Тяга самолета. Тяга двигателя самолета. Тяга реактивного двигателя.

Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет сквозь воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В прямолинейном горизонтально установившемся полете они сравнительно равны. Если летчик увеличивает тягу путем добавления оборотов двигателя и сохраняет постоянную высоту, тяга начинает превосходить сопротивление воздуха. Летательный аппарат (ЛА) при этом ускоряется. Очень быстро сопротивление увеличивается и снова уравнивает тягу. ЛА стабилизируется на постоянной высокой скорости. Тяга – один из самых важных факторов для определения скороподъемности самолета, а именно насколько быстро ЛА может подняться на определенную высоту. Вертикальная скорость зависит не от подъемной силы, а от запаса тяги, которым обладает самолет.

Сила тяги двигателя, или его движущая сила, равноценна всем силам давления воздуха на внутреннюю поверхность силовой установки. Тяга некоторых видов реактивных двигателей зависит от скорости и высоты полета. Для вычисления силы тяги реактивного двигателя часто приходится определять тягу на конкретной высоте, у земли, на взлете и во время какой-либо скорости. Для ЖРД сила тяги равноценна произведению массы исходящих газов на скорость, с которой они вылетают из сопла двигателя.

Для ВРД (воздушно-реактивный двигатель) сила тяги измеряется как результат массы газов на разность скоростей, а именно скорости воздушной струи, выходящей из сопла двигателя, и скорости поступающего воздуха в двигатель. Проще говоря, данная скорость уравнивается к скорости полета самолета с реактивным двигателем. Тяга ВРД обычно измеряется в тоннах или килограммах. Важным качественным показателем ВРД является его удельная тяга. Для турбореактивного двигателя – тяга, отнесенная к конкретной единице веса воздуха, который проходит через двигатель в секунду. Этот показатель позволяет понять, насколько высока эффективность эксплуатации воздуха в двигателе для образования тяги. Удельная тяга измеряется в килограммах тяги на 1 кг воздуха, расходуемого за секунду. В некоторых случаях применяется другой показатель, который также называется удельной тягой, показывающей отношение количества топлива, которое расходуется, к силе тяги за секунду. Естественно, что чем выше показатель удельной тяги ВРД, тем меньше поперечный вес и размеры самого двигателя.

Показатель полетной или тяговой мощности – это сила, которая задействует реактивный двигатель при конкретной скорости полета. Как правило, измеряется в лошадиных силах. Величина лобовой тяги говорит о степени конструктивного оптимума реактивного двигателя. Лобовая тяга – это отношение наибольшего показателя площади поперечного сечения к тяге. Лобовая тяга равна тяге, в кг поделенной на площадь в метрах квадратных.

В мировой авиации наиболее ценится тот двигатель, который обладает высокой лобовой тягой.

Чем совершеннее ВРД в конструктивном отношении, тем меньший показатель его удельного веса, а именно общий вес двигателя вместе с приборами и обслуживающими агрегатами, поделенный на величину собственной тяги.

Реактивные двигатели, как и тепловые вообще, отличаются друг от друга не только по мощности, весу, тяге и другим показателям. При оценивании ВРД огромную роль играют параметры, которые зависят от собственной экономичности, а именно от КПД (коэффициент полезного действия). Среди данных показателей главным считается удаленный расход топлива на конкретную единицу тяги. Он выражается в килограммах топлива, которое расходуется за час на образование одного килограмма тяги.
 

Тема 2. Тяга, мощность и удельные параметры авиационных двигателей

2.1. Двигатель и силовая установка

Следует различать
понятия двигатель
и силовая
установка.

Двигателем
принято называть устройство, участвующее
в создании тяги (или мощности), необходимой
для движения летательного аппарата.
Двигатель является составной частью
силовой установки, той ее частью, которая
изготавливается и поставляется
двигательным заводом.

Авиационной
силовой установкой называют
конструктивно объединенную совокупность
двигателя с входным и выходным устройствами
(с теми их элементами, которые
изготавливаются на самолетостроительном
заводе), встроенную в конструкцию планера
(фюзеляжа или крыла) или скомпонованную
в отдельных двигательных гондолах.

