Рис. 10.26 | Рис. 10.27 |
называется турбокомпрессором). Пройдя через газовую турбину, продукты сгорания расширяются в сопле.
Из сказанного следует, что цикл ТРД осуществляется следующим образом (р, v-диаграммана рис. 10.27): сжатие воздуха в турбокомпрессоре1) от атмосферного давления p1 до давления p2 происходит по адиабате1-2.Затем к рабочему телу подводится теплота q1, выделяющаяся при сгорании топлива; этот
процесс происходит при постоянном давлении (изобара 2-3).Расширение рабочего тела (воздух + продукты сгорания) в газовой турбине и затем в реактивном сопле 5 двигателя осуществляется по адиабате3-4(от точки 3 до точки b — отдача работы в газовой турбине, а от точки b до точки 4 — ускорение потока в сопле). Цикл замыкается изобарой4-1при давлении, равном атмосферному.
Из сказанного следует, что цикл ТРД принципиально ничем не отличается от цикла газотурбинной установки со сгоранием при p = const, рассмотренного нами в § 10.2. Следовательно, полученные ранее соотношения полностью применимы и к циклу ТРД. Турбокомпрессорный воздушно-реактивныйдвигатель
внастоящее время является основным типом двигателя для скоростных самолетов.
Вбескомпрессорных ВРД, как это следует из самого названия двигателя, компрессор отсутствует и предварительное сжатие воздуха осуществляется только за счет торможения набегающего потока воздуха.
Бескомпрессорные ВРД подразделяются на две группы — прямоточные бескомпрессорные двигатели (ПВРД) и пульсирующие бескомпрессорные двигатели (ПуВРД).
Схема ПВРД представлена на рис. 10.28. В этой схеме отсутствуют компрессор и турбина. Сжатый в диффузоре 1 от атмосферного давления p1 до дав-
ления р2 воздух поступает в камеру сгорания 2, в которую впрыскивается жид-
кое топливо. Процесс сгорания происходит при практически постоянном давлении (p2 = const). Продукты сгорания, имеющие высокую температуру, выте-
кают из сопла 3.
Таким образом, цикл ПВРД (р, v-диаграммана рис. 10.29) состоит из адиабаты сжатия воздуха в диффузоре(1-2),изобары процесса сгорания(2-3),адиабаты расширения в сопле(3-4)и замыкающей цикл изобары охлаждения продуктов сгорания при атмосферном давлении(4-1).С точки зрения термодинамики цикл ПВРД аналогичен циклу газотурбинной установки со сгоранием при p = const и циклу ТРД. В соответствии с уравнением (10.45) термический КПД этого цикла будет тем больше, чем больше степень повышения давления β = p2 ⁄ p1 , т.е. чем
выше скорость движения самолета, на котором установлен этот двигатель, обус-
1) При движении реактивного самолета с большой скоростью частичное сжатие воздуха происходит за счет торможения набегающего потока воздуха в диффузоре (участок1-ана рис. 10.27).
studfiles.net
Изобретение относится к области эксплуатации авиационных двигателей, в частности к эксплуатации двигателей в пределах установленного ресурса. Целью данного изобретения является достижение нового технического результата, заключающегося в определении выработки ресурса двигателем с учетом его нагруженности в рабочих условиях, что позволит увеличить его фактическую наработку в эксплуатации без проведения работ по увеличению назначенного ресурса. Способ эксплуатации двигателя включает в себя установку его ресурса в соответствии с установленной нагруженностью, эксплуатацию двигателя в пределах этого ресурса и оценку его технического состояния. Новым в данном способе является то, что при оценке технического состояния определяют нагруженность двигателя в рабочих условиях, сравнивают ее с установленной нагруженностью, определяют коэффициент соответствия нагруженности в рабочих условиях и установленной, определяют приведенную наработку с учетом коэффициента соответствия и судят о возможности дальнейшей эксплуатации двигателя по разности этого ресурса и приведенной наработки. 2 ил.
Изобретение относится к области эксплуатации авиационных двигателей, в частности к эксплуатации двигателей в пределах установленного ресурса.
