В чем измеряется тяга авиационного двигателя

К числу основных параметров, характеризующих технические дан­ные и степень совершенства газотурбинных двигателей, относятся тяга, удельный расход топлива, вес, габаритные размеры и ресурс.

Для сравнительной оценки совершенства двигателей удоб­нее применять относительные (удельные параметры): удель­ную тягу Руд. удельный расход топлива С Уд , удельную мас­су двигателя Муд , лобовую тягу Р р и др.

Удельные параметры характеризуют качество конструк­ции двигателей.

Более совершенным является тот двигатель, у которого при прочих равных условиях больше удельная тяга, больше лобовая тяга, меньше удельный расход топли­ва и меньше удельная масса.

Эти параметры определяют летно-технические характеристики летательного аппарата. Они позволяют не только сравнивать двигатели друг с дру­гом, но и отражают достигнутый уровень развития двигате- лестроения.

Удельной тягой называют отношение тяги к секундному расходу воздуха через двигатель:

Руд.=Р/Gв.

Удельная тяга двигателя характеризует эффективность его работы и показывает тягу, которую создает 1 кг воздуха, проходящий через двигатель за секунду.

Чем больше удель­ная тяга, тем больше абсолютная тяга двигателя при задан­ных условиях полета, размере и массе.

С другой стороны, чем выше удельная тяга, тем меньше количество воздуха требуется для получения заданной величины тяги и тем меньше диаметр и масса двигателя.

Удельным расходом топлива называют отношение часо­вого расхода топлива к тяге двигателя.

Суд.=Gч/Р.

Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя. Чем он меньше, тем больше дальность и продол­жительность полета самолета на данной скорости. Удельный расход топлива Суд показывает количество топлива, кото­рое расходует двигатель в течение часа для создания едини­цы тяги.

Удельной массой называют отношение массы двигателя к развиваемой им тяге:

Муд=Мдв/Р.

Удельная масса оценивает конструктивное совершенство двигателя, качество материалов. Чем меньше Муд, тем мень­ше абсолютная масса двигателя при заданной величине тя­ги. Удельная масса Муд показывает сколько металла затра­чивается на создание 1 Н тяги в данном двигателе.

Лобовой тягой называют отношение тяги двигателя к на­ибольшей площади его поперечного сечения:

РF=Р/Fлоб.

Лобовая тяга косвенно оценивает аэродинамическое со­вершенство силовой установки при обтекании ее набегаю­щим воздушным потоком. Чем больше лобовая тяга РF при заданной тяге Р, тем меньше поперечный размер двигателя, Мотогондолы и меньше ее аэродинамическое сопротивление.

  • Условное обозначение двигателя АИ-24ВТ.
  • Тип двигателя турбовинтовой.
  • На взлетном режиме при H=0, Mn =0,

Мощность, л.с. (кВт) 2810 (2075).

Удельный расход топлива, кг/(л.с.*ч) 0.256.

Степень повышения давления 7.65.

Температура газов перед турбиной, К 1070.

На максимальном крейсерском режиме при H=6000 м, Mn=0,32,

Мощность, л.с. (кВт) 1650 (1214).

Удельный расход топлива, кг/(л.с.*ч) 0.239.

Сухая масса двигателя, кг 600+12.

Габаритные размеры, мм 2346х677х1075.

На рис. 5 представлены дроссельные характеристики двигателя, снятые при работе двигателя на стенде. Эти характеристики показывают изменение эквивалентной Nэкв и винтовой Nв мощностей, реактивной тяги Rc, температур газов перед турбиной Тг и за турбиной t6, удельного расхода топлива Сэкв в зависимости от часового расхода топлива Gт.

На рис. 6 и 7 представлены высотно-скоростные характеристики двигателя, показывающие изменения эквивалентной и винтовой мощностей, реактивной тяги, температур газов перед и за турбиной, удельного и часового расходов топлива в зависимости от высоты Н и скорости полета Vп.

В чем измеряется тяга авиационного двигателя

Рис. 5. Дроссельные характеристики, снятые при работе двигателя на испытательном стенде: Н = 0; Vп = 0; nт = 15800 об/мин = const; РН = 760 мм рт. cт.; tН = 15 °С

В чем измеряется тяга авиационного двигателя

Рис. 6. Высотно-скоростные характеристики двигателя. Режим работы взлетный

Характеристики двигателя даны для условий, соответствующих Международной стандартной атмосфере (МСА), без учета потерь в воздухозаборнике и газоотводящей трубе самолета.

В чем измеряется тяга авиационного двигателя

Рис. 7. Высотно-скоростные характеристики двигателя. Режим работы 0,85 номинального.

Тяга самолета. Тяга двигателя самолета. Тяга реактивного двигателя

Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет сквозь воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В прямолинейном горизонтально установившемся полете они сравнительно равны. Если летчик увеличивает тягу путем добавления оборотов двигателя и сохраняет постоянную высоту, тяга начинает превосходить сопротивление воздуха.