Силовая
установка, помимо двигателя, входного
и выходного устройств, включает в себя
еще системы топливопитания, смазки,
запуска и автоматического управления,
обеспечивающие ее надежное функционирование,
а также узлы крепления, необходимые для
передачи усилий от двигателя к планеру.
В теории авиадвигателей эти системы и
узлы не рассматриваются.

2.2. Тяга реактивного двигателя

Под тягой
двигателя Р
понимают тягу
без учета внешних сопротивлений входных
и выходных устройств и других элементов
силовой установки.

Тяга реактивного двигателя определяется
по формуле:

.
(2.1)

Эта формула получила
наименование формулы
Стечкина.

Она
была впервые получена Борисом
Сергеевичем Стечкиным
в его знаменитой работе «Теория воздушного
реактивного двигателя», опубликованной
в 1929 г. Она выведена в предположении,
что двигатель расположен в мотогондоле,
векторы скорости истечения и скорости
полета параллельны оси двигателя, а
внешнее обтекание двигателя является
идеальным, т.е. происходит без трения,
отрыва потока и без скачков уплотнения.

В формуле Стечкина
в ряде случаев могут быть сделаны
упрощения. Так, если пренебречь тем, что
расходы воздуха на входе в двигатель
и газа на выходе из негоотличаются, получим.

.
(2.2)

отличается отпо той причине, что в ГТД подводится
топливо и могут быть отборы воздуха на
нужды летательного аппарата.

При полном расширении газа в сопле до
атмосферного давления (р_с=р_Н)
формула тяги приобретает еще более
простой вид

.
(2.3)

2.

3. Эффективная тяга силовой установки

Под эффективной тягой силовой
установки Р_эфпонимают
ту часть силы тяги двигателя, которая
непосредственно используется для
движения самолета, т.е. идет на совершение
полезной работы по преодолению лобового
сопротивления и инерции летательного
аппарата. ВеличинаР_эфравна
тяге двигателяРза вычетом всех
внешних сопротивлений, создаваемых
самой силовой установкой.

По физическому смыслу Р_эфявляется равнодействующей всех сил
давления и трения, действующих на
элементы проточной части со стороны
газового потока, протекающего через
силовую установку изнутри, и внешнего
потока воздуха, обтекающего силовую
установку снаружи. Задача определения
эффективной тяги сводится к нахождению
векторной суммы всех указанных сил. Эти
силы принято разделять на внутренние
(вн) и наружные (нар).

Внутренние силы
представляют собой сумму сил давления
и трения, действующих на рабочие
поверхности силовой установки изнутри.
Величина равнодействующей внутренних
сил зависит от термодинамического
совершенства рабочего процесса двигателя
и практически не зависит от способа
установки двигателя на летательном
аппарате.

Наружные силы
представляют
собой совокупность сил давления и
трения, действующих на силовую установку
со стороны обтекающего ее внешнего
потока. Эти
силы существенно зависят от способа
размещения силовой установки на
летательном аппарате.

Рассмотрим наиболее
простой с точки зрения учета условий
внешнего обтекания случай — изолированная
силовая установка в отдельной мотогондоле.

Наружная поверхность
силовой установки здесь условно разделена
на три части: лобовую часть вх–М,
центральную часть М–и кормовую часть–c.

Набегающий
поток воздуха разделяется поверхностью
тока Н–1–2–вх
на внутренний, проходящий через двигатель,
и внешний, обтекающий силовую установку
снаружи. Сечения в невозмущенном потоке
перед силовой установкой, на входе в
воздухозаборник и на выходе из сопла
двигателя обозначим Н–Н,
вх–вх
и с–с.
Соответственно, площади нормальных
сечений будут F_Н,
F_вх
и F_с.

Главной причиной
возникновения внешнего сопротивления
силовой установки при сверхзвуковых
скоростях полета является повышение
давления на головном участке гондолы
вх–М
и наличие разрежения на ее кормовом
участке
–c.
К этому прибавляется сопротивление от
сил трения по всей поверхности гондолы
от сечения вх–вх
до сечения с–с.

Эффективная тяга силовой установки,
согласно определению, равна

, (2.4)

где R_вн– равнодействующая
сил давления и трения, действующих на
внутренние поверхности силовой установки;

R_нар– равнодействующая сил
давления и трения, действующих на всю
наружную поверхность гондолывх–М––c.

Зная характер
распределения давлений по наружной
поверхности гондолы, величину силы R_нар
можно определить непосредственным
интегрированием сил давления и трения
по этой поверхности. Тогда

,
(2.5)

где
иX_тр – равнодействующие сил давления и
трения, приложенные к наружной поверхности
гондолы;dF =dS cos
– проекция элемента поверхности
гондолы на плоскость, перпендикулярную
направлению полета (
– угол между нормалью к элементу
поверхности и этой плоскостью).

Величину R_внопределим,
пользуясь уравнением сохранения
количества движения для некоторого
контрольного объема, включающего все
внутренние поверхности силовой установки.
В качестве такого контрольного объема
выберем объем внутренней струи,
заключенный между сечениямиН–Нис–с.

, (2.6)

где p_Н F_Ниp_сF_с– силы давления,
приложенные к торцевым поверхностям
выделенного участка струи;–
равнодействующая сил давления, приложенных
к боковой поверхности струи токаН–1–2–вх;R_вн –
равнодействующая сил давления и трения,
действующих на внутренние поверхности
силовой установки (равная по модулю
силе,
действующей со стороны СУ на выделенный
контрольный объем газа).

Отсюда находим

.
(2.7)

Подставляя выражения R_нариз
(2.6) иR_вниз (2.8) в уравнение
(2.5), получим

.
(2.8)

Для перехода от абсолютных давлений к
избыточным воспользуемся следующим
очевидным тождеством:

.

Оно позволяет выражение (2.9) привести к
виду

(2.9)

Эта формула
является общим выражением эффективной
тяги для силовой установки рассмотренной
схемы. При
этом необходимо иметь в виду, что тяга
реактивного двигателя является векторной
величиной. Если формулу (2.9) представить
в векторной форме, то вектор тяги
необязательно будет направлен вдоль
оси двигателя, как было принято при
выводе, а может отклоняться от нее,
например, при полетах со значительными
углами атаки или при повороте сопла.

Тяга реактивного двигателя | Энциклопедия MDPI

Знакомое объяснение реактивной тяги — это описание «черного ящика», в котором рассматривается только то, что входит в реактивный двигатель, воздух и топливо, и то, что выходит, выхлопные газы и неуравновешенная сила. Эта сила, называемая тягой, представляет собой сумму разницы количества движения между входом и выходом и любой неуравновешенной силы давления между входом и выходом, как описано в разделе «Расчет тяги». Например, ранний турбореактивный двигатель Bristol Olympus Mk. 101, имел импульсную тягу 9300 фунтов и тяга давления 1800 фунтов, что в сумме дает 11 100 фунтов. Заглянув внутрь «черного ящика», можно увидеть, что тяга является результатом всех неуравновешенных сил импульса и давления, создаваемых внутри самого двигателя. Эти силы, некоторые из которых направлены вперед, а некоторые — назад, действуют на все внутренние детали, как неподвижные, так и вращающиеся, такие как воздуховоды, компрессоры и т. д., которые находятся в первичном газовом потоке, протекающем через двигатель спереди назад. Алгебраическая сумма всех этих сил передается на планер для движения. «Полет» дает примеры этих внутренних сил для двух ранних реактивных двигателей, Rolls-Royce Avon Ra.14 и de Havilland Goblin 9. 0003

1. Передача тяги на самолет

Тяга двигателя действует вдоль осевой линии двигателя. Самолет «держит» двигатель на внешнем кожухе двигателя на некотором расстоянии от осевой линии двигателя (у опор двигателя). Такая компоновка вызывает изгиб корпуса двигателя (известный как изгиб хребта) и деформацию круглых корпусов роторов (овализация). Деформация конструкции двигателя должна контролироваться с помощью подходящих мест крепления, чтобы поддерживать приемлемые зазоры ротора и уплотнения и предотвращать трение. Широко разрекламированный пример чрезмерной деформации конструкции произошел с оригинальным Pratt & Whitney JT9.Установка двигателя D на самолет Боинг 747. ^[1] Пришлось изменить схему крепления двигателя, добавив дополнительную опорную раму, чтобы уменьшить прогиб корпуса до приемлемого уровня. ^{[2] [3]}

2. Упор ротора

Упор ротора на упорный подшипник не связан с тягой двигателя. Он может даже изменить направление на некоторых оборотах. Нагрузка на подшипник определяется исходя из соображений срока службы подшипника. Хотя аэродинамические нагрузки на лопатки компрессора и турбины вносят вклад в тягу ротора, они малы по сравнению с нагрузками полости внутри ротора, возникающими из-за давления в системе вторичного воздуха и диаметров уплотнений на дисках и т. д. Чтобы удерживать нагрузку в пределах спецификации подшипника, уплотнение диаметры выбраны соответственно, как и много лет назад на задней поверхности рабочего колеса ^[4] в двигателе de Havilland Ghost. Иногда внутри ротора необходимо добавить дополнительный диск, известный как уравновешивающий поршень. Ранним примером турбореактивного двигателя с уравновешивающим поршнем ^[5] был Rolls-Royce Avon.

3. Расчет тяги

Чистая тяга ( F _N ) двигателя определяется по формуле: ^{[6] :p16}

[математика]\displaystyle{ F_N =( \ точка{m}_{воздух} + \dot{m}_{топливо}) v_e — \dot{m}_{воздух} v }[/math]

Большинство типов реактивных двигателей имеют воздухозаборник, который обеспечивает основную часть жидкости, выходящей из выхлопных газов. Обычные ракетные двигатели, однако, не имеют воздухозаборника, поэтому ṁ _воздух равно нулю. Следовательно, ракетные двигатели не имеют прямого лобового сопротивления, и полная тяга сопла ракетного двигателя равна чистой тяге двигателя. Следовательно, характеристики тяги ракетного двигателя отличаются от характеристик воздушно-реактивного двигателя, и тяга не зависит от скорости.

Если скорость струи реактивного двигателя равна скорости звука, говорят, что сопло реактивного двигателя засорено. Если сопло засорено, давление в выходной плоскости сопла превышает атмосферное давление, и к приведенному выше уравнению необходимо добавить дополнительные члены, чтобы учесть силу давления. ^[6]

Скорость потока топлива, поступающего в двигатель, часто очень мала по сравнению со скоростью потока воздуха. ^[6] Если вкладом топлива в полную тягу сопла можно пренебречь, полезная тяга составит:

[математика]\displaystyle{ F_N = \dot{m}_{воздух} (v_e — v) }[/math]

Скорость реактивной струи ( v _e ) должна превышать истинную воздушную скорость самолета ( v ), если должна быть чистая тяга самолета вперед. Скорость ( v _e ) может быть рассчитана термодинамически на основе адиабатического расширения. ^[7]

4. Увеличение тяги

Увеличение тяги принимает различные формы, чаще всего для компенсации недостаточной взлетной тяги. Некоторым ранним реактивным самолетам требовалась помощь ракет для взлета с высотных аэродромов или при высокой дневной температуре. Более поздний самолет, сверхзвуковой бомбардировщик Туполев Ту-22, был оснащен четырьмя взлетными ускорителями СПРД-63. ^[8] Возможно, самым экстремальным требованием, требующим помощи ракеты, и которое было недолгим, был запуск с нулевой длины. Почти столь же экстремальной, но очень распространенной является помощь катапульт с авианосцев. Во время полета также использовалась ракетная помощь. Разгонный двигатель SEPR 841 использовался на Dassault Mirage для перехвата на большой высоте. ^[9]

Ранние устройства с задним вентилятором, которые добавляли обводной поток воздуха к турбореактивному двигателю, были известны как усилители тяги. ^[10] г. Кормовой вентилятор, установленный на турбореактивном двигателе General Electric CJ805-3, увеличил взлетную тягу с 11 650 фунтов до 16 100 фунтов.

Вода или другой хладагент, ^[11] Впрыск в компрессор или камеру сгорания и впрыск топлива в форсунку (дожигание/повторный нагрев) стали стандартными способами увеличения тяги, известными как «мокрая» тяга для дифференциации с не- усиление «сухой» тяги.

Впрыск охлаждающей жидкости (охлаждение перед компрессором) вместе с дожиганием использовался для увеличения тяги на сверхзвуковых скоростях. «Skyburner» McDonnell Douglas F-4 Phantom II установил мировой рекорд скорости, используя впрыск воды перед двигателем. ^[12]

При больших числах Маха форсажные камеры обеспечивают постепенно большую тягу двигателя по мере того, как тяга турбомашины падает до нуля, при которой степень повышения давления в двигателе (ЭПР) падает до 1,0, и вся тяга двигателя приходится на форсаж. Форсажная камера также должна компенсировать потерю давления в турбомашине, которая является элементом сопротивления на более высоких скоростях, когда ЭПР будет меньше 1,0. ^{[13] [14]}

Увеличение тяги существующих форсажных двигателей для специальных кратковременных задач было предметом исследований по выведению малых полезных грузов на низкие околоземные орбиты с использованием таких самолетов, как McDonnell Douglas F-4 Phantom II , McDonnell Douglas F-15 Eagle, Dassault Rafale и Микоян МиГ-31, ^[15] , а также для доставки экспериментальных пакетов на большие высоты с помощью Lockheed SR-71. ^[16] В первом случае требуется увеличение существующей максимальной скорости для орбитальных запусков. Во втором случае требуется увеличение тяги в пределах имеющегося скоростного потенциала. В первом случае используется охлаждение на входе компрессора. Карта компрессора показывает, что воздушный поток уменьшается с увеличением температуры на входе в компрессор, хотя компрессор по-прежнему работает на максимальных оборотах (но с уменьшенной аэродинамической скоростью). Охлаждение компрессора на входе увеличивает аэродинамическую скорость, расход и тягу. Во втором случае допускалось небольшое увеличение максимальной механической скорости и температуры турбины, впрыск закиси азота в форсажную камеру и одновременное увеличение расхода топлива на форсажной камере.

Расчет тяги авиационного двигателя

Расчет тяги авиационного двигателя

Тяга авиационного двигателя
Расчеты

В этом разделе мы имеем дело с одной из сил, действующих на самолет,
а именно, тяга, создаваемая двигателем самолета. В первой части этого
разделе мы рассмотрим гребные винты и их эффективность. Во второй части этого
В разделе мы приведем формулу тяги реактивного двигателя.

Общий КПД гребного винта

Пропеллеры используются для привода многих легких самолетов и были основным средством
двигатель для военных самолетов до появления реактивного двигателя. Таким образом, это
Важно знать, как работают пропеллеры и насколько они эффективны. Пропеллер
эффективность никогда не может достичь идеальной эффективности 100 %. Это потому, что в
при разработке КПД воздушного винта некоторые понятия игнорируются,

1. Сопротивление трения лопаток.
2. Кинетическая энергия вращения слипстрима.
3. То, что тяга распределяется по лопастям неравномерно.

Максимальный КПД гребного винта составляет около 90 %. Это связано с комбинированным воздействием
сопротивление гондолы и крыльев винту. Этот комбинированный эффект сбрасывает пропеллер
КПД около 87 %. Отсюда мощность тяги, обеспечиваемая винтом, составляет 9 л.с.0233

где:
= тяга (фунты)
= скорость (фут/с)
= мощность моторного тормоза, л.с.
550 = коэффициент преобразования ft-lbs в лошадиные силы
= КПД гребного винта

Уравнение тяги для турбореактивных двигателей

Уравнение тяги для турбореактивного двигателя может быть получено из общей формы уравнения Ньютона.
второй закон (т.е. сила равна скорости изменения импульса во времени),

На рисунке ниже показаны впускной и выпускной потоки турбореактивного двигателя. Отрицательная тяга
из-за того, что набегающий поток воздуха почти останавливается прямо перед двигателем, называется
импульсное сопротивление или прямое сопротивление. Результирующая тяга определяется следующим уравнением:

Схема турбореактивного двигателя.

где: = весовой расход воздуха, проходящего через
двигатель.