Известен способ эксплуатации авиационного двигателя, при котором устанавливают его ресурс (до первого капитального ремонта, межремонтный, назначенный) в соответствии с установленной нагруженностью и осуществляют эксплуатацию двигателя в пределах установленного ресурса [Положение об установлении ресурсов газотурбинных двигателей гражданской авиации, их агрегатов и комплектующих изделий, издание 3, ЦИАМ, ГосНИИГА, Москва, 1994, с.10, п. 3.10.3 - аналог]. Недостатком данного способа является то, что эксплуатация двигателя производится только в пределах установленных ресурсов и не учитывает техническое состояние двигателя, позволяющее его дальнейшую эксплуатацию. Также известен способ эксплуатации авиационных двигателей, при котором устанавливают его ресурс (до первого капитального ремонта, межремонтный, назначенный) в соответствии с установленной нагруженностью, осуществляют наработку двигателя в пределах этого ресурса и производят оценку его технического состояния. В случае удовлетворительного технического состояния двигатель эксплуатируют сверх установленного межремонтного ресурса, но в пределах назначенного ресурса [Положение об установлении ресурсов газотурбинных двигателей гражданской авиации, их агрегатов и комплектующих изделий, издание 3, ЦИАМ, ГосНИИГА, Москва, 1994, с.18, п. 5.8.3 - прототип]. К недостаткам данного способа можно отнести то, что о выработке назначенного ресурса судят без учета нагруженности двигателя в реальных условиях. Если нагруженность двигателя в реальных условиях была ниже установленной, несмотря на удовлетворительное состояние двигателя, при выработке назначенного ресурса он подлежит списанию. Это объясняется невозможностью эксплуатации двигателя сверх назначенного ресурса, обусловленной нормативными документами без проведения комплекса работ, включающего дефектацию двигателя, проведение испытаний по увеличению назначенного ресурса основных деталей и т.д. Целью предлагаемого решения является устранение вышеуказанных недостатков и достижение нового технического результата, заключающегося в определении выработки ресурса двигателем с учетом его нагруженности в рабочих условиях, что позволит увеличить его фактическую наработку в эксплуатации без проведения работ по увеличению назначенного ресурса. В данном способе эксплуатации двигателя, при котором устанавливают его ресурс в соответствии с установленной нагруженностью, осуществляют эксплуатацию двигателя в пределах этого ресурса и производят оценку его технического состояния. Новым в данном способе является то, что при оценке технического состояния определяют нагруженность двигателя в рабочих условиях, сравнивают ее с установленной нагруженностью, определяют коэффициент соответствия нагруженности в рабочих условиях и установленной, определяют приведенную наработку с учетом коэффициента соответствия и судят о возможности дальнейшей эксплуатации двигателя по разности этого ресурса и приведенной наработки. На прилагаемых чертежах изображено: фиг.1 - типовой полетный цикл двигателя Д-30 КП/КП-2; фиг.2 - реальный полетный цикл двигателя. По оси абсцисс располагается время от запуска двигателя до его остановки за один полет. По оси ординат отмечены режимы работы двигателя: Взл - взлетный (максимальный) режим; Ne - номинальный режим; МГ - малый газ; РУ - включение реверсивного устройства. Пример реализации предлагаемого способа эксплуатации двигателя. Двигателю Д-30КП при изготовлении устанавливают назначенный ресурс Nч = 6500 ч; Nц = 3375 полетных циклов. Данный ресурс устанавливают в результате проведения комплекса расчетно-экспериментальных работ в соответствии с установленной нагруженностью двигателя, которая задана обобщенным полетным циклом (ОПЦ) в виде зависимости режимов работы двигателя от времени полета от его запуска до остановки (см. фиг.1). Затем двигатель эксплуатируют в авиакомпании "Алроса" г. Мирный. На фиг. 2 представлен реальный полетный цикл двигателя Д-30КП-2, по которому определяют нагруженность двигателя в рабочих условиях. Сравнение установленной нагруженности двигателя в ОПЦ и нагруженности в рабочих условиях показало, что с точки зрения малоцикловой усталости эти циклы эквивалентны. По накоплению повреждаемости с точки зрения длительной прочности реальный рабочий цикл на ~20% менее нагружен, чем ОПЦ. На основании этого сравнения определяют коэффициент соответствия рабочей нагруженности и установленной, который в данном случае равен 0,817. С учетом этого коэффициента определяют приведенную наработку: после выработки ресурса Nч = 6500 ч приведенная наработка будет Nпривед = 6500
Nц = Nч-Nпривед = 6500-5310 = 1190 ч. При этом назначенный ресурс в циклах не будет превышен, поскольку продолжительность полетного цикла в рабочих условиях значительно больше, чем продолжительность ОПЦ. Если эксплуатация двигателя после пересчета наработки будет производиться с сохранением условий, то после выработки 1190 ч может быть сделано повторное приведение, что даст возможность дополнительно эксплуатировать двигатель еще в течение Nц-Nц0,817 = 217 ч.Формула изобретения
Способ эксплуатации двигателя, при котором устанавливают его ресурс в соответствии с установленной нагруженностью, осуществляют эксплуатацию двигателя в пределах этого ресурса и производят оценку его технического состояния, отличающийся тем, что при оценке технического состояния определяют нагруженность двигателя в рабочих условиях, сравнивают ее с установленной нагруженностью, определяют коэффициент соответствия нагруженности в рабочих условиях и установленной, определяют приведенную наработку с учетом коэффициента соответствия и судят о возможности дальнейшей эксплуатации двигателя по разности этого ресурса и приведенной наработки.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2В них теплота от сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию газообразных продуктов сгорания, истечение которых создает тягу двигателя
(3.18.)
Где
G – массовый секундный расход газов, кг/с;
– скорость истечения газов из сопла, м/с;
, м/с;
По способу организации горения топлива реактивные двигатели делятся на две группы:
Воздушно – реактивные двигатели (ВРД)
А) компрессорные (турбореактивные) ВРД,
Б) бескомпрессорные ВРД (прямоточные и пульсирующие)
2) реактивные двигатели (РД),
А) жидкостные (ЖРД),
Б) твердотопливные (РДТТ).
В ПВРД сгорание топлива происходит при , а в качестве окислителя топлива используется кислород атмосферного воздуха. Сжатие воздуха происходит за счет скоростного напора.
Схема бескомпрессорного ВРД, представлена на рис.3.12., используется для сверхзвуковых скоростей полета.
Рис.3.12. Схема баскомпрессорного прямоточного ВРД и характер изменения параметров рабочего тела в газо-воздушном тракте: 1- диффузор; 2- камера сгорания; 3- турбулизируюшие решетки; 4- форсунки; 5-сопло;6- корпус; 7- стабилизатор.
Воздух поступает в сечение 1 канала со сверхзвуковой скоростью. В диффузоре 1 происходит сжатие воздуха с уменьшением скорости до , где - скорость звука. Сгорание топлива происходит на участке III-IV при постоянном давлении с выделением теплоты .
Увеличение скорости продуктов сгорания до звуковой и сверхзвуковой происходит в сопле 5.
На рис.3.13. представлена схема бескомпрессорного прямоточного ВРД для дозвуковых скоростей полета.
Рис. 3.14. Схема бескомпрессорного прямоточного ВРД для дозвуковых скоростей полета и характер изменения параметров рабочего тела в газо-воздушном тракте:1- диффузор; 2- камера сгорания; 3- сопло; 4- форсунки.
На данной схеме у диффузора 1 нет сужающейся части на входе в канал, так как скорость воздуха в сечении I дозвуковая. На участке между сечениями III и IV скорость продуктов сгорания возрастает. Но не достигает значений скорости звука.
Бескомпрессорные ВРД работают лишь в набегающем потоке воздуха, поэтому требуют принудительного запуска. Воспламенение топливной смеси производится электрической искрой. Температура продуктов сгорания более 2000°С.
Теоретический цикл бескомпрессорного прямоточного ВРД представлен на рис.3.15.
Процессы цикла:
1–адиабатное сжатие набегающего воздуха в диффузоре;
2 - 3 - изобарный (при ) подвод теплоты при сгорании топлива в камере сгорания;
3 – 4 - адиабатическое расширение
Рис.3.15. Цикл ПВРД в P-V диаграмме.
продуктов сгорания в сопле;
4 – 1- изобарный (при ) отвод теплоты при охлаждении удаленных в атмосферу продуктов сгорания до температуры окружающей среды .
По конфигурации цикл ПВРД совпадает с циклом ГТУ, в которой топливная смесь сгорает при . Тогда сразу можно записать по аналогии с (3.1) формулу для термического КПД ПВРД
(3.19)
Где
– степень повышения давления воздуха в диффузоре.
При скоростях полета 900 – 1000 км/час
Эффективно работают ПВРД при , поэтому пуск ПВРД производят после разгона летательного аппарата с помощью стартовых ракетных ускорителей.
studfiles.net
Изобретение относится к области эксплуатации авиационных двигателей, в частности к эксплуатации двигателей в пределах установленного ресурса. Известен способ эксплуатации авиационного двигателя, при котором устанавливают его ресурс (до первого капитального ремонта, межремонтный, назначенный) в соответствии с установленной нагруженностью и осуществляют эксплуатацию двигателя в пределах установленного ресурса [Положение об установлении ресурсов газотурбинных двигателей гражданской авиации, их агрегатов и комплектующих изделий, издание 3, ЦИАМ, ГосНИИГА, Москва, 1994, с.10, п. 3.10.3 - аналог]. Недостатком данного способа является то, что эксплуатация двигателя производится только в пределах установленных ресурсов и не учитывает техническое состояние двигателя, позволяющее его дальнейшую эксплуатацию. Также известен способ эксплуатации авиационных двигателей, при котором устанавливают его ресурс (до первого капитального ремонта, межремонтный, назначенный) в соответствии с установленной нагруженностью, осуществляют наработку двигателя в пределах этого ресурса и производят оценку его технического состояния. В случае удовлетворительного технического состояния двигатель эксплуатируют сверх установленного межремонтного ресурса, но в пределах назначенного ресурса [Положение об установлении ресурсов газотурбинных двигателей гражданской авиации, их агрегатов и комплектующих изделий, издание 3, ЦИАМ, ГосНИИГА, Москва, 1994, с.18, п. 5.8.3 - прототип]. К недостаткам данного способа можно отнести то, что о выработке назначенного ресурса судят без учета нагруженности двигателя в реальных условиях. Если нагруженность двигателя в реальных условиях была ниже установленной, несмотря на удовлетворительное состояние двигателя, при выработке назначенного ресурса он подлежит списанию. Это объясняется невозможностью эксплуатации двигателя сверх назначенного ресурса, обусловленной нормативными документами без проведения комплекса работ, включающего дефектацию двигателя, проведение испытаний по увеличению назначенного ресурса основных деталей и т.д. Целью предлагаемого решения является устранение вышеуказанных недостатков и достижение нового технического результата, заключающегося в определении выработки ресурса двигателем с учетом его нагруженности в рабочих условиях, что позволит увеличить его фактическую наработку в эксплуатации без проведения работ по увеличению назначенного ресурса. В данном способе эксплуатации двигателя, при котором устанавливают его ресурс в соответствии с установленной нагруженностью, осуществляют эксплуатацию двигателя в пределах этого ресурса и производят оценку его технического состояния. Новым в данном способе является то, что при оценке технического состояния определяют нагруженность двигателя в рабочих условиях, сравнивают ее с установленной нагруженностью, определяют коэффициент соответствия нагруженности в рабочих условиях и установленной, определяют приведенную наработку с учетом коэффициента соответствия и судят о возможности дальнейшей эксплуатации двигателя по разности этого ресурса и приведенной наработки. На прилагаемых чертежах изображено:фиг.1 - типовой полетный цикл двигателя Д-30 КП/КП-2;фиг.2 - реальный полетный цикл двигателя. По оси абсцисс располагается время от запуска двигателя до его остановки за один полет. По оси ординат отмечены режимы работы двигателя:Взл - взлетный (максимальный) режим;Ne - номинальный режим;МГ - малый газ;РУ - включение реверсивного устройства. Пример реализации предлагаемого способа эксплуатации двигателя. Двигателю Д-30КП при изготовлении устанавливают назначенный ресурс Nч = 6500 ч; Nц = 3375 полетных циклов. Данный ресурс устанавливают в результате проведения комплекса расчетно-экспериментальных работ в соответствии с установленной нагруженностью двигателя, которая задана обобщенным полетным циклом (ОПЦ) в виде зависимости режимов работы двигателя от времени полета от его запуска до остановки (см. фиг.1). Затем двигатель эксплуатируют в авиакомпании "Алроса" г. Мирный. На фиг. 2 представлен реальный полетный цикл двигателя Д-30КП-2, по которому определяют нагруженность двигателя в рабочих условиях. Сравнение установленной нагруженности двигателя в ОПЦ и нагруженности в рабочих условиях показало, что с точки зрения малоцикловой усталости эти циклы эквивалентны. По накоплению повреждаемости с точки зрения длительной прочности реальный рабочий цикл на ~20% менее нагружен, чем ОПЦ. На основании этого сравнения определяют коэффициент соответствия рабочей нагруженности и установленной, который в данном случае равен 0,817. С учетом этого коэффициента определяют приведенную наработку: после выработки ресурса Nч = 6500 ч приведенная наработка будет Nпривед = 6500•0,817 = 5310 ч. Таким образом, до выработки назначенного ресурса двигатель еще может эксплуатироваться в течение ΔNц = Nч-Nпривед = 6500-5310 = 1190 ч. При этом назначенный ресурс в циклах не будет превышен, поскольку продолжительность полетного цикла в рабочих условиях значительно больше, чем продолжительность ОПЦ. Если эксплуатация двигателя после пересчета наработки будет производиться с сохранением условий, то после выработки 1190 ч может быть сделано повторное приведение, что даст возможность дополнительно эксплуатировать двигатель еще в течение ΔNц2 = ΔNц-ΔNц•0,817 = 217 ч.
Способ эксплуатации двигателя, при котором устанавливают его ресурс в соответствии с установленной нагруженностью, осуществляют эксплуатацию двигателя в пределах этого ресурса и производят оценку его технического состояния, отличающийся тем, что при оценке технического состояния определяют нагруженность двигателя в рабочих условиях, сравнивают ее с установленной нагруженностью, определяют коэффициент соответствия нагруженности в рабочих условиях и установленной, определяют приведенную наработку с учетом коэффициента соответствия и судят о возможности дальнейшей эксплуатации двигателя по разности этого ресурса и приведенной наработки.
bankpatentov.ru
РАЗДЕЛ ПЕРВЫЙ ИСТОЧНИКИ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ НА САМОЛЕТАХ И ВЕРТОЛЕТАХ. ЭЛЕКТРОСТАРТЕРЫ СИСТЕМ ЗАПУСКА АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ [c.3]
Запуск авиационного двигателя 49, 90, 96 [c.300]
Авиационные двигатели запускаются инерционными или пневматическими стартерами при помощи сжатого воздуха, впускаемого, из баллонов высокого давления в рабочий цилиндр, или специальными бензиновыми двигателями. [c.337]
Повреждаемость, накапливаемая в деталях авиационного двигателя от действия низкочастотного нагружения и нагрева (малоцикловое нагружение), зависит от условий работы деталей. В дисках турбин малоцикловое нагружение от повторных запусков, изменений режима, включения реверса проявляется в сочетании статических (от центробежных сил) и термических нагрузок. Как показано в работе [4], в момент запуска двигателя условия работы материала в ободе, на ступице и в полотне диска различны. В ободной части температурные напряжения и напряжения от центробежных сил имеют разный знак, однако при выключении двигателя и продувке холодного воздуха возможен обратный температурный градиент [2], и в этом случае механические и термические напряжения в ободной части суммируются. Максимальные значения нагрузки и температуры при этом не совпадают, т. е. происходит неизотермическое нагружение. В ступице и в полотне диска температурные напряжения суммируются с центробежными и их максимум совпадает в цикле нагружения с моментом достижения максимальной температуры. В остальной части цикла диск работает на стационарном режиме вибрационные напряжения в нем обычно невелики. [c.78]К устройствам запуска реактивных авиационных двигателей относятся пусковые коробки (панели), электростартеры, системы зажигания, электромагнитные топливные краны, пусковые топливные распределители, автоматы времени, контакторы, реле и лампы сигнализации. [c.232]
Процессы режимов запуска, прогрева, опробования, охлаждения и останов авиационного двигателя [c.79]
Система зажигания авиационных двигателей должна удовлетворять ряду требований, главнейшими из которых являются достаточная мощность электрической искры для надежного воспламенения смеси как в условиях нормальной работы, так н в условиях запуска двигателя, когда число его оборотов составляет 40 -Ь 60 в минуту надежность работы при всех условиях эксплуатации и в особенности в условиях полетов на больших высотах возможность изменения момента зажигания в соответствии с режимом работы двигателя отсутствие влияния на работу радиоустановок малый вес и габариты простота установки, сборки и разборки, а также регулировки. [c.283]
Для оборудования самолетов в СССР применяются генераторы типов ГС-10-350, ГС-20-650 и ГС-30-1000. Последняя группа цифр обозначает мощность генератора в ваттах. Самолетные генераторы приводятся в действие от авиационного двигателя через зубчатую передачу с фрикционным устройством, предохраняющим шестерни привода двигателя и вал генератора от поломок при запуске и резких изменениях числа оборотов двигателя. [c.212]
Одним из важнейших условий, влияющих на работу авиационного двигателя, является его температурный режим. Перегрев авиационного двигателя может привести к аварии или к вы ходу из строя отдельных деталей, а в реактивных двигателях и к возникновению пожара. Если недостаточно прогретый при запуске двигатель переводится на рабочий режим или если в полете допущено переохлаждение двигателя, то в работе его наступают перебои, которые могут повлечь за собой аварию самолета. [c.319]
Количество топлива, потребляемое авиационным двигателем в единицу времени, т. е. расход топлива, является одной из характеристик режима работы двигателя. Знание действительного расхода топлива особенно важно при полете на большие расстояния и при большой продолжительности полета. Сравнивая действительный расход топлива с расчетным,, летчик может своевременно принять меры к изменению режима работы двигателя или заметить ненормальности в работе силовой установки. Расход топлива измеряется обычно в кг/час. Приборы, предназначенные для измерения количества жидкости, протекающей в трубопроводе, называются расходомерами. Обычно расходомеры показывают величину расхода в данный момент. Эти показания важны для контроля данного режима работы двигателя. Однако часто необходимо знать-не только расход топлива в данный момент, но и общее количество топлива, израсходованного с момента запуска двигателя. Приборы, которые пока- [c.356]
Успешные опыты применения различных реактивных двигателей, начатые, как указывалось, запуском первой двухступенчатой ракеты в 1939 г. и распространенные с 1940 г. на экспериментальные конструкции самолетов, столь же успешные опыты использования в авиационной технике так называемых жидкостных реактивных двигателей (ЖРД), предпринятые в 1940—1942 гг. и последуюш,ие работы по их совершенствованию — все [c.422]
При батарейном зажигании воспламенение смеси при запуске и на средних, оборотах обеспечивается хорошо, но с увеличением числа оборотов напряжение падает, и зажигание может стать ненадёжным такими характеристиками определяется область применения батарейного зажигания — автомобильные двигатели обычного типа, работающие главным образом на средних оборотах. У магнето, наоборот, на малых оборотах напряжение невелико, и запуск обеспечивается хуже, но зажигание на больших оборотах обеспечено хорошо поэтому магнето применяется на таких двигателях, которые должны длительно и надёжно работать на максимальных оборотах (гоночные, авиационные) или в случае отсут- [c.318]
Циклическое нагружение деталей авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для пассажирских самолетов является обычным при их эксплуатации и связано с повторяющимися в каждом полете запуском, выходом на максимальные значения нагрузок и температур, полетом на стационарных режимах, уменьшением Фяги при посадке и выключении двигателя. Наиболее интенсивному циклическому нагружению, сопровождаемому действием высоких температур, подвергаются рабочие и сопловые лопатки [c.74]
Газотурбинный стартер получил весьма широкое применение на современных авиационных ГТД с большой тягой. Это небольшой газотурбинный двигатель, передающий мощность от турбины на вал ротора запускаемого ГТД. Запуск газотурбинного стартера производится электростартером. [c.186]
Условия нагружения реальных элементов машин и аппаратов весьма разнообразны и часто характеризуются сложными программами, включающими несколько этапов. Такое нагружение будем называть нестационарным. Отдельные этапы нестационарного нагружения могут повторяться (повторно-пере-менное нагружение). Сложный цикл нагружения может включать быстрые изменения напряжений и длительные выдержки реверсы, характеризующиеся сменой знака скорости деформации этапы непропорционального нагружения, изменения температуры. Характерным примером нестационарных условий нагружения является полетный цикл авиационного газотурбинного двигателя. Нагрузки, действующие на его детали, и температурные поля изменяются в соответствии с режимами работы двигателя на разных этапах полета (взлет, набор высоты, движение по прямой, снижение, посадка). Среди этих режимов есть длительные, при которых условия работы деталей близки к стационарным, и переходные, когда эти условия (нагрузка, температура) меняются быстро. В качестве примера на рис. А. 1.1 схематически показано изменение параметров нагружения диска турбины от запуска до останова (п — скорость вращения). [c.16]
При подготовке авиационной техники к полетам и во время проведения полетов, особенно при обучении молодых летчиков, возникают ситуации, когда инженерно-технический состав должен принимать срочные меры по ликвидации последствий неисправностей и спасению экипажа. Их принято называть особыми случаями. К ним относятся выкатывание самолета при пробеге за пределы ВПП самовыключение двигателя при разбеге, пробеге и рулении отказ тормозов самолета при пробеге или рулении посадка самолета на ВПП или вне ее с убранным шасси складывание или подлом шасси при пробеге, разбеге, рулении, порыв покрышек колес шасси при пробеге, разбеге и рулении самолета вынужденная посадка самолета с грузами и пассажирами пожар на самолете, на земле пря запуске двигателя или при других обстоятельствах стихийные бедствия (шторм, наводнение, пожар на аэродроме и др.). [c.122]
Промысловые газы до использования их в качестве топлива проходят специальную переработку, причем из них выделяются более тяжелые углеводороды, которые конденсируются при обычных температурах. Эти жидкие продукты носят название газового бензина, отличающегося особо высокой испаряем-остью и поэтому применяющегося для запуска двигателей внутреннего сгорания (авиационных) при низких температурах окружающего воздуха. [c.434]
Для авиационных двигателей следует добавить малые габаритные размеры и массу. Основными типами камер сгорания являются трубчатые, кольцевые и трубчато-кольцевые. В большинстве современных конструкций камер сгорания для повышения качества организации рабочего процесса используют закрутку потока с помощью центробежных фо унок, фронтовых устройств и воздушных завихрителей, устанавливаемых перед основной кольцевой зоной горения камер сгорания с двухступенчатым сжиганием топлива, обеспечиваюших сравнительно низкий уровень вредных выбросов. На рис. 1.10 показан вариант конструкции современной камеры сгорания. Разработка и доводка камер сгорания КС — трудоемкий процесс, пока не поддающийся достаточно надежному теоретическому расчетному обоснованию. Обычно в первичной зоне КС создается область интенсивно закрученного вихревого потока, что сопровождается некоторым падением давления, но обусловливает появление таких важных положительных моментов, как повышение эффективности сгорания устойчивая работа равномерное поле температуры легкий запуск пониженная эмиссия загрязняющих веществ сравнительно малая длина камеры. [c.32]
Поперечный вдув струй в сносящий поток представляет практический интерес в связи с разнообразными приложениями, начиная от разбавления продуктов сгорания воздухом в камерах сгорания (КС) газовых турбин и заканчивая аэродинамикой реактивной струи при переходе самолета вертикального или укороченного взлета и посадки с режима подъема на крейсерский режим. При вдуве струи в сносящий поток наблюдается сложная картина течения [1, 87]. Поперечное сечение струи принимает почкообразную форму и состоит из двух вихрей, закрученных в противоположные стороны. Основной поток, обтекая струю, формирует зону обратных токов. Возникающие зоны возвратных течений могут быть использованы для стабилизации фронта пламени в прямоточных КС авиационных двигателей. Генератором стабилизирующей струи служит вихревой воспламенитель [141] (см. п.7.1). Преимущества этих систем — высокая надежность запуска и устойчивая работа в щироком диапазоне изменения физических и климатических условий. В этом случае стабилизация осуществляется на высокотемпературном факеле — закрученном потоке продуктов сгорания, истекающих из сопла-диафрагмы с трансзвуковой скоростью, что может быть использовано для воспламенения сносящего потока топливо-воздушной смеси. При [c.359]
