Тема 9 Занятие 1 (Вопросы по Военке и материал по планеру и КД)

Тема №9, занятие 1

«Общая характеристика силовой установки самолета

МиГ-29»

Цель занятия: изучить общую характеристику силовой установки самолета МиГ-29 и принцип действия турбореактивного двухконтурного двигателя.

УЧЕБНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Общие сведения о двигателях.

2. Компоновочная схема силовой установки самолета МиГ-29 с двигателем РД 33.

3. Принцип действия ТРД. Особенности работы турбореактивного двухконтурного дви­-
   гателя.

4. Основные эксплуатационные параметры силовой установки.

5. Режимы работы двигателя и их общая характеристика.

1. Общие сведения о двигателях.

Боевой летательный аппарат- это сложный авиационный комплекс, важнейшей ча­стью которого является двигатель. Его параметры во многом определяют возможности достижения больших скоростей, высот и дальности полета летательных аппаратов. По­этому все крупные достижения в области авиации были связаны с успехами в авиадвигателестроении.

В современной авиации применяется много типов авиационных двигателей. Это объ­ясняется разнообразием ЛА и тем, что каждый тип ЛА предъявляет к двигателю свои специфические требования.

Классификация воздушно-реактивных двигателей (ВРД) схематически представлена на кодослайде 1.

Воздушно-реактивные двигатели, как видно, подразделяются на бескомпрессорные

ВРД и газотурбинные ВРД, называемые также ГТД.

В настоящее время основным типом двигателей, используемых в авиации, являются газотурбинные двигатели.

Первая схема ГТД была разработана в 1909 году русским инженером Н. Герасимовым, но эта схема лишь отдаленно напоминала существующие нынче двигатели. Схема ГТД, близкая-к современной, была предложена советским ученым В.И. Базаровым в 1924 году, а ее теоретическое обоснование разработано создателем современной теории воздушно-реактивных двигателей академиком Б.С.Стечкиным в 1929 году.

ГТД начали применяться в авиации в конце Великой Отечественной войны. За сравни­тельно короткий период поршневые двигатели были совершенно вытеснены из скорост­ной авиации и заменены газотурбинными, которые во многих отношениях оказались бо­лее совершенными. В ГТД можно было получить весьма большую тягу при меньшей мас­се, а поперечные габаритные размеры, отнесенные к тяге, оказались во много раз мень­шими, чем у поршневых двигателей. Установка ГТД на самолете позволила резко повы­сить скорость полета: уже первые самолеты с ГТД достигали скорости около 950 км/ч, в то время как максимальная скорость самолетов со специальными гоночными форсиро­ванными поршневыми двигателями достигала только 760 км/ч.

ГТД по принципу создания силы тяги можно разделить на две основные группы:

ГТД прямой и ГТД непрямой реакции.

Нефорсированными ГТД прямой реакции на схеме являются турбореактивные (ТРД), двухконтурные с раздельными контурами (ТРДД) и двухконтурные со смешением потоков (ТРДД см) двигатели. Те же двигатели с форсажной камерой сгорания обозначены на схеме ТРДФ, ТРДДФ, ТРДДФ см.

К числу ГТД непрямой реакции относятся турбовинтовые (ТВД), турбовальные (ТваД) и турбовинтовентиляторные (ТВВД) двигатели.

Бескомпрессорные ВРД подразделяются на дозвуковые прямоточные ВРД (ПВРД), сверхзвуковые прямоточные ВРД (СПВРД) и гиперзвуковые прямоточные ВРД (ГПВРД).

На кодослайде 2 показаны области применения ВРД основных типов. Как видно, от диапазона изменения Мн и Н зависит применяемый тип двигателя. Турбовальные двига­тели обеспечивают диапазон малых значений Мн и Н, характерных для вертолетов. При более высоких дозвуковых скоростях полета (до Мн≈0,7) становится выгодным переход к ТВД, а при еше больших Мн (до Мн≈0.8) - к ТВВД. Наиболее высокие дозвуковые скоро­сти полета (до Мн≈0,85...0,9) обеспечиваются ТРДД. При сверхзвуковых скоростях и больших высотах полета находят применение высокотемпературные нефорсированные ТРД, а также ТРДДФ см и ТРДФ. Они обеспечивают скорости полета до Мн≈3,0.

При еще более высоких Мн и Н становится выгодным применение прямоточных дви­гателей (ПВРД, СПВРД, ГПВРД).

2. Компоновочная схема силовой установки самолета МиГ-29 с двигателем

РД 33-2С.

Силовая установка (СУ) - это конструктивно-объединенная совокупность ГТД с вход­ным и выходным устройствами, а также со всеми агрегатами и системами, необходимыми для его эксплуатации на летательном аппарате.

