Глава 1. Общие предварительные сведения

Лекция №1. 13.02.08.

§ 1.1. Силовые установки летательных аппаратов и
предъявляемые к ним требования.

Качества авиационных двигателей – их масса, размеры, мощность, количество потребляемого топлива и др. – в основном определяют и качества летательных аппаратов: грузоподъемность, максимальную скорость, дальность и высоту полета, маневренность и др. Поэтому выбор типов двигателей и путей их усовершенствования обусловлен требованиями обеспечения желаемых характеристик летательных аппаратов.

Для полетов в пределах земной атмосферы используются два типа летательных аппаратов – самолеты и вертолеты. Из них основными являются самолеты, которые и определяют выбор типов двигателей и характер их дальнейшего совершенствования.

В полете на самолет воздействуют аэродинамические силы, т.е. силы, обусловленные тем, что движущийся самолет отбрасывает вначале неподвижный воздух в различных направлениях. Сообщение воздуху скорости связано с появлением сил инерции, воздействующих на элементы конструкции самолета.

Все приложенные к самолету аэродинамические силы удобно рассматривать в виде двух слагаемых:

1. Сила X – сила лобового сопротивления: действует против направления полета. Она обусловлена тем, что приобретаемые воздухом скорости имеют слагаемые, направленные по полету. Таким образом, летящий самолет вовлекает воздух в движение вместе с собой.

2. Сила Y – подъемная сила: действует нормально к направлению полета. Она обусловлена формой крыла самолета, благодаря которой воздух отбрасывается в сторону земли, так что его скорости имеют слагаемые, направленные нормально к направлению полета.

Качество самолета – это соотношение между силами Y и X.

Для возможности полета к самолету должна быть приложена сила, способная воспринять силу X. Эта сила называется тяга R. Помимо тяги и аэродинамических сил на самолет еще действует его вес G, для преодоления которого и служит подъемная сила Y.

При горизонтальном полете с постоянной скоростью должно быть: Y = G и X = R. Тогда: ,

т.е. качество самолета показывает, какой вес может поддерживаться в воздухе на единицу силы тяги при равномерном горизонтальном полете. Чем ниже К₀, тем при одной и той же величине G требуемая тяга R будет больше.

Для каждого самолета значения К зависят от условий полета, уменьшаясь с увеличением его скорости и уменьшением высоты. При дозвуковых скоростях полета:
К = 10¸12. С увеличением скорости полета значение К уменьшается и для современных аппаратов при сверхзвуковых полетах на малых высотах К падает до 2.

Практически необходимые значения тяги R могут определяться не только условием получения равномерного горизонтального полета, но и обеспечением других летных характеристик самолета – скороподъемности, маневренности и др.

Общие требования к силе тяги R характеризуются тяговооруженностью самолета.

Тяговооруженность самолета – отношение силы R к весу G, т. е. величина, обратная К₀. Требуемые отношения R/G могут значительно превышать величину 1/К₀, необходимую для горизонтального полета.

Например, если к самолету предъявляется требование вертикального взлета, то подъемная сила крыла отсутствует и для преодоления силы G должна служить непосредственно сила R. При этом, поскольку при взлете скорость самолета должна увеличиваться, то сила R должна воспринимать также силу инерции самолета и его аэродинамическое сопротивление. В результате при вертикальном взлете должно быть:
R/G = 1,2¸1,4 – это примерно соответствует К₀ = 0,7¸0,8.

Таким образом, требуемая величина R для данного G определяется типом и условиями полета самолета и в зависимости от этого может изменяться в широких пределах.

Силовая установка самолета – вся совокупность оборудования, служащего для получения силы R в полете.

Поскольку в полете самолет не имеет точки опоры, то необходимая для полета сила тяги R может быть получена только путем использования сил реакции, возникающих при разгоне окружающего воздуха в сторону, обратную направлению полета. Согласно известной теореме механики, эти силы реакции по абсолютной величине определяются секундным увеличением количества движения воздушного потока, т.е. сила тяги равна:

,

где:

– секундный (массовый) расход ускоряемого воздуха (в космонавтике обозначается );

– начальная скорость воздуха относительно самолета, равная по абсолютной величине
скорости полета, но направленная в обратную сторону;

– конечная относительная скорость воздуха после его разгона на выходе из сопла.

Таким образом, для получения тяги необходимо увеличивать скорость воздушного потока и, следовательно, повышать кинетическую энергию воздуха. Поскольку при увеличении кинетической энергии необходимо преодолевать силу инерции ускоряемого потока, то это невозможно без затраты работы L.

Для 1 кг воздуха:

Следовательно, для получения и поддержания тяги нужно располагать непрерывно действующим источником механической работы. Однако иметь на самолете необходимый запас механической энергии (например, с помощью сжатых пружин или вращающихся маховиков) практически невозможно из-за колоссального веса требуемых для этого устройств. Поэтому для получения тяги используют другую, более удобную форму энергии – химическую энергию топлива, которую в полете по мере надобности преобразуют в механическую работу.

Итак, любая силовая установка выполняет две основные функции:

1. химическую энергию запасенного на самолете топлива преобразует в механическую работу;

2. используя получаемую работу, разгоняет набегающий на нее воздушный поток; возникающая при этом реактивная сила и представляет собой тягу, развиваемую силовой установкой.

Эти две функции могут осуществляться с помощью отдельных устройств: Мощностной двигатель (или просто двигатель) – устройство для получения работы.

Движитель – устройство для создания тяги. Движителями служат аппараты, отбрасывающие воздух: воздушные винты, вентиляторы.

Так как непосредственный переход химической энергии в работу невозможен, то в двигателе происходит двухступенчатое преобразование энергии. Сначала в результате сжигания топлива в воздухе его химическая энергия превращается в тепловую, а затем тепловая энергия частично преобразуется в механическую, что требует реализации какого-либо термодинамического цикла, которая и является основной задачей конструкции любого двигателя.

Однако в современных силовых установках самолетов вместо отдельных двигателей и движителей большей частью применяются машины, совмещающие функции обоих этих устройств. Эти машины называются воздушно-реактивные двигатели (ВРД).

При простейшей форме выполнения ВРД весь поступающий в него воздух служит одновременно и для получения работы и для создания тяги. Однако имеются ВРД, в которых для получения работы используется лишь часть проходящего через двигатель воздуха; остальной воздух только разгоняется, так что служащие для этой цели элементы конструкции двигателя выполняют функции движителя.

Таким образом, мощностной двигатель на своем выводном валу развивает работу, которая в дальнейшем потребляется движителем (обычно воздушным винтом), тогда как воздушно-реактивный двигатель никакой работы внешнему потребителю не отдает, а предназначен только для создания тяги.

Наиболее важные требования к силовой установке можно определить путем элементарного анализа основных соотношений между ее показателями и данными самолета.

Вес самолета G можно условно рассматривать как сумму двух составляющих:

G = G_пол + G_R,

где:

G_пол – вес полезного груза и частей самолета, необходимых для размещения груза и поддержания его в воздухе;

G_R – вес силовой установки G_с.у. и соответствующих частей самолета.

Вес G_R можно оценивать в долях D от веса силовой установки:

Удельный вес – вес на единицу силы тяги.

Используя рассмотренные уравнения и зная понятие удельного веса можно записать следующее выражение:

K₀ × R = G_пол + q_R × R

Откуда:

Из этих соотношений видно, что для возможности полета необходимо выполнение двух основных условий:

1. Силовая установка должна обладать достаточно малым весом применительно к данному самолету, т. е. всегда удельный вес должно быть: q_R < К₀.

2. Величина R должна быть достаточной, чтобы при существующих значениях К₀ и q_R обеспечивать полет с требуемым G_пол.

При неизменном G_пол необходимая R будет тем больше, чем q_R ближе к К₀.

Если q_R = К₀, то требуемая R становится бесконечно большой, поэтому полет возможен лишь тогда, когда G_пол = 0, т. е. когда самолет несет в воздухе только вес силовой установки.

Изложенный анализ основных требований к силовой установке сделан применительно к условиям равномерного горизонтального полета. Однако необходимость получения других летных характеристик самолета приводит к тому, что во многих случаях силовая установка должна выполняться с еще меньшим q_R и более высокой R.

Таким образом, силовая установка должна быть достаточно легкой и мощной, чтобы обеспечивать необходимые летные характеристики самолета. При этом наиболее важным является малый удельный вес q_R так как в противном случае полет может стать невозможным при любой, сколь угодно большой тяги R. Эти общие требования и определяли главным образом выбор типа силовых установок и направления их усовершенствования. Непрерывное повышение G_пол и увеличение максимальной полетной скорости (приводившего к снижению К₀), а также другие требования к самолетам обусловили необходимость разработки силовых установок, обладающих все меньшими значениями q_R и развивающих все большие R, несмотря на рост . Кроме того, по мере увеличения приобретает все большее значение аэродинамическое сопротивление силовой установки.

Принципиальные пути снижения q_R можно установить из анализа основных составляющих его слагаемых. Если оперировать удельными весами всех элементов силовой установки, то можно записать:

,

где:

– удельный вес двигателя и движителя;

– удельный вес топлива;

– удельный вес остального оборудования силовой установки.

Удельный вес зависит от энергетической экономичности работы двигателя и движителя, а также от требуемой продолжительности полета. Основное значение имеют величины и .

Для увеличения максимальной скорости полета необходимо снижать хотя бы ценой ухудшения экономичности. При этом для получения наиболее малых необходимо предельно ограничивать , т. е. возможную продолжительность полета.

Если требуется большая продолжительность полета, первостепенное значение приобретает экономичность, даже при утяжелении конструкции.

Таким образом, имеются два основных пути снижения :

1. уменьшение ,

2. уменьшение ,

относительная значимость которых обусловлена назначением самолета. Использование этих путей определяется возможностями развития основного элемента силовой установки – авиационного двигателя.