Летательный аппарат (ЛА) при этом ускоряется. Очень быстро сопротивление увеличивается и снова уравнивает тягу. ЛА стабилизируется на постоянной высокой скорости. Тяга – один из самых важных факторов для определения скороподъемности самолета, а именно насколько быстро ЛА может подняться на определенную высоту.

Вертикальная скорость зависит не от подъемной силы, а от запаса тяги, которым обладает самолет.

Тяга реактивного двигателя самолета

Сила тяги двигателя, или его движущая сила, равноценна всем силам давления воздуха на внутреннюю поверхность силовой установки. Тяга некоторых видов реактивных двигателей зависит от скорости и высоты полета.

Для вычисления силы тяги реактивного двигателя часто приходится определять тягу на конкретной высоте, у земли, на взлете и во время какой-либо скорости.

Для ЖРД сила тяги равноценна произведению массы исходящих газов на скорость, с которой они вылетают из сопла двигателя.

В чем измеряется тяга авиационного двигателя

Для ВРД (воздушно-реактивный двигатель) сила тяги измеряется как результат массы газов на разность скоростей, а именно скорости воздушной струи, выходящей из сопла двигателя, и скорости поступающего воздуха в двигатель. Проще говоря, данная скорость уравнивается к скорости полета самолета с реактивным двигателем.

Тяга ВРД обычно измеряется в тоннах или килограммах. Важным качественным показателем ВРД является его удельная тяга. Для турбореактивного двигателя – тяга, отнесенная к конкретной единице веса воздуха, который проходит через двигатель в секунду.

Этот показатель позволяет понять, насколько высока эффективность эксплуатации воздуха в двигателе для образования тяги. Удельная тяга измеряется в килограммах тяги на 1 кг воздуха, расходуемого за секунду.

В некоторых случаях применяется другой показатель, который также называется удельной тягой, показывающей отношение количества топлива, которое расходуется, к силе тяги за секунду. Естественно, что чем выше показатель удельной тяги ВРД, тем меньше поперечный вес и размеры самого двигателя.

Показатель полетной или тяговой мощности – это сила, которая задействует реактивный двигатель при конкретной скорости полета. Как правило, измеряется в лошадиных силах.

Величина лобовой тяги говорит о степени конструктивного оптимума реактивного двигателя. Лобовая тяга – это отношение наибольшего показателя площади поперечного сечения к тяге.

Лобовая тяга равна тяге, в кг поделенной на площадь в метрах квадратных.

В чем измеряется тяга авиационного двигателя

В мировой авиации наиболее ценится тот двигатель, который обладает высокой лобовой тягой.

Чем совершеннее ВРД в конструктивном отношении, тем меньший показатель его удельного веса, а именно общий вес двигателя вместе с приборами и обслуживающими агрегатами, поделенный на величину собственной тяги.

Реактивные двигатели, как и тепловые вообще, отличаются друг от друга не только по мощности, весу, тяге и другим показателям.

При оценивании ВРД огромную роль играют параметры, которые зависят от собственной экономичности, а именно от КПД (коэффициент полезного действия).

Среди данных показателей главным считается удаленный расход топлива на конкретную единицу тяги. Он выражается в килограммах топлива, которое расходуется за час на образование одного килограмма тяги.
 

Тяга ракетного двигателя

  • Тяга ракетного двигателя
  • Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя.
  • Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в зависимости от назначения и размеров двигателя.
  • Двигатели тяжелых дальнобойных ракет развивают тягу, превышающую тягу наиболее мощных паровозов, с могучей силой увлекающих за собой железнодорожные составы в тысячи тонн.

В чем измеряется тяга авиационного двигателя

Фиг. 7. Принципиальная схема ракетного двигателя.

Как определить величину реактивной тяги? Обратимся для этой цели к фиг. 7, на которой представлена принципиальная схема ракетного двигателя.

Тяга образуется потому, что из двигателя вытекают газы. Чтобы вытолкнуть газы, двигатель должен действовать на них с какой-то силой; обратная сила — сила воздействия газов на двигатель — и есть реактивная тяга.

Поэтому направление тяги обратно скорости вытекающих газов, а величина тяги равна силе, с которой выталкиваются газы. Очевидно, что величина этой силы зависит от количества вытекающих газов и их скорости.

Механика учит, что эта сила, а следовательно, и сила тяги, равна произведению массы выталкиваемых в секунду газов на скорость их истечения.

Так как масса равна весу, деленному на ускорение земного притяжения (g=9,81 м/сек2), то для определения силы тяги служит следующая простая формула: В чем измеряется тяга авиационного двигателя

Каждый килограмм вытекающих в секунду газов создает тягу, численно равную, очевидно, 1/10 от скорости истечения.

Эта тяга, носящая название удельной тяги или удельного импульса (размерность удельной тяги кг сек/кг), является основной характеристикой любого ракетного двигателя. Чем больше удельная тяга, т. е.

чем большую тягу создает каждый килограмм газа, вытекающего в секунду из двигателя, тем совершеннее двигатель.

