Кравченко И. В. Христофоров И. Л. Силовые установки летательных аппаратов

МИНИСТЕРСТВО ОВРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (государственный технический университет) И.В. КРАВЧЕНКО, И.Л. ХРИСТОФОРОВ СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Учебное пособие Утверждено на заседании редсовета 11 ноября 2002 г. Москва Издательство МАИ 2003 УДК 629.7.086.001 (07.58) Кравченко И.В., ХристоФоров И.Л. Силовые установки летательных аппаратов: Учебное пособие. — М.: Изд-во МАИ, 2003.

— 104 с.: ил. Излагаются основы теории входных устройств, компрессоров, турбин, камер сгорания и выходных устройств ВРД. ВРД рассматривается также как тепловая машина и движитель. Дана классификация и принцип действия авиационных двигателей различных типов. Для студентов, обучающихся по специальности "Самолето- и вертолетостроение". Рецензенты: В.В. Козляков, В.Г. Попов 1ВВИ 5-7035-1303-1 В Московсквй авиационный институт 1государственный технический университет), 2003 ПРЕДИСЛОВИЕ Настоящее издание представляет собой учебное пособие по курсу "Силовые установки", который читается кафедрой "Теория авиационных двигателей" для студентов, обучающихся по специальности "Самолето- и вертолетостроение". Пособие могут использовать и студенты других специальностей.

В учебном пособии рассматриваются: классификация воздушно-реактивных двигателей, теория входных устройств, компрессоров, турбин, камер сгорания, выходных устройств ВРД, а также рассматривается ВРД как тепловая машина и движитель. После краткого исторического очерка возникновения и развития авиационных двигателей дается классификация и принцип действия авиационных двигателей различных типов.

Затем приводятся основные понятия газовой динамики, необходимые для понимания процессов, протекающих внутри каждого из узлов двигателей. Излагаются принципы действия, схемы и конструктивные особенности входных устройств, компрессоров, турбин, камер сгорания, выходных устройств, приводятся основные характеристики каждого из этих узлов, способы их регулирования. Даны термодинамические циклы авиационных двигателей различных типов.

Поясняются принципы образования тяги ВРД прямой и непрямой реакции. Приводятся понятия о тяговой мощности, полетном и общем КПД воздушно-реактивных двигателей. Дается связь общего КПД с удельным расходом топлива, а также пути дальнейшего совершенствования авиационных двигателей как движителей. и Н М Х скорость полета, м/с высота полета, м число Маха кр Ъ' Р Т Р УД Р~ Рэф С, ~дв ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ приведенная скорость скорость звука, м/с критическая скорость звука, м/с скорость движения воздуха или газа, м/с давление, Па температура, К тяга двигателя, Н удельная тяга двигателя, Н с/кг (даН .

с/кг) удельный расход топлива, кг/(даН - ч) лобовая тяга, Н/м (даН/м ) 2 эфФективная тяга двигателя, Н (даН) удельный расход топлива по мощности, кг/(кВт. ч) сухая масса двигателя, кг удельная масса двигателя, кг/даН удельная масса двигателя по мощности, кг/кВт степень повышения давления во входном устройстве степень повышения давления в компрессоре степень повышения давления в вентиляторе суммарная степень повышения давления в двигателе степень понижения давления в турбине ~1т ~в ~к 'Рвх располагаемая степень понижения давления в реактив- ном сопле степень понижения давления в реактивном сопле степень двухконтурности расход, кг/с теоретическая работа цикла, Дж~кг эффективная работа цикла, Дж~кг работа компрессора, Дж/кг работа турбины, Дж/кг термический КПД цикла эффективный КПД цикла полетный КПД цикла общий КПД двигателя механический КПД КПД винта КПД компрессора КЦД турбины плотность, кг/м газовая постоянная, Дж/(кг .

