отработавшими газами внутреннего контура.
И вот вопрос - для чего надо было усложнять так конструкцию, ведь добиться одной и той же тяги можно двумя способами - это придать меньшей массе воздуха большее ускорение или, наоборот, сообщить небольшое ускорение большей массе воздуха. Для дозвуковых пассажирских самолётов второй вариант намного предпочтительнее, поскольку при одинаковой тяге уменьшается расход топлива и растёт кпд.
Со временем классические турбореактивные двигатели полностью исчезли из гражданской авиации и уступили место двухконтурным. Исключением стали сверхзвуковые пассажирские самолёты, где для увеличения тяги двигателей пришлось использовать даже форсажный режим работы. Дополнительный нагрев за счёт сжигания топлива перед соплом приводил к росту скорости реактивной струи. Для пассажирских лайнеров этот способ был совершенно неприемлем.
Турбореактивного представляет собой реактивный двигатель airbreathing , как правило , используется в самолетах. Он состоит из газовой турбины с метательным соплом . Газовая турбина имеет воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину (которая приводит в движение компрессор). Сжатый воздух из компрессора нагревается за счет сжигания топлива в камере сгорания, а затем расширяется через турбину. Затем выхлоп турбины расширяется в движущем сопле, где он ускоряется до высокой скорости для создания тяги. [1] Два инженера, Фрэнк Уиттл из Великобритании и Ханс фон Охайн из Германии., независимо развил эту концепцию в практические двигатели в конце 1930-х годов.
Хотя турбореактивный двигатель был первой формой газотурбинной силовой установки для авиации, он был в значительной степени заменен другими разработками первоначальной концепции. В процессе работы, как правило , генерируют ТРД тягу за счет ускорения относительно небольшое количество воздуха до очень высоких сверхзвуковых скоростях, в то время как турбовентиляторных ускорить большее количество воздуха , чтобы снизить околозвуковых скоростей. В более медленных самолетах турбореактивные двигатели заменены на турбовинтовые, поскольку они имеют лучший удельный расход топлива.. На средних и высоких скоростях, когда пропеллер перестает работать, турбовинтовые двигатели были заменены на турбовентиляторные. На этих околозвуковых скоростях турбовентилятор работает тише и имеет лучший расход топлива в зависимости от дальности полета, чем турбореактивный двигатель. Турбореактивные двигатели могут быть очень эффективными для сверхзвуковых самолетов.
СОДЕРЖАНИЕ
- 1 История
- 2 Ранние дизайны
- 3 Дизайн
- 3.1 Забор воздуха
- 3.2 Компрессор
- 3.3 Камера сгорания
- 3.4 Турбина
- 3.5 Сопло
- 3.6 Увеличение тяги
- 3.6.1 Форсаж
Немецкий патент Альберта Фоно на реактивные двигатели (январь 1928 г.). Третья иллюстрация - турбореактивный двигатель.
Heinkel He 178 , первый в мире самолет, чтобы летать исключительно на турбореактивную власть, используя HES 3 двигателя
Первый патент на использование газовой турбины для привода самолета был подан в 1921 году французом Максимом Гийомом . [2] Его двигатель должен был быть турбореактивным с осевым потоком, но так и не был сконструирован, так как требовал значительного прогресса по сравнению с современными компрессорами. [3]
Двигатель Whittle W.2 / 700 использовался на Gloster E.28 / 39 , первом британском самолете с турбореактивным двигателем, и на Gloster Meteor.
В Германии Ганс фон Охайн запатентовал аналогичный двигатель в 1935 году [7].
Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262, а затем Gloster Meteor , поступили на вооружение в 1944 году, ближе к концу Второй мировой войны . [10] [11]
Воздух всасывается во вращающийся компрессор через впускное отверстие и сжимается до более высокого давления перед поступлением в камеру сгорания. Топливо смешивается со сжатым воздухом и горит в камере сгорания. Продукты сгорания покидают камеру сгорания и расширяются через турбину, где отбирается мощность для привода компрессора. Выхлопные газы турбины все еще содержат значительную энергию, которая преобразуется в сопле двигателя в высокоскоростную струю.
Первыми реактивными двигателями были турбореактивные двигатели либо с центробежным компрессором (как в Heinkel HeS 3 ), либо с осевыми компрессорами (как в Junkers Jumo 004 ), которые давали двигатель меньшего диаметра, но более длинный. За счет замены пропеллера, используемого в поршневых двигателях, на высокоскоростную струю выхлопных газов можно было получить более высокие скорости самолета.