Следует отметить, что переходные и стационарные этапы теплового режима нагружения изделия по-разному влияют на ресурс работы конструктивных элементов. В исчерпании несущей способности конструктивных элементов транспортных газотурбинных и паросиловых установок основная роль принадлежит нестационарным режимам, при которых в элементах создаются экстремальные напряженные и тепловые состояния, оказывающие определяющее влияние на процесс разрушения. Например, анализ работоспособности лопаток первой ступени турбины из сплава ЖС6К одного из авиационных двигателей по трем характерным режимам (запуск—опробование—остановка, запуск—остановка и запуск—взлет) термоциклического нагружения показал, что доминирующая роль в разрушении этих элементов принадлежит неустановившимся режимам теплового цикла [49]. Этот факт подтверждают также результаты анализа отбраковки лопаток при варьировании нестационарной части цикла в пропессе эксплуатации 175 двигателей [49] при сравнительно небольшом увеличении длительности нестационарной части (5%) характерна более ранняя отбраковка деталей. Для двигателей гражданской авиации с уменьшением дальности полета существенно возрастает досрочный съем двигателя с эксплуатации, что также вызвано увеличением длительности нестационарных режимов за суммарное время эксплуатации. [c.7]
Общей особенностью моторных масел является достаточная стойкость-к воздействию высокой температуры и продуктов сгвр вяя, моющая способность и малое и.чкенение вязкости в температурном интервале запуска п установившегося режима работы двигателя внутреннего сгорания. Существуют моторные масла двух групп 1) для автомобильных, тракторных, судовых, а также стационарных двигателей (табл. 4) и 2) для авиационных двигателей, в которую наряду с маслами для турбореактивных двигателей входят масла для газовых наземных турбин. [c.448]
К устройствам запуска реактивных авиационных двигателей относятся пусковые коробки (панели), электростартеры, пусковые катушки, центробежные датчики, пневмоконтакторы, пусковые топливные распределители, электромагнитные топливные краны, автоматы времени. [c.338]
Не так давно американская фирма Боинг Эйрплейн спроектировала тороидальный баллон, предназначенный для подъема и запуска космических ракет весом до 45 тонн. Максимальный диаметр баллона 95 метров, минимальный — 43 метра. Баллон разделен на 16 отсеков и выполнен из майларовой пленки. Этой же пленкой затянуто внутреннее отверстие тора. Проведенные исследования показали, что струя от двигателей ракеты не вызывает разрушение баллона, а значит вся конструкция может быть многоразовой. Баллон заполняется водородом или гелием, высота его подъема с ракетой составляет 6 километров, скорость в горизонтальном направлении — 120 км/ч. Последняя достигается при одновременной работе трех установленных на баллоне авиационных двигателей мощностью 3400 лошадиных сил. Двигатели закреплены на шарнирах, что позволяет аппарату маневрировать, парируя ветровые потоки. [c.49]
Ротор 9 мотора, изготовленный из трансформаторной сталг , имеет явно вырал енные полюсы и клетку Лесблана, предназначенную для запуска. Скорость ротора двигателя после впадения в синхронизм равна скорости ротора генератора и зависит только от скорости вращения авиационного двигателя. [c.278]
Чем больше скорость вращения коленчатого вала поршневого авиационного двигателя, тем больше развиваемая им мощность. Чем больше число оборотов турбины в минуту, тем большую тягу создает реактивный, двигатель. Но если двигатель разовьет недопустимо большое число оборотов, то это повлечет за собой значительную перегрузку его деталей, и он может выйти из строя. С другой стороны, не всегда выгодно, чтобы двигатель работал на максимальных числах оборотов, так как это снижает срок его службы и в то же время связано с болъшим неэкономичным расходом топлива. Непосредственно после запуска двигатель заставляют работать на малых и средних числах оборотов, пока он не прогреется и пока не установится нормальный режим смазки. Таким образом, замер числа оборотов коленчатого вала или вала турбины авиационного двигателя является весьма важным элементом контроля его работы. [c.367]
Стартер-генераторы СТГ-12ТМО-1000 и СТГ-18ТМ предназначены для запуска реактивных и турбовинтовых авиационных двигателей при работе в стартерном режиме и для питания бортовой электрической сети самолета (вертолета) постоянным током напряжением 27,5—28,3 в при работе в генераторном режиме. [c.36]
Кольцевые камеры сгорания широко применяются в авиационных ГТД благодаря таким своим преимуществам,как минимальная длина и вес,надёжный- запуск, равномерное поле температур. С этой точки зрения кольцевые камеры являются перспективными для пиковых ГТУ. К этому следует добавить, что в настоящее время в качестве стационарных ГТУ используются авиационные двигатели,отработавшие свой дехный ресурс, в тон числе широко распространенные АИ-20 о камерой кольцевого типа. [c.158]
Газотурбинные установки широко применяются в различных отраслях народного хозяйства. Газовые турбины являются основным агрегатом современных авиационных турбореактивных двигателей, используются в энергетических системах для покрытия максимальных нагрузок (они быстро запускаются и набирают нагрузку), в приводах нагнетателей на компрессорных станциях магистральных газо- и нефтепроводов, работают в качестве главных и форсажных двигателей на судах морского флота. Газотурбинные установки весьма перспективны на железнодорожном транспорте, где их малые размеры и маневренность создают большие преимущества. Особое место занимают они в технологических схемах многих химических и металлургических производств (энерготех-НО ЛОГИческие установки), где применяются в приводах различного рода нагнетателей с использованием как рабочего тела продуктов или отходов самих производств. [c.117]