  1. В современных ракетных двигателях скорость истечения колеблется от 1500 до 2500 м/сек, вследствие чего удельная тяга равна 150–250 кг сек/кг.
  2. Какими же способами можно увеличить скорость истечения и вместе с нею удельную тягу проектируемого ракетного двигателя?
  3. Скорость истечения газов из двигателя зависит от топлива, давления газов в двигателе и его конструкции.

Влияние топлива на скорость истечения сказывается в основном в том, что скорость истечения тем больше, чем больше теплотворная способность топлива, т. е. тепло, которое выделяет при сгорании каждый килограмм топлива.

Читайте также:  406 двигатель хлопки на холодную

Чтобы отчетливее представить себе влияние на скорость истечения теплотворной способности топлива, попробуем повнимательнее присмотреться к явлениям, происходящим в любом ракетном двигателе, т. е. к рабочему процессу двигателя.

Пусть в двигателе произошла химическая реакция (будем считать для определенности — сгорание), в результате которой выделилось какое-то количество тепла.

Вследствие этого газообразные продукты реакции — пары углекислоты, пары воды, азот и др. — сильно нагреваются, так что температура их достигает 2500 °C и более.

Мы знаем из физики, что температура газа есть мера скорости движения его молекул; когда газ очень нагрет, то молекулы его движутся с очень большими скоростями.

Однако непосредственно эту скорость движения молекул газа использовать для создания реактивной тяги нельзя, потому что молекулы внутри двигателя движутся беспорядочно, неорганизованно, во всех направлениях; имеет место так называемое тепловое движение молекул.

Каждая молекула, отражаясь от стенок двигателя, создает, конечно, микроскопическую реактивную силу, но суммарная равнодействующая — результат бесчисленного множества таких молекулярных ударов, равна нулю. Благодаря хаотичности движения молекул давление на все стенки двигателя одинаково и никакого реактивного эффекта не получается.

Чтобы создать реактивную силу, необходимо обеспечить упорядоченное, организованное истечение молекул газа из двигателя в одном направлении; тогда реактивный эффект всех вытекающих молекул суммируется, давая в результате нужную нам реактивную силу.

Поэтому всякий ракетный двигатель по идее представляет собой машину для извержения молекул газа с максимально возможной скоростью в одном, общем для всех молекул, направлении, следовательно, машину для преобразования химической энергии топлива сначала в тепловую энергию беспорядочного движения молекул, а затем в скоростную (кинетическую) энергию их упорядоченного истечения из двигателя.

Таким образом первая часть рабочего процесса ракетного двигателя заключается в преобразовании химической энергии топлива в тепловую. Это преобразование осуществляется в ходе химической реакции внутри двигателя, в той его части, которую называют камерой сгорания, и происходит обычно при постоянном давлении.

Вторая часть рабочего процесса двигателя заключается в преобразовании тепловой энергии хаотического движения молекул в скоростную энергию их организованного истечения, т. е. в скоростную энергию реактивной струи газов, вытекающих из двигателя.

Это преобразование осуществляется в процессе расширения газов от давления, имеющего место в камере сгорания двигателя, до атмосферного давления, т. е.

до давления на выходе из двигателя, и обычно происходит в той его части, которая носит название сопла.

В современных ракетных двигателях указанный выше рабочий процесс происходит непрерывно, хотя возможны двигатели прерывного действия, в которых подача топлива в камеру сгорания и все последующие процессы происходят периодически.

Таким образом общим результатом рабочего процесса ракетного двигателя является преобразование химической энергии топлива в скоростную энергию струи газов, вытекающих из сопла в атмосферу. Однако при этом далеко не вся химическая энергия топлива (теплотворная способность) переходит в скоростную энергию струи, а только определенная часть ее.

Чем совершеннее рабочий процесс, тем больше эта полезно используемая часть теплотворной способности топлива. В современных; ракетных двигателях в скоростную энергию струи газов переходит меньше половины тепла, заключенного в топливе[2]. Большая часть (до 2/3) этого тепла представляет собой потери рабочего процесса.

Часть тепла теряется из-за неполного сгорания топлива, а другая, большая, теряется вместе с газами, выходящими из двигателя, так как их температура очень высока (1000–1500 °C). Уменьшение этих потерь рабочего процесса приводит к увеличению скорости истечения и, следовательно, увеличению тяги.

Однако, как учит термодинамика — наука о преобразовании тепла в работу, — все тепло не может перейти в скоростную энергию газов. Некоторая часть этого тепла представляет собой неизбежные потери.

Теперь ясно, как теплотворная способность топлива влияет на скорость истечения.

Чем больше теплотворная способность, тем больше тепловой энергии, при данной степени совершенства рабочего процесса двигателя, переходит в скоростную энергию газов, т. е. тем больше скорость истечения.

И физически очевидно, что чем больше скорость теплового движения молекул после сгорания, тем больше и скорость истечения газов из двигателя.

С другой стороны, чем совершеннее рабочий процесс двигателя, тем также больше скорость истечения. Поэтому, например, более удачная конструкция двигателя, в частности, сопла, позволяющая лучше организовать истечение, т. е. добиться, чтобы скорости молекул газа на выходе из двигателя имели одинаковое направление и были большими по величине, также приводит к увеличению тяги.

