ТИПЫ ПРИМЕНЯЕМЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ.
В качестве составной части силовой установки в настоящее время на самолетах применяются следующие типы двигателей:
-поршневые двигатели (ПД);
-воздушно-реактивные двигатели (ВРД);
-ракетные двигатели (РД), подразделяемые на ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД).
Эффективная мощность ПД не зависит от скорости полета. Значительное уменьшение к.п.д воздушного винта с приближением к звуковой скорости его обтекания приводит к снижению располагаемой тяги, в то время как потребная тяга возрастает пропорционально квадрату скорости. Все это требует увеличение потребных мощностей двигателя и как следствие – существенное возрастание его массы.
Максимальная скорость в 832 км/ч самолета с ПД была достигнута в рекордном полете летчиком Ф. Тейлором на самолете Р-51 (фирма Норт-Американ) в 1983 году.
В основном, ПД применяются на учебных, спортивных или специального назначения самолетах со скоростями полета 300-400 км/ч.
Турбовинтовой двигатель (ТВД) создает тягу воздушным винтом на (90-95)% и только (10-5)% за счет реакции газов из сопла. ТВД получили распространение на дозвуковых самолетах со скоростью полета Мн £ 0.8, поскольку на относительно малых скоростях полета ТВД имеет более высокий общий к.п.д.
С увеличением скорости полета кпд винта уменьшается и ТВД становится менее конкурентоспособным в сравнении с тубовинтовентиляторным двигателем (ТВВД). Этот двигатель является разновидностью ТВД, где вместо воздушного винта используется одна или несколько ступеней винтовентиляторов, заключенных в кожух и вращаемых своей турбиной через редуктор. Низкий уровень шума, высокий к.п.д. винтовентилятора (hвв ³ 0,8) при больших дозвуковых скоростях Мн £ 0.9 открывает широкие перспективы применения его на дозвуковых самолетах различного назначения.
Применение турбореактивных двигателей (ТРД) целесообразно на самолетах с большой дозвуковой и сверхзвуковой скоростями полета. При скоростях полета Vн ³ 800 км/ч удельная тяга возрастает, а удельный расход топлива уменьшается по сравнению с ТВД, к тому же ТРД объединяет в себе двигатель, как тепловую машину, и движитель одновременно, а отсутствие винта значительно облегчает его установку в различных частях самолета и уменьшает лобовое сопротивление.
Разновидностью ТРД является двухконтурные двигатели (ТРДД), характеризующиеся определенной степенью двухконтурности m. При малом значении m=0,5-1 двигатели, как правило, применяются на сверхзвуковых самолетах; при m³2 – на дозвуковых самолетах. Чем выше значение m, тем ниже допускаемая скорость полета.
ТРДД объединяет в себе две особенности создания тяги как в ТВД, так и в ТРД. Через наружный контур двигателя прогоняется дополнительная масса воздуха с относительно небольшой скоростью. Этот поток, смешиваясь с газами внутреннего контура, имеет меньшую величину скорости, что и определяет меньшие потери покинутого потока и, следовательно, обеспечивает более высокую экономичность по сравнению с ТРД.
Экономичность и удельная тяга ПВРД при скорости полета Мн ³ 3,5 достигает и даже превосходит соответствующие характеристики ТРДФ. Однако эти двигатели могут применяться и при более низких скоростях полета, но при этом они обладают меньшим к.п.д., а на старте не способны развивать тягу. В связи с этим ПВРД должен иметь какое-либо другое стартовое устройство, обеспечивающее разгон до определенной скорости, которая позволяет запустить двигатель и получить необходимую тягу.
РД выгодно отличается тем, что их тяга не зависит от скорости полета и возрастает с увеличением высоты в связи с уменьшением окружающего давления, обладают малой удельной массой. Однако необходимость иметь топливные компоненты (окислитель и горючее) на борту ЛА весьма существенно ограничивает время их работы. Поэтому на самолетах такие двигатели ранее применялись в качестве стартовых ускорителей (РДТТ) при взлете и ускорителей (ЖРД) на маневренных боевых самолетах.
В настоящее время РД используются в качестве двигателей для ракет самого разного назначения и экспериментальных самолетов с большими высотами и скоростями полета.
2.2. ВЫБОР КОЛИЧЕСТВА ДВИГАТЕЛЕЙ
Потребное количество двигателей, необходимое для пассажирского самолета, определяется его: назначением, летными характеристиками, экономичностью и безопасностью. При этом необходимо выполнить следующие требования:
1.Самолет должен обладать необходимой тяговооруженностью (обеспечить взлет с взлетно-посадочной полосы заданной длины).
2.Обеспечить продолжение безопасного взлета и набора высоты при отказе одного двигателя.
3.Обладать достаточной надежностью и экономичностью.
Взлетная тяга Рвзл определяется средним значением тяги Рср
Рвзл = .