Рассеяние усталостной долговечности элементов авиационных конструкций в случае естественного процесса накопления повреждений при циклическом приложешги нагрузки имеет закон распределения возникающих трещин от числа циклов нагружения, близкий к нормальному закону. Под единичным циклом нагружения понимается совокупность действующих нагрузок за полет или цикл запуска и остановки двигателя. Поэтому цикл нагружения представляет собой блок переменных нагрузок разной амплитуды и среднего уровня. [c.566]
Важным этапом является определение цикла работы детали или всей машины, поскольку часто этот цикл является достаточно сложным и не всегда стабильным. Так, длительность полета изменяется для различных районов эксплуатации различны и условия по температуре окруя ающего воздуха. Пример статистически обоснованного цикла работы пассажирского авиационного газотурбинного двигателя с длительностью работы на стационарном режиме 1,5 ч показан на рис. 4.1 [1]. Как видно, в течение каждого полета самолета детали двигателя подвергаются действию по крайней мере трех циклов нагружения, соответствующих выходу на взлетный режим (из них 2 — в течение предполетной подготовки), а также действию нескольких циклов меньшей интенсивности, связанных с заходом на посадку, включением реверса, выпуском шасси. Следовательно, циклическая долговечность деталей должна быть определена в условиях одновременного накопления статического (стационарный полет) и циклического (запуск и другие режимы) повреждения, для чего до.лжны быть установлены закономерности взаимодействия этих двух видов повреждения. [c.75]
Авиационная силовая установка состоит из собственно двигателей (один или несколько) с их системами управления, запуска, топливопитания, а также входных и выходных устройств (воздухозаборники, воздухоподводящие каналы, сопла), устройств для реверса тяги и движителей в виде воздушных винтов и других элементов, которые в ряде случаев могут быть включены непосред-сгвеино в конструкцию самолета. [c.210]
Положительные свойства турбокомпрессора обусловили широкое применение газотурбинных двигателей во вспомогательных самолетных силовых установках стартерах для запуска ГТД всех типов (рис. 5.13) бортовых установках для привода авиационных электрогенераторов, гидронасосов, воздушных компрессоров, генераторов сжатого воздуха, используемых в системах запуска, кондиционирования и противообледенения. [c.239]
Кнемейер знал, чего хочет. Ситуация требовала истребитель, который, по возможности, можно было собрать из имеющихся в наличии деталей. О дорогостоящей конструкции не могло быть и речи. Из агрегатов машин Ме 163В или С, Не 162 и Ju 248 Липпиш скомпоновал самолет, который с двигателем HeS 011 должен был достигнуть скорости 1000 км/час. Истребитель, модель которого в масштабе 1 25 была изготовлена в LFA Вены, должен был срочно запускаться в серию на новом авиационном заводе в Вене (WNF). Естественно, что конец войны оставил этот вопрос открытым. [c.79]
Кроме выполнения чисто транспортных операций, Ан-225 планируется использовать в качестве первой ступени космического комплекса для коммерческих запусков полезных грузов в космос в вариантах авиационного ракетно-ко-мического комплекса Свитязь , позволяющего выводить до 9 т полезного груза на низкие околоземные орбиты, и многоцелевой авиационно-космической системы МАКС, которая обеспечивает возможность вывода на низкие орбиты 2 космонавтов и 10 т груза, а в беспилотном одноразовом варианте — до 17 т груза. Определенный интерес представляет и проект авиационно-морского поисково-спасательного комплекса (АМПСК) Мрия-Орленок . Этот комплекс, состоящий из самолета Ан-225 и экраноплана Орленок , должен базироваться на гражданских или военных аэродромах. При получении сигнала об аварии на море самолет-носи-тель с размещенным на нем экранопланом вылетает в район аварии и осуществляет вблизи аварийного объекта сброс экраноплана с включенными двигателями. Развитое крыло экраноплана позволяет совершать планирующий спуск и посадку на воду. Экраноплан имеет специальные средства, позволяющие оказывать первую медицинскую помощь. В салонах экраноплана могут быть размещены до 70 человек. [c.214]
Специфика работы заключалась в том, что быстрое освоение новых образцов авиационной техники, производство которых началось перед самой войной или осваивалось в первый ее период, требовало выявления недостатков, снижавших боевую эффективность, среди которых преобладало снижение летных данных вследствие тяжелых условий серийного производства в эвакуации, низкой квалификации привлекаемых новых кадров и недостатков материально-технического снабжения. При этом характерными недостатками самолетов были низкое качество обводов крыла, большая шероховатость поверхности, плохая герме1иза-ция отсеков, подгонка люков и крышек капотов, недостаточное или избыточное охлаждение двигателей, неуверенный запуск. [c.320]
С 1943 по 1945 г. в Казани проводились стендовые и летные исследования ЖРД, разработанного В. П. Глушко и предназначавшегося в качестве ускорителя для истребителей. Для этой цели Казанским авиационным заводом была создана первая в отечественной практике летающая лаборатория на базе самолета Пе-2, переданная затем в 1945 г, для продолжения летных исследований двигателя в ЛИИ. На первом этапе полетов ведущим инженером был С. П. Королев. Наибольшую сложность представляла собой проблема запуска двигателя. После ряда взрывов камеры сгорания (в том числе и при запуске в воздухе) она была решена переходом с эфировоздушного на химический запуск. [c.330]
mash-xxl.info