Такое же влияние оказывает давление газов в камере сгорания двигателя. Чем больше это давление по сравнению с атмосферным, т. е. с давлением газов на выходе из двигателя, тем большая доля тепла переходит в скоростную энергию газов и поэтому больше скорость истечения и тяга двигателя, рассчитанного на это увеличенное давление.

Из всех внешних условий (скорость полета, состояние атмосферы и др.) только атмосферное давление оказывает некоторое, да и то небольшое, влияние на рабочий процесс ракетного двигателя.

Эта независимость рабочего процесса от внешних условий является важным свойством ракетного двигателя.

Благодаря этому свойству скорость истечения и секундный расход газов, а следовательно, и тяга ракетного двигателя, также остаются постоянными при изменении внешних условий.

Только при изменении атмосферного давления, например с изменением высоты полета, тяга несколько изменяется — с увеличением высоты тяга растет.

Особенно важным является то, что тяга остается постоянной при изменении скорости полета.

Как измеряется тяга двигателя в полете?

Главная › Вопросы

27.10.2020

Когда авиационные двигатели оцениваются в испытательном полете, как измеряется тяга двигателя?

Вам понадобятся точные номера тяги для расчета реального удельного расхода топлива (т. е. не в контролируемой среде, как двигатель на испытательном стенде).

  • Я бы предположил, что почти невозможно измерить тягу косвенно с какой-либо точностью, поскольку задействовано так много факторов (форма крыла, ветер, плотность воздуха, подъемная сила)…).
  • Поэтому я думаю, что должен быть способ измерить тягу непосредственно, возможно, в пилоне двигателя.
  • Как измеряется тяга двигателя в полете?

Тяга двигателя измеряется в полете соотношением ЭПР-давление двигателя.

ЭПР-это отношение давления выхлопных газов турбины к давлению, измеренному на вентиляторе или входе. Действительно, это мера, используемая для ряда двигателей для установки тяги.

Более детальные бортовые испытания двигателей проводятся в процессе разработки, большинство производителей имеют бортовые испытательные стенды. Параметры, записанные здесь, вероятно, измеряются сотнями или даже тысячами…

В чем измеряется тяга авиационного двигателя

Автор ответа: векторвиктор

VectorVictor дает правильный ответ для струй.

Однако для винтового самолета это действительно сложно, и в конце концов можно измерить только разницу между Сопротивлением и тягой. Измеряя тормозную мощность статического двигателя и сопротивление самолета в аэродинамической трубе, можно получить некоторые точки данных, которые помогают вычислить, какой могла быть реальная тяга в полете.

Вы правы, в конце концов невозможно произвести точное измерение тяги.

Наиболее важной частью измерения на самом деле является точное определение того, что такое тяга: как вы объясняете увеличение сопротивления трения в потоке пропеллера? Является ли охлаждающее сопротивление частью сопротивления планера, или оно должно уменьшить тягу? Измерение тяги-это прежде всего упражнение в точной и тщательной бухгалтерии.

Автор ответа: Peter Kämpf

Для простых платформ грузовые отсеки могут быть установлены между силовой установкой и планером. Это позволяет измерять движущую силу.

Эти данные по силы исключают аэродинамические влияния внедрения, как:

  • эффекты потока пропеллера для самолета с носовой опорой и блокировка фюзеляжа для самолета с задней опорой
  • сопротивление охлаждения двигателя (которое является аэродинамическим свойством конкретного двигателя / силовой установки)
  • ускоренный воздух над планером самолета (реактивные двигатели в корпусе или винтовые самолеты)

Это не является абсолютным требованием для оценки производительности двигателя. Особенно, если самолет может летать с другим двигателем или если характеристики сопротивления самолета известны каким-то допустимым методом, вместо прямого измерения могут быть сделаны косвенные вычисления. Например,

  • для постоянной скорости и горизонтального полета тяга = сопротивление
  • для ускоренного горизонтального полета F_net=масса * ускорение и т.д.

Автор ответа: Gürkan Çetin

Новая или переработанная тяга двигателя на испытательном стенде изготовителя измеряется по тензодатчику или измерителю тяги при заданных оборотах, TGT (температура турбинного газа),расходе топлива и EPR (отношение давления двигателя).

При установке сертифицированного двигателя на планер и наземном пробеге, после учета местных атмосферных условий, потерь впускных и реактивных труб, можно перекрестно проверить максимальную ЭПР или тягу, а также потоки ТГТ и топлива.

В испытательном полете, учитывая поправочные коэффициенты для высоты и скорости и т. д., По сравнению с известными параметрами EPR, TGT, RPM и расхода топлива, можно видеть, что двигатель дает требуемую производительность. Если параметры двигателя правильные, но производительность самолета (т. е.

скорость и скорость набора высоты) низки, то подозревают вес самолета и/или сопротивление (закрылки, двери, панели и т.д. плохо подходят) в качестве возможных виновников.

Это не справедливо ожидать, что двигатель подтолкнет грязный тяжелый самолет вверх по этому большому холму в жаркий день, не так ли?

