Авиационный двигатель – это тепловая машина, которая преобразует тепловую химическую энергию авиационного топлива в энергию отбрасываемой воздушной массы или истекающих реактивных газов.
И хотя, по большому счету, создание силы тяги в воздушном пространстве основано на эффекте реакции отбрасываемой (истекающей) воздушной массы и оно по сути своей является реактивным движением. Сегодняшние авиационные двигатели ГА подразделяются на два больших класса: - класс реактивных и класс винтовых авиационных двигателей.
Класс реактивных двигателей включает в себя:
- воздушно-реактивные двигатели (ВРД), в которых для сгорания топлива используется кислород воздуха атмосферы. ВРД, имеющие газовую турбину, называются турбореактивными двигателями ТРД,
- ракетные двигатели (РД ) – в которых для сгорания топлива используется окислитель, транспортируемый самим летательным аппаратом.
Класс винтовых двигателей включает в себя:
- поршневые двигатели (ПД) это - бензиновые моторы внутреннего сгорания и дизельные двигатели, которые создают тягу за счет реакции отбрасывания воздушным винтом масс воздуха.
- турбовинтовые двигатели (ТВД) это -двигатели которые создают тягу за счет реакции отбрасываемой воздушным винтом воздушной массы (85-90 %) и истекающих из двигателя реактивных газов (15-10 %)
Так как в конструкциях ТРД, и ТВД имеют место газовые турбины, то эти двигатели объединяют в одну общую группу – газотурбинные двигатели.
Рассмотрим вкратце конструктивные особенности этих авиадвигателей, их достоинства и недостатки.
Поршневые бензиновые двигателиэто - двигатели внутреннего сгорания, работающие по ”четырехтактному циклу Карно” (цикл впуска, цикл сжатия, цикл расширения, цикл выпуска), у которых основная часть процесса приготовления горючей смеси осуществляется карбюратором или впрыском топлива прямо в цилиндры, а поджиг ее осуществляется от искры.
Важным показателем авиационного поршневого двигателя является его минимальная удельная масса- это соотношение веса двигателя к развиваемой им максимальной мощности и она для современных двигателей составляет 0,4кг/кВт.
В поршневом двигателе возвратно-поступательное движение поршней посредством кривошипно-шатунного механизма преобразуется во вращательное движение коленчатого вала, крутящий момент которого напрямую или через понижающий редуктор передается на вал воздушного винта, заставляя его вращаться и создавать силу тяги.
Основными параметрами и показателями тяговых характеристик поршневого двигателя являются:
Индикаторная мощность – мощность развиваемая газами внутри цилиндра двигателя и передаваемая поршню за циклы сжатия и расширения. Она определяется как:
N i = pi Uh i n / 900 ( л.с.)
где: - pi - среднее индикаторное давление ( кг /см2) равное разности сред-
него давления расширения и среднего давления сжатия.
- Uh - рабочий объем цилиндра
- i - число цилиндров
- n - число оборотов коленчатого вала.
Мощность трения Nr –часть индикаторной мощности, затрачиваемая на механические потери и потери на привод в работу насосов. Для современных двигателей мощность трения составляет 10-15 %.
Так как с увеличением высоты полета плотность воздуха атмосферы и содержание кислорода в нем уменьшается, а для полного и устойчивого сгорания определенной массы топлива необходимо строго определенное количество воздуха, то для поддержания этого необходимого соотношения топливо/воздух применяются воздушные нагнетатели (турбокомпрессоры), позволяющие обеспечить подачу в двигатель необходимого количества воздуха, идущего на создание горючей смеси и тем самым повысить его высотность. Турбокомпрессоры приводятся в работу за счет отбора от двигателя части мощности, поэтому эффективная мощность двигателя с турбокомпрессором будет на 10-20% ниже, чем у двигателя без турбокомпрессора.
Эффективная мощность Nе – мощность, передаваемая от коленчатого вала к воздушному винту.
Nе = Ni - Nr – Nс
где: Nс- мощность, отбираемая для работы турбокомпрессора
Поскольку поршневые двигатели являются в большинстве своем высоко оборотистыми двигателями, а оптимальным числом оборотов для воздушного винта являются обороты до 2000-2500 1/мин, то для получения таких оборотов на двигателе устанавливается понижающий редуктор, с заданной степенью редуцирования.
Через величину крутящего момента на валу винта Мв, степень редуцирования
оборотов i р и обороты двигателя n эффективная мощность ПДможет быть определена из зависимости
Nе = Мв n i р/ 716,2
Наши представления о поршневых двигателях были бы не полными если бы мы оставили без внимания режимы их работы и значения мощности соответствующие этим режимам.
И так основными режимами работы поршневых авиационных двигателей считаются:
Взлетный режим это - форсированный режим работы двигателя, на котором производится взлет или интенсивный разгон самолета с целью сокращения длины разбега или быстрого увеличения скорости. Взлетному режиму соответствует взлетная мощность,которая составляет 110-120% номинальной мощности двигателя. Так как взлетный режим считается напряженным по прочностной нагрузке на двигатель, то время работы на нем ограничивается обычно до 5 мин.
Номинальный режим это - основной расчетный режим работы двигателя на номинальных оборотах винта и номинальном давлении наддува. Номинальному режиму соответствует эксплуатационная мощность, соответствующая 90% мощности развиваемой двигателем на земле, при номинальном числе оборотов и номинальном наддуве.
Крейсерский режим єто режим работы двигателя, при котором его мощность составляет 30-75% от номинальной и продолжительность его работы не ограничена.
