Двигатель на современном самолете эксплуатируется в различных климатических условиях, характеризуемых климатом той или иной зоны земного шара. Существует следующая классификация основных климатических зон: заполярная; умеренная; пустынь и степей; тропиков и субтропиков.
Наибольшее влияние оказывает температура воздуха на входе в двигатель. При работе на одном и том же режиме температура воздуха на входе в двигатель оказывает существенное влияние на температуру газа в тракте двигателя и частоту вращения роторов, а, следовательно, на температуру и напряженность деталей.
Скоростными характеристиками двигателя называют зависимости его тяги и удельного расхода топлива от числа М полета (скорости полета) на заданном режиме работы при неизменной высоте и принятой для двигателя программе регулирования.
При наборе высоты двигатель оказывается в различных условиях работы. Связано это с изменение по высоте плотности воздуха, температуры, а также скоростью полёта самого летательного аппарата (ЛА). Изменение этих параметров может привести к увеличению расхода топлива, изменению расхода воздуха и к неравномерности потока на входе в двигатель, что в свою очередь может привести к помпажу компрессора.
Для анализа зависимости параметров двигателя от скорости полёта при постоянной частоте вращения ротора, с помощью программы DVIGwT строятся высотно-скоростные характеристики (ВСХ). Пример расчетной зависимости приведен на рисунке 1.
На основе полученных графиков можно сделать вывод, что при увеличении скорости полёта на всех рассматриваемых высотах тяга двигателя, расход воздуха на входе в двигатель и удельная тяга уменьшаются, а удельный расход топлива увеличивается.
По аналогичной технологии был произведен расчет влияния различных факторов среды на работу ТРДДФ 4-го поколения. Расчёт был проведен при САУ, Н=0, М=0. Оценка проводилась при постоянных оборотах. Основные данные расчетов приведены на рисунках 2, 3.
Рис. 1. Расчетная зависимость удельной тяги от скорости полёта и высоты
Рис. 2. Зависимость удельного расхода топлива от температуры на входе в двигатель
Рис. 3. Зависимость тяги двигателя, удельной тяги и расхода воздуха от температуры на входе в двигатель
Графики наглядно показывают, что при увеличении температуры на входе в двигатель, тяга двигателя значительно падает, также уменьшается расход воздуха через двигатель и удельная тяга. Так как тяга двигателя сильно падает, то удельный расход топлива увеличивается. Влажность влияет на параметры двигателя значительно меньше. Так при увеличении влажности воздуха на входе в двигатель расход воздуха практически постоянен, удельная тяга и тяга двигателя заметно падают, что в свою очередь приводит к увеличению удельного расхода топлива.
В рамках специальных испытаний возможно провести экспериментальную оценку влияния влаги в воздухе на входе в двигатель на условие его работы.
Различают несколько видов осадков: морось, умеренный обложной дождь, сильный обложной дождь, ливень, тропические осадки
Для испытаний подготовлена специальная установка, созданная авторами. Схема установки приведена на рисунке 4.
Установка для подачи воды включает в себя: двигатель; металлический баллон с водой; баллон со сжатым воздухом; воздушный редуктор; манометр; коллектор; соединительные шланги.
В качестве испытываемого двигателя взят турбостартер ТС-21. Он представляет собой малоразмерный ГТД, состоящий из центробежного компрессора, кольцевой КС, одноступенчатой свободной турбины и планетарного редуктора. Он предназначен для раскрутки ротора основного двигателя на земле при запуске, холодной прокрутке, консервации и расконсервации двигателя. Данные двигатель позволяет при минимальных затратах оценить все необходимые пареметры.
Рис. 4. Гидравлическая схема установки для подачи воды на вход в двигатель: 1 — турбостартер ТС-21; 2 — коллектор; 3 — металлический баллон с водой; 4 — манометр; 5 — воздушный редуктор; 6 — баллон со сжатым воздухом
Коллектор представляет собой загнутый в виде буквы «О» пластмассовый шланг с одним штуцером. В шланге предусмотрены два отверстия, расположенных друг напротив друга. Это позволяет обеспечить равномерность подачи воды. Внутренний диаметр коллектора 140 мм, внешний 160 мм. Диаметр отверстий 1 мм.
Металлический баллон имеет два штуцера, к которым подсоединяются шланг для подачи воздуха и шланга для отвода воды. Также имеется горловина для заливки воды в баллон. Допустимое давление в баллоне 21 кгс/см2, что в несколько раз превышает давление, необходимое для успешного проведения эксперимента.
Принцип работы установки заключается в следующем. Воздух из баллона со сжатым воздухом проходит через редуктор, где давление снижается до необходимых 4,8 кгс/см2. Затем поступает в металлический баллон, наполненный водой, повышая давление над поверхностью воды. Под действием этого давления вода через соединительные шланги попадает в коллектор, расположенный возле двигателя и, проходя через отверстия, подается на вход в двигатель в виде мелких капель.
Для определения зависимости расхода воды через коллектор от давления в баллон построена проливочная характеристика, представленная на графике 5
Полученные данные для её построения приведены в таблице 1
Таблица 1
Данные для проливочной характеристики
|
Давление, МПа |
Расход воды через коллектор, мл/с |
|
0,157 |
3,5 |
|
0,314 |
5,5 |
|
0,471 |
6,5 |
|
0,628 |
8,5 |
Рис. 5. Проливочная характеристика блока форсунок на коллекторе
Для исключения виброгорения в КС количество пара попадающего в КС не должно превышать 50 % от количества топлива, поступающего в КС [2]. В эксперименте количество пара не превышает 30 % от количества поступающего топлива.
Результаты испытаний будут формироваться по данным АИС измеряющей основные параметры работы двигателя тягу, расход топлива, температуру за компрессором и турбиной, что позволяет рассчитать удельные параметры и КПД установки.
Работа выполнена при поддержке гранта Президента РФ МК-4746.2014.8
Литература:
1. Газотурбинные двигатели. / А. А. Иноземцев, В. JI. Сандрацкий. Пермь: ОАО «Авиадвигатель», 2006.
2. Раушенбах Б. В. Вибрационное горение / Б. В. Раушенбах. — М.: Физамтгиз, 1961. — 500 с.
moluch.ru
Cтраница 2
В период широкого применения поршневых авиационных Двигателей детонационной стойкости авиационных бензинов уделялось очень большое внимание, так как от этих свойств зависела надежность работы авиационных двигателей. [16]
Высокая t воздуха, подаваемого насосом в двигатель, заставляет ставить охладитель воздуха между мотором и компрессором, что влечет за собой увеличение веса и сопротивления в полете. При работе авиационных двигателей вблизи уровня земли возникает необходимость отключать нагнетатель от мотора. [17]
Применяют ТЭС с выносителем - одним теоретическим эквивалентом ди-бромэтана. При обычных условиях работы авиационного двигателя с высокой нагрузкой этот выноситель более эффективен, чем смесь одного теоретического эквивалента дихлорэтана с 0 5 эквивалента дибромэтана, применяемая в автомобильных бензинах. [18]
Повышение степени безопасности полета требует не только применения совершенных технических бортовых систем, но и их мониторинга в процессе функционирования. В этом смысле мониторинг работы авиационных двигателей является одной из важнейших задач совершенствования современных и перспективных авиационных двигательных установок. [19]
К этой группе приборов относятся тахометры, термометры, манометры, топ-ливомеры, расходомеры, сигнализаторы давлений. Все эти приборы являются электрическими. Поэтому обеспечение исправности их электрических цепей и монтажно-коммутационных узлов в условиях воздействия вибрационных нагрузок является важной и в то же время достаточно трудной задачей, от решения которой зависит надежность контроля и управления режимами работы авиационных двигателей. [20]
Авиационные реактивные двигатели должны изготовляться из материалов, способных обеспечивать необходимую прочность и при еще более высоких ( - 800 С) температурах. Высокие температуры необходимы и для обеспечения достаточно эффективной работы ряда энергетических установок. Многие детали и узлы в таких ма-шинах и установках должны работать при этих температурах под воздействием иногда достаточно значительных напряжений в течение длительного времени. Так, ресурс работы авиационных двигателей обычно исчисляется сотнями часов, транспортные энергетические ( например, корабельные) установки рассчитываются на эксплуатацию в течение нескольких тысяч и даже десятков тысяч часов. [21]
На протяжении последних 20 лет моющие присадки к авиационным маслам несколько раз испытывались нашей фирмой совместно с рядом авиационных компаний, а также с командованием военно-воздушных сил США. С другой стороны, а будущем, когда продолжительность работы авиационных двигателей между капитальными ремонтами увеличится, масла с моющими присадками, возможно, начнут применяться для сложных систем двигателей. [22]
Высокая нагрузка двигателя при продолжительной его работе необходима в случае движения автомобиля по автострадам. Автострады обычно рассчитаны на максимально допустимую скорость движения автомобилей 150 км / час и более. Даже в условиях ограничения максимальной скорости движения по автострадам длительная езда со скоростью 80 км / час обусловливает значительную нагрузку на двигатель. У автомобилей с двигателями малого и среднего литража мощность, необходимая для движения с указанной скоростью, близка к максимальной мощности двигателя. Двигатель должен развивать данную мощность при умеренном расходе топлива. Условием этого является малый вес автомобиля, что означает малый вес, приходящийся на единицу мощности двигателя, или большую мощность, приходящуюся на единицу полного веса автомобиля. Подобные условия работы автомобильных двигателей приближаются к условиям работы авиационных двигателей. [23]
Топливо воспламеняется в цилиндре спустя некоторое время ( 0 0003 - 0 003 ск. Существуют две теории воспламенения топлива: первая, принадлежащая Тауссу, Шульте и Зассу, - теория воспламенения через распад нестабильных перекисей, предварительно накапливающихся в цилиндре за период запаздывания воспламенения. Теория эта предполагает воспламенение топлива в жидком виде. Вторая теория, которая выдвигается голландцами Верляге ( Boerlage) и Врезе ( Broeze), предполагает, что топливо, введенное в цилиндр, подвергается разложению - крекингу. Продукты распада даже небольшого числа молекул топлива непосредственно реагируют с кислородом, причем в отдельных точках выделяется достаточно тепла, чтобы ускорить и закончить реакции. Прямое соединение с кислородом возможно в дизеле только тогда, когда связи в молекуле топлива разрушены или достаточно ослаблены термич. Образование паров и разложение топлива в дизеле имеют существенное значение. Риппеля, к-рый в 1907 г. указывал на необходимость предварительного испарения и газообразования. Индикаторные диаграммы быстроходных дизелей, снятые по времени, показывают, что за периодом запаздывания воспламенения, от момента начала подачи топлива в цилиндр до момента начала заметного возрастания давления в цилиндре, следует период резкого возрастания давления, во многих случаях сопровождающегося сильным стуком в цилиндре. Чем раньше воспламеняется топливо, тем меньше период запаздывания воспламенения, тем меньше успевает накопиться в цилиндре несгоревшего топлива, тем плавнее идет нарастание давлений и тем слабее стук. Повышение степени сжатия, или наддув, делает сгорание более плавным и способствует уничтожению стука двигателя; понижение степени сжатия, так же как дросселирование, наоборот, делает работу авиационных двигателей более жесткой и неспокойной, вызывающей стук. [24]
Страницы: 1 2
www.ngpedia.ru
Cтраница 1
Работа авиационного двигателя, источников электропитания, системы тормозов, выпуск шасси и закрылков, наддув герметической кабины и других бортовых агрегатов характеризуется давлением, температурой газов и жидкостей в различных частях системы, расходом и запасом основного. [1]
С учетом работы авиационного двигателя в условиях высоких нагрузок и температур масла для них должны обладать высокой химической стабильностью и хорошей смазывающей способностью. [2]
С учетом работы авиационного двигателя в условиях больших нагрузок и температур масла для них должны обладать высокой химической стабильностью и хорошей смазывающей способностью. [3]
С увеличением ресурса работы авиационного двигателя проблема нагарообразования приобретает более острый характер. [4]
Наличие вибраций при работе авиационных двигателей, а в ряде случаев и переменных нагрузок, передаваемых резьбовыми соединениями, требует специального предохранения против самоотвинчивания гаек, болтов, винтов и шпилек. [5]
В специальных холодильных лабораториях проверяют работу автомобильных и авиационных двигателей при низкой температуре и сильном разрежении воздуха. [6]
В специальных холодильных лабораториях проверяют работу автомобильных и авиационных двигателей при низкой температуре и сильном разрежении воздуха. Большое значение имеет проверка авиационных приборов и тренировка летчиков в барокамерах с низкими температурами ( до - 60 С) и соответствующим понижением давления воздуха. [7]
При обнаружении каких-либо ненормаль-ностей в работе авиационного двигателя: появление несвойственного шума, неустойчивый режим оборотов, течь топлива, ослабление крепления двигателя на раме, появление вибрации и другие ненормальности, двигатель следует немедленно остановить и до устранения ненормальностей запуск установки не производить. [8]
Развитие авиационной техники показало, что при работе авиационных двигателей на форсированных режимах с наддувом происходит детонация даже в том случае, если применяется высокооктановое горючее. [9]
Обычная периодичность контроля технического состояния и работоспособности приборов контроля работы авиационных двигателей составляет 200 - 600 ч налета. [11]
Инженер, получивший образование по этой специальности, знает принципы работы авиационных двигателей, методы исследования и расчета их характеристик и параметров, может проектировать и испытывать двигательные авиационные установки, разрабатывать схемы гидравлических, пневматических и электрических систем управления ими. Он должен обеспечивать оптимальное согласование параметров основных элементов авиационных двигателей с параметрами летательных аппаратов и, конечно, уметь организовывать технологический процесс изготовления сборки и испытания двигателей и их элементов. [12]
Инженер, получивший образование по этой специальности, знает принципы работы авиационных двигателей, методы исследования и расчета их характеристик и параметров, может проектировать и испытывать двигательные авиационные установки, разрабатывать схемы гидравлических, пневматических и электрических систем управления ими. Он должен обеспечивать оптимальное согласование параметров основных элементов авиационных двигателей с параметрами летательных аппаратов и, конечно, уметь организовывать технологический процесс изготовления, сборки и испытания двигателей и их элементов. [13]