Одним из последних применений турбореактивного двигателя был Concorde, который использовал двигатель Olympus 593 . В ходе проектирования было обнаружено, что турбореактивный двигатель является оптимальным для крейсерского полета с удвоенной скоростью звука, несмотря на преимущество турбореактивных двигателей для более низких скоростей. Конкорду требовалось меньше топлива для создания заданной тяги на милю со скоростью 2,0 Маха, чем у современного ТРДД с большим байпасом, такого как General Electric CF6, при оптимальной скорости 0,86 Маха. [12]
Турбореактивные двигатели оказали значительное влияние на коммерческую авиацию . Помимо обеспечения более высоких скоростей полета турбореактивные двигатели обладали большей надежностью, чем поршневые двигатели, причем некоторые модели демонстрировали рейтинг надежности диспетчеризации, превышающий 99,9%. Предварительно реактивные коммерческие самолеты были спроектированы с четырьмя двигателями, отчасти из-за опасений по поводу отказов в полете. Маршруты зарубежных полетов были проложены так, чтобы самолеты находились в пределах часа от посадочной площадки, что увеличивало продолжительность полетов. Повышенная надежность турбореактивного двигателя позволила создать трех- и двухмоторную конструкцию и увеличить число прямых перелетов на дальние расстояния. [13]
Высокотемпературные сплавы были обратным явлением , ключевой технологией, которая замедлила развитие реактивных двигателей. Реактивные двигатели не британского производства, построенные в 1930-х и 1940-х годах, приходилось ремонтировать каждые 10 или 20 часов из-за нарушения ползучести и других видов повреждений лопастей. Британские двигатели, однако, используются Нимоник сплавы , которые позволили длительного использования без ремонта, двигатели , такие как Rolls-Royce Welland и Rolls-Royce Derwent , [14] , а к 1949 году де Хэвилленд Гоблин , будучи подвергнут испытанию типа в течение 500 часов без обслуживания. [15] Только в 1950-х годах суперсплавыТехнология позволила другим странам производить экономически практичные двигатели. [16]
Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения на количество оборотов, которые они могли выполнять из-за отсутствия подходящих жаропрочных материалов для турбин. В британских двигателях, таких как Rolls-Royce Welland, использовались лучшие материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Первоначально Welland прошел типовой сертификат на 80 часов, позже был продлен до 150 часов между капитальными ремонтами в результате продленных 500 часов пробега, достигнутых в ходе испытаний. [17] Несмотря на высокие эксплуатационные расходы, некоторые из первых реактивных истребителей все еще эксплуатируются со своими оригинальными двигателями.
General Electric в Соединенных Штатах имела хорошие возможности для входа в бизнес по производству реактивных двигателей благодаря своему опыту с высокотемпературными материалами, которые использовались в их турбокомпрессорах во время Второй мировой войны. [18]
Впрыск воды был обычным методом, используемым для увеличения тяги, обычно во время взлета, в ранних турбореактивных двигателях, которые были ограничены их допустимой температурой входа в турбину. Вода увеличивала тягу на пределе температуры, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный след дыма.
Допустимые температуры на входе в турбину неуклонно увеличивались с течением времени как с введением высококачественных сплавов и покрытий, так и с введением и повышением эффективности конструкции охлаждения лопаток. На ранних двигателях пилот должен был следить за температурным пределом турбины и избегать его, как правило, во время запуска и при максимальных настройках тяги. Было введено автоматическое ограничение температуры, чтобы снизить рабочую нагрузку на пилот и снизить вероятность повреждения турбины из-за перегрева.
Двигатель — одна из самых важнейших частей в любом механизме, особенно, если речь идет о самолете, который поднимает в воздух несколько десятков человек. От типа его двигателя зависит и функция, которую будет выполнять данный самолет, начиная от применения в сельскохозяйственных работах и заканчивая перевозкой пассажиров на большой высоте на дальние расстояния.
Всего существует два типа двигателей для самолетов: воздушный (атмосферный) и ракетный. В нашей же статье мы будем сравнивать два подвида воздушных двигателей — это реактивный и турбовинтовой, чтобы показать вам все преимущества и недостатки одного и другого двигателей.
Но прежде, чем сравнивать, какой из них лучше, сперва мы расскажем вам об их принципах работы. Следует отметить, что все воздушные двигатели в качестве материала, выполняющего механическую работу, используют атмосферу.
Турбовинтовой двигатель состоит из воздушного винта, редуктора и турбокомпрессора. Принцип работы данного вида двигателей достаточно прост: атмосферный воздух сжимается и подается в камеру сгорания, где смешивается с топливом. Там с помощью свечи зажигания эта смесь поджигается и сгорает, образуя при этом продукты сгорания под высоким давлением, которые приводят во вращение диск турбины. Данные процессы показывают, как энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу.