Различают следующие крейсерские режимы:
Максимальный крейсерский режим, режим соответствующий скорости максимальной дальности полета, которая составляет 90% максимальной скорости полета на данной высоте.
Наивыгоднейший крейсерский режим – режим соответствующий минимальному километровому расходу топлива на данной высоте полета, при котором мощность двигателя равна 50-60% от номинальной.
Экономический крейсерский режим – режим соответствующий скорости максимальной продолжительности полета на данной высоте и минимальному часовому расходу топлива. Мощность при этом составляет 30-40% от номинальной.
Достоинством и преимуществом поршневых двигателей перед ГТД является их высокая приемистость – способность двигателя к его быстрому переходу от заданного установившегося режима на установившийся режим более высокой тяги или мощности.
Турбореактивные двигатели
Если поршневые двигатели являются тепловыми машинами с циклическим режимом работы то ТРД это - тепловые машины непрерывного действия создающие тягу за счет реакции истекающей реактивной воздушной струи.
Класс ТРД это – обширный класс авиационных двигателей, различающихся конструктивными особенностями.
При всем многообразии и конструктивных особенностях для всех ТРД присущи следующие одинаковые элементы и узлы: входное устройство, компрессор, диффузор, камера сгорания, сопловой аппарат, реактивная турбина и выходное устройство, состоящее из удлинительной трубы и реактивного сопла.
Кроме того, вращающаяся часть компрессора (ротор компрессора) и вращающееся рабочее колесо газовой турбины, жестко закрепленные на одном валу, вместе составляют рабочий узел – называемый ротором ГТД.
В зависимости от конструктивных особенностей и необходимой заданной степенью повышения давления, у ГТД может быть один или несколько роторов.
Входное устройство двигателя принимает набегающий воздушный поток, подводит его к компрессору, упорядочив структуру и увеличив скорость, повышает его абсолютное давление. Входные устройства дозвуковых самолетов как правило-нерегулируемые. У сверхзвуковых самолетов при полете на больших сверхзвуковых скоростях, на определенных режимах работы двигателя, приходится ограничивать приток воздуха к двигателю с целью недопущения его «закупорки» воздушным потоком. Для этих целей используют регулируемые входные устройства, в которых происходит автоматическое изменение проходного сечения с помощью центрального тела (конуса) у самолетов с кольцевым входным устройством или выдвижением регулировочных клиньев у самолетов с плоскими боковыми воздухозаборниками.
Компрессор двигателя является лопаточной машиной, предназначенной для повышения полного давления воздуха и подачу его в камеру сгорания.
По конструкции компрессора, ТРД бывают: с центробежным или осевым компрессором.
Степень повышения давления воздуха у центробежных компрессоров πк, невелика и составляет 4,2 – 4,5 .
Осевые компрессоры позволяют создавать более высокие степени повышения давления πк, до 13-15 и более раз, при этом на одной ступени центробежного компрессора давление повышается всего лишь в 1,15 - 1,8 раза, т.е. на 15-80%..
Так, при средней степени повышения давления на ступени осевого компрессора равной 1,3, у 7-ступенчатого компрессора полная степень повышения давления состав - ляет π к = 1,37 = 6,3
С учетом того, что первоначально сжатие воздуха за счет скоростного напора происходит во входном устройстве, то степень повышения давления входного устройства и компрессора будет равна:
π = π к х π
Компрессоры современных ГТД обладают высокой производительностью и некоторые из них способны прокачивать через газовоздушный тракт двигателя 200 и более килограммов воздуха за сек.
В зависимости от конструкции двигателя, воздушный поток после компрессора может направляться целиком в двигатель, проходя через диффузор (у одноконтурных двигателей) или разделяется на две части, одна из которых поступает в двигатель через диффузор, а вторая часть обтекает двигатель снаружи, образуя второй контур (у двухконтурных двигателей).
Диффузор – конструктивная часть двигателя, в которой происходит подготовка и разделение воздушного потока перед его поступлением в камеру сгорания.
Камера сгорания представляет собою полый,конструктивный узел ГТД, в котором происходит испарение и смешивание авиационного топлива с воздухом, поступающим через диффузор от компрессора, а так же сгорание этой топливовоздушной смеси. В процессе горения принимает участие только 20-25 % (первичного) воздуха поступающего в камеру сгорания. Этот воздух, участвующий в процессе горения, для обеспечения устойчивого факела горения тормозится до скорости 15-25м/сек. Остальные 75-80% (вторичного) воздуха используются для охлаждения самой конструкции камеры сгорания и охлаждения газов получившихся в процессе горения. Полное сгорание авиационного топлива происходит при соотношении топлива и воздуха равном 1 кг топлива к 14,8 кг воздуха.
В результате горения топлива в камере сгорания температура газов возрастает (до 1500-1750 0 С), повышается их давление (в 4-6 раз) и возрастает скорость истечения (до 450-500 м/сек).
Поскольку разогретый до температуры 1500-17500С воздушный поток пропускать через сопловой аппарат и тем более вращающееся с высокими оборотами (12000-15000 1/мин) рабочее колесо турбины недопустимо, так как из-за высокого разогрева и больших динамических нагрузок эти агрегаты просто разрушатся, то он охлаждается до 800-900 0. вторичным воздухом, проходящим через камеру сгорания.
Сопловой аппарат – элемент конструкции двигателя, предназначенный для направления истекающих из камеры сгорания реактивных газов на лопатки рабочего колеса турбины под углом обеспечивающим, безсрывное обтекание лопаток турбины.
Реактивная турбина – основной рабочий элемент конструкции ГТД, который преобразует кинетическую энергию истекающих из камеры сгорания реактивных газов в механическую энергию необходимую для вращения ротора компрессора у ТРД или
энергию вращения ротора компрессора и воздушного винта у ТВД.
Причем у ТРД, для вращения ротора компрессора, отбирается минимально-необходимое количество энергии, истекающих из камеры сгорания газов. Остальная кинетическая энергия истекающих газов используется в качестве энергии реактивной струи выходящей из реактивного сопла.
На турбине ТВД, в отличие от ТРД, преобразуется в механическую работу для вращения компрессора и воздушных винтов, максимально-возможное количество кинетической энергии истекающих из камеры сгорания газов (85-90%), а оставшаяся меньшая часть(10-15%) создает силу реактивной тяги.
Выходное устройство – конструктивный узел ГТД в котором происходит расширение реактивных газов и увеличение их скорости.Одним из конструктивных элементов выходного устройства ТРД является удлинительная труба, которая служит для дополнительного разгона истекающих реактивных газов и для отвода их за пределы конструкции воздушного судна.
У двигателей, форсирование мощности которых достигается дополнительным сжиганием топлива за сопловым аппаратом и реактивной турбиной, функцию удлинительной трубы выполняет жаровая труба, которая по сути своей является форсажной камерой. Для работы форсажной камеры используется подводимое через специальный коллектор авиатопливо и вторичный воздух, который использовался для охлаждения конструкции двигателя и газов в камере сгорания и в горении не участвовал. Так как для полного и эффективного сгорания 1кг обычного авиационного топлива необходимо 14,8 кг воздуха, то максимальное разумное количество топлива, подаваемое в форсажную камеру должно быть в 14,8 раз меньше чем масса вторичного воздуха прошедшего через двигатель. Температура газов в форсажной камере может доходить до 1750-2500оС, что позволяет повысить их давление в камере и увеличить скорость истечения, тем самым резко увеличить тягу двигателя.
Реактивное сопло -оконечное устройство газоотводного тракта ГТД , которое служит для расширения газов в целях увеличения кинетической энергии газовой струи.
Реактивное сопло бывает нерегулируемым – с постоянным диаметром выходного сечения и регулируемым – с изменяемым диаметром выходного сечения.
Изменение диаметра выходного сечения реактивного сопла в полете позволяет создать оптимальные условия истекания реактивных газов и улучшить газодинамическую связь между всеми компонентами ГТД.
На некоторых типах ТРД, в конструкцию выходного устройства входит реверсивный механизм, с помощью которого газовый поток в выходном устройстве поворачивается в направлении близком к первоначальному, что создает отрицательную тягу, используемую для торможения самолета на пробеге.
Исходя из тех процессов, которые протекают в различных узлах реактивного двигателя можно сказать, что сила тяги ТРД представляет собой равнодействующую всех сил воздействующего воздушного и газового потоков на внешние и внутренниеповерхности двигателя. Это воздействие складывается из давления и трения.
. Величина тяги ТРД определяется по формуле:
P = [( G + Gт) c5 /g - G c0 /g ] + ( p5 - ph ) F5
где: - G – секундный весовой расход воздуха через двигатель;
- Gт секундный весовой расход топлива
- c5 и p5 –скорость и давление газа в сечении за реактивным соплом, где
воздушная струя имеет цилиндрическую форму и еще не успела перемешаться с воздухом атмосферы.
- c0 -скорость воздушного потока перед входом в двигатель.
- ph – атмосферное давление воздуха.
- F5 – площадь газовой струи в сечении 5-5.
Показателями основных параметров двигателя являются:
Удельная тяга Руд – тяга, получаемая с 1кг воздуха проходящего через двигатель за 1 сек. Она характеризует размеры и вес двигателя. Чем больше удельная тяга, тем меньше при данной общей тяге размеры и вес двигателя. Для современных ТРД Руд составляет 55-65 кг сек/ кг возд.
Тяговая мощность – показатель мощности двигателя в зависимости от скорости полета.
N= P c0 /75
Удельный расход топлива Суд – показатель экономичности двигателя, указывающий какое количество топлива надо израсходовать для того, чтобы получить 1кг тяги.
Чем меньше величина Суд тем экономичнее двигатель.
Кроме перечисленных выше параметров характеризующих ТРД еще есть такие показатели как: термический КПД; тяговый КПД; полный КПД; удельный вес двигателя, удельная лобовая тяга и другие.
Как у поршневых, так и у ТРД имеются характерные эксплуатационные режимы работы
Максимальный (взлетный) – соответствующий максимально допустимому числу оборотов и наибольшей тяге двигателя. Поскольку режим является напряженным, то время работы на нем ограничивается 5-10 минутами.
Номинальный – при работе на этом режиме обороты на 3-4% меньше максимальных, а тяга 10% меньше максимальной тяги. Время непрерывной работы на нем, как правило, ограничено.
Крейсерский (эксплуатационный) - соответствует числу оборотов на 10% меньше максимальных и тяге равной 75-80% от максимальной. Такой режим еще называют Максимально крейсерским или режимом максимальной дальности.
Если тяга составляет 50-60% от максимальной тяги, то такой режим называют Минимально крейсерским или режимом максимальной продолжительности.
Режим малого газа (оборотов холостого хода двигателя) – режим при котором двигатель имеет минимальное число оборотов, но работает устойчиво и при этом тяга его составляет только 3-5% от максимальной тяги. В некоторых случаях работа на этом режиме может ограничиваться по времени во избежание местного перегрева соплового аппарата или газовой турбины.
Турбовинтовые двигатели
Турбовинтовой двигатель (ТВД) это — газотурбинный двигатель, у которого турбина развивает мощность большую, чем мощность, необходимая для вращения компрессора и передает эту избыточную мощность на воздушный винт.
Если в ТРД энергия газов, поступающих на колесо турбины используется не полностью, а только та ее часть, которая необходима для вращения компрессора, а остальная, большая часть, реализуется в виде энергии струи истекающих газов, то в ТВД энергия газов поступающих на колесо турбины большей частью используется для вращение компрессора и воздушного винта, а меньшая реализуется в виде реактивной струи.
Конструктивно ТВД имеет в основном те же узлы с теми же функциями, что у ТРД: входное устройство, компрессор, диффузор, камеру сгорания, сопловой аппарат, газовую турбину и удлинительную трубу для вывода газов за пределы конструкции ВС и реактивное сопло.
Форсажная камера у ТВД отсутствует. По большому счету и в реактивном сопле у ТВД нет необходимости, так как на газовой турбине реактивные газы почти полностью расширяются и почти полностью теряют всю свою кинетическую энергию.
Среди ТВД, используемых на самолетах и на вертолетах имеются, существенные конструктивные различия, связанные с отбором мощности от турбины и передачи ее на воздушный винт.
Самолетные ТВД это двигатели с жестким приводом редуктора, установленного на переднем продолжении вала ротора двигателя (перед компрессором), снижающем обороты до заданных и передающем крутящий момент на воздушный винт с изменяемым шагом
Вертолетные ТВД являются двигателями с так называемой “ свободной турбиной” (точнее говоря – с отдельной автономной турбиной воздушного винта), которая не связана с ротором двигателя, а является автономным узлом, использующим остаток энергии газов истекающих из камеры сгорания, после прохождения ими соплового аппарата и газовой турбины ротора двигателя. Между турбиной ротора двигателя и “свободной турбиной воздушного винта” существует только газодинамическая связь. “Свободная турбина” жестко сидит на валу, передающему крутящий момент на редуктор воздушного винта, находящемуся сзади двигателя.
Так как тяга ТВД состоит из тяги образуемой воздушными винтами и тяги от истекающих реактивных газов, то формула тяги ТВД будет иметь следующий вид:
Р = Рв+ Рр
Тяга, развиваемая воздушным винтом равна
Рв = 75 Ne ή в / Со
Где: Ne -эффективная мощность двигателя
ή в -КПД винта
Со -скорость полета
Реактивная тяга Рр = Gв (c 4– c0) /g
Gв –секундный расход топлива через двигатель
c 4 - скорость истечения газов через сечение выходного сопла
c0 - скорость воздушного потока на входе в двигатель
Полная тяга ТВД равна:
Р= 75 Ne ή в / Со + Gв ( c 4– c0) /g
Достоинством и преимуществом ТВД и двухконтурных ТРД над одноконтурными ТРД на относительно малых (до 1000- 1200км\час) скоростях полета являются:
- Высокая тяга, обусловленная тем, что отбрасываемый винтом ТВД воздушный поток имеет меньшую, чем реактивная струя ТРД скорость, но в него вовлекается большая масса воздуха. Так если уменьшить скорость отброса воздушного потока в два раза, то за счет одного и того же количества энергии можно увеличить его массу в четыре раза, что приведет к возрастанию тяги в два раз.
Это достоинство исчезает, по мере того как скорость полета приближается к скорости отбрасываемой винтом воздушной массы, в результате чего уменьшается КПД воздушного винта.
- Удельный расход топлива (количество топлива необходимое для создания 1кг тяги) на взлетном режиме у ТВД примерно в 4 раза меньше чем у ТРД. Кроме того, он уменьшается с увеличением высоты и скорости полета в большей мере, чем это происходит у одноконтурных ТРД.
megalektsii.ru
Поршневой авиационный двигатель ВД-4К (М-253К).
Разработчик: ОКБ-36 (г. Рыбинск) Страна: СССР Начало разработки: 1949 г. Постройка: 1950 г.
М-253К (ВД-4К) — советский авиационный двигатель комбинированного типа (турбокомпаундный), выполненный по схеме звезды блоков. Двигатель представляет собой 24-цилиндровую блочную звезду (шесть блоков по 4 цилиндра в каждом).
История комбинированного двигателя ВД-4К не совсем обычна и уходит своими корнями в довоенный период. Дело в том,что создавать его начали не в специализированном авиадвигателестроительном КБ, а на одной из кафедр МАИ. В конце 1938 года тогдашний Нарком авиационной промышленности М.М.Каганович предложил заведующему кафедрой «Конструкция авиадвигателей» Г.С.Скубачевскому заняться проектированием нового авиационного двигателя. Обычно параметры новой разработки в области двигателестроения выбираются на основе длительного анализа тенденций и перспективных потребностей собственного самолетостроения, а также состояния аналогичных отраслей техники за границей. М.М.Каганович, человек в общем-то не плохой, но попавший на должность за свою преданность идеям и вождям, душа номенклатурная (сегодня директор бани, завтра глава Авиапрома), будучи не очень сведующим во всяких тонкостях «Предварительного выбора основных параметров на проектирование», попросту умножил на два данные двигателя М-105. Отсюда получилось, что новый двигатель должен был развивать мощность 2100-2300 л.с. на высоте 8000 м.
Г.С.Скубачевский с группой студентов и аспирантов проработал три варианта компоновки 24 цилиндрового двигателя: Х-образный, Н-образный и своеобразную четырехрядную звезду с шестью цилиндрами в каждом ряду. Последний вариант оказался самым удачным:его диаметр составлял всего 1065 мм, как у мотора М-11. Предполагалось, что для повышения высотности будет использован трех-скоростной центробежный нагнетатель, а КПД силовой установки поднимут винты противовращения.