Способ определения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам измерения тяги турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДЦ) для летательных аппаратов по термогазодинамическим параметрам, измеряемым в условиях эксплуатации.

Читайте также:  Ep6 двигатель сколько лить масла

Техническим результатом изобретения является определение тяги ТРДД в полете с использованием только тех параметров, которые измеряются и используются в электронных САУ двигателя и летательного аппарата, без установки на двигателе дополнительных приемников и датчиков.

При формировании тарированной функциональной зависимости в качестве функции используют отношение тяги двигателя к полному давлению воздуха за компрессором высокого давления, измерения которого используют из электронной САУ двигателя, а в качестве аргумента используют критерий подобия режимов работы двигателя.

В процессе эксплуатации двигателя на земле измеряют полное давление воздуха за компрессором высокого давления, вычисляют критерий подобия режимов двигателя Ппр i и тягу двигателя определяют по формуле

, где Р*кизм — измеренное значение полного давления воздуха за компрессором высокого давления; — вычисленное значение . 2 з.п. ф-лы, 3 табл.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам измерения тяги турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) для летательных аппаратов по термогазодинамическим параметрам, измеряемым в условиях эксплуатации.

Известен способ определения тяги турбореактивного двухконтурного двигателя («Теория воздушно-реактивных двигателей». / Под редакцией С.М.Шляхтенко. М.: «Машиностроение», 1975, стр.

46), при котором в процессе летной эксплуатации измеряют расход газа через двигатель Gг; скорость истечения газа Vистечения газа из реактивного сопла; расход воздуха Gв через двигатель и определяют тягу R по разности между выходным и входным импульсом по формуле

В чем измеряется тяга авиационного двигателя

  • Такой способ определения тяги используют при летных испытаниях ТРДД на летающих лабораториях. Для его осуществления требуется:
  • — установка от 46 до 85 приемников и датчиков давления и температур на срезах реактивных сопел;
  • — установка от 24 до 36 приемников и датчиков во входном воздухозаборнике ТРДД;
  • — установка на летающей лаборатории систем измерения и регистрации со всех установленных на двигателе датчиков;
  • — разработка алгоритмов и обработка данных для определения тяги двигателя в соответствии с формулой (1).

В циам разработан метод более достоверного определения тяги двигателя в полёте » авиация россии

В чем измеряется тяга авиационного двигателя

Определение тяги двигателя в полёте — необходимое условие для наиболее рационального использования возможностей силовой установки летательного аппарата. Кроме того, этот основной параметр двигателя становится и показателем его «здоровья»: чем больше отличие действительного значения тяги от расчётного, тем хуже состояние двигателя и его узлов. В этом случае после окончания полёта необходимо проведение диагностики по выявлению и устранению причин плохого «самочувствия» двигателя.

Специалисты Центрального института авиационного моторостроения имени П.И. Баранова (ЦИАМ, входит в НИЦ «Институт имени Н.Е.

Жуковского») разработали метод повышения достоверности определения тяги двигателя во время полёта самолёта, а также представили техническое решение для системы управления летательного аппарата, позволяющее использовать «тяговые возможности» двигателя по максимуму, сообщает пресс-служба ЦИАМ.

— Путь к предложенному техническому решению был достаточно долгим, — рассказывает кандидат технических наук, начальник сектора ЦИАМ Юрий Эзрохи. — Первые наши предложения, примерно десятилетней давности, касались идеализированных условий работы двигателя при однородном потоке на входе, аналогичным, например, работе двигателя на стенде.

В полёте на работающем двигателе измеряется не так много параметров: расход топлива, частота вращения валов, а также значения температуры и давления рабочего тела в нескольких сечениях проточного тракта двигателя.

Предлагаемый специалистами ЦИАМ способ был основан на использовании измеренных значений этих параметров для оценки основного параметра двигателя — его тяги.

На самом деле, силовая установка постоянно работает в условиях неоднородного потока на входе в двигатель, когда в плоскости входа существуют области повышенного и пониженного давления, положение и размеры которых зависят от условий полёта и особенностей конструкции воздухозаборного устройства. Если эти обстоятельства не будут учитываться, то это может привести к весьма заметным погрешностям в определении тяги.

Поэтому техническое решение, на которое недавно получен патент, посвящено более корректному определению тяги двигателя в полёте, который работает в реальных условиях неоднородного потока на входе. Кроме того, специалисты ЦИАМ предложили способ регулирования такого двигателя — методика позволяет в наибольшей степени компенсировать возможные недоборы этого параметра.

ЦИАМ: в «сухом» газотурбинном двигателе маслосистема будет отсутствовать

(4

Тема 2. Тяга, мощность и удельные параметры авиационных двигателей

2.1. Двигатель и силовая установка

Следует различать
понятия двигатель
и силовая
установка
.

Двигателем
принято называть устройство, участвующее
в создании тяги (или мощности), необходимой
для движения летательного аппарата.
Двигатель является составной частью
силовой установки, той ее частью, которая
изготавливается и поставляется
двигательным заводом.