Мощность турбовинтового двигателя сосредоточена в валу из-за отсутствия выходящей реактивной струи. Именно вал приводит в движение винт, который и создает тягу. Подобного род конструкции применяют не только для самолетов, но и вертолетов.
Намного интереснее работа реактивного двигателя. Существует несколько разновидностей данного рода двигателей:
Турбореактивный двигатель в качестве рабочего тела использует атмосферу, которая при нагревании расширяется, а при охлаждении сжимается. Основным принципом работы является превращение внутренней энергии топлива сначала в кинетическую, а затем в механическую энергию.
Все начинается с компрессора, куда атмосферный воздух попадает и затем сжимается, получая энергию. Затем сжатый воздух переходит в камеру сгорания, где смешивается с продуктами сгорания керосина, сам при этом нагреваясь и, как следствие, расширяясь. Смесь из газов попадает в турбину и вращает ее через рабочие лопатки. При этом часть энергии теряется, превращаясь в механическую энергию основного вала. Она расходуется также на работу топливных и масляных насосов, на работу компрессора, привода электрогенераторов, вырабатывающих энергию для различных бортовых систем самолетов.
Но большая часть энергии расходуется на создание тяги с помощью реактивного сопла: энергия разгоняется в нем и создает тягу за счет реактивной струи.
Турбореактивный двухконтурный двигатель.
Отличие двухконтурного турбореактивного двигателя от просто турбореактивного заключается в наличие у первого внутреннего и внешнего контуров, благодаря чему весь поток поступает сначала в компрессор низкого давления. Основная же часть воздуха проходит по внутреннему контуру, как и в турбореактивном двигателе.
Вторая же часть, которая проходит по внешнему контуру, остается холодной и при выбросе не сгорает, создавая дополнительную тягу и уменьшая расход топлива.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
В отличие от других реактивных двигателей в прямоточном воздушно-реактивном двигателе нет турбины и компрессора. Основными частями являются камера сгорания, диффузоры и сопла, с помощью которых создается тяга, как говорилось ранее.
Главной задачей диффузора является торможение встречного воздуха и повышение статического электричества. Кислород, поступающий из него, является основным окислителем для сгорания топлива в камере сгорания.
Помимо диффузора в таком двигателе также есть стабилизатор пламени и форсунки.
Существует также несколько разновидностей такого двигателя (это зависит от требуемой скорости):
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель помимо таких стандартных частей, как сопло и камера сгорания, состоит еще из форсунок (как прямоточный), свечи зажигания, и клапанной решетки. Сопло представляет собой длинную цилиндрическую часть, а камера сгорания имеет входные клапаны. При их открытие туда поступаю воздух и топливо, образуя единую смесь, которая поджигается искрой зажигания. После этого клапаны тут же закрываются под действием избыточного давления. Реактивная тяга создается с помощью выброса продуктов сгорания через сопло.
Так работают реактивные и турбовинтовые двигатели. Теперь, когда вы смогли узнать немного больше о принципе их работы, мы опишем для вас как положительные, так и отрицательные стороны двигателей, чтобы вы сами смогли решить, что же все таки лучше.
Если речь идет о низких скоростях, то турбовинтовые двигатели находятся в преимуществе. За счет вращения винта КПД повышается и расход топлива становится меньше, чем у реактивных. Но если вам необходима большая скорость, то тут первенство, бесспорно, переходит к реактивным двигателям за счет большей тяговой силы, что помогает намного легче и быстрее достичь необходимой скорости.
У турбовинтовых двигателей намного больше, чем у реактивных. Поэтому, если самолету необходима маневренность, предпочтение отдают реактивным двигателям.
Шум, создаваемый турбовинтовыми двигателями, составляет более 140 децибелов, что превышает порог допустимого. Реактивные же двигатели создают шум в пределах 130-140 децибелов. Такой уровень звука может вызвать болевые ощущения, но при этом остается в пределах нормы.
Подводя итоги, трудно сказать, что же все таки лучше, реактивный или турбовинтовой двигатели. Каждый из них имеет как преимущества, так и недостатки в той или иной степени перед по отношению друг к другу. Например, если самолет нужен для выполнения местных перевозок на небольшой высоте, то намного эффективнее и выгоднее будет турбовинтовой двигатель. Если же речь идет про дальние и быстрые перелеты, то, безусловно, наиболее удачным решением будет отдать предпочтение реактивному двигателю по уже известным вам причинам.
Читайте также: