Имени профессора Н.Е. Жуковского

Имени профессора Н.Е. Жуковского

 

Кафедра АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (№ 34)

(полное наименование кафедры)

 

УТВЕРЖДАЮ

Начальник кафедры № 17

полковник М. Немичев

«» 2010 г.

 

дисциплина:

ТЕОРИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

(полное наименование дисциплины)

 

СПЕЦИАЛЬНОСТЬ Эксплуатация самолетов, вертолетов и авиационных двигателей.

 

 

КАФЕДРАЛЬНЫЙ ТЕКСТ ЛЕКЦИИ

 

РАЗДЕЛ 1. Параметры и характеристики элементов

авиационных силовых установок

Тема № 1. Основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах

 

 

Лекция № 1.

Введение.

Основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах.

 

Обсуждено на заседании ПМК

«____»_______________2010г.

протокол № ___

 

г. Москва

УЧЕБНЫЕ И ВОСПИТАТЕЛЬНЫЕ ЦЕЛИ:

1. Ознакомиться с основными этапами становления теории авиационных газотурбинных двигателей как науки, и об ученых, внесших в ее развитие наибольший вклад;

2. Изучить основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах

 

Время: 2 часа

ПЛАН ЛЕКЦИИ:

Введение.
1.	Рекомендуемая литература.	10 мин.
2.	Классификация авиационных ГТД.	15 мин.
3.	Основные этапы развития теории авиационных двигателей как науки и роль двигателестроения в развитии авиации.	15 мин.
Раздел1. Параметры и характеристики элементов авиационных силовых установок
Тема №1 «Основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах»
1.	Основные допущения	10 мин.
2.	Уравнение неразрывности.	10 мин.
3.	Уравнение сохранения энергии	15 мин.
4.	Уравнение 1 закона термодинамики	15 мин.

 

УЧЕБНО-МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ:

 

1.Наглядные пособия: Презентация на ПЭВТ по истории развития ВРД

2. Технические средства обучения: ПЭВМ, проектор.

ЛИТЕРАТУРА:

1. Теория авиационных двигателей. Часть 1. Под ред. Ю.Н. Нечаева. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2006., стр. 6-30.

 

Введение

Дисциплина “Теория авиационных двигателей ” является базовой для изучения ряда специальных дисциплин: "Конструкция и прочность авиадвигателей", "Системы управления авиационных силовых установок", "Техническая эксплуатация летательных аппаратов и авиационных двигателей", "Динамика полета", "Безопасность полетов".

Мы будем изучать теорию авиационных двигателей два семестра. У нас будут лекции, лабораторные и практические занятия, семинары по характеристикам конкретных авиационных двигателей и их элементов, зачеты, экзамены. Кроме того, в следующем семестре Вы будете выполнять курсовую работу по расчету эксплуатационных характеристик двигателя на ПЭВМ.

Вначале мы будем изучать теорию элементов двигателя: компрессора, турбины, камеры сгорания, форсажной камеры, воздухозаборника и сопла (или другого выходного устройства). Затем исследуем рабочий процесс авиационных ГТД и влияние основных параметров этого процесса на данные двигателя. Далее рассмотрим особенности совместной работы основных элементов двигателя при его работе в полёте на установившихся режимах и эксплуатационные характеристики двигателей различных типов. А затем – неустановившиеся режимы работы ГТД (запуск, приемистость и сброс оборотов) и влияние различных условий эксплуатации на работу авиационных двигателей.

1. Рекомендуемая литература

1. Теория авиационных двигателей. Часть 1. Под ред. Ю.Н. Нечаева. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2006.

2. Теория авиационных двигателей. Часть 2. Под ред. Ю.Н. Нечаева. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2007.

Дополнительная:

3. Теория авиационных двигателей. Задачник. Под ред. Р.М. Федорова. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2006.

4. Теория авиационных двигателей. Учебно-методическое пособие. Под ред. Р.М. Федоров. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2007.

5. Федоров Р.М., Полев А.С., Дрыгин А.С. Расчет параметров и характеристик ТРДД и ТРДДФ. Учебное пособие. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2002.

6. Методические материалы к практическим занятиям по дисциплине «Теория авиационных двигателей» М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2007.

7. Федоров Р.М., Мелик-Пашаев Н.И. Таблицы и диаграммы теплофизических величин и газоди намических функций. М.: Воениздат, 1980.

 

Двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)

Это основной тип двигателей, применяемых в настоящее время на военных самолетах. Первое авторское свидетельство на ТРДД было получено будущим академиком Архипом Михайловичем Люлька еще в 30-х годах ушедшего недавно ХХ века.

Поступающий в компрессор воздух разделяется далее на 2 части. Одна часть поступает за компрессором, как и в ТРД, в камеру сгорания, в турбину и сопло. Это – так называемый внутренний контур. Вторая же часть, пройдя несколько первых ступеней компрессора, поступает далее в наружный контур, канал которого заканчивается вторым соплом (кольцевым). При том же расходе топлива, как в ТРД, тяга двигателя получается большей за счет увеличения отбрасываемой соплами массы воздуха и газа. Это делает такой двигатель значительно более экономичным, чем ТРД (на дозвуковых скоростях полёта)

По такой схеме выполнены, например, двигатели Д-18Т, установленные на самолете Ан-124 «Руслан».. Поэтому такие двигатели получили весьма широкое распространение на самолетах ГА и ВТА.

По ряду соображений ТРДД обычно делают двухвальными или даже трехвальными, располагая на отдельном валу те ступени компрессора, которые подают воздух, как в первый, так и во второй контур. Эту группу ступеней принято называть вентилятором ТРДД.

 

 

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД)

К числу ВРД относятся и прямоточные ВРД (ПВРД). Принцип его работы основан на том, что при больших скоростях полета происходит большое повышение давления воздуха при его торможении перед двигателем. Например, при скорости полета V = 3000 км/ч давление повышается примерно в 30 раз, а при V = 4000 км/ч – в 100 раз. Поэтому компрессор и турбина не нужны, а основными элементами такого бескомпрессорного («прямоточного») ВРД являются воздухозаборник, камера сгорания и сопло.

 

Воздухозаборник, служащий для торможения потока воздуха от скорости, равной скорости полета (~ 400... 500 м/с и более) то ~ 100 м/с с минимальными потерями давления;

Камера сгорания; выполняющая те же функции, что и в ТРД или ТРДД;

Р еактивное сопло.

На больших сверхзвуковых скоростях полета (~ 1200 м/с и более) с целью уменьшения потерь при торможении потока в воздухозаборнике скорость в нём может уменьшаться не до дозвуковой, а до малой сверхзвуковой. И тогда процесс горения в камере сгорания организуется при сверхзвуковой скорости потока в ней. Такие двигатели получили название гиперзвуковых прямоточных ВРД (ГПВРД). ПВРД и ГПВРД имеют перспнктиву применения на гиперзвуковых (с числом Маха полета 4 – 6) и воздушно-космических ЛА,

Двигатели непрямой реакции

На летательных аппаратах применяются также двигатели, создающие тягу не непосредственно за счет реакции струи газов, а за счет привода во вращение различных воздушных винтов (тянущих или несущих). Их называют двигателями непрямой реакции.

На легких самолетах и вертолетах (вспомогательного, штабного и т.д. назначения) часто устанавливаются поршневые двигатели (ПД), аналогичные бензиновым двигателям автомобилей и тяжелых мотоциклов. Но на летательных аппаратах, используемых в боевых операциях, в настоящее время устанавливаются только газотурбинные двигатели (турбовальные, турбовинтовые, турбовинтовентиляторные).

Турбовальные двигатели (ТВаД)

Так называются двигатели, устанавливаемые на вертолетах. В его турбине газы расширяются до атмосферного давления. В результате мощность турбины оказывается значительно больше, чем необходимо для вращения компрессора. Избыток мощности передается через выводной вал двигателя и редуктор на несущий винт вертолета.

Обычно ТВаД выполняют по схеме со свободной турбиной. Одна часть ступеней турбины используются для вращения компрессора (состоящего из одной или двух групп ступеней). А последняя ступень (или группа ступеней) устанавливается на выводном валу и связывается непосредственно с несущим винтов. Эта ступень (или группа ступеней) называется свободной турбиной.

Турбовинтовые двигатели (ТВД)

ТВД отличается от ТВаД главным образом тем, что в полете со скоростью 600-900 км/ч целесообразно иметь за турбиной давление несколько выше атмосферного с тем, чтобы в сопле, установленном за турбиной, газы приобретали скорость, несколько большую скорости полета, и за счет этого создавалась (в дополнение к тяге винта) небольшая реактивная тяга (как у ТРД), т.е. на ТВД устанавливается сопло. А избыточная мощность турбины передается через вал на воздушный винт, расположенный обычно впереди двигателя. Так как частота вращения турбины имеет порядок ~ 10 об/мин, а тянущего воздушного винта ~10 об/мин, то в передней части ТВД устанавливается зубчатая передача (редуктор).

 

Раздел1. Параметры и характеристики элементов

Основные допущения

Движение воздуха или газа в элементах двигателя представляет собой сложное течение вязкого сжимаемого газа. Кроме того, оно является нестационарным (взаимное перемещение лопаток). Детальный учет особенностей такого течения весьма сложен. Поэтому в инженерной практике для анализа и расчета процессов, протекающих в силовых установках, широко используются одномерные уравнения движения газа.

— движение газа является стационарным (установившимся), т.е. пара­метры потока (скорость, давление, температура, плотность) в любой точке рассматриваемого объема не­изменны во времени;

— течение газа является одномерным, т.е. параметры потока во всех точках каждого поперечного сечения потока одина­ковы, а вектор скорости газа нормален к этому сечению; их изменение происходит лишь в направлении движения.

Уравнение неразрывности

Расход газа через любое поперечное сечение какого либо канала, т.е. количество газа, проходящее через это сечение в единицу времени, равен

где скорость потока, его плотность и площадь данного сечения.

На установившемся режиме расход газа через все сечения данного канала одинаков (если между ними нет подвода газа со стороны или его отвода). Следовательно для двух произвольных сечений 1-1 и 2-2

или

.

Для многих практических расчетов оказывается удобным использовать выражение расхода газа через параметры заторможенного потока и газодинамическую функцию :

,

где размерный коэффициент

зависит от природы газа, а его значение можно взять в [7].

имени профессора Н.Е. Жуковского