В июле 1939 года появилось постановление правительства о о проектировании двигателя, получившего название М-250. В МАИ создается специальное КБ-2,комплектуется оно из студентов,аспирантов и сотрудников ЦИАМ, были привлечены преподаватели и других кафедр МАИ. Развернулись работы по проектированию и уже 1 апреля 1940 года проект М-250 проходит комиссию НИИ ВВС, принимается решение о постройке опытного двигателя на заводе №16 в Воронеже. Первый запуск М-250 на стенде был произведен в роковой день 22 июня 1941 года. На испытаниях двигатель показал заявленную мощность 2500 л.с. Затем спарадические работы над двигателем в условиях войны и эвакуации. По настоящему к теме вернулись в 1946 году, когда было получено задание на двигатель мощностью в 3500 л.с., для новых тяжелых туполевских машин. ОКБ-36 в Рыбинске под руководством В.А.Добрынина, основываясь на теоретическом и практическом заделах по М-250, в короткий срок создает двигатель М-251ТК (ВД-3ТК).
В январе 1949 года ОКБ-36 предлагает на базе М-251ТК создать новый комбинированный ‘двигатель М-253К на максимальную мощность 4300 л.с. и с удельными расходами топлива на крейсерских режимах в пределах 0,185 — 0,195 кг/л.с.ч. Работы шли в рамках проектирования самолета «85», темы определенной в тот период для МАП, как самой важной.
В основу проекта М-253К были положены следующие принципы:— минимальные изменения в конструкции М-251ТК, что оправдывалось высокой доведеностью и надежностью узлов и агрегатов М-251ТК, подтвержденными в ходе испытаний, а также малым временем отпущенным на разработку;— максимальное использование энергии выхлопных газов с целью минимального форсирования основного поршневого двигателя по наддуву и получения заданных расходов топлива (увеличение наддува, по сравнению с М-251ТК, было произведено на взлетном режиме всего лишь на 7%).
М-253К должен был представлять собой комбинированную установку, состоящую из двух силовых агрегатов, двигателя с тремя импульсными турбинами и турбокомпрессора с регулируемым реактивным соплом, которые получали энергию от выхлопных газов двигателя. Применение импульсных турбин позволяло обеспечить улучшение экономичности на 10-11 %, применение мощного турбокомпрессора с высотностью 11000 м, с большим КПД на всех режимах, с использованием реакции выхлопных газов в регулируемом реактивном сопле позволяло увеличить эксплуатационную экономичность на 20-25%.
В сентябре 1949 года был закончен рабочий проект и разработаны чертежи новых узлов — импульсных турбин и турбокомпрессора ТК-36. В ходе проектирования была уменьшена работа сжатия в ПЦН, применен впрыск во-доспиртовой смеси для форсированных режимов. В результате проведенной работы ОКБ-36 удалось получить эффективный и вполне надежный агрегат, основу которого составлял отработанный поршневой двигатель. Его рациональная схема, в виде четырехрядной шестиблочной звезды с жидкостным охлаждением, позволила создать компактную и жесткую конструкцию, обеспечившую малую удельную массу и высокие тактико-технические данные.В том же сентябре 1949 года Постановлением за № 3929-1608 по самолету «85» к двигателю М-253К выдвигались следующие основные требования:— взлетная мощность — 4300 л.с;— номинальная мощность на высоте 8000-9000 м — 3200 л.с;— удельный расход топлива на режиме 0,5-0,6 номинальной мощности — 0,185-0,195 кг/л.с.ч;— сухая масса (без агрегата наддува) — 1900 кг.
В декабре 1950 года необходимо было предъявить двигатель на Государственные 100-часовые стендовые испытания. Для стендовых и летных испытаний необходимо было в короткий срок построить 20 экземпляров М-253К.
М-253К (ВД-4К). Схема.
В январе 1950 года был готов первый двигатель, затем были построены еще 23 двигателя. В июне-декабре на нескольких двигателях проводятся 100-часовые заводские испытания. В декабре 1950 года М-253К вместе с ТК-36 предъявляется на Государственные стендовые испытания, которые он с положительными результатами закончил в начале февраля 1951 года, подтвердив полное соответствие всех параметров заданным, а также надежность конструкции. По окончании Госиспытаний М-253К получает обозначение ВД-4К.
Двигатель ВД-4К.
Во второй половине 1950 года ВД-4К был установлен на летающую лабораторию Ту-4ЛЛ. К концу 1950 года был закончен первый этап летных испытаний. Испытывался один опытный ВД-4К, остальные три были штатные АШ-73ТК. Эти работы проводил ЛИИ и их положительные результаты стали веским основанием для установки на первый самолет «85» этих двигателей. Конкуренты из ОКБ-19 со своим более мощным, но более «сырым» АШ-2К к первому вылету не успевали. Дальнейшие испытания и доводки ВД-4К шли в ходе выполнения программы совместных испытаний на самолете «85», а также параллельно продолжавшихся испытательных полетов Ту-4ЛЛ с ВД-4К. На лаборатории проверялись все мероприятия по доработкам двигателя. Это способствовало ускорению процесса совместных испытаний. В частности, на Ту-4ЛЛ был отработан дополнительный вентилятор в системе охлаждения двигателя.
Окончательно ВД-4К закрепился за самолетом «85» в конце мая 1951 года, когда было решено поднимать «85» в первый полет с ВД-4К, так как АШ-2К все еще страдал от «детских болезней». В ходе доводки мотоустановки Ту-85 на ВД-4К установили вентилятор принудительного охлаждения. Мощность передавалась при помощи одновального планетарного редуктора с встроенной системой вентиляции двигателя на воздушный винт, пятилопастной АВ-55 или четырёхлопастной АВ-44.
Ту-85 с двигателями ВД-4К.
С официальным завершением программы создания Ту-85, постепенно были свернуты работы по ВД-4К. Создание и летные испытания ВД-4К стали вершиной развития поршневого авиационного двигателестроения. Это потребовало решения большого круга задач в области прочности и динамики машин, теплотехники, газовой динамики, материаловедения и технологии производства.
За создание ВД-4К группе работников ОКБ-36 и ЦИАМ была присуждена в 1951 году Сталинская премия.
ТТХ:
Диаметр цилиндров, мм: 148Ход поршня, мм: 144 ммКоличество цилиндров: 24Сухой вес, кг: 2065 (без турбонагнетателя)Объём, л: 59,43Мощность, л.с.: 3250/4300Степень сжатия: 7,0Компрессор: одноступенчатый односкоростной ПЦНСистема охлаждения: жидкостное охлаждение.
.
.
Список источников:В.Р.Котельников. Отечественные авиационные поршневые моторы.В.Ригмант. Последнии поршневые бомбардировщики.ЦАГИ. Самолетостроение в СССР 1917-1945 гг. Книга II.
xn--80aafy5bs.xn--p1ai
Tweet Здравствуйте, уважаемые читатели! Сегодня поговорим о воздухозаборниках. Тема эта достаточно сложная (как и многое в авиации). Попытаюсь, как всегда, побольше упростить для общего знакомства… Увидим, что из этого выйдет :-)… {lang: ‘ru’}
Tweet Здравствуйте, уважаемые читатели! «Турбинная» тема настолько же сложна, насколько и обширна. Поэтому о полном ее раскрытии говорить, конечно, не приходится. Займемся, как всегда, «общим знакомством» и «отдельными интересными моментами»… При этом история турбины авиационной совсем коротка по сравнению с … Читать далее →
Рубрики АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ | Метки авиационная турбина |Tweet Здравствуйте, уважаемые читатели! Двигатель этого типа в нынешнем классификационном списке авиационных силовых установок не значится и в реальной эксплуатации не используется. Многие люди о нем даже никогда и не слышали. Однако, он, фактически ровесник первых аэропланов, имеет любопытную историю … Читать далее →
Tweet Здравствуйте! Эта небольшая статья посвящена характерным особенностям турбовинтовентиляторного двигателя (ТВВД), как типа. Термин « ТВВД» уже появлялся ранее на сайте. Однако, периодически возникающие вопросы читателей требуют, похоже, отдельного упоминания, некоторого уточнения и возможного упорядочения общих принципов концепции такого двигателя. … Читать далее →
Tweet Здравствуйте! Сегодня общее знакомство с еще одним важным элементом конструкции турбореактивного двигателя. Одним из составных элементов любого газотурбинного двигателя является так называемое выходное устройство. Конструктивное исполнение его довольно разнообразно. Это может быть реактивное сопло, диффузор или газоотводящий патрубок, устройство … Читать далее →
Рубрики АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ | Метки реактивное сопло |Tweet Здравствуйте, уважаемые читатели! Тема сегодня достаточно непростая из-за своей изначальной обширности и сложности теории осевого компрессора. По крайней мере для меня она всегда в определенных аспектах была таковой :-). Но исходя из политики сайта постараюсь ее сократить до основных … Читать далее →
Tweet Здравствуйте, друзья! Сегодня небольшой общий обзор, посвященный отечественному турбовентиляторному двигателю ПС-90А. Во второй половине 70-х годов в Советском Союзе вышло постановление Совета Министров СССР, касающееся развития и совершенствования тогдашнего парка самолетов гражданской авиации. Речь шла о разработке новых магистральных … Читать далее →
Tweet Здравствуйте! На этом сайте в одной из ранних статей уже приводилось достаточно известное высказывание о том, что двигатель – это сердце самолета. Звучит, может быть, несколько пафосно (кому как :-)), но аналогия верная. Ведь не будет работать двигатель, и … Читать далее →
Рубрики АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ | Метки камера сгорания |Tweet Здравствуйте, уважаемые читатели! В конце 90-х годов крупнейшие мировые авиастроительные компании Boeing и Airbus, оценивая состояние и возможности рынка авиационной техники, были всерьез озадачены вопросом создания самолета VLCT (Very Large Commercial Transport). Это должен был быть, в первую очередь, … Читать далее →
Tweet Здравствуйте, друзья! Сегодня вторая статья в рубрике кратких обзоров, посвященная еще одному двигателю, который в последнее время стал достаточно заметным объектом для обсуждения в авиационных и околоавиационных кругах. Это двигатель SaM146. Однако, поле для обзорного освещения этого движка не … Читать далее →
avia-simply.ru
Tweet Здравствуйте, уважаемые друзья! Думаю не ошибусь, если скажу, что современный турбореактивный двигатель во всем своем видовом многообразии — это настоящий шедевр инженерной и научно-технической мысли. Причем так можно сказать относительно любой области практической науки, будь то материаловедение или автоматика, … Читать далее →
Tweet Здравствуйте, уважаемые читатели! Пару слов перед началом. Статья на тему «Реверс тяги двигателя самолета» уже присутствует на моем сайте. Постоянные посетители наверняка об этом знают. Однако написана она была больше года назад, когда сайт был еще другим, и опыт … Читать далее →
Tweet Здравствуйте, друзья! В последнее время на сайте появились комментарии, касающиеся авиационного топлива и понятий ему сопутствующих, в частности экологичности, стоимости и мировых запасов сырья для его производства. Вопрос на самом деле не праздный. Им в наше время занимаются на … Читать далее →
Tweet Здравствуйте, друзья! Современный авиационный турбореактивный двигатель – агрегат настолько же мощный, насколько и сложный и чувствителен к среде, в которой работает. Если его заставить работать в несвойственных ему условиях, то возможны всякие неприятности. ТРД – это, как известно, сердце … Читать далее →
Tweet Привет, друзья! Сегодня поговорим о двигателе, эра расцвета которого пришлась на тот период времени, когда авиация еще не вышла из состояния «летающих этажерок», но когда эти самые этажерки уже чувствовали себя в воздухе достаточно уверенно. Основные принципы самолето- и … Читать далее →
Tweet Здравствуйте, друзья! Итак, высокая тяговая эффективность плюс экономичность. Два кита современного авиационного двигателестроения. И то и другое очень важно. Но для газотурбинного двигателя (ГТД) совместить эти два часто противоположных понятия бывает достаточно сложно. Из всех ГТД, используемых на самолетах, … Читать далее →
Tweet Здравствуйте, друзья! В сегодняшней небольшой статье продолжаем более конкретное знакомство с типами авиационных двигателей. Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) уже не раз упоминался по сайту и осталось только познакомиться с ним поближе. Главная идея статьи в том, чтобы понять каково, … Читать далее →
Рубрики АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ | Метки ТРДД |Tweet Привет, друзья! Сегодняшний разговор начинаем со всем и каждому известного слова «форсаж«. Однако, сегодня наиболее частая ассоциация в этом случае проводится с серией известных фильмов «Форсаж». Я смотрел только первых три, далее счет уже потерял, стало скучно . Поэтому … Читать далее →
Рубрики АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ | Метки ТРДФ |Tweet Здравствуйте! Сегодня совсем небольшая статья об агрегате отнюдь не маленького значения. Вспомогательная силовая установка (ВСУ). О ней я за короткий срок уже дважды упоминал на страницах своего сайта. Но она заслуживает того, чтобы ей была посвящена отдельная, пусть и … Читать далее →
Рубрики АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ | Метки авиационный двигатель |Tweet Привет! Сегодня продолжаем серию рассказов о типах авиационных двигателей. Как известно, основной узел любого газотурбинного двигателя ( ГТД) – это турбокомпрессор. В нем компрессор работает в связке с турбиной, которая его вращает. Функции турбины этим могут и ограничиться. Тогда … Читать далее →
Рубрики АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ | Метки авиационный двигатель |avia-simply.ru
Поршневой авиационный двигатель
Энциклопедия «Техника». — М.: Росмэн. 2006.
.
Авиационный двигатель — силовая энергетическая установка самолетов, вертолетов. Авиационный двигатель подразделяются на поршневые, газотурбинные и реактивные. EdwART. Толковый Военно морской Словарь, 2010 … Морской словарь
авиационный двигатель — Двигатель, служащий для приведения в движение летательных аппаратов (самолетов, вертолетов, дирижаблей и других), предназначенных для полетов в околоземном воздушном пространстве. Основными типами авиационных двигателей самолетов являются… … Справочник технического переводчика
Авиационный двигатель — тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и др.). К А. д. предъявляются весьма высокие требования: максимальная мощность (или тяга) в агрегате при минимальной массе, относимой к… … Большая советская энциклопедия
Авиационный двигатель — Запрос «Авиадвигатель» перенаправляется сюда; см. также другие значения. По теме Авиационный двигатель должна быть отдельная статья, а не страница разрешения неоднозначностей. После создания основной статьи страницу разрешения неоднозначностей,… … Википедия
авиационный двигатель — aviacinis variklis statusas T sritis Energetika apibrėžtis Variklis orlaiviams (lėktuvams, sraigtasparniams, dirižabliams ir kt.) skraidyti Žemės oro erdvėje. atitikmenys: angl. aeroplane engine; airplane engine vok. Flugzeugmotor, m rus.… … Aiškinamasis šiluminės ir branduolinės technikos terminų žodynas
АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — двигатель для приведения в движение ЛА, совершающих полёты в околоземном возд. пространстве. Осн. типы А. д. турбовинтовые двигатели и воздушно реактивные двигатели (гл. обр. турбореактивные двигатели), работающие на т. н. реактивном топливе, и… … Большой энциклопедический политехнический словарь
Авиационный двигатель — основная часть силовой установки самолётов, вертолётов и других авиационных ЛА. А. д. бывают: поршневые, газотурбинные (турбовинтовые, турбовальные) и реактивные. К последним относятся воздушно реактивные (турбореактивные, пульсирующие,… … Словарь военных терминов
V-образный авиационный двигатель — Авиационный двигатель с двумя рядами цилиндров, оси которых параллельны в каждом ряду и расположены в двух плоскостях, образующих букву V … Политехнический терминологический толковый словарь
однорядный авиационный двигатель — Авиационный двигатель с одним рядом цилиндров, у которых оси параллельны и расположены в одной плоскости … Политехнический терминологический толковый словарь
поршневой авиационный двигатель — традиционно принятое в авиации название поршневого двигателя внутреннего сгорания для привода воздушного и несущего винтов. В отличие от двигателей, устанавливаемых на автомобилях, тепловозах и др. наземных транспортных средствах, авиационные… … Энциклопедия техники
dic.academic.ru
АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ тепловой двигатель для приведения в движение летательного аппарата (самолёт, вертолёт, крылатая ракета, дирижабль и т.п.). Основные требования к авиационному двигателю: малые масса и размеры при необходимых тяге или мощности; высокие надёжность, ресурс работы и топливная экономичность; соответствующие действующим нормам экологических характеристик (шум, вредные выделения в атмосферу). В зависимости от принципа действия авиационные двигатели подразделяют на 3 основных класса: поршневые двигатели внутреннего сгорания, воздушно-реактивные двигатели и ракетные двигатели. С момента зарождения авиации и до конца 2-й мировой войны поршневые двигатели были единственным типом авиационных двигателей, образующих в сочетании с движителем — воздушным винтом - силовые установки летательных аппаратов (ЛА).
В целях повышения высоты и скорости полёта в поршневых авиационных двигателях нашли применение системы наддува, что позволило в 1940-х годах повысить мощность силовых установок до 3000-3500 кВт. Однако характерное для винтомоторных силовых установок падение тяги с ростом скорости полёта не позволяло самолётам с поршневыми авиационными двигателями достигать скоростей выше 700-750 км/ч, что сохранило применение поршневых авиационных двигателей только в авиации общего назначения. Существенный рост скорости и высоты полёта обеспечило появление в 1940-х годах силовых установок на базе воздушно-реактивных двигателей, тяговая мощность которых растёт с увеличением скорости полёта. В таких авиационных двигателях выделяющаяся при сгорании топлива в сжатом воздухе тепловая энергия превращается в кинетическую энергию истекающего из сопла двигателя газа, при этом возникает сила реакции (тяга двигателя). Применение воздушно-реактивных двигателей позволило вначале освоить околозвуковые скорости полёта, а затем достичь на пилотируемых ЛА скоростей, в 2-3 раза превышающих скорость звука. По принципу сжатия воздуха воздушно-реактивные двигатели подразделяют на компрессорные и бескомпрессорные, в зависимости от вида создаваемой тяги - на двигатели прямой и непрямой реакции. Воздушно-реактивные двигатели прямой реакции создают тягу непосредственно путём выброса рабочего тела из реактивного сопла. К ним относятся, например, турбореактивные одноконтурные и двухконтурные двигатели. В воздушно-реактивных двигателях непрямой реакции мощность на валу газовой турбины передаётся движителю - воздушному винту или винтовентилятору для создания тяги. Примером таких двигателей могут служить турбовинтовые двигатели для самолётов, турбовальные - для вертолётов.
Ракетные двигатели относятся к двигателям прямой реакции, которые используют для работы только вещества, имеющиеся на ЛА; в качестве авиационных двигателей практического применения не нашли. В 1960-х годах в США самолёты с установленными на них ракетными двигателями применяли для тренировки астронавтов. Наибольшее распространение в авиации получили турбореактивные двухконтурные двигатели, обладающие оптимальными экономическими и экологическими характеристиками. Дальнейшее совершенствование авиационных двигателей происходит в направлении оптимального сочетания в единой силовой установке ЛА двигателей различный типов с целью создания комбинированных двигателей, применение которых позволит расширить диапазон эксплуатации ЛА по скорости и высоте полёта.
М. М. Цховребов.
knowledge.su
Табл. — Параметры авиационных поршневых двигателей
Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.
.
двигатель авиационный — Рис. 1. Зависимость тяги от скорости полёта. двигатель авиационный тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и пр.). С момента зарождения авиации и до конца 2 й мировой войны… … Энциклопедия «Авиация»
двигатель авиационный — Рис. 1. Зависимость тяги от скорости полёта. двигатель авиационный тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и пр.). С момента зарождения авиации и до конца 2 й мировой войны… … Энциклопедия «Авиация»
двигатель внутреннего сгорания — (ДВС), тепловой двигатель, в котором часть химической энергии топлива, сгорающего в рабочей полости, преобразуется в механическую энергию. По роду топлива различают жидкостные и газовые ДВС; по рабочему циклу – непрерывного действия, двух – и… … Энциклопедия техники
двигатель внутреннего сгорания — (ДВС) тепловой двигатель, внутри которого происходит сжигание топлива и преобразование части выделившейся теплоты в механическую работу. К ДВС относятся поршневые, газотурбинные, прямоточные, ракетные и различные комбинированные двигатели … Энциклопедия «Авиация»
двигатель внутреннего сгорания — (ДВС) тепловой двигатель, внутри которого происходит сжигание топлива и преобразование части выделившейся теплоты в механическую работу. К ДВС относятся поршневые, газотурбинные, прямоточные, ракетные и различные комбинированные двигатели … Энциклопедия «Авиация»
Двигатель GE90 — Авиационный двигатель GE90 115B Авиационный двигатель GE90 GE90 производства General Electric семейство турбовентиляторных двигателей для гражданской авиации. Содержание … Википедия
Авиационный двигатель — силовая энергетическая установка самолетов, вертолетов. Авиационный двигатель подразделяются на поршневые, газотурбинные и реактивные. EdwART. Толковый Военно морской Словарь, 2010 … Морской словарь
авиационный газотурбинный двигатель — авиационный газотурбинный двигатель; газотурбинный двигатель Тепловая машина, предназначенная для превращения тепла в кинетическую энергию реактивной струи и в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой (машины) являются … Политехнический терминологический толковый словарь
авиационный двигатель — Двигатель, служащий для приведения в движение летательных аппаратов (самолетов, вертолетов, дирижаблей и других), предназначенных для полетов в околоземном воздушном пространстве. Основными типами авиационных двигателей самолетов являются… … Справочник технического переводчика
Двигатель J79 — Авиационный двигатель General Electric J79 Двигатель J79 производства General Electric турбореактивный двигатель с форсированной тягой, используемый для истребительной и бомбардировочной авиации. Компрессор двигателя … Википедия
dic.academic.ru