Авиационной
силовой установкой
называют
конструктивно объединенную совокупность
двигателя с входным и выходным устройствами
(с теми их элементами, которые
изготавливаются на самолетостроительном
заводе), встроенную в конструкцию планера
(фюзеляжа или крыла) или скомпонованную
в отдельных двигательных гондолах.

Силовая
установка, помимо двигателя, входного
и выходного устройств, включает в себя
еще системы топливопитания, смазки,
запуска и автоматического управления,
обеспечивающие ее надежное функционирование,
а также узлы крепления, необходимые для
передачи усилий от двигателя к планеру.
В теории авиадвигателей эти системы и
узлы не рассматриваются.

2.2. Тяга реактивного двигателя

Под тягой
двигателя Р
понимают тягу
без учета внешних сопротивлений входных
и выходных устройств и других элементов
силовой установки.

Тяга реактивного двигателя определяется
по формуле:

Эта формула получила
наименование формулы
Стечкина
.

Она
была впервые получена Борисом
Сергеевичем Стечкиным

в его знаменитой работе «Теория воздушного
реактивного двигателя», опубликованной
в 1929 г.

Она выведена в предположении,
что двигатель расположен в мотогондоле,
векторы скорости истечения и скорости
полета параллельны оси двигателя, а
внешнее обтекание двигателя является
идеальным, т.е.

происходит без трения,
отрыва потока и без скачков уплотнения.

В формуле Стечкина
в ряде случаев могут быть сделаны
упрощения. Так, если пренебречь тем, что
расходы воздуха на входе в двигатель и газа на выходе из негоотличаются, получим.

отличается отпо той причине, что в ГТД подводится
топливо и могут быть отборы воздуха на
нужды летательного аппарата.

При полном расширении газа в сопле до
атмосферного давления (рс=рН)
формула тяги приобретает еще более
простой вид

2.3. Эффективная тяга силовой установки

Под эффективной тягой силовой
установки Р
эфпонимают
ту часть силы тяги двигателя, которая
непосредственно используется для
движения самолета, т.е.

идет на совершение
полезной работы по преодолению лобового
сопротивления и инерции летательного
аппарата.

ВеличинаРэфравна
тяге двигателяРза вычетом всех
внешних сопротивлений, создаваемых
самой силовой установкой.

По физическому смыслу Рэфявляется равнодействующей всех сил
давления и трения, действующих на
элементы проточной части со стороны
газового потока, протекающего через
силовую установку изнутри, и внешнего
потока воздуха, обтекающего силовую
установку снаружи. Задача определения
эффективной тяги сводится к нахождению
векторной суммы всех указанных сил. Эти
силы принято разделять на внутренние
(вн) и наружные (нар).

Внутренние силы
представляют собой сумму сил давления
и трения, действующих на рабочие
поверхности силовой установки изнутри.
Величина равнодействующей внутренних
сил зависит от термодинамического
совершенства рабочего процесса двигателя
и практически не зависит от способа
установки двигателя на летательном
аппарате.

Наружные силыпредставляют
собой совокупность сил давления и
трения, действующих на силовую установку
со стороны обтекающего ее внешнего
потока. Эти
силы существенно зависят от способа
размещения силовой установки на
летательном аппарате.

Рассмотрим наиболее
простой с точки зрения учета условий
внешнего обтекания случай — изолированная
силовая установка в отдельной мотогондоле.

Наружная поверхность
силовой установки здесь условно разделена
на три части: лобовую часть вхМ,
центральную часть М–и кормовую часть–c.

Набегающий
поток воздуха разделяется поверхностью
тока Н–1–2–вх
на внутренний, проходящий через двигатель,
и внешний, обтекающий силовую установку
снаружи.

Сечения в невозмущенном потоке
перед силовой установкой, на входе в
воздухозаборник и на выходе из сопла
двигателя обозначим Н–Н,
вх–вх

и с–с.

Соответственно, площади нормальных
сечений будут FН,
Fвх
и Fс.

Главной причиной
возникновения внешнего сопротивления
силовой установки при сверхзвуковых
скоростях полета является повышение
давления на головном участке гондолы
вх–М
и наличие разрежения на ее кормовом
участке –c.
К этому прибавляется сопротивление от
сил трения по всей поверхности гондолы
от сечения вх–вх
до сечения с–с.

Эффективная тяга силовой установки,
согласно определению, равна

  • где Rвн– равнодействующая
    сил давления и трения, действующих на
    внутренние поверхности силовой установки;
  • Rнар– равнодействующая сил
    давления и трения, действующих на всю
    наружную поверхность гондолывхМ––c.
  • Зная характер
    распределения давлений по наружной
    поверхности гондолы, величину силы Rнар
    можно определить непосредственным
    интегрированием сил давления и трения
    по этой поверхности. Тогда

где иXтр 
– равнодействующие сил давления и
трения, приложенные к наружной поверхности
гондолы;dF =dS cos– проекция элемента поверхности
гондолы на плоскость, перпендикулярную
направлению полета (– угол между нормалью к элементу
поверхности и этой плоскостью).