Силовая установка ЛА предназначена для создания движущей силы (тяги), необхо­димой для руления, взлета и полета ЛА на заданной высоте и с заданной скоростью.

Располагается СУ в фюзеляже или в отдельных двигательных гондолах. Схема сило­вой установки и ее конструктивное исполнение зависят от назначения ЛА, типа двигате­лей, их количества и способа размещения на ЛА.

СУ самолета МиГ-29 включает в себя два плоских подкрыльевых сверхзвуковых воз­духозаборника, два двигателя РД 33-2С со сверхзвуковыми выходными устройствами, выносную коробку самолетных агрегатов (КСА) и турбокомпрессорный стартер-энергоузел ГТДЭ-117 (один на два двигателя), а также приводы, соединяющие двигатели с ГТДЭ-117 и самолетными агрегатами.

Работу двигателей на самолете обеспечивают ряд систем:

-система смазки и суфлирования;

-топливная система двигателя;

-система запуска;

-система управления двигателем;

-система управления сверхзвуковым воздухозаборником. Двигатели эксплуатируются на топливэх РТ ('основное) и ТС-1 (резервное).

В масляной системе может применяться полусинтетическое масло ИПМ-10 (основ­ное) и «Турбоникойл-210А» (ТН-210А) (резервное).

В системе управления сверхзвуковым входным устройством применяется гидромасло АМГ-10, а рабочим телом в системе управления реактивным соплом - керосин РТ (ТС-1).

Дадим краткую характеристику основных элементов и систем силовой установки.

2.1 Входное устройство

Входное устройство - это часть газотурбинной силовой установки, включающая в себя воздухозаборник и средства его регулирования.

Воздухозаборник предназначен для забора атмосферного воздуха, сжатия и подвода его к ГТД. В силовой установке самолета МиГ-29 используются два плоских сверхзвуко­вых подкрыльевых воздухозаборника. Торможение сверхзвукового потока осуществляет­ся на специально спрофилированной управляемой панели клина воздухозаборника. Для согласования расхода воздуха через воздухозаборник и двигатель панель клина может изменять свое положение, уменьшая или увеличивая эффективную площадь проходного сечения воздухозаборника.

2.2 Турбореактивный двигатель

ТРДДФ см - это тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи. Топливо представляет собой смесь горючего (авиационного керосина) с окислителем (воздухом из атмосферы).

Двигатель РД 33-2С - это двухвальный, двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажем с малой степенью двухконтурности, со смешением потоков перед общей фор­сажной камерой и с регулируемым сверхзвуковым реактивным соплом.

2.2.1 Компрессор

Компрессор (К) предназначен для сжатия воздуха, поступающего из воздухозаборни­ка, и подачи его в основную камеру сгорания (ОКС). В нем происходит повышение давле­ния воздуха до значения, необходимого для наиболее эффективного сжигания топлива в ОКС. При этом несколько повышается температура воздуха.

Компрессор двигателя - осевой, двухвальный, двухкаскадный. Первый каскад - низ­конапорный четырехступенчатый вентилятор (компрессор низкого давления - КНД). Вто­рой каскад - регулируемый высоконапорный девятиступенчатый компрессор высокого давления (КВД).

2.2.2 Основная камера сгорания

Основная камера сгорания предназначена для повышения энергии поступающего в

нее воздуха за счет тепла, выделяющегося при сгорании топлива. При этом процесс под­вода тепла осуществляется при почти постоянном давлении в камере.

Основная камера сгорания двигателя - кольцевая, с большим числом завихрителей с форсунками (24). Это способствует хорошему перемешиванию керосина с воздухом, в результате чего обеспечивается достаточно высокая полнота сгорания и необходимая
окружная равномерность температурного поля перед турбиной на различных режимах
работы двигателя.

2.2.3 Турбина

Турбина предназначена для преобразования части энергии газового потока в механи­ческую работу привода компрессора и вспомогательных агрегатов, установленных на двигателе.

Турбина двигателя - осевая, двухвальная, двухкаскадная. Состоит из одноступенча­тых турбин высокого и низкого давления (ТВД и ТНД). Для обеспечения надежной работы турбины в условиях высоких температур предусматривается ее охлаждение.

2.2.4 Форсажная камера сгорания

Форсажная камера установлена за турбиной и предназначена для дополнительного подогрева газа перед выходным устройством с целью увеличения тяги двигателя.

Форсажная камера сгорания двигателя - общая для двух контуров, с предваритель­ным смешением потоков перед фронтовым устройством в смесителе и тремя топливными коллекторами.