К) количество тепла, подведенного (отведенного) к 1 кг рабочего тела, Дж/кг относительный расход топлива показатель адиабаты удельная теплоемкость, Дж/(кг К) коэффициент восстановления полного давления коэффициент избытка воздуха в камере сгорания коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания коэффициент полноты сгорания топлива в форсажной камере сгорания коэффициент расхода входного устройства коэффициент скорости реактивного сопла Индексы невозмущенный поток, окружающая среда сечение за входным устройством сечение за компрессором сечение за камерой сгорания (перед турбиной) сечение на выходе из турбины сечение за форсажной камерой сгорания критическое сечение реактивного сопла, критические параметры выходное сечение реактивного сопла воздух газ т — топливо пр р Π— приведенные параметры — расчетный режим — параметры, соответствующие М„= О, при рО = 101325 Па и т =288,15 Š— параметры заторможенного потока ЬК вЂ” запас устойчивости компрессора У Р вЂ” площадь проходного сечения, м 2 ̈́— низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг т — коэффициент уравнения расхода, (кг .

К/Дж) ' О,б р — коэффициент изменения массового расхода ВВЕДЕНИЕ Цель изучения дисциплины "Силовые установки летательных аппаратов" — дать знания об авиационных силовых установках (СУ) различных типов, их составе, принципах работы, характеристиках. Основные дисциплины, на которые базируется курс, — техническая термодинамика и газовая динамика. Курс по силовым установкам занимает одно из ведущих мест в системе подготовки авиационного инженера.

Силовая установка представляет собой конструктивно объединенную совокупность двигателей с входными и выходными устройствами, а также со всеми агрегатами и системами, необходимыми для их эксплуатации на летательном аппарате. Основу силовых установок составляют авиационные двигатели, которые отличаются друг от друга как по способу получения тяги, так и по организации рабочего процесса. Первым двигателем, который был поставлен на самолет А.<Р.

Можайского в 1885 г., являлся паровой двигатель. Следующим двигателем, поставленным на самолет братьями Райт в 1903 г., был поршневой бензиновый двигатель внутреннего сгорания. В 30-х годах прошлого столетия на самолетах стали устанавливаться поршневые двигатели с самовоспламенением горючего (дизельные двигатели). На самолете с таким двигателем был поставлен рекорд скорости 756 км/ч. Для дальнейшего увеличения скорости полета самолета необходимо было увеличить мощность силовой установки; поршневой двигатель оказался для этого непригодным.

Поршневые винтомоторные установки до середины пятидесятых годов прошлого столетия были основными в авиации; в наше время они применяются для полетов с малыми скоростями на небольших высотах и в настоящем курсе не рассматриваются. К концу 30-х годов появились схемы воздушно-реактивных двигателей, которые в настоящее время являются основным типом двигателей.

Реактивныии двигателяли называются такие двигатели, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию газовой струи, вытекающей из двигателя, а получающаяся при этом сила реакции непосредственно используется как движущая сила летательного аппарата — сила тяги. Разнообразие типов ЛА привело к разработке большого количества различных типов реактивных двигателей. Классификация реактивных двигателей приведена на рис. В.1.

Двигатели подразделяются на два больших класса: ракетные (РД) и воздушно-реактивные (ВРД). В ракетных двигателях горючее и окислитель находятся на борту летательного аппарата. В воздушно- реактивных двигателях в качестве окислителя используется кислород воздуха. Ракетные двигатели по роду применяемого топлива подразделяются на ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкого (ЖРД), ядерные ракетные двигатели (ЯРД). Воздушно-реактивные двигатели подразделяются на бескомпрессорные (к которым относятся прямоточные (ПВРД), камбикировакиые .Ф Рис.

8.1. Классификация реактивных двигателей сверхзвуковые прямоточные (СПВРД), гиперзвуковые прямоточные (ГПВРД) и газотурбинные (ГТД). Газотурбинные включат следующие типы двигателей: турбореактивные (ТРД), турбореактивные двигатели с форсажной камерой сгорания (ТРДФ), двух- контурные (ТРДД), двухконтурные с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ), турбовинтовые (ТВД), турбовальные (ТВалД). Комбинированные двигатели представляют собой комбинации ракетных и воздушно-реактивных двигателей или различных типов ВРД. В них сочетаются преимущества двигателей различных типов. К ним относятся: турбопрямоточные двигатели (ТПД), ракетно-прямоточные (РПД), ракетно-турбинные (РТД).

Предложены десятки схем таких двигателей, в том числе'с использованием криогенных топлив. Рассмотрим основные типы ВРД в соответствии с приведенной классификацией. В классе воздушно-реактивных двигателей значительное место занимают газотурбинные двигатели, которые имеют газогенератор (он называется также турбокомпрессором), состоящий из компрессора„камеры сгорания и турбины.