Для некоторых композиционных материалов с хрупкой матрицей из литого жаропрочного сплава наблюдается растрескивание матрицы при термоциклировании, воспроизводящем условия работы авиационного двигателя. Необходимы дальнейшие исследования для изучения этой проблемы. Матрица должна обладать достаточно высокой пластичностью, чтобы оказывать сопротивление разрушению в результате малоцикловой усталости, вызванной несоответствием температурных коэффициентов линейного расширения матрицы и волокна. [14]
Анализируя данные, приведенные в табл. 7, а также результаты стендовых исследований, можно заключить, что при работе авиационного двигателя на бедной смеси наиболее высокими антидетонационными свойствами обладают изоалканы, а ароматические углеводороды имеют высокие антидетонационные свойства при работе на богатой смеси. [15]
Страницы: 1 2
www.ngpedia.ru
Устройство и способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и реактивном сопле. Процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения. Двигатель включает компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло. Дополнительно введена пара бочкообразных резонаторов, внутренний и наружный, с полупрозрачным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, и далее по потоку газа установлены обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания. Группа изобретений позволяет создать качественно новый способ работы с одновременным расширением функциональных возможностей авиационного газотурбинного двигателя путём его работы в качестве газодинамического лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области энергетики, а именно к авиадвигателестроению.
Известен способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий в себя последовательность процессов сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и в реактивном сопле [Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч.1, 2. М.: «Машиностроение» 1978].
Недостатком рассмотренного способа работы авиационного двигателя является то, что в нем не предусмотрена возможность процесса генерации высокоэнергетического лазерного луча для целей обороны летательного аппарата и нанесения поражения.
Известен способ работы газодинамического лазера, включающий в себя процессы получения высокого давления, подвода энергии в камере сгорания, расширения на неподвижных сверхзвуковых соплах, генерации когерентного излучения через оптический резонатор и процесс выхлопа [Лосев С.А. Газодинамические лазеры. Главная редакция физико-математической литературы. «Наука», М., 1977, 336 с. Лазеры повышенной мощности. Газодинамические лазеры http:/Avww.radiodekan.ru/Kurs/Laser/40/.
Недостатком известных газодинамических лазеров является то, что они чрезвычайно энергозатратны (полезно используются 2-3% от 100% подводимой энергии) и имеют высокие весогабаритные показатели, что ведет к снижению эффективности их в целом.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу работы авиационного газотурбинного двигателя и устройства его осуществляющего является классический способ работы авиационного ГТД (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1983 г., 217 с.), включающий в себя последовательность процессов сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и в реактивном сопле.
Недостатком известного способа работы авиационного двигателя и устройства для его реализации является то, что в нем также не предусмотрена возможность процесса генерации высокоэнергетического лазерного луча для целей обороны летательного аппарата и нанесения поражения, ведущая к снижению качества эффективности способа работы, а также и к сужению области применения его с одновременным снижением функциональных возможностей устройства его осуществляющего.
Решаемой технической задачей изобретения является создание качественно нового способа работы авиационного газотурбинного двигателя с одновременным расширением функциональных возможностей устройства его реализующего.
Техническая задача достигается тем, что в способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения рабочего тела на турбинах и реактивном сопле, - процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения.
Техническая задача достигается тем, что в устройстве, осуществляющем изложенный способ, включающем компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло, введена пара бочкообразных резонаторов (внутренний и наружный) с полупрозразным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и бирототативное колесо активного облопачивания, причем рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, далее по потоку газа установлены обтюратор и бирототативное колесо активного облопачивания.
Для пояснения технической сущности рассмотрим фиг.1, где показан определяющий фрагмент авиационного двигателя, интегрированного с газодинамическим лазером.
Здесь: сопловой аппарат турбины высокого давления - 1, рабочее колесо турбины высокого давления - 2, бочкообразный резонатор - 3 (состоит из двух концентрических систем, внутренней - 4 и наружной - 5). В наружной части
резонатора находится полупрозрачный сегмент (не показано). Система также включает прицельное зеркало 6, абтюратор - 7, турбину активного облопачивания - 8, реактивное сопло - 9.