Величину Rвнопределим,
пользуясь уравнением сохранения
количества движения для некоторого
контрольного объема, включающего все
внутренние поверхности силовой установки.
В качестве такого контрольного объема
выберем объем внутренней струи,
заключенный между сечениямиННисс.

Читайте также:  Двигатель 4g15 gdi какое масло лить

где pН FНиpсFс– силы давления,
приложенные к торцевым поверхностям
выделенного участка струи;

png» width=»55″>–
равнодействующая сил давления, приложенных
к боковой поверхности струи токаН–1–2–вх;Rвн –
равнодействующая сил давления и трения,
действующих на внутренние поверхности
силовой установки (равная по модулю
силе

vWit/img-9FfsW2.png» width=»27″>,
действующей со стороны СУ на выделенный
контрольный объем газа).

Отсюда находим

Подставляя выражения Rнариз
(2.6) иRвниз (2.8) в уравнение
(2.5), получим

Для перехода от абсолютных давлений к
избыточным воспользуемся следующим
очевидным тождеством:

Оно позволяет выражение (2.9) привести к
виду

Эта формула
является общим выражением эффективной
тяги для силовой установки рассмотренной
схемы.
При
этом необходимо иметь в виду, что тяга
реактивного двигателя является векторной
величиной. Если формулу (2.

9) представить
в векторной форме, то вектор тяги
необязательно будет направлен вдоль
оси двигателя, как было принято при
выводе, а может отклоняться от нее,
например, при полетах со значительными
углами атаки или при повороте сопла.

Удельные параметры авиационных ГТД

  • Тяга, мощность и удельные параметры авиационных двигателей (продолжение)
  • Удельные параметры авиационных ГТД
  • Авиационные двигатели прежде всего характеризуются основными данными, к которыму ГТД прямой реакции относятся:
  • 1) Р – реактивная тяга, Н;
  • 2) Gв – расход воздуха, кг/с;
  • 3) Gт.ч – часовой расход топлива, кг/ч;
  • 4) mдв – масса двигателя, кг;
  • 5) габаритные размеры двигателя: D – диаметр, мм;
  • L – длина, мм.
  • У ГТД непрямой реакции взамен тяги рассматривается:
  • — мощность на валу , кВт;
  • — эквивалентная мощность Nэкв, кВт (будет рассмотрена далее).

Эти основные данные для конкретных условий полета обычно указывают в паспорте конкретного двигателя. Но эти параметры не годятся для сравнительной оценки совершенства различных двигателей.

Для сравнительной оценки эффективности и уровня технического совершенства ГТД используются относительные величины, называемые удельными параметров двигателя.

С помощью удельных параметров оценивают тяговую (мощностную) эффективность двигателя, его экономичность, а также массовые и габаритные показатели. Для двигателей прямой реакции удельные параметры определяют по отношению к развиваемой двигателем тяге, а для ГТД непрямой реакции – к его мощности.

  1. Удельные параметры ГТД прямой реакции
  2. Удельной тягой Руд называется отношение тяги к расходу воздуха через двигатель
  3. Руд = Р/Gв.

Мы выводили формулу . С учетом допущений, принятых при ее выводе, Руд = сс – V.

Эта формула справедлива как для одноконтурных, так и для двухконтурных двигателей со смешением потоков. Для двухконтурных двигателей с раздельными контурами формулы для определения Руд будут даны ниже.

Единицей удельной тяги является Н×с/кг или м/с (поскольку 1 Н = 1 кг×м/с2), т.е. удельная тяга имеет размерность скорости.

Удельная тяга – один из наиболее важных параметров ВРД. Чем выше Руд, тем большую абсолютную тягу создает двигатель при заданном расходе воздуха в рассматриваемых условиях полета. Или же с увеличением Руд снижается потребный расход воздуха для получения заданной тяги. Следовательно, повышение Руд снижает размеры и массу двигателя, но может ухудшать экономичность.

Для справки – в стартовых условиях у ТРДФ и ТРДДФ истребителей удельная тяга может достигать 1200 м/с, у ТРД и ТДДДсм – 700…800 м/с, у ТРДД самолетов ВТА — 300…400 м/с.

Удельным расходом топлива Суд называется отношение часового расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем

Суд = Gт.ч/Р.

Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя, т.к. показывает, сколько при заданных условиях полета требуется топлива двигателю, чтобы в течение одного часа создавать тягу, равную 1 Н. Единица Суд – кг/(Н×ч).

Для справки – в стартовых условиях у ТРДФ и ТРДДФ истребителей Суд составляет около 0.2 кг/(Н×ч), у ТРД и ТДДДсм – 0.07…0.09 кг/(Н×ч), у ТРДД самолетов ВТА — 0.04…0.06 кг/(Н×ч).

Удельной массой двигателя gдв (кг/Н) называется отношение массы двигателя mдв к его тяге

gдв = mдв/Р.

Снижение массы двигателя, а следовательно, и массы силовой установки, имеет важнейшее значение для улучшения летных характеристик летательного аппарата, таких, как располагаемый запас топлива, полезная нагрузка, а также дальность полета, потолок, скороподъемность и скорость полета. Современный уровень gдв для двигателей истребителей – 0.01 кг/Н.