Рср принимается от момента старта до достижения скорости отрыва и оценивается по формуле:
Рср=100m0g ,
где m0 –стартовая масса самолета;
Kвзл. – аэродинамическое качество самолета при разбеге (Kразб=5…6 для сверхзвуковых, Kразб.= 8…10 для дозвуковых самолетов);
fтр.- коэф. трения колес шасси при разбеге;
Значения fтр.от состояния посадочной полосы | |
Сухая цементная ВПП | 0,2…0,3 |
Влажная ВПП (без скопления воды) | 0,1…0,15 |
Скользкая ВПП (снег с водой) | 0,05…0,07 |
Гладкий лед или укатанный снег | 0,03…0,05 |
Без тормозов(колеса вращаются) | 0,01…0,015 |
Lразб.- длина разбега , м.
Для винтовых двигателей (ПД и ТВД) Рвзл. оценивается
Рвзл= (17,6…20,4)Nвзл. Н,
где Nвзл. – взлетная мощность на винте в кВт.
Значение скорости V2отр в первом приближении для самолетов с ТРД:
V2отр =175 p0 /Cy α max
для самолетов с ПД и ТВД:
V2отр =130 p0 /Cyα max.
Здесь p0 - удельная нагрузка на крыло при разбеге, Па; Cyα max- максимальное значение коэффициента подъемной силы при отклонении механизации крыла во взлетное положение.
Рис. 2.1 Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты |
Одним из основных требований, предъявляемых к пассажирскому самолету, является способность продолжать взлет и набор высоты при отказе одного из двигателей. При этом для обеспечения безопасности при продолжении взлета и при наборе высоты с одним отказавшим двигателем вертикальная скорость набора высоты Vy должна составлять не менее 2 м/с, угол наклона траектории взлета θ должен быть больше минимально допустимого угла, который равен 10 30'. Значения Vy и θ определяют выбор числа двигателей.
Уравнения движения самолета при наборе высоты можно записать в виде,
Pнаб. =X+ mg Sinθ; Y =mg Cosθ,
где Р - сила тяги, Х - сила лобового сопротивления, mg - сила тяжести, θ - угол подъема, (°); Y- подъемная сила, .(Рис.2.1) Так как
Хвзл.=
тогда тогда потребная тяга двигателей для набора высоты будет равна
Рнаб.= ,
Если учесть малое значение угла θ<1,50, то, Cosθ≈1 и
Рвзл.= m0 g(Cosθ/Квзл.+Sinθ).
Здесь θ - минимальный угол наклона траектории к горизонту на различных этапах взлета. Полный градиент набора ηпн = tgθ 100%.(См. рис 2.2)
Рис.2.2. Схема взлета самолета с одним отказавшим двигателем по НЛГС-2. КПБ - концевая полоса безопасности |
При отказе одного из двигателей полный градиент набора ηпн в соответствии с НЛГС представлены в таблице.
При всех работающих двигателях :на 3 этапе ηпн 5% (θ=40 ; tgθ = 0,0524); на 4 этапе ηпн 3% (θ=1,660 ; tgθ = 0,03).
Значения ηпн | |||
nдв. | Этапы набора высоты | ||
0.005 | 0.024 | 0.012 | |
0.011 | 0.027 | 0.015 | |
0.013 | 0.030 | 0.017 |
Наиболее ответственным при взлете является третий этап №3. В этом случае угол θ =1,5°, то можно принять Cosθ~1. Поэтому потребная тяга двигателей для продолжения взлета самолета при условии отказа одного из двигателей определяется по формуле
Рвзл.= mg( + Sinθ).
Располагаемая тяга всех двигателей, выбранная из условия отказа одного из них при взлете, составит:
Рпотр.=( ) mg( + Sinθ)kv ,
и соответствующая ей тяговооруженность = ( ) (1/Квзл +SinΘ)
где n – число двигателей, kv= 1.5 - коэффициент запаса.
В случае заданной тяговооруженности можно оценить потребное количество двигателей n на самолете:
n=
Принимая различное количество двигателей (от двух до четырех) можем оценить потребную тяговооруженность.
При n=2
=1,5( ) ( + 0,025)=3 (1/ К взл. + 0,025) (θ=1,430)
При n=3
=2,25 (1/Квзл+0,027). (θ=1,550)
При n=4
=2,0 (1/Квзл+0,03) (θ=1,70)
Из этого можно следует вывод:
1. В случае неизменности Квзл самолеты с меньшим количеством двигателей должны обладать наибольшей энерговооруженностью.
2. При одинаковой тяговооруженности самолетов с разным количеством двигателей самолеты с большим числом могут иметь меньшее качество Квзл на взлете. Например, при стартовой тяговооруженности =0,3 самолет с двумя двигателями должен иметь Кнаб ≥13, с тремя двигателями - Кнаб ≥9.8 и с четырьмя двигателями - Кнаб ≥9.5.
В первом приближении число двигателей также можно связать с массой самолета. На легких самолетах военного и гражданского назначения устанавливаются 1-2 двигателя, что объясняется соображениями надежности и особенностями компоновки самолета.
На гражданских самолетах количество двигателей увязывается с дальностью полета:
малая дальность (1000-2500 км) – 2 двигателя,
средняя дальность (2500-6000км) – 3 двигателя,
большая дальность (более 6000 км) – 4 двигателя.
Дата добавления: 2020-08-31; просмотров: 440;