2.2.5 Выходное устройство

Выходное устройство - это часть газотурбинной силовой установки, включающая ре­активное сопло и средства его регулирования.

Реактивное сопло предназначено для преобразования располагаемого теплоперепада (температуры и давления, т.е. потенциальной энергии) в кинетическую энергию на­правленного движения газа. Чем выше кинетическая энергия газа, тем выше его скорость истечения из сопла, а, следовательно, и тяга двигателя.

Реактивное сопло двигателя - выполнено в виде суживающе-расширяющегося регу­лируемого сопла (сопла Лаваля). Состоит из двух отдельно регулируемых частей - сужи­вающейся (дозвуковой) и расширяющейся (сверхзвуковой).

2.3 Системы силовой установки

Система смазки и суфлирования двигателя (масляная система) - предназначена для

обеспечения смазки и отвода тепла от подшипников всех опор роторов двигателя, приводов и зубчатых передач двигателя, а также для суф­лирования полостей опор роторов и маслобака двигателя.

Топливная система двигателя - обеспечивает подвод топлива в ОКС и ФКС, а также использование его для охлаждения масла в масляной системе и как рабочей жидкости в гидроприводах управляющих органов двигателя. Управление расходом топлива в каме­рах сгорания и гидроприводах осуществляет система управления двигателем, работаю­щая совместно с топливной системой.

Система запуска двигателя - турбокомпрессорная. Обеспечивает различные вариан­ты запуска двигателей, холодную прокрутку и консервацию-расконсервацию двигателей.

Система управления двигателя - предназначена для задания режима работы двига­теля. Автоматические устройства системы управления выполнены на электронно-гидромеханической основе.

Система управления сверхзвуковым воздухозаборником (АРВ-29) - предназначена

для программного регулирования положения клина СВЗ

в зависимости от величины приведенной частоты вращения ротора двигателя, высоты и скорости полета, а также для управления механизацией воздухозаборника на взлете и посадке.

3. Принцип действия ТРД. Особенности работы двухконтурного турбореактивного двигателя.

3.1 Принцип действия ТРД.

При работе двигателя на земле и при малых скоростях полета движение воздуха че­рез входное устройство сопровождается понижением давления в сечении В-В ниже атмо­сферного вследствие увеличения скорости воздуха и за счет гидросопротивления в кана­ле ВЗ. В полете с большими скоростями во входном устройстве наоборот происходит увеличение давления за счет использования кинетической энергии набегающего потока, т.е. происходит торможение потока на специально спрофилированной поверхности тор­можения (клине ВЗ).

В компрессоре давление воздуха значительно повышается и, соответственно, увели­чивается его температура. Осевая составляющая скорости воздуха при этом обычно не­сколько уменьшается.

В основной камере сгорания происходит повышение температуры газа вследствие сжигания в нем топлива. При этом давление несколько понижается за счет увеличения скорости, вызванного снижением плотности газа при его нагреве и вследствие гид­равлического сопротивления камеры сгорания.

Допустимая температура на выходе из камеры сгорания определяется жаропрочно­стью материалов, из которых изготовлена турбина, и условиями ее охлаждения.

В турбине происходит расширение предварительно сжатого и нагретого газа и преоб­разование части его энергии в механическую работу. Эта работа затрачивается на вра­щение роторов компрессора и привод вспомогательных агрегатов. Давление и темпера­тура газа снижается, а осевая составляющая скорости возрастает, достигая на выходе из турбины высоких значений. В ТРД, в отличие от ТВД и ТВаД, та часть энергии газового потока, которая срабатывается в турбине, составляет незначительную часть от всей по­тенциальной энергии газа.

У форсированных ТРД за турбиной в форсажной камере осуществляется дополни­тельный подогрев газа за счет сжигания топлива в ней. В форсажных камерах сгорания, из-за отсутствия за ними лимитирующих по жаропрочности элементов (таких как турби­на), максимально допустимая температура газа на выходе может достигать 2000-2100 К.

Т.о. в реактивное сопло поступает газ с давлением и температурой гораздо выше, чем давление и температура набегающего потока. Следовательно, при расширении газа до давления Рн скорость истечения газа из сопла ТРД оказывается больше скорости по­лета, что и обуславливает появление реактивной силы тяги двигателя такого типа.

3.2 Особенности турбореактивного двухконтурного двигателя.

К силовым установкам современных боевых самолетов предъявляются следующие основные требования:

- обеспечение потребных значений тяги при полете на сверхзвуковых скоростях на
предельно малых высотах и высотах потолка полета;

малый удельный расход топлива при полетах на крейсерских скоростях для обес­печения наибольшей дальности и продолжительности или обеспечения необхо­димого времени дежурства в воздухе;