Работа системы. Рабочее тело турбореактивного двигателя поступает после камеры сгорания (не показана) на сопловые лопатки каскада высокого давления - 1, далее на рабочее колесо каскада высокого давления - 2. Последние спроектированы на реактивность порядка ρ=0,9-1,0 и выполнены в виде последовательностей сопел Лаваля. Минимальное сечение рабочих лопаток находится в районе входной кромки. Выход потока из рабочего колеса существенно сверхзвуковой. Наличие в продуктах сгорания (прежде всего) углекислого газа CO2 дает возможность (в условиях сверхзвукового потока) созданию инверсии населенности. Запас энергии в потоке газа сосредоточен в молекулах азота, а взаимодействуют с электромагнитным полем молекулы CO2. За время движения газа между резонаторами 4 и 5 энергия от N2 переходит к молекулам CO2, а те в свою очередь отдают ее электромагнитному полю. В силу относительно большего времени жизни верхнего энергетического уровня молекул CO2 и малого времени прохождения газа через сопло населенность этого уровня сохраняется на значительных (до 1 м) расстояниях от сопла. Время жизни нижнего энергетического уровня значительно меньше и его населенность быстро падает и, практически, исчезает уже на расстоянии 3 см от сопла. Это приводит к тому, что инверсия населенности возникает уже на расстоянии 1 см от сопла и сохраняется по направлению потока газа на протяженности до 1 м (в зависимости от скорости истечения). См. Лазеры повышенной мощности. Газодинамические лазеры http://vvww.radiodekan.ru/KursA.aser/40/.
Сгенерированный в бочкообразном резонаторе 3 (между наружным резонатором - 5 и внутренним - 4) луч поступает через полупрозрачный сегмент наружного бочкообразного резонатора - 5 на прицельное зеркало - 6 и далее на очаг поражения. Само рабочее тело после резонатора и абтюратора - 7 последовательно поступает на биротативное колесо активного облопачивания - 8 и реактивное сопло 9. Абтюратор - 7 при продольном перемещении с перекрышей зеркал служит для включения и выключения способности генерирования излучения в процессе работы двигателя.
Циркуляционная мощность на каскаде высокого давления современного авиационного двигателя достигает 20 МВт. При коэффициенте избытка воздуха α=2, содержание в продуктах сгорания CO2 составит порядка ~ 7,5%. В этих условиях можно принять кпд ГДЛ будет равен 1% от энергии всей смеси. Тогда мощность излучения составит 20000 кВт*0,01=200 кВт. Многие практические задачи применения боевого лазерного оружия вполне достижимы при мощности 25-50 кВт.
В варианте исполнения сопловой аппарат - 1 может отсутствовать. В последнем случае турбина высокого давления будет работать с реактивностью, равной единице (ρ=1,0).
Для технико-экономической оценки укажем, что по сравнению с известными аналогами создание нового «Способа работы авиационного газотурбинного двигателя и устройства для его осуществления» благодаря интегрированной системе авиационного двигателя с газодинамическим лазером дает возможность получить новое качество для авиадвигателей нового поколения, которое позволит, при необходимости, практически без падения тяги (мощности) силовой установки летательного аппарата моментально приобрести дополнительную возможность, свойственную газодинамическому лазеру, а именно одновременно расширить функциональные возможности устройства.
Не исключается использование системы на вертолетах и на танках, имеющих привод от газотурбинных двигателей (http://wvvw.3dnevvs.ru/news/boevoi 100 kvt lazer northrop grumman pochti portativni i/). Здесь преодолен 100 кВт барьер, который традиционно считался принципиальным рубежом для достижения "оружейного" уровня мощности высокоэнергетических лазеров.
1. Способ работы авиационного газотурбинного двигателя включающий процесс сжатия в компрессорах, подвода тепла в камере сгорания, расширения на турбинах и реактивном сопле отличающийся тем, что процесс расширения на рабочих лопатках турбины высокого давления осуществляют в сверхзвуковом потоке и используют создаваемую в этом потоке инверсию населенности для организации когерентного излучения.
2. Устройство, осуществляющее способ, включающее компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло, отличающееся тем, что введена пара бочкообразных резонаторов, внутренний и наружный, с полупрозрачным элементом в наружном резонаторе, обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания, причем рабочие лопатки турбины высокого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, за которыми установлена пара бочкообразных резонаторов, и далее по потоку газа установлены обтюратор и биротативное колесо активного облопачивания.
www.findpatent.ru