Лобовой тягой Рлоб (Н/м2) называется отношение максимальной тяги к площади наибольшего (лобового) поперечного сечения двигателя Fлоб:

Рлоб = Р/Fлоб.

Величина Рлоб имеет важнейшее значение для оценки возможности обеспечения заданной тяги при габаритных ограничениях на максимальный диаметр двигателя (например, при размещении двигателя в фюзеляже самолета).

При расположении двигателя в гондоле величина Рлоб в значительной степени определяет внешнее сопротивление силовой установки.

В однотипных двигателях увеличение Рлоб косвенно свидетельствует об улучшении их массовых характеристик.

Удельным импульсом тяги двигателя Jуд (Н×с/кг) называется отношение тяги к секундному расходу топлива Jуд = Р/Gт.

Удельный импульс является величиной, обратной удельному расходу топлива Jуд=3600/Суд. Его размерность совпадает с размерностью удельной тяги. Он используется для оценки экономичности прямоточных, комбинированных и ракетных двигателей.

Удельные параметры ГТД непрямой реакции

Здесь используются аналогичные удельные параметры, но отнесенные не к тяге, а к развиваемой двигателем мощности.

Удельной мощностью Nе уд (кВт×с/кг) называется отношение мощности к расходу воздуха через двигатель Gв, т.е.

уд = /Gв.

Удельным расходом топлива Се называется отношение часового расхода топлива к мощности, развиваемой двигателем

Се = Gт.ч/.

Удельной массой двигателя gдв N (кг/кВт) называется отношение массы двигателя к его максимальной мощности

gдв N = mдв/.

Если двигатель, помимо мощности на валу , развивает реактивную тягу Р, то принято использовать понятие эквивалентной мощности Nэкв, которая учитывает также мощность, создаваемую реактивной тягой. Тогда во всех выражениях используется Nэкв.

Удельные параметры одного и того же двигателя изменяются с изменением числа М полета, высоты полета и режима работы двигателя.

На практике чаще всего для сравнения различных двигателей используются удельные параметры, соответствующие земным условиям (V = 0; Н = 0) и максимальному или форсированному режимам работы двигателя, или указываются их значения для некоторых характерных режимов полета.

Дата добавления: 2018-05-10; просмотров: 4140; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ

Узнать еще:

Как работает авиационный двигатель — простым языком

✈Самолетный двигатель является его сердцем. Не зря в песне поется «А вместо сердца пламенный мотор». В нем внутри действительно пламя и огромные температуры. То что вы видите под крылом это не турбина, а именно авиационный двигатель, а турбина — это его составная часть.

⠀⠀

????Итак по порядку: Авиационный турбовентиляторный реактивный двигатель необходим для создания тяги, которая преодолеет сопротивление воздуха, сопротивление самолета и его частей. Разгонит самолет до скорости на которой вырастет подъемная сила, способная оторвать самолет от земли и унести его с полной загрузкой в небо.

????Передняя часть двигателя называется воздухозаборник. Воздух попадая в него уже начинает частично сжиматься, благодаря его форме.

????Далее воздух попадает на ступени вентилятора и ряд лопаток, где его давление и температура от сжимания начинает расти. Воздух дальше идет по двум контурам по внутреннему и внешнему. Внешний контур сжимает воздух только благодаря своей форме.

Воздух, который пошел во внутренний контур все больше и больше сжимается проходя каждый ряд статичных и крутящихся лопаток. Они имеют определенную форму и сделаны из титана и жаропрочных материалов. Пройдя несколько ступеней компрессора низкого давления воздух попадает в компрессор высокого давления.

Там он все более сжимается и его температура растет все больше и больше.

????И вот подогретый и сжатый воздух попадает в камеру сгорания, где он смешивается с топливом, которое впрыскивается туда через форсунки и поджигается с помощью факельного воспламенителя. В результате этого, резко растет тепловая энергия.

⠀⠀

????Далее происходит следующее: разогретые до огромной температуры газы выходят с бешеной скоростью из камеры сгорания и расширяются. Попадая на колесо турбины, они приводят ее в вращение.Турбина сидит на одном валу с компрессором.

В результате чего компрессор начинает вращаться и получается замкнутая цепь. Воздух вновь засасывается компрессором и процесс продолжается.

Турбина низкого давления вращает компрессор низкого давления и вентилятор, а турбина высокого давления вращает компрессор высокого давления.

????Далее выходящие газы попадают в сопло и на выходе из него смешиваясь с воздухом с внешнего контура создают реактивную струю, которая и толкает наш самолет сквозь воздушную среду. Подобно тому, как струя воздуха толкает воздушный шарик, если его надуть и не завязывая отпустить.

???? Ну и у двигателя есть еще реверс, который изменяет направление этой струи на противоположное во время пробега самолета по ВПП. В результате самолет теряет скорость и пилоты применив тормоза останавливают многотонную машину.

https://vk.com/wall-5751308_913602

Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector