Кпд реактивного двигателя: Коэффициент полезного действия реактивного двигателя

Коэффициент полезного действия реактивного двигателя

Коэффициент полезного действия реактивного двигателя

Коэффициент полезного действия реактивного двигателя

безразмерная величина, характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.
Полный коэффициент полезного действия (η)0, выражается отношением полезной тяговой мощности двигателя к затраченной в единицу времени термохимической и кинетической энергии топлива, находящегося на борту летательного аппарата. Пренебрегая нагревом топлива в баках и системах вне двигателя, получим
(η)0 = PV/(Gт(Hu + V2/2),
где Р — реактивная тяга двигателя, V — скорость полёта, Gт — расход топлива (горючего и окислителя в ракетных двигателях) во всех камерах сгорания двигателя в единицу времени, Hu — теплота сгорания 1 кг топлива (в воздушно-реактивном двигателе) или 1 кг смеси горючего и окислителя (в ракетном двигателе). Полный коэффициент полезного действия равен произведению эффективного и полётного коэффициент полезного действия ((η)э и (η)п), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя:
(η)0 = (η)э(η)п.
У воздушно-реактивного двигателя эффективный коэффициент полезного действия определяется отношением создаваемой двигателем располагаемой работы (в виде разности кинетической энергий вытекающих из сопел газов и набегающего потока воздуха) к затраченной энергии топлива. У воздушно-реактивного двигателя простейших одноконтурных схем (турбореактивный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель) этот коэффициент полезного действия близок к термическому коэффициенту полезного действия термодинамического цикла и сохраняет характер его зависимости от основных параметров цикла. У турбореактивного двухконтурного двигателя (η)э несколько снижается из-за потерь при обмене энергий между контурами, однако полный коэффициент полезного действия турбореактивного двухконтурного двигателя на малых скоростях растёт в связи с ростом полётного коэффициента полезного действия.

У двигателей с форсажными камерами сгорания при малых V значение (η)э уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта (η)э значительно увеличивается из-за существенного повышения давления в двигателе вследствие динамического сжатия воздуха.
Полётный коэффициент полезного действия определяется отношением полезной тяговой мощности двигателя к создаваемой им располагаемой мощности. Этот коэффициент полезного действия определяется приближённой формулой Б. С. Стечкина для двигателей с единым реактивным соплом:
(η)п = 2(V)/1 + (V)),
где (V) = V/ωc — отношение скоростей полёта и истечения газов из реактивного сопла (реально (V) У ракетных двигателей (η)э определяется как отношение располагаемой работы (в виде суммы кинетической энергий вытекающих из сопла газов и топлива на борту летящего летательного аппарата) к полной энергии топлива, то есть
(η)э = (ω2с + V2)/2(Hu + V2/2).
Полётный коэффициент полезного действия ракетного двигателя выражается формулой
(η)п = 2(V)/(1 + (V)2).
У турбовинтовых двигателей (η)э определяется отношением эквивалентной мощности Ne к затраченной энергии топлива:
(η)э = Ne/(GтHu).
Полётный коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта
(η)в = PвV/Nв,
где Рв, Nв — тяга винта и мощность на его валу.
Воздушно-реактивные двигатели к концу 80-х гг. достигли высокого термогазодинамического совершенства. Дозвуковые турбореактивные двухконтурные двигатели при высокой степени повышения давления а цикле (до 30 только в компрессорах и до 50 с учётом динамического сжатия в полёте при Маха числе полёта М(∞) = 0,8—0,85) имеют (η)э = 0,42—0,43, что превышает коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых машинах с простым рабочим циклом. Значение (η)э у современных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой при высоких скоростях полёта (М(∞) = 2—3) равно 0,4—0,5. Такие значения эффективного коэффициентa полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия , который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда (η)0 = 0).

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.

.

• Коэффициент полезного действия компрессора, турбины
• Коэффициент полноты сгорания топлива

Полезное

Смотреть что такое «Коэффициент полезного действия реактивного двигателя» в других словарях:

• коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис.  1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… …   Энциклопедия «Авиация»

• коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… …   Энциклопедия «Авиация»

• коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… …   Энциклопедия «Авиация»

• коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис.  1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… …   Энциклопедия «Авиация»

• Комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить двигатели, работающие по циклам …   Энциклопедия техники

• комбинированный двигатель — комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить …   Энциклопедия «Авиация»

• комбинированный двигатель — комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить …   Энциклопедия «Авиация»

• Схемы вертолетов — Реактивный момент, действующий на корпус вертолёта, и его компенсация Схема вертолета описывает количество несущих винтов вертолёта, а также тип устройств, используемых для управления вертолетом. Усилие для раскручивания несущего винта мож …   Википедия

• авиация — Рис. 1. Изменение приведённой «вредной» площади манёвренных истребителей по годам. авиация (франц. aviation, от лат. avis  птица)  широкое понятие, связанное с полётами в атмосфере аппаратов тяжелее воздуха. А. включает необходимые технические… …   Энциклопедия «Авиация»

• авиация — Рис. 1. Изменение приведённой «вредной» площади манёвренных истребителей по годам. авиация (франц. aviation, от лат. avis  птица)  широкое понятие, связанное с полётами в атмосфере аппаратов тяжелее воздуха. А. включает необходимые технические… …   Энциклопедия «Авиация»

Эффективный КПД реактивного двигателя — Энциклопедия по машиностроению XXL

Управление обтеканием, проявляющееся в непосредственном воздействии на поток газа около летательных аппаратов, используется для улучшения их аэродинамических свойств и позволяет решать две основные задачи. Одна из них связана с таким воздействием на обтекающий газ, при котором достигаются заданные суммарные аэродинамические характеристики или их составляющие. Например, может обеспечиваться нужное значение максимального коэффициента подъемной силы или наивыгоднейшее аэродинамическое качество, требуемое изменение (повышение или снижение) лобового сопротивления, сохранение устойчивости ламинарного пограничного слоя и, как результат, уменьшение трения и теплопередачи. Решение второй задачи позволяет формировать таким образом управляющий поток, чтобы улучшить условия обтекания органов управления и стабилизирующих устройств (оперения) и тем самым повысить управляющий и стабилизирующий эффекты. Кроме того, соответствующие устройства, управляющие движением газа, используются для повышения эффективности реактивных двигателей (в частности, путем улучшения обтекания воздухозаборников), а также отдельных средств механизации летательных аппаратов (щитки, предкрылки, закрылки и др.).  [c.103]
К такого рода конструкциям относятся, например, радиаторы систем энергопитания и двигатели космических кораблей, воздушно-реактивные двигатели, которые имеют специальное вспомогательное оборудование, предназначенное для охлаждения основного. Существование дополнительных узлов уменьшает эффективность и к. п. д. конструкции.  [c.201]

Процессы, совершающиеся в турбинах, центробежных и осевых компрессорах, реактивных двигателях и т. п., сопровождаются различными преобразованиями энергии, которые происходят в движущемся газе. Теория и расчеты этих машин строятся на общих данных и положениях теории газового потока. Эта теория не только дает возможность изучения отдельных процессов в движущемся газе но и устанавливает условия, которые влияют на протекание этих процессов и их эффективность.  [c.124]

Существенным недостатком рассмотренных органов управления (кроме газовых рулей) является невозможность создания ими (при наличии одного двигателя или сопла) управляющих моментов крена. Кроме того, все эти органы управления, включая и газовые рули, работают при включенном двигателе и не могут обеспечить управление на пассивных участках полета. Эти недостатки позволяют устранить струйные рули, представляющие собой совокупность нескольких сопл, расположенных перпендикулярно продольной оси летательного аппарата на максимальном удалении от центра масс (рис. 1.9.11,и). Сопла могут принадлежать неподвижным реактивным двигателям или питаться от общего источника сжатого газа. Струйные рули работают как в непрерывном, так и в импульсном режиме и оказываются достаточно эффективными при создании управляющих моментов относительно всех трех осей.  [c.87]

Параметры, характеризующие эффективность и экономичность работы реактивного двигателя  [c.274]

Качество реактивного двигателя оценивается при помощи ряда параметров, характеризующих эффективность и экономичность его работы как тепловой машины и движителя. Реактивная тяга ГТД — основной его параметр.  [c.275]

Эффективный КПД реактивного двигателя  [c.278]

Эффективный КПД реактивного двигателя — отнощение теплоты, эквивалентной работе двигателя, к теплоте, введенной в двигатель с топливом.  [c.278]

В результате работ по повышению экономичности авиационных газотурбинных силовых установок конструкторский коллектив П. А. Соловьева впервые предложил для пассажирских самолетов турбовентиляторные (двухконтурные) реактивные двигатели серии Д-20. Эти двигатели характеризуются относительно малым удельным расходованием топлива, более высоким соотношением между величинами взлетной и крейсерской тяги, пониженным уровнем шума и соответственно сниженными величинами акустических нагрузок на конструкцию самолета. Вес их, приходящийся на единицу мош -ности, оказывается меньшим, чем соответствующий вес турбовинтовых (одноконтурных) двигателей. Кроме того, при пользовании ими отпадает необходимость в тяжелых и сложных воздушных (тяговых) винтах, эффективность действия которых снижается по мере возрастания скорости полета.  [c.394]

Однако раздельно проблема космического полета и проблема реактивного движения привлекают внимание специалистов разных стран. К этому времени был накоплен немалый опыт в практическом использовании твердотопливных ракет, но их изначально низкая энергетическая эффективность вызывала необходимость создания новых схем реактивных двигателей. Этому способствовал также поиск двигательных установок для аэростатов и самолетов, интенсивно шедший в XIX в.  [c.435]

На рис. 50 приведены эффективные к.п.д. для различных реактивных двигателей. При одной и той же начальной температуре  [c.98]

Анализ эффективности термодинамических циклов проведем для наиболее распространенных тепловых машин поршневых, газотурбинных и реактивных двигателей, паросиловых и холодильных установок.  [c.108]

Опенку качества реактивного двигателя, определение области его рационального, эффективного использования производят по целому комплексу величин абсолютных и относительных параметров.  [c.214]

Хотя проблема эффективной защиты ниобия от окисления остается нерешенной, предполагается, что он найдет применение во многих областях благодаря хорошо изученным свойствам при повышенных температурах. Можно надеяться, что успешным легированием или нанесением покрытий удастся преодолеть его недостаточную стойкость к окислению. Эта проблема особенно актуальна в случае реактивных двигателей, ракет, управляемых снарядов и конструкционных деталей летательных аппаратов. В этом отношении ниобий находится почти в таком же положении, как и молибден, хотя с целью разработки способов защиты молибдена проведено значительно большее количество исследований.  [c.462]

У большинства вертолетов имеется механический привод несущих винтов, т. е. крутящий момент передается на несущий винт через валы. В таких конструкциях необходимы трансмиссия и средства для уравновешивания крутящих моментов несущих винтов. При другом способе привода несущего винта — реактивном — холодный или горячий воздух выбрасывается из сопел, размещенных на концах или на задней кромке лопастей. Известны конструкции вертолетов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями на концах лопастей или с реактивными закрылками, куда подается сжатый воздух, генерируемый в фюзеляже. Поскольку в этом случае крутящий момент несущего винта не передается на фюзеляж вертолета (передается лишь незначительный момент трения в подшипниках вала), то трансмиссия и устройства, уравновешивающие крутящий момент, не нужны, что дает существенную экономию массы. Система реактивного привода несущего винта в принципе легче и проще, хотя аэродинамическая и термодинамическая эффективность вертолета ниже. Вертолет с реактивным приводом нуждается в дополнительном устройстве путевого управления. Возможно использование аэродинамических поверхностей типа руля направления, однако на малых скоростях полета они неэффективны.  [c.301]

Численные значения эффективного к.п.д. элементарного воздушно-реактивного двигателя.  [c.53]

Исследование процесса. Экономичность воздушно-реактивного двигателя. Предложения по улучшению эффективности двигателя  [c.16]

Для воздушно-реактивных двигателей отмеченные недостатки центробежного нагнетателя являются весьма существенными, так как вследствие больших мощностей, затрачиваемых на вращение нагнетателя, эффективность нагнетателя оказывает значительное влияние на экономичность двигателя в целом, а габариты нагнетателя определяют габариты всей машины.  [c.24]

Эффективным к. п. д. воздушно-реактивного двигателя называется отношение полезной работы, полученной от двигателя, к работе, эквивалентной подведенному теплу  [c.93]

Таким образом, эффективный к. п. д. воздушно-реактивного двигателя зависит от скорости полета и от подогрева воздуха.  [c.99]

При сравнении к.п.д. реактивного двигателя с эффективным к.п.д. обычного поршневого двигателя необходимо вводить коэффициент 1/0,75, учитываюш ий влияние на экономичность винтомоторной установки к. п. д. винта, сопротивления радиаторов и пр. В нашем случае  [c.100]

Перейдем теперь к рассмотрению зависимости эффективного к. п. д. турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя от подогрева воздуха. При исследовании будем предполагать, что двигатель работает всегда на опт, соответствующей максимальной тяге.  [c.111]

Ну, а теперь обратимся к реактивному двигателю— из всех машин, загрязняющих шумом окружающую среду, он имеет наихудшую репутацию. Проносящийся над головой реактивный самолет создает самый сильный шум из тех, какие доводится слышать современному человеку в обычных условиях. Возможно, этот шум причиняет больше беспокойства большему числу людей, чем любой другой, даже чем шум наземного транспорта — его главный соперник. Проблема шума реактивных самолетов получила такое значение, что реактивные двигатели пользуются уникальной привилегией в перечне требований, предъявляемых проектировщикам, устранение шума занимает одно из первых мест. Каким бы дешевым, эффективным, легким и экономичным ни был данный реактивный двигатель, его не установят ни на одном гражданском самолете, если он окажется слишком шумным  [c.119]

От этих недостатков свободны реактивные двигатели, в которых не имеет места понижение силы тяти с ростом скорости полета самолета. ВозДушно-реактивные двигатели, нашедшие применение в авиации, обладают рядом преимуществ перед поршне-вы(ми двигателями и турбинами. Поэтому для скоростных самолетов они являются наиболее эффективными. К преимуществам  [c.227]

В уравнении (1) М есть масса ракеты в момент t на высоте Z (фиг. 25), Qi — сила лобового сопротивления ракеты, зависящая от скорости полета v и высоты z, Vr — эффективная относительная скорость истечения продуктов горения из сопла реактивного двигателя и  [c.143]

Последняя Глава 9.9 передает главные результаты, полученные в 13] при исследовании смешения и горения применительно к камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя с горением в сверхзвуковом потоке. Смешение и горение водорода описывается с помощью дифференциальных моделей турбулентности и уравнений химической кинетики. Обычные схемы струйного смешения приводят к чрезмерной длине камеры сгорания. Поэтому приходится искать различные способы интенсификации смешения, не приводящие к большим потерям полного давления. В этом отношении весьма эффективным оказалось применение для подачи водорода пространственных сопел с круглым минимальным и эллиптическим выходным сечениями, соединенными линейчатой боковой поверхностью.  [c.267]

В турбокомнрессорпых реактивных двигателях, нлп, как их называют, турбореактивных двигателях (ТРД), воздух, после сжатия в диффузоре дополнительно сжимается в турбокомпрессоре, который приводится во вращение газовой турбиной, расположеп-ной после камеры сгорания. Эффективность работы таких двигателей вследствие повышения степени сжатия значительно больше, чем  [c.290]

В последние годы закрутку потока стали широко использовать для интенсификации процесса горения. При создании эффективных фронтовых устройств камер сгорания в воздушно-реактивных двигателях, для стабилизации фронта пламени в различных камерах сгорания, при создании эффективных горелочных устройств, плазмотронов с вихревой стабилизацией все большее применение находят потоки с различной интенсивностью закрутки. Это обусловливает актуальность работ, направленных на понимание и описание термогазодинамики закрученных течений как при окислительно-восстановительных экзотермических химических реакциях, так и в их отсутствие. Необходимо вооружить практику методиками экономного расчета и проектирования технических устройств с закруткой потока, а сами устройства сделать более эффективными и экологически чистыми.  [c.7]

Инженеры-самолетостроители твердо уверены, что скорости ДО 800 километров в час бесспорно остаются за поршневым двигателем внутреннего сгорания, изумительно отработанным и надежным. А вот для самолетов, рассчитанных на скорости от 900 до 2000 километров в час, самыми эффективными являются турбореактивные двигатели. С ними не могут соперничать никакие другие, в том числе и прямоточный Боздушно-реактивный двигатель.  [c.76]

Возможность изменения степени двухконтурности и расхода воздуха через двигатель в достаточно широком диапазоне при сохранении высоких КПД узлов позволяет согласовать расходные характеристики воздухозаборника, двигателя и реактивного сопла и тем самым снизить внешнее сопротивление и улучшить эффективные параметры двигателя — Яуя. эф и Суд.эф. В частности, по сравнению с двигателем типа ТРДФ GE4/J6, предназначавшегося для американского СПС1 В.2707-300 , двигатель GE21 на дозвуковом режиме полета-имеет расчетный эффективный удельный расход топлива на 23% меньше вследствие наличия степени двухконтурности и меньшего внешнего сопротивления, а на сверхзвуковом крейсерском режиме полета (Мп = 2,4)—на 9% меньше таклстепени двухконтурности, большей степени повышения давления и несколько лучших КПД узлов.  [c.232]

ПуВРД. Для повышения эффективности прямоточных ВРД при малых скоростях полета возможно применение так называемых пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (ПуВРД, рис. 5.6), Горючее в камеру сгорания подается периодически в соответствии с характером пульсирующего процесса. При сгорании топлива благодаря наличию клапанов на входе, которые после воспламенения смеси закрываются, давление в камере интенсивно возрастает, а цикл двигателя приближается к циклу со сгоранием при постоянном объеме. Это делает рабочий процесс ПуВРД более экономичным, чем у ПВРД. После камеры сгорания газы устремляются в выходное сопло, выполненное в виде удлинительной трубы. Геометрические размеры двигателя подбираются так, чтобы частота вспышек (пульсаций) в камере сгорания была равна частоте колебаний газового потока, заполняющего двигатель.  [c.224]

В 1953 г. Г. Г. Черный решил чрезвычайно важную для описания работы сверхзвуковых воздухозаборников задачу об устойчивости течения в канале со скачком уплотнения, замыкающим сверхзвуковой поток. Ее актуальность определялась необходимостью организации эффективного торможения сверхзвукового потока в канале воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей. Это предполагало расположение скачка вблизи минимального сечения канала, где число Маха потока слегка превышает единицу. Согласно уравнениям квазиодно-мерного течения, при фиксированном давлении на выходе из канала стационарный скачок может располагаться как до так и после минимального сечения. Наличие двух стационарных решений, близость числа Маха перед скачком к единице, а его положения — к минимальному сечению обусловили необходимость анализа устойчивости такого течения. Г. Г. Черный показал, что при отсутствии отражения возмущений от выхода из канала течение со скачком в расширяющемся канале устойчиво, а в сужающемся неустойчиво. Им же установлена возможность стабилизации потока с помощью перфорированных стенок и присоединенных объемов.  [c.12]

В первой реакции для инициирования необходим свободный атом фтора. Одной из постоянных проблем химических лазеров является разработка методов эффективного получения таких свободных атомов. Возбужденная молекула HF (обозначаемая HF ), возникающая при такой реакции, может находиться в возбужденном состоянии, являющемся верхним уровнем лазерного перехода. Третья реакция выражает переход в нижнее лазерное состояние, которое не заселяется при химической реакции. Оно сопровождается испусканием квантов световой энергии hv. Таким образом, инверсия населенностей возникает автоматически всякий раз после того, как протекает химическая реакция, и в качестве конечного продукта возникают молекулы в возбужденном состоянии. Для инициирования реакции, т. е. для первоначального создания свободных атомов, может потребоваться электрическая энергия, но как только реакция началась, образуются свободные атомы и эти реакции будут непрерывно продолжаться. Наиболее хорошо разработанными лазерами являются лазеры на фтористом водороде, работающие на многих длинах волн, расположенных в диапазоне 2,6…3,6 мкм, а также лазер на окиси углерода, генерирующий на длинах волн около 5 мкм. Химические лазеры, работающие в непрерывном режиме, дают выходную мощность около нескольких киловатт. Они работают без электрического питания, используя смешение втекающих хим,ических компонентов. Такой лазер похож на работающий реактивный двигатель, поскольку рабочая химическая смесь со сверхзвуковой скоростью прокачи-  [c.40]

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) имеет определенную область применения. Считается, что его целесообразно использовать при скоростях, полета с числом М в пределах 1,5 М 7, и есть основание ожидать, что верхний предел может быть значительно увеличен (до М = 10 12). При М удельная тяга, и топливная экономичность двигателя получаются слишком малыми для эффективного практического использования. При больших скоростях (М > 12) и входной диффузор работает неэффективно, и температура в камере сгорания за счет потери кинетической энергии воздухом становится чрезмерно большой. Прогресс ожидается, если удастся вести сгорание при большой скорости движения воздуха так, чтобы набегаюш,ий на летательный аппарат воздух тормозился лишь частично. Также большие надежды возлагаются на применение в ПВРД в качестве топлива жидкого водорода.  [c.226]

В 1938-1943 гг. Б. С. Стечкин работал в конструкторском бюро, где продолжал свои работы над повышением эффективности компрессоров, создал бесклапанный пульсируюпщй реактивный двигатель УС, предназначенный для ускорения самолетов. В этом же КБ С. П. Королев испытывал на самолетах ускорители других систем.  [c.409]

К числу основных наиболее эффективных мероприятий в области снижения конструктивной металлоемкости машин к повышения их эксплуатационных качеств нужно отнести изменение самих принципов конструирования, нашедшее свое выражение, в частности, в переходе от паровых турбин к газовым, от поршневых двигателей внутреннего сгорания к турбореактивным и реактивным двигателям и газовым турбинам, в максимальной концентрации мощности в одном агрегате, в иЗдМенении схем компоновки машин, в замене машин и орудий соответствующими навесными приспособлениями и др.  [c.108]

В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сгоранием топлива при р = onst (непрерывный процесс горения) пульсирующ,ие двигатели могут эффективно работать и при сравнительно небольших скоростях движения двигателя. Это обусловливается тем, что максимальное давление рабочего тела в цикле определяется не только степенью сжатия, которая тем меньше, чем меньше скорость относительного движения, но и степенью повышения давления в процессе сгорания топлива  [c. 161]

Идеи Годдарда. При исследовании уравнения (1)Р.Годдард делает следующие упрощающие предположения. Ускорение силы тяжести g полагается постоянным и равным его значению на поверхности Земли относительная эффективная скорость Уг также считается постоянной. В последующих вычислениях мы положим M — Moj t), где Мо — начальная масса, а f t) —функция, определяющая режим работы реактивного двигателя, или, так как Уг= onst, то программу изменения реактивной силы. При t=0, М = Мо, /=1 в конце активного участка при t==tE, М = Ме и /=/е, где Ме есть масса ракеты без топлива. Полагая — = Q, можно написать уравнение (1) в виде  [c.144]

Прп создаппп силовых установок с воздушно-реактивными двигателями (ВРД) для сверхзвуковых скоростей полета необходимо уметь эффективно (с малыми потерями) тормозить сверхзвуковой поток. В принципе возможно даже изэнтропическое (бесскачковое) его торможение, однако осуществляющие такое торможение воздухозаборники неприемлемы по габаритным, весовым, режимным и другим соображениям. Для ироектирования и определения характеристик используемых на практике многоскачковых воздухозаборников нужно знать, как образующиеся при их обтекании скачки уплотнения взаимодействуют с пограничным слоем. В решении этой проблемы ключевую  [c.99]

---

Методика оценочного расчета удельного расхода топлива двухконтурного турбореактивного двигателя | Кузнецов

Определение предельно достижимого уровня технического совершенства для дви­гателя с выбранной конструктивной схемой на начальном этапе проектирования позволяет заранее оценить его конкурентоспособность по сравнению с аналогами. Для оценки уровня технического совершенства силовой установ­ки летательного аппарата (ЛА) используются два параметра: удельный расход топлива C_R и удельный вес двигателя γ_дв [1]. Определение удельных параметров проектируемого двигате­ля начинается с термодинамического расчета «исходного» режима работы. При этом КПД основных узлов и уровень потерь по газовоз­душному тракту двигателя задаются из пред­шествующего опыта проектирования (данные аналогов или предшествующих модификаций) или определяются в ходе отдельных расче­тов компрессора, турбины и камеры сгора­ния. Прямая аналитическая взаимосвязь па­раметров термодинамического цикла и КПД основных узлов для конкретного двигателя невозможна. Поэтому процесс выбора термо­динамических параметров, таких как температура газа в камере сгорания Т_г*, суммарнаястепень сжатия π_Σ*, степень двухконтурности y и последующий анализ зависимостей C_R = f(Т_г*, π_Σ*, y,…), выполняется при постоянных значениях потерь и КПД узлов.

При определении предельно возможного технического уровня двигателя связь между параметрами Т_г*, π_Σ*, y и максимально возможным КПД узлов может быть установлена.
Основой метода является использование зависимостей максимально возможного политропного КПД ступени компрессора или турбины  от величины нагрузки на ступень, предварительно полученных на основе стати­стических данных. Далее выполняется расчет адиабатического КПД всего компрессора η_к* или турбины η_т* с использованием параметров термодинамического цикла. Подробно метод расчета максимально возможного КПД основ­ных узлов двигателя изложен в [2].

Для рассматриваемой методики расчета установлены следующие допущения и огра­ничения:

• процесс в двигателе рассматривается как термодинамически равновесный и адиа­батический;
• приняты постоянные гидравлические потери по газовоздушному тракту;
• принято равномерное распределение нагрузки (напорности) между ступенями ком­прессора;
• область применения методики огра­ничивается малоразмерными ТРДД, которые устанавливаются в основном на беспилотные летательные аппараты.

Исходными данными для определения максимально возможного η_к* осевого ком­прессора являются следующие параметры: приведенный расход воздуха G_{ВПР 0}, пол­ная температура на входе в компрессор Т_вх, а также степень повышения полного давле­ния в компрессоре π_к* и выбранное количе­ство ступеней компрессора z. В начале рас­чета определяется величина нагрузки на одну ступень Δi*_ст0 и степень повышения давления в ступени π*_ст0 в первом приближении с ис­пользованием равенств:

где Δi_к*_ад, ккал/кг — адиабатическое измене­ние энтальпии за компрессором, определяе­мое с помощью термодинамических функций по величинам π_к* и Т_вх*; Δi_ад* _ст, кДж/кг — адиа­батическое изменение энтальпии ступени. За­висимость для максимально возможного КПД осевой ступени компрессора от измене­ния энтальпии Δi_ст* представлена на рисунке 1.

Для каждой ступени компрессора с по­рядковым номером s может быть определена напорность Δi_ст*(s) и максимальный политропный КПД  (s):

Здесь k_α — поправка на потери напорно- сти в ступенях, а k_н(s) — коэффициент, опреде­ляющий изменение напорности по ступеням. Для малоразмерных ТРДД число осевых сту­пеней в компрессоре обычно не более 2. В этом случае, в отличие от многоступенчатых ком­прессоров с заданным распределением напор- ности, можно принять k_н(1) = k_н(2) = 1.

Политропный КПД с учетом поправки на размерность ступени определяется урав­нениями:

где G_ВПР(s), кг/с — приведенный расход воздуха на входе в ступень s, Δη_пол* — поправка на полит- ропный КПД, определяемая по графической зависимости, представленной на рисунке 2. Графические зависимости для  и Δη_пол* представленные на рисунках 1 и 2, получены путем обработки статистических эксперимен­тальных данных по осевым и центробежным ступеням компрессоров на основе данных, за­имствованных из [1, 3, 4].

Адиабатический КПД ступени

Параметры воздуха на выходе из ступени:

где i*_вх(s), S*_вх(s) — энтальпия и энтропия возду­ха на входе в ступень; Δi_ст*_ад(s) — адиабатиче­ский напор ступени; i_ст*_ад(s), T*_ст*_ад(s), S*_ст*_ад(s) — энтальпия, температура и энтропия воздуха на выходе из ступени, рассчитанные с помо­щью термодинамических функций.

Общие параметры осевого компрессора определяются по соотношениям:

Совместное решение уравнений (1)-(11) позволяет определить адиабатический КПД, напорность каждой ступени компрессора и об­щий КПД компрессора.

Аналогичным образом, на основе при­веденных выше зависимостей, может быть составлена методика расчета для компрессо­ра, состоящего из нескольких центробежных или диагональных ступеней. В большинстве современных малоразмерных ТРДД приме­няется одиночная центробежная ступень. Для центробежной ступени следует исполь­зовать зависимость , представ­ленную на рисунке 1. Дополнительными исходными данными для расчета являются приведенный расход воздуха G_{в прц} и температура торможения Т_вх* на входе в ступень. Для одноступенчатого центробежного ком­прессора G_{в прц} = G_{в прц0}, Т_вх * — задано. Для за­мыкающей ступени осецентробежного ком­прессора G_{в прц} = G_{в пр}(z), Т_вх*= Т_ст*(z). При этом расчет адиабатического КПД ступени суще­ственно упрощается:

Изменение энтальпии и параметры воз­духа на выходе из центробежной ступени:

где i*_вх, S*_вх — энтальпия и энтропия воздуха на входе в ступень, определяемые по Т_вх*; Δi_ц*_ад — адиабатический напор ступени; i_{ц ад}, T_ц*_ад, S_ц*_ад — энтальпия, температура и энтропия воздуха на выходе из центробежной ступени.

Для одноступенчатого центробежного компрессора параметры ступени одновремен­но являются параметрами компрессора. Общие параметры осецентробежного компрессора определяются с учетом параметров осевой части:

Методика определения максимально воз­можного адиабатического КПД для турбины компрессора составлена с учетом отбора воз­духа на охлаждение соплового аппарата (СА) и рабочего колеса (РК) для одной или несколь­ких ступеней. В качестве исходных данных используются следующие параметры из рас­чета исходного режима: изменение энталь­пии в компрессоре Δi_к*, приведенный расход воздуха G_{в пр0}, температура торможения Т*_г и полное давление Р_г* газа на входе в турбину, энтальпия воздуха за компрессором i_к*, отно­сительный расход топлива в камере сгорания q_т кс = G_т / (3600 · G_{в кс}). Зависимости для опре­деления механического КПД η_mK = f(G_{в пр0}) на валу турбины компрессора с учетом при­вода агрегатов и зависимость для определе­ния относительной величины отбора воздуха Δ _{охл ст}(s) = f (Т_вх*) на охлаждение одной ступе­ни турбины приведены в [2]. Относительный отбор воздуха на охлаждение диска корпуса и дисков турбины Δ _охл к = 0,005…0,01.

Коэффициенты расхода воздуха и газа на входе в турбину компрессора:

Величины μ_в, μ_г, Δ _охл Σ в начале расчета задаются в первом приближении.

Для определения изменения энтальпии газа в турбине компрессора Δi*_тк и в отдельной ступени Δi*_ст при заданном числе ступеней z (в соответствии с вариантом схемы на рис. 5) используются соотношения:

В сечениях за CA и РК турбины для каж­дой ступени s выполняется пересчет коэффици­ентов расхода с использованием соотношений:

Здесь j — 1 обозначает сечение на вхо­де в CA или РК; j — сечение на выходе из CA или РК; ψ_са, ψ_ρκ — долевой коэффициент от­носительного расхода воздуха, расходуемого на охлаждение соответственно CA и РК.

Термодинамические параметры на выхо­де из CA определяются с помощью термоди­намических функций:

где i_вх*'(s), Т_вх*'(s), S_вх*'(s) — соответственно эн­тальпия, полная температура и энтропия газа за CA, т. е. на входе в РК; а c_p, R_r, к_г — соот­ветственно теплоемкость, газовая постоянная и показатель адиабаты этого же газа.

Политропный КПД ступени η*_пол(s) опре­деляется с использованием зависимостей:

Δη*_пол = f(А_ст), если А_ст ≤ 40, Δη*_пол = 0, если А_ст > 40.

Здесь η*^max_пол — максимально возмож­ный политропный КПД, определяемый по зависимости, представленной на рисун­ке 3, Δη*_пол — поправка на политропный КПД ступени в зависимости от величины пропуск­ной способности А_ст, определяемая по зависи­мости на рисунке 4, P*_вх(S) — полное давление газа на входе в рабочее колесо ступени. Зависи­мости для η*^max_пол получены при обработке стати­стических данных, взятых из [3]. Зависимость для η*_пол заимствована из работы [4].

 

Рис. 3. Максимально возможный политропный КПД ступени турбины компрессора

 

 

Рис. 4. Поправка на политропный КПД ступени турбины

 

Aдиабатические параметры за РК и адиа­батический КПД ступени η*_ад(s) определяются с использованием уравнений:

где i*_{ст ад}(s), T*_{ст ад}(s), S*_{ст ад}(s) — соответственно адиабатическая энтальпия, полная температу­ра и энтропия газа на входе из РК, определя­емые с помощью термодинамических функ­ций; Δi*_{ст ад}(s) — адиабатический перепад на РК ступени; π*_ст (s) — степень понижения полного давления в РК.

Энтальпия газа на выходе из ступени определяется по теплоперепаду в РК и величи­не расхода охлаждающего воздуха

где i*_ст (s)- энтальпия газа на выходе из РК.

Рис. 5. Охемы ТРДД: а) первая конструктивная схема, б) вторая конструктивная схема 1 — вентилятор (вар. а), двухступенчатый вентилятор (вар. б), 2 — осевая ступень компрессо­ра ВД (вар. а), двухступенчатая подпорная осевая ступень (вар. б), 3 — центробежная ступень компрессора ВД, 4 — камера сгорания, 5 — турбина ВД, 6 — турбина НД (вар. а), двухступен­чатая турбина НД (вар. б), 7 — сопло второго контура, 8 — сопло первого контура, CA — сече­ние на выходе из соплового аппарата, РК — сечение на выходе из рабочего колеса

Полная температура и давление газа на выходе из ступени турбины:

T_ст*(s) = f (q_т(j), i_ст*(s), P_ст*(s) = P_вх*(s) / π_ст*(s) .      (32)

Поскольку для многоступенчатой тур­бины имеют место равенства i*_вх (s + 1) = i_ст*(s) и P_вх*(s + 1) = P_ст*(s), приведенные выше урав­нения позволяют выполнить расчет основных параметров для каждой из z ступеней турбины при их совместном решении.

Далее определяются общие параметры турбины компрессора — степень понижения полного давления в турбине π*_тк и адиабатиче­ский КПД η*_тк:

Турбина низкого давления, связанная вентилятором, рассчитывается аналогичным образом, при этом для определения величин η*^max_пол и Δη*_пол используются зависимости на ри­сунках 3, 4. В случае если температура на вхо­де в турбину или ступень T*_вх(s) < 1200 К, при­нимается Δ_охлс(s) = 0.

Предложенные процедуры расчета адиа­батического КПД компрессора и турбины ис­пользуются в данном случае как составные части термодинамического расчета исходно­го режима двигателя, выполненные в виде отдельных подпрограмм.

Остальные параметры, характеризующие потери по газовоздушному тракту и полноту сгорания топлива в камере, имеют, как прави­ло, узкие интервалы возможных значений. Их количество и численные значения определяют­ся типом двигателя (ТРД, ТРДД и др.), могут быть заимствованы из [5, 7]. При определе­нии предельно достижимого уровня техниче­ского совершенства двигателя с минимально возможным C_R параметры, характеризующие потери по газовоздушному тракту, могут быть заданы в виде постоянных величин. Методи­ка термодинамического расчета исходного ре­жима является общеизвестной, поэтому она исключается из рассмотрения. Для расчета термодинамических функций воздуха и газа в диапазоне температур от минус 50 до 1500 °С используются данные [6], для температур свы­ше 1500 °С — аппроксимирующие зависимости по стандарту NASA sp-273.

Для апробации разработанной методики были выполнены расчеты минимально воз­можных C_R применительно к малоразмерным ТРДД. Расчеты выполнены для стандартных атмосферных условий на входе в двигатель Н = 0, М = 0, T_H = 288,15 К. Диапазон варьи­руемых основных параметров термодинами­ческого цикла выбран исходя из статистических данных для ТРДД производства Teledyne CAE, Williams International [8]: π_Σ* = 10-13,8, Т_г* = 1150-1400 К, у = 1. Во всех случаях при­веденный расход воздуха через первый контур был задан равным С_{ВПР 0} = 2,5 кг/с. Исходя из постановки задачи, вместо значений тяги двигателя для всех вариантов рассчитана ве­личина усредненной удельной тяги двигателя I = (R_уд1 + R_уд2 · y)/ (1 + У), где R_уд1 R_уд2 — удель­ная тяга сопел первого и второго контура со­ответственно.

Результаты вариативных расчетов исход­ного режима ТРДД с максимально возможны­ми КПД узлов представлены на рисунках 6, 7. На рисунке 6 представлены расчетные зави­симости C_R = (Т_г*, π_Σ*, I) для первой конструк­тивной схемы ТРДД с одноступенчатым вен­тилятором, компрессором высокого давления (ВД), состоящим из осевой и центробежной ступени, кольцевой прямоточной камерой сгорания, одноступенчатой турбиной высо­кого и низкого давления (НД). Первая схема представлена на рисунке 5 а. Нанесенные ли­нии представляют собой результаты расче­тов множества вариантов исходного режима ТРДД при выбранных постоянных величи­нах термодинамического цикла Т_г* = const или π_Σ* = const. Каждая точка диаграммы представляет собой минимально возможное значение C_r, достижимое при заданных T_г* , π_Σ*, у и внешних условиях.

 

 

Аналогичные зависимости по C_R пред­ставлены на рисунке 7 для второй схемы ТРДД с двухступенчатым вентилятором, двумя под­порными ступенями каскада НД, компрессо­ром ВД, состоящим из центробежной ступени, кольцевой прямоточной камерой сгорания, од­ноступенчатой турбиной ВД и двухступенча­той турбиной НД. Вторая схема представлена на рисунке 5б. Дополнительно на рисунке 7 на­несены данные по двигателям семейства мало­размерных ТРДД WR-19 компании Williams In­ternational и расчетные данные этих двигателей, полученные при тех же параметрах термодина­мического цикла с максимально возможными величинами КПД ступеней компрессоров и тур­бин (точки отмечены одинаковыми маркерами). Анализ представленных данных показывает возможность снижения C_R для данных двига­телей на 7-10 % при увеличении политропного КПД составляющих ступеней до максималь­но возможного современного уровня (данные на рис. 1, 3). Необходимо учесть, что линия совместной работы в поле характеристик ком­прессора, с учетом обеспечения достаточного уровня запасов газодинамической устойчиво­сти, может быть смещена в область, где КПД на 1-2 % ниже линии максимальных значений. Поэтому максимальный потенциал снижения C_r для окончательно спроектированного и изго­товленного двигателя в данном случае следует уменьшить до 5-8 %.

Из опыта проектирования известно, что при модернизации существующего дви­гателя без существенных изменений газовоз­душного тракта технические риски успешного завершения ОКР считаются минимальными. Однако заказчик может поставить перед раз­работчиком ТРДД задачу снизить удельный расход топлива на величину δC_R > 7-10 % с условием сохранения параметров термоди-намического цикла y, T_г*, π*_Σ и неизменны­ми габаритно-массовыми характеристиками. В рассмотренном случае задача будет практи­чески не выполнимой, так как существующие методы проектирования и технологические возможности производства не позволят до­стичь требуемого уровня политропного КПД компрессора и турбины. Потребуются дли­тельные НИР по улучшению характеристик основных узлов двигателя. Таким образом, результаты расчета по данной методике мо­гут быть важным дополнительным критерием оценки задаваемых в ТЗ требований по эконо­мичности ТРДД при выполнении поисковых НИР для перспективных ЛА.

Методика может также использоваться для сравнения ТРДД различных схем и с раз­личными параметрами термодинамического цикла. Зависимости, показанные на рисунках 6 и 7, могут быть представлены в виде области с ограничивающими линиями для фиксирован­ного диапазона значений T_г*, π*_Σ. В этом случае наложение двух таких областей, полученных для ТРДД первой и второй схемы с одинаковы­ми диапазонами значений T_г*, π*_Σ, у, позволяет наглядно их сопоставить по минимально дости­жимым значениям C_r, как показано на рисунке 8.

Может быть выполнен также количе­ственный анализ. Например переход от первой ко второй схеме ТРДД (см. рис. 8) при одина­ковых значениях Т_г* = 1300 К, π_Σ* = 12,25, у = 1 позволяет снизить удельный расход топлива на величину δC_R = -1,2 % с одновременным увеличением суммарного удельного импульса δΐ = 1,0 %. Снижение C_r связано в основном с увеличением КПД турбины НД при переходе от одноступенчатой к двухступенчатой схеме.

Другим примером может быть сравнение ТРДД одной схемы (первая схема), но с раз­личной степенью двухконтурности у, пред­ставленное на рисунке 9. Увеличение степе­ни двухконтурности на 35 % при одинаковых значениях Т_г* = 1300 К, π_Σ* = 12,25 позволяет снизить минимально достижимый уровень удельного расхода топлива на величину δC_R = -6,8 %. Однако данное снижение величины C_r сопровождается значительным снижением суммарного удельного импульса δI = -8,6 %.

Такое изменение оправдано в случае оптимиза­ции двигателя на крейсерский режим работы при снижении числа М полета. Примером ис­пользования ТРДД с увеличенной степенью двухконтурности можно считать JT15D-5C с у = 2 производства Pratt&Whitney, устанавли­ваемый на БПЛA “Barracuda” и X-47A. В обо­их случаях можно заранее оценить, насколько потенциал снижения δC_r оправдывает затраты, необходимые на проведение ОКР по разра­ботке двигателя новой конструктивной схемы.

Преимуществом разработанной методи­ки, в сравнении с традиционным термодинами­ческим расчетом исходного режима, является возможность выполнять расчет минимально достижимых значений C_r двигателя с учетом взаимосвязи между изменением основных па­раметров термодинамического цикла π*_Σ и T*_г , изменением КПД узлов и величины отбирае­мого на охлаждение воздуха. Методика позво­ляет выполнить оценку имеющегося потенциа­ла улучшения экономичности существующего ТРДД, ограниченного достигнутыми техни­ческими характеристиками основных узлов. Для двигателя новой конструктивной схемы на начальном этапе проектирования можно вы­явить наличие или отсутствие преимущества по величине минимально возможного удельно­го расхода топлива с двигателями-аналогами в ожидаемых условиях эксплуатации.

Электронный научный архив ТПУ: Повышение КПД реактивного двигателя

Please use this identifier to cite or link to this item: http://earchive.tpu.ru/handle/11683/23213

Title:	Повышение КПД реактивного двигателя
Other Titles:	Improvement of jet engine efficiency
Authors:	Бир, А. П.
metadata. dc.contributor.advisor:	Бурков, Михаил Владимирович
Keywords:	КПД; реактивные двигатели; металлы; композиты; авиатехника
Issue Date:	2016
Citation:	Бир А. П. Повышение КПД реактивного двигателя / А. П. Бир ; науч. рук. М. В. Бурков // Инженерия для освоения космоса : сборник научных трудов IV Всероссийского молодежного форума с международным участием, г. Томск, 12-14 апреля 2016 г. — Томск : Изд-во ТПУ, 2016. — [С. 90-94].
Abstract:	В работе рассмотрены перспективные материалы для повышения коэффициента полезного действия (КПД) реактивного двигателя. Изучены принципы работы реактивного двигателя. Проведен обзор материалов, применяющихся в производстве серийных реактивных двигателей, а также перспективных материалов для двигателей новых поколений. Проведено испытание на прочность образцов металлов и композитов. Сделан вывод, что двигателях будущего широкое применение найдут композиты на керамической матрице, позволяя существенно поднять рабочие температуры двигателя. The paper considers the advanced materials to improve the jet engine efficiency. The jet engine operationprinciples are studied The review of materials used in the manufacture of mass-produced jet engines and advancedmaterials for new generations of engines is carried out. A strength test of the metals and composites samples isdone. It is concluded that the engines of the future will find wide application in the ceramic matrix composites,allowing to increase the engine operation temperature significantly.
URI:	http://earchive.tpu.ru/handle/11683/23213
Appears in Collections:	Материалы конференций

Items in DSpace are protected by copyright, with all rights reserved, unless otherwise indicated.

СРАВНЕНИЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С МЕДЛЕННЫМ ГОРЕНИЕМ И ГОРЕНИЕМ В ДЕТОНАЦИОННЫХ ВОЛНАХ

Автор: Александр Николаевич Крайко

Организация: Центральный институт авиационного моторостроения имени П. И. Баранова

Выполнено сравнение термических коэффициентов полезного действия и удельных тяг и импульсов прямоточных реактивных двигателей разных типов с медленным («дефлаграционным») горением (МГ) и с горением в движущихся (пульсирующих и вращающихся – «спиновых») и неподвижных детонационных волнах (ДВ). Актуальность такого сравнения обусловлена распространенными, особенно в последнее время, утверждениями о возможном увеличении тяговых характеристик воздушно-реактивных двигателей (ВРД) с горением в ДВ (в первую очередь, в пульсирующих – PDE и вращающихся – RDE) на десятки процентов в сравнении с прямоточными ВРД (ПВРД) с МГ при постоянном давлении в дозвуковом потоке. Подобные прогнозы, однако, опираются не на прямой расчет тяг этих двигателей, а на сравнение их идеальных термических коэффициентов полезного действия (кпд) – h_th и на применимые только к стационарным течениям в инерциальных системах координат формулы, связывающие также идеальные удельные тяги и импульсы с идеальными кпд. Для PDE эти формулы неверны из-за нестационарности течения.

В России утверждения о преимуществах детонационного горения (ДГ) нередко сопровождаются ссылками на заметку Я.Б. Зельдовича [1] 1940 г., переведенную на Западе только в начале XXI века. Для незнакомых с этой заметкой ссылки на столь авторитетного ученого производят требуемый эффект в противоположность тому, что писал сам автор. Хотя Я.Б. Зельдович обнаружил некоторое увеличение термического коэффициента полезного действия (КПД) при ДГ, это не вызвало у него эйфории. Напротив, в той же заметке высказаны только скептические соображения о применении ДГ, например: «… поиски циклов с ДГ в погоне за небольшим увеличением принципиально достижимого кпд бесперспективны». Ни в этой, ни в других публикациях Я.Б. Зельдовича высказываний в поддержку ДГ нет.

В развитие [1, 2] выполнен термодинамический анализ разных типов ВРД с ДГ и МГ. В исследуемых далее ВРД горению почти всегда предшествует сжатие в воздухозаборнике поступающего из атмосферы со скоростью V₀ воздуха и всегда заканчивается «расчетным» расширением в сопле продуктов сгорания до давления набегающего потока р₀. В рассматриваемых моделях двигателей предварительное сжатие воздуха в воздухозаборнике и расширение продуктов сгорания в сопле принимаются изэнтропическими и стационарными. По определенным, как в [2], идеальным термическим кпд (h_th) находится отношение V_e/V₀, где V_e – скорость на выходе из сопла при расчетном расширении до р₀. Удельные тяга и импульс пропорциональны разности (V_e/V₀ – 1). Рассмотренные типы ВРД включают двигатели с МГ при постоянном давлении, как в ПВРД (по циклу Брайтона), и постоянном объеме (по циклу Хэмфри), пульсирующие детонационные двигатели (PDE) с горением в ДВ Чепмена — Жуге (ДВ_CJ), ВРД с горением в стационарных ДВ_CJ, в том числе, с предварительным торможением сверхзвукового потока (SDE_y³1, y = Т₃/Т₀, Т₀ и Т₃ – температуры холодного воздуха и горючей смеси перед ДВ) и в косой ДВ – SDE_OSW (при y = 1).

При фиксированных показателях адиабаты воздуха, горючей смеси и продуктов сгорания идеальные характеристики рассмотренных ВРД, предполагающие, как в [2], отсутствие потерь при торможении воздуха в воздухозаборнике, его смешении с газообразным топливом и истечении продуктов сгорания из реактивного сопла, зависят от двух безразмерных параметров: числа Маха полета М₀ и q° = q/(c_pT₀) – безразмерной теплотворной способности горючей смеси (с_р – теплоемкость при постоянном давлении). При q° = 6 и 9 сравнение идеальных кпд h_th и рассчитанных по h_th с помощью упомянутых выше формул (незаконных для PDE) идеальных удельных тяг и импульсов всех рассмотренных двигателей выполнено для М₀ от 0.3 до 8. Для этих q° и М₀ по такой идеальной тяге PDE незначительно превосходит ВРД с горением при постоянном объеме (по циклу Хэмфри), а ПВРД с МГ – намного только при М₀ < 1. 5. С ростом М₀ превышение идеальной тяги PDE над идеальными тягами других ВРД за исключением SDE_OSW быстро уменьшается. Так, при q° = 6 и 9 превосходство по идеальной тяге PDE над остальными становится малым при увеличении числа Маха полета М₀.

Пусть PDE имеет n цилиндрических, синхронно работающих групп детонационных камер (ДК) с мгновенно открывающимися и закрывающимися клапанами (входными силовыми стенками). При открытых клапанах в ДК поступает идеально перемешанная горючая смесь. Период работы одной ДК PDE можно разбить на несколько этапов: 1. Открытие клапана, заполнение ДК горючей смесью, мгновенные закрытие клапана и инициирование ДВ волны у входного конца ДК; 2. Приход ДВ на правый конец ДК – сечение входа в идеально регулируемое реактивное сопло; 3. ДВ отражается от правого частично открытого сечения ДК (сужения сопла) как ударная волна (УВ), которая движется к закрытому входному сечению ДК. Далее нестационарные ударные волны, двигаясь по ДК, могут несколько раз отразиться от ее концов. Несмотря на затухание, отражающиеся УВ – не учитываемый при определении идеальных характеристик PDE источник роста энтропии. Клапан мгновенно открывается, когда среднее давление продуктов сгорания в ДК становится меньше давления заторможенного воздуха и идеально перемешанного с ним топлива в объеме перед клапаном.

Истечение продуктов сгорания происходит на протяжении всего цикла работы PDE. Течение в расширяющейся части сопла квазистационарное и изэнтропическое, площадь выходного сечения сопла идеально регулируемая. Расчёты проводились в рамках одномерной задачи в приближении уравнений Эйлера. Система уравнений одномерной нестационарной газовой динамики численно решалась с помощью явной монотонной распадной разностной схемы второго порядка (для гладких решений) по пространственной координате х и по времени t. Второй порядок по времени обеспечивался привлечением схемы Рунге — Кутты. При заданных f ° (отношении площади критического сечения сопла к площади поперечного сечения ДК), М₀ и q° в течении периода работы ДК PDE отношение скоростей V_e/V₀ получается как функция времени. Его интегрирование по периоду дает средние значения V_e/V₀ и тяговые характеристики с учетом нестационарности и неизэнтропичности течения продуктов сгорания в детонационной камере.

На рисунке приведены кривые отношений V_e/V₀ для ПВРД (цикл Брайтона, от времени не зависит) и для PDE: посчитанных по идеальному термическому кпд (PDE_th) и для нескольких значений f °, найденных в рамках описанной выше нестационарной модели. Видно, что в типичных ситуациях ПВРД лучше многокамерных PDE с вращающимся клапаном (для f °= 0.3 и 0.1 – при М₀³ 2 и М₀³ 3). Согласно [3] тяговые характеристики ПВРД заведомо лучше тяговых характеристик и однокамерного PDE, предложенного в [4]. По этим характеристикам уступают ПВРД и все рассмотренные выше ВРД с горением в стационарных ДВ. Из еще не рассмотренных «детонационных» ВРД в последнее время особое внимание уделяется двигателям с вращающейся или спиновой ДВ (RDE). Одно из объяснений такого внимания – переход к стационарному течению во вращающейся со скоростью ДВ системе координат и последующие рассуждения с сохраняющейся в стационарных потоках полной энтальпией. При этом, правда, забывают, что в координатах, вращающихся с угловой скоростью w, вдоль линий тока сохраняется не «обычная» полная энтальпия H, а разность H °= H – (wr)²/2. В кольцевой камере сгорания RDE произведение wr равно скорости детонационной волны. Поэтому величина w так велика, что любые изменения радиальной координаты r при истечении продуктов сгорания заведомо исключают возможность определения отношения V_e/V₀ через h_th ВРД с ДГ. В противоположность этому, в силу сохранения H  удельный импульс I_sp RDE с сужающимся центральным телом и цилиндрической «внешней» образующей сопла заметно уменьшится. То что это так, подтверждают низкие значения I_sp, рассчитанные в [5] для четырех вариантов RDE, летящих с М₀ = 5 в однородной стехиометрической смеси водорода и воздуха с параметрами атмосферы Земли на высоте 20 км. Эти значения I_sp = 1990, 2350, 2300 и 2250 с «традиционно» для авторов [5] (см. [3]) завышены: определяя I_sp, они почему-то не учитывают сопротивления наветренной части центрального тела воздухозаборника. Исправленные значения I_sp близки к 1420, 1830, 1780 и 1720 с, однако даже завышенные величины I_sp заметно меньше I_sp ПВРД, который при тех же условиях по оценке авторов [3] равен 3500¸3900 с. Дополнительное возрастание энтропии в RDE также имеет место – в УВ, примыкающей к ДВ на границе свежей горючей смеси и продуктов сгорания. Правда, интенсивность этой УВ невелика.

Итак, утверждения о возможном увеличении тяговых характеристик ВРД на десятки процентов благодаря использованию ДГ необоснованны. Даже для дозвуковых и малых сверхзвуковых чисел Маха полета, на которых ВРД с МГ может по тяговым характеристикам уступать PDE, последние заведомо уступают ТРД с МГ. Поэтому преимущества ВРД с ДГ, если и возможно, то не по тяговым характеристикам, а по простоте конструкции (как при малых М₀ по сравнению с ТРД) или по меньшей теплонапряженности тракта двигателя (напротив, при больших сверхзвуковых числах Маха М₀ > 5 в сравнении c пульсирующим детонационно-дефлаграционным двигателем [6]).

Работа выполнена при поддержке РФФИ (проект 17-01-00126).

Рисунок: кривые V_e/V₀ ПВРД (цикл Брайтона) и PDE, рассчитанные по идеальному кпд (PDE_th) и по нестационарной модели

 

1.      Зельдович Я.Б. К вопросу об энергетическом использовании детонационного горения // ЖТФ. 1940. Т. 10. Вып. 17. С. 1453-1461.

2.      Heiser W.H., Pratt D.T. Thermodynamic Cycle Analysis of Pulse Detonation Engines // J. of Propulsion and Power. 2002. V. 18. No. 1. P. 68-76.

3.      Егорян А.Д., Крайко А.Н., Пьянков К.С., Тишин А.П. О расчете характеристик импульсного детонационного двигателя и их сравнении с характеристиками ПВРД // Теплофизика и аэромеханика. 2016. Т. 23. № 2. С. 307-310.

4.      Remeev N.Kh., Vlasenko V.V., Khakimov R.A. Analysis of operation process and possible performance of the supersonic ramjet-type pulse detonation engine // Pulse and continuous detonation propulsion / Eds. G. Roy, S. Frolov. Moskow: TORUS PRESS, 2006. P. 235-250.

5.      Дубровский А.В., Иванов В.С., Зангиев А.Э., Фролов С.М. Трехмерное численное моделирование характеристик прямоточной воздушно-реактивной силовой установки с непрерывно-детонационной камерой сгорания в условиях сверхзвукового полета // Химическая физика. 2016. Т. 35. № 6. С. 49-63. 

6.      Крайко А.Н., Александров В.Ю., Александров В.Г. и др. Способ организации горения топлива и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель. 2016. Патент РФ № 2585328.

Альтернативный двигатель — Энергетика и промышленность России — № 1 (65) январь 2006 года — EPRUSSIA.RU

Газета «Энергетика и промышленность России» | № 1 (65) январь 2006 года

Поршневые, газотурбинные и жидкостно-реактивные двигатели производят более 60% всей вырабатываемой человечеством энергии. Несмотря на существование многочисленных альтернативных вариантов – атомных реакторов, топливных элементов, солнечных батарей и т. д., львиная доля полезной работы производится установками, в основе которых лежат идеи столетней давности. Производители двигателей скептически относятся к возможности радикально изменить технологии. Однако такие возможности есть. Это доказал инженер Михаил Кузнецов. Его разработка – объемно‑струйный двигатель «Перун» – заинтересовала такие серьезные компании, как «Даймлер-Крайслер», «Ман» и др. Предлагаемая инновация объединила достоинства своих предшественников – двигателей поршневого внутреннего сгорания, газотурбинного и жидкостно-реактивного.

Сейчас поршневые двигатели внутреннего сгорания (ДВС) остаются самым распространенным классом тепловых машин. За год их выпускают в мире более 40 млн. Они используются в большинстве транспортных средств, реже – в энергоустановках.

От поршневых – до реактивных

Преимущество поршневых ДВС в том, что они обеспечивают большой крутящий момент при различных скоростях вращения мотора и различных режимах съема с него мощности. Но у этих установок низкий показатель выхода мощности на единицу веса – 0,8 кг / кВт, относительно низкий КПД – около 30%, а удельный расход топлива составляет в среднем около 250 г / кВт-ч. Кроме того, несмотря на все ухищрения конструкторов, эти двигатели остаются одними из основных загрязнителей окружающей среды: топливо в цилиндре не сгорает полностью – и этот недостаток невозможно ликвидировать ни с помощью компьютерного управления, ни путем дожигания выхлопных газов.

Еще один распространенный тип ДВС – газотурбинные двигатели (ГТД). Струя пара или продуктов горения топлива истекает из сопла на лопасти турбины, вызывая ее вращение. КПД таких двигателей достигает 90%. Однако значительную часть (до 60%) вырабатываемой механической энергии приходится расходовать на привод компрессора, который сжимает поток воздуха, поступающего в камеру сгорания для ее же охлаждения и для увеличения полноты сгорания топлива. К примеру, автомобильный ГТД «Ровер» развивает около 265 кВт мощности, а ее эффективная составляющая в три раза меньше – около 90 кВт. Высок в таких двигателях и удельный эффективный расход топлива: 300‑400 г/кВт-ч. К тому же чем меньше турбина, тем выше ее обороты, – и следовательно, нужна громоздкая система редукторов. В двигателе мощностью 40 кВт, например, турбина раскручивается со скоростью 60 тыс. оборотов в минуту. Поэтому изготовление ГТД экономически невыгодно, если его мощность составляет менее 110 кВт. Это ограничивает область применения ГТД, и они крайне редко используются в качестве автомобильных моторов. С другой стороны, они незаменимы в стационарной энергетике и авиации, где необходимо производство таких мощностей, получение которых на поршневых силовых устройствах было бы экономически нецелесообразным.

Если считать КПД главным критерием определения эффективности двигателей, то дальше создания жидкостных реактивных двигателей (ЖРД) идти было уже некуда. Топливо сгорает в камере полностью при температуре в тысячи градусов. Это обеспечивает максимальный КПД при самом чистом выхлопе рабочего тела, создающего реактивную тягу. Но по ряду причин – высокой температуры выхлопных газов, крайне низкого ресурса самого двигателя и, главное, экономической нецелесообразности использования при небольших мощностях – сфера применения ЖРД ограничивается ракетно-космической техникой.

Идея – старая, устройство – новое

Справедливости ради стоит отметить, что первая попытка улучшить характеристики двигателя внутреннего сгорания за счет кардинального изменения одного из основных элементов – поршня – была предпринята задолго до изобретения Кузнецова. Феликс Ванкель еще в 1936 году получил патент на роторную силовую установку (первый автомобиль с таким мотором сошел с конвейера в 1963 году), в которой уже не было возвратно-поступательного движения поршня. Его мощность оказывалась равной мощности поршневого мотора с вдвое большим рабочим объемом. Возможность создания мощного, но легкого и малогабаритного двигателя вызвала огромный интерес со стороны автомобилестроителей, десятками стоявших в очереди за покупкой лицензии на его производство (кстати, одним из последних отметился там ВАЗ). Но конструкторы, по большому счету, так и не смогли уменьшить удельный расход топлива, а ресурс работы двигателя оставался крайне низким, поэтому большого распространения он не получил.

После этого были попытки (в середине 1950‑х их предприняли американские инженеры, а в 1970-х – японские) разработать принципиальную схему сферической роторной машины (СРМ), совмещавшей принципы работы поршневого и газотурбинного двигателей. Но особым успехом они не увенчались.

Михаил Кузнецов решил заняться воплощением идеи, почерпнутой им из публикации в журнале «Техника – молодежи» 35-летней давности. Именно там он впервые увидел схему объемной сферической роторной машины. В марте 1999 года изобретение было зарегистрировано Российским агентством по патентам и товарным знакам, а Московский Международный институт промышленной собственности оценил интеллектуальную собственность Кузнецова в 5,64 млн. долларов.

Как повысить эффективность?

Кузнецов нашел простое и красивое решение: вынес камеру сгорания, работающую по принципу ЖРД, за пределы сферической роторной машины, что значительно повысило ресурс работы двигателя. В этом – одно из главных преимуществ нового устройства. Отдельная камера сгорания позволяет использовать все преимущества жидкостно-реактивных и газотурбинных двигателей. Можно достичь высоких – до 2900 градусов по Цельсию – температур рабочего тела, при этом топливо будет выгорать полностью. К тому же такое решение дает возможность совершенствовать камеру сгорания отдельно от других составляющих двигателя.

Роторный узел образует в полости корпуса СРМ два расширительных контура. Каждый из них состоит из двух камер переменного объема. За один оборот они совершают полный рабочий цикл (сжатие и расширение). Смена рабочих циклов происходит автоматически за счет перекрытия впускных и выпускных каналов ротора.

При использовании в двигателе одной сферической роторной машины один контур работает в качестве двигателя, а камеры второго контура – в качестве компрессора, задача которого подавать сжатый воздух в камеру сгорания. Еще одно преимущество изобретения Кузнецова состоит в том, что возможны варианты, в которых можно использовать одновременно несколько роторных машин в одном двигателе. Простое увеличение их числа позволит управлять «литровой мощностью» всей установки. Скажем, в самолете все силовые компоненты двигателя будут включаться при взлете, а при крейсерском режиме часть из них можно вывести в режим ожидания. Это существенно увеличивает надежность и ресурс двигательной установки в целом, что особенно важно в авиации.

Пятикратное увеличение мощности

Профессор Технического университета имени Баумана, заведующий кафедрой поршневых и комбинированных двигательных установок Николай Иващенко отмечает, что «Перун» особенно привлекателен для малой авиации. Сотрудники его кафедры провели расчет математической модели двигателя, который подтвердил его работоспособность. Специалисты доказали, что «Перун» обладает низким удельным весом на единицу эффективной мощности и, соответственно, небольшими габаритами. Если такой двигатель поместить в объемы существующего моторного отсека современного танка, то его мощность увеличится в пять раз – с 2 тыс. до 10 тыс. кВт.

Профессор МАИ Валентин Рыбаков отметил, что роторная машина в двигателе Кузнецова при сопоставимых с газотурбинными устройствами мощностях совершает значительно меньшее число оборотов (40-киловаттный ГТД вращается со скоростью 60 тыс. оборотов в минуту, а СРМ достигает той же мощности при 12 тыс. оборотов в минуту), что упрощает редукционный механизм. Профессионалы особо подчеркивают следующие преимущества изобретения: отсутствие возвратного механизма, высокий механический КПД и возможность использования установки в качестве компрессора или гидронасоса.

Естественно, не все технические проблемы решены: велики потери при перетекании продуктов сжигания топлива из камеры в камеру, дорого обходится точнейшая обработка деталей сферической роторной машины, а прочность конструкции ротора при высоких оборотах вызывает сомнения. Технические вопросы можно было бы решить, если бы дело дошло до стендовых испытаний хотя бы одного опытного образца. Но с этим как раз проблема. Внедрение инновации такого уровня требует больших инвестиций и времени. Сам Кузнецов утверждает, что для доведения его проекта до ума понадобится семь‑десять лет и не менее 100…200 млн. долларов. Первый этап – проектный – может занять полтора года и стоить около 100 тыс. долларов.

Кроме того, «Перун» бросает серьезный вызов традиционному двигателестроению. Авиационные, автомобильные и энергостроительные концерны потратили уже немало денег на доводку старых идей, и для них объемно‑струйный двигатель – слишком радикальный способ повысить конкурентоспособность своей продукции. Может быть, поэтому переговоры с потенциальными инвесторами пока ни к чему не привели.

Реактивные двигатели Д Дроздов А Гудков 13 02

Реактивные двигатели Д. Дроздов А. Гудков 13. 02. 2012

История создания Классы реактивных двигателей Составные части Основные технические параметры Формула для расчета реактивной тяги

История Ганс фон Охайн Фрэнк Уиттл

Первый реактивный самолет He 178 (Хейнкель 178)

Реактивный двигатель обладает многими замечательными особенностями, но главная из них заключается в следующем. Ракете для движения не нужны ни земля, ни вода, ни воздух, так как она движется в результате взаимодействия с газами, образующимися при сгорании топлива. Поэтому ракета может двигаться в безвоздушном пространстве . Область применения постоянно расширяется.

Классификация двигателей

Классы реактивных двигателей Существует два основных класса реактивных двигателей: Воздушно-реактивные двигатели — тепловые двигатели, которые используют энергию окисления горючего кислородом воздуха, забираемого из атмосферы. Рабочее тело этих двигателей представляет собой смесь продуктов горения с остальными компонентами забранного воздуха. Ракетные двигатели — содержат все компоненты рабочего тела на борту и способны работать в любой среде, в том числе и в безвоздушном пространстве.

Воздушно-реактивные двигатели Борис Сергеевич Стечкин 1929 — «теория воздушного реактивного двигателя»

Составные части реактивного двигателя Любой реактивный двигатель должен иметь по крайней мере две составные части: Камера сгорания — в нем происходит освобождение химической энергии топлива и её преобразование в тепловую энергию газов. Реактивное сопло — в котором тепловая энергия газов переходит в их кинетическую энергию, когда из сопла газы вытекают наружу с большой скоростью, тем создавая реактивную тягу.

Основные технические параметры реактивного двигателя Основным техническим параметром, характеризующим реактивный двигатель, является тяга — усилие, которое развивает двигатель в направлении движения аппарата. Ракетные двигатели помимо тяги характеризуются удельным импульсом, являющимся показателем степени совершенства или качества двигателя. Этот показатель является также мерой экономичности двигателя.

Реактивная тяга P = G(c –u) P — сила тяги u — скорость полёта c — скорость истечения реактивной струи G — секундный расход массы рабочего тела через двигатель

КПД реактивного двигателя Коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.

Ракетные двигатели Двигательная установка Спейс Шаттла сочетает в себе основные типы химических ракетных двигателей Ядерный реактивны й двигатель

Электрический ракетный двигатель Плазменный ракетный двигатель

СПАСИБО ЗА ВНИМАНИЕ!

Почему реактивные двигатели более эффективны на больших высотах? — HighSkyFlying

Реактивные самолеты обычно эксплуатируются на больших высотах, где крейсерская скорость соответствует ограничениям в количестве оборотов в минуту (об / мин) или температуре выхлопных газов (EGT). В связи с этим возникает вопрос: «Почему реактивные двигатели более эффективны на больших высотах?».

Реактивные двигатели более эффективны на больших высотах, потому что холодный и менее плотный воздух на этой высоте эффективно увеличивает расход топлива.

Основная причина использования реактивных двигателей на большой высоте заключается в том, что они наиболее эффективны в этой среде.

На большой высоте температура наружного воздуха снижается при постоянных оборотах двигателя в минуту (об / мин) и истинной воздушной скорости (TAS), что приводит к снижению удельного расхода топлива реактивных двигателей. Таким образом, пилот может летать с оптимальной крейсерской скоростью на больших высотах с максимальной экономией топлива.

Устройтесь поудобнее и расслабьтесь, наслаждаясь теоретической высотой полета на реактивном двигателе на оптимальной крейсерской скорости.

Работа реактивного двигателя на большой высоте

Когда пилот взлетает на самолете с реактивным двигателем, двигатель забирает воздух из переднего воздухозаборника. По мере того, как самолет набирает большую высоту, воздух становится менее плотным (т. Е. Уменьшается масса воздуха на единицу объема). Следовательно, пилот должен двигаться быстрее, чтобы масса воздуха, проходящего через воздухозаборник в секунду, оставалась постоянной.

Поскольку самолет движется быстрее на большой высоте, компрессор помогает ускорить этот менее плотный воздух через систему лопастей, а затем забивает воздух в ограниченное пространство.Затем этот сжатый воздух поступает в камеру сгорания.

На стадии сгорания у нас есть камера сгорания, конструкция которой позволяет сжатому воздуху двигаться достаточно медленно, чтобы смешаться с топливом, чтобы обеспечить сгорание.

После сгорания горячий воздух проходит через турбину и, наконец, выбрасывается из выхлопной трубы. Кроме того, холодный воздух на большой высоте помогает реактивному двигателю сжигать больше топлива, не достигая экстремальных температур.

Воздухоохладитель

Реактивные двигатели работают более эффективно на большой высоте, потому что воздух холоднее. Холодный воздух при нагревании расширяется больше, чем теплый. Следовательно, чем больше расширение воздуха при нагревании, тем быстрее летательный аппарат движется, поскольку именно расширение воздуха приводит в движение турбины реактивного двигателя, который вырабатывает больше мощности при меньшем расходе топлива.

Меньшее сопротивление

Кроме того, на большой высоте имеет низкое сопротивление, потому что плотность воздуха теперь ниже, чем на более низкой высоте. При такой же тяге такое низкое сопротивление заставляет самолет лететь на большой высоте намного быстрее, чем на малой.

Аналогично, количество энергии, необходимое для нагрева воздуха до соответствующей температуры, сопоставимо на обеих высотах. Количество энергии, генерируемой на большой высоте, выше, потому что самолет летит здесь с гораздо более высокой скоростью, чем на малой высоте (мощность = тяга x скорость).

Как правило, чем холоднее и менее плотный воздух на большой высоте, тем меньше топливно-воздушная смесь в камере сгорания, тем самым повышая эффективность использования топлива.

Кроме того, полет на большой высоте обеспечивает тепловой КПД двигателя.

Полет на большой высоте улучшает термический КПД

Цикл теплового КПД реактивного двигателя определяется температурами входящего и выходящего воздуха. Чем ниже температура поступающего воздуха, тем выше КПД. Воздух на большой высоте имеет меньшую плотность и более низкую температуру. Холодный воздух на этой высоте улучшает тепловой КПД двигателя, поскольку меньше работы выполняется для сжатия поступающего воздуха.

Поступающий менее плотный воздух с большей скоростью поступает в компрессор и направляется в камеру сгорания, где он смешивается с топливом.

В камере сгорания топливно-воздушная смесь горит почти при постоянном давлении и в ограниченном объеме, вызывая расширение сжатого газа.

Плотность воздуха уменьшается по мере его нагрева, так как он подвергается постоянному давлению. Отношение плотностей между сгоревшим газом в камере сгорания и несгоревшим газом на входе пропорционально его температурному соотношению, измеренному в абсолютной температуре.

Тепловой КПД увеличивается с понижением температуры всасываемого воздуха и увеличением разницы между температурой окружающей среды (атмосферной) и температурой газов двигателя.

По мере того, как самолет набирает высоту, он попадает в «золотую середину» полета, известную как оптимальная крейсерская высота.

Оптимальная крейсерская высота

Оптимальная крейсерская высота — это высота, на которой достигается максимальная дальность полета для данной настройки тяги. Самолеты с реактивным двигателем имеют большую оптимальную крейсерскую высоту. На этой оптимальной высоте количество кислорода идеально подходит для топливно-воздушной смеси, а сопротивление воздуха также достаточно умеренное.

Однако оптимальная крейсерская высота меняется в течение периода полета на большие расстояния.Он меняется в зависимости от атмосферных условий и веса самолета.

На оптимальной высоте крейсерского полета эксплуатационные расходы минимальны при работе в наиболее экономичном режиме, поскольку в дальнем крейсерском режиме расход топлива минимален.

Какими бы эффективными ни были полеты на большой высоте, пилоты и авиакомпании принимают определенные меры предосторожности для обеспечения общей безопасности как самолета, так и каждого человека или груза на борту.

Соображения по безопасности при полетах на большой высоте

Существуют определенные аэродинамические принципы, применимые к безопасному полету на большой высоте, которые должны быть поняты пилотам, чтобы резко сократить количество серьезных инцидентов и происшествий, сопровождающих увеличение высоты полета на большую высоту. современный реактивный самолет.Это понимание имеет решающее значение, когда есть необходимость оправиться от внезапной потери контроля.

Практически «высокогорные» операции — это любые операции на высотах выше FL250 (25 000 футов)

. FL250 — это высота, выше которой сертификация воздушного судна требует, чтобы в пассажирском салоне была установлена ​​система опускания кислородной маски на потолочной панели.

Выше этой высоты FL250 следующие особенности начинают приобретать все большее значение:

• Необходимость уменьшения дальности полета, чтобы пилот мог управлять самолетом.
• Истинная воздушная скорость (TAS) и импульс самолета увеличиваются с высотой. Следовательно, способность аэродинамических органов управления полетом восстанавливаться после сбоя снижается с увеличением высоты.
• В случае разгерметизации период полезного сознания пассажиров, лишенных кислорода, значительно сокращается.
• Пассажиры подвергаются незначительному воздействию космического излучения на очень больших высотах.

Чтобы проверить эти проблемы, пилоты:

• Будьте начеку! Самоуспокоенность может дорого обойтись на большой высоте.Позднее маневрирование вызванных нагрузок и внешних сил, таких как сдвиг ветра и турбулентность, может привести к расстройству.
• Избегайте полетов со скоростью, равной или ниже минимальной скорости сопротивления (Vimd). Скорости ниже Vimd находятся на обратной стороне кривой сопротивления, следовательно, они нестабильны и в конечном итоге могут привести к срыву или внезапной необходимости спуститься, чтобы восстановить воздушную скорость.
• Следите за температурой наружного воздуха.
• Будьте осторожны при ручном управлении на большой высоте. Помните, что аэродинамическое демпфирование управления полетом меньше из-за менее плотного воздуха на больших высотах.
• Поймите разницу между приближающимся стойлом и полным стойлом. Приближающийся срыв дает предупреждение о сваливании, когда критический угол атаки вот-вот будет достигнут, а полный срыв происходит, когда критический угол атаки был превышен. Угол атаки — это угол, образующийся при встрече хорды крыла с относительным ветром.
• Знайте разницу в действиях, необходимых для восстановления приближающегося сваливания, и действий, необходимых для восстановления после полного сваливания.
• Помните, что в случае полного сваливания восстановление высоты происходит после восстановления сваливания.Восстановление высоты может быть достигнуто только после успешного выхода из сваливания.

Установлено, что реактивный двигатель более эффективен на больших высотах отчасти из-за пониженной тяги.

Однако реактивному самолету часто очень трудно одновременно набирать высоту и разворачиваться на такой большой высоте.

Следовательно, для маневрирования при необходимости следует использовать небольшую избыточную тягу. Moreso, пытаясь маневрировать; управляемость и стабильность не должны подвергаться риску.

Мы много говорили о полетах на больших высотах, давайте теперь рассмотрим, расходуют ли самолеты больше топлива на малых высотах.

Самолеты расходуют больше топлива на малых высотах?

«Оптимальное» соотношение воздух / топливо для наиболее эффективной работы двигателя определяется стехиометрическим соотношением.

Стехиометрическое соотношение для реактивного двигателя составляет 14,7: 1, то есть 14,7 частей воздуха на 1 часть топлива. Это соотношение применяется на всех высотах.

Интересно, что это 14.Коэффициент 7 совпадает со значением «стандартного» давления воздуха на уровне моря, которое составляет 14,7 фунтов на квадратный дюйм (psi). Однако точное давление воздуха на данной высоте зависит от преобладающих погодных условий.

Представьте, что давление воздуха падает примерно до 85% от давления на уровне моря на среднем уровне моря (5 000 футов), что составляет примерно 85% от содержания кислорода в топливно-воздушной смеси.

Это означает, что стехиометрическое соотношение требует, чтобы около 85% топлива сжигалось на высоте 5000 футов над уровнем моря.Однако на высоте 40 000 футов над уровнем моря атмосферное давление значительно снижается до 21% топлива, сжигаемого на уровне моря. Этот замечательный контраст ясно показывает, что реактивный двигатель сжигает больше топлива на малых высотах и ​​меньше топлива на больших высотах.

Существуют различные диапазоны высот, в которых расход топлива и мощности увеличиваются для повышения эффективности при правильной комбинации планера и двигателя. Для большинства коммерческих авиалайнеров этот диапазон, вероятно, составляет около 30000 футов над уровнем моря (около 35000 — 36000 футов).

Заключение

Было замечено, что по мере того, как самолеты поднимаются выше в небе, давление воздуха уменьшается. Большинство пассажиров, особенно те, кто путешествует впервые, обычно начинают чувствовать себя истощенным, обезвоженным или одышкой из-за снижения давления воздуха, несмотря на герметичные кабины.

Каким бы неудобным ни был этот опыт, важно помнить, что двигатели этих летающих судов наиболее эффективно работают на большой высоте. В конечном итоге они служат нашему благу, потому что доставляют нас к месту назначения быстрее и, возможно, безопаснее!

Сводка

Сводка

Сводка

---

Гребные винты : Гребные винты ускоряют большое количество жидкости (большое) небольшое количество (малое V _e — V ₀ ) для создания тяги.Маленький V _e — V ₀ дает хорошую тяговую эффективность (увеличивает дальность и выносливость), но ограничивает максимальную скорость автомобиля.

Струи : Используя сопла вместо лопастей гребного винта, турбореактивные двигатели могут ускорять поток до гораздо более высоких скоростей, обеспечивая большую тягу и высокие максимальные скорости, но страдает тяговая эффективность, особенно на более низких скоростях.

Эти два подхода к движению указывают на очевидный компромисс между скоростью и эффективностью движения.Было введено большое количество смешанных или гибридных вариантов этих двух, чтобы охватить диапазон возможностей между ними и обеспечить правильное решение для данного приложения. Общий компромисс, который можно ожидать между скоростью и тяговым КПД для различных типов двигателей, показан на шкале ниже.

Тепловой КПД : Помимо КПД тяги, тепловой КПД также играет важную роль в запасе хода и выносливости транспортного средства, поскольку он определяет, насколько эффективно двигатель преобразует запасы топлива в механическую мощность, используемую для создания тяги. Для силовых установок на основе пропеллера тепловой КПД полностью определяется двигателем, приводящим в движение воздушный винт (см. Раздел «Принципы»). Для двигателей внутреннего сгорания тепловой КПД регулируется в первую очередь степенью сжатия двигателя, как указано в описании пропеллера. Обычно бензиновые двигатели могут достигать теплового КПД в диапазоне 25-30%, а дизельные двигатели могут достигать теплового КПД в диапазоне 35-40%. Из-за их более высокого теплового КПД (что приводит к увеличению дальности полета и выносливости) и из-за того, что они могут работать на том же топливе, что и турбореактивные двигатели, дизельные двигатели вторгаются на рынок самолетов с поршневыми двигателями, где преобладает бензин.

Для турбореактивных двигателей и их производных тепловой КПД определяется в первую очередь степенью сжатия компрессора. Чем выше это соотношение, тем сильнее сжимается воздух и тем выше температура, которую можно достичь в горелке. Однако ключевым ограничивающим фактором является максимальная температура, которую могут выдерживать лопатки турбины. Хотя более высокая температура увеличивает тепловой КПД, она не может быть настолько высокой, чтобы расплавить лопатки турбины. Исследования передовых материалов турбинных лопаток и методов охлаждения — это постоянные усилия, направленные на повышение эффективности турбореактивного двигателя / вентилятора / винта.Типичный тепловой КПД турбореактивного двигателя / вентилятора находится в диапазоне 30-50%.

Дополнительная литература

Смотрите, как он летает (Джон С. Денкер), глава 3, «Профили и воздушный поток».

Веб-сайт NASA для начинающих по силовым установкам (BGP), разделы «Двигательные установки», «Турбинные двигатели» и «Двигатели внутреннего сгорания».

Веб-сайт Pratt & Whitney «Как работают двигатели», разделы «Турбореактивные двигатели» и «Турбовинтовые двигатели».

GE «Реактивные двигатели 101», раздел «Как работают реактивные двигатели».

Список литературы

Ценгель Ю.А. и М.А. Болес, Термодинамика, инженерный подход , 2-е изд. , МакГроу-Хилл, Нью-Йорк, Нью-Йорк (1994).

Glauert, H. (1935) «Винты самолетов» в Aerodynamic Theory , vol 4, Ed. В. Ф. Дюран, Springer, Берлин.

Хилл, П. Г., и С. Р. Петерсон, Механика и термодинамика движения, , 2-е изд., Эддисон-Уэсли, Рединг, Массачусетс (1992).

Мансон Б. Р., Д. Ф. Янг и Т.Х. Окииси, Основы механики жидкости , 5-е изд., Уайли, Хобокен, Нью-Джерси (2006).

Ньюман, Дж. Н., Морская гидродинамика, , MIT Press, Кембридж, Массачусетс (1977).

---

---

Турбореактивные двигатели

— обзор

17.3.3 Турбореактивные двухконтурные двигатели

Турбореактивный двигатель создает тягу за счет высокоскоростной струи горячих выхлопных газов. Это не обязательно приводит к лучшему КПД силовой установки, определяемому в уравнении (17.61) как

η = 21 + Vj / Va

, где

V _j = скорость струи и

V _a = скорость самолета.

Эффективность силовой установки равна нулю, когда скорость самолета V _a равна нулю, и это статическая тяга. Максимальный КПД достигается, когда V _j = V _a , но это не дает тяги. Должно быть значение V _j / V _a , которое максимизирует эффективность полета самолета; Установлено, что значения V _j / V _a , приближающиеся к единице, являются наиболее эффективными.

Соответствующие значения V _j / V _a можно получить, уменьшив значение V _j , и это может быть достигнуто за счет увеличения массового расхода через двигатель для получения той же струи импульс при пониженной скорости. Если бы весь воздушный поток проходил через камеру сгорания, то соотношение воздух-топливо увеличилось бы, а пиковая температура снизилась бы. Это снизит тепловой КПД цикла. Однако, если бы воздушный поток через двигатель был разделен таким образом, чтобы соотношение воздух-топливо в камере сгорания поддерживалось на уровне, обеспечивающем максимальную температуру, а оставшаяся часть обходилась вокруг камеры сгорания, можно было бы получить максимальную отдачу от обе договоренности.Это достигается за счет турбовентиляторного двигателя.

На рисунке 17.23 схематично показан турбовентиляторный двигатель; сравнение с рис. 17.22 показывает, что устройство аналогично, но внешний диаметр больше. Следует отметить, что

Рисунок 17.23. Двухконтактный ТРДД. LP, низкое давление; HP, высокое давление.

1.

часть воздушного потока двигателя обходится вокруг камеры сгорания;

2.

двигатель имеет два (и более) вала.

Турбореактивный двигатель имеет следующие преимущества перед турбореактивным двигателем:

1.

скорость струи ниже;

2.

общий КПД двигателя выше;

3.

шум струи ниже.

Можно видеть, что втекающий воздушный поток (m˙t) подразделяется на байпасный поток (m˙b) и поток камеры сгорания (m˙c). Важной особенностью турбовентиляторных двигателей является степень двухконтурности.

(17,75) b = m˙bm˙c

Тогда

(17,76) m˙b = bm˙tb + 1; m˙c = m˙tb + 1andm˙t = m˙b + m˙c

Когда оба потока увеличиваются до атмосферного давления, т. Е. Давление тяги равно нулю, чистая тяга двигателя определяется как

(17,77) F = (m˙bVjb + m˙cVjc) −m˙tVa

для конструкции ТРДД необходимы следующие данные:

•

общая степень сжатия и максимальная температура на входе в турбину;

•

Степень байпаса (b) и степень давления вентилятора ( r _f ).

Используя эти данные, рабочие параметры могут быть рассчитаны на основе следующих критериев:

•

давление и температура газа, выходящего из вентилятора и входящего в байпасный канал;

•

массовый расход по байпасному каналу можно оценить по общему потоку и коэффициенту байпаса;

•

можно оценить тягу от холодного потока (байпас);

•

в двухзолотной конструкции турбина высокого давления (ВД) приводит в действие компрессор ВД, и на этом валу должен быть достигнут баланс мощности; я. е. нет чистого выпуска;

•

, тогда турбина низкого давления (LP) приводит в движение вентилятор в соответствии со следующими условиями:

(17,78) м˙tcpaΔT012 = ηmm˙ccpgΔT056

, таким образом,

(17,79) ˙Tm056 ˙ccpaηmcpgΔT012 = (b + 1) cpaηmcpgΔT012

Значение b может изменяться в широком диапазоне (0,3

После определения ΔT056 можно оценить другие условия в турбинах.

•

Если горячий и холодный потоки смешиваются, результирующие газовые условия следует оценивать на основе балансов массы, энтальпии и количества движения.

Пример 2 (на основе Saravanamuttoo et al. (2001))

Следующие данные применимы к двухконтурному турбовентиляторному двигателю, аналогичному рис. 17.23, с вентилятором, приводимым в действие турбиной низкого давления и компрессор турбиной ВД. Используются раздельные холодные и горячие форсунки.

Степень общего давления	19.0
Степень давления вентилятора, r f	1,65
Степень байпаса м b / м c	3,0	K
Политропный КПД вентилятора, компрессора и турбины, η ∞	0,90
Изэнтропический КПД каждого сопла	0.95
Механический КПД каждого золотника	0,99
Потеря давления при сгорании	1,25 бар
Общий массовый расход воздуха, м т

40 9502 Оцените тягу в условиях уровня моря, когда окружающее давление и температура составляют 1,0 бар и 288 К.

Решение

Значения ( n — 1) / n для политропического сжатия и расширения равны

для сжатия

n − 1n = 1η∞C (κ − 1κ) a = 10. 9 × 3,5 = 0,3175

для расширения

n − 1n = η∞T (κ − 1κ) g = 0,94 = 0,225.

В статических условиях T ₀₁ = T _0a и p ₀₁ = p _a , так что, используя номенклатуру рисунка 17.23,

(T02Tp01) p02Tp01 = (n − 1) / nandyields

T02 = 288 × 1.650.3175 = 337.7KT02 − T01 = 337.7−288 = 49.7Kp03p02 = 19.01.65 = 11,51

T03 = T02 (p03p02) (n − 1) / n = 337,7 × 11,5 · 10,3175 = 734K

T03 − T02 = 734−337.7 = 396,3 тыс.

Относительное давление холодного сопла составляет

p02pa = rf = 1,65

, а критическое отношение давлений для этого сопла составляет

p02pc = 1 [1−1ηj [κ − 1κ + 1]] κ / (κ − 1) = 1 [1−10,95 [0,42,4]] 3,5 = 1,965.

Таким образом, холодное сопло не засоряется, так что p ₈ = p _a и тяга байпаса F _b задается просто

Fb = m˙bV8

Сопло перепад температуры, согласно уравнению (17. 70), составляет

T02 − T8 = ηjT02 (1− (1P02 / Pa) κ − 1 / κ) = 0.95 × 337,7 (1- (11,65) 1 / 3,5) = 42,8К.

и, следовательно,

V8 = [2cp (T02-T8)] 1/2 = (2 × 1,005 × 1000 × 42,8) 1/2 = 293 м / с.

Поскольку коэффициент байпаса (b) равен 3,0,

m˙b = m˙tb + 1 = 115 × 3,04,0 = 86,25 кг / сFb = 86,25 × 293 = 25,300N.

С учетом рабочих требований ротора ВД

T04 − T05 = cpaηmcpg (T03 − T02) = 1,005 × 396,30,99 × 1,147 = 350,3K

и для ротора низкого давления

T05 − T06 = (b + 1) cpaηmcpg (T02 − T01) = 4,0 × 1,005 × 49,70,99 × 1,147 = 176 К.

Отсюда

T05 = T04− (T04 − T05) = 1300−350.3 = 949,7KT06 = T05- (T05-T06) = 949,7-176 = 773,7K

p ₀₆ можно найти следующим образом.

p04p05 = (T04T05) n / (n − 1) = (1300949,7) 1 / 0,225 = 4,02

p05p06 = (T05T06) n / (n − 1) = (949,7773,7) 1 / 0,225 = 2,48

p04 = p03 − Δpcc = 19,0 × 1,0−1,25 = 17,75 бар

p06 = p04 (p04 / p05) (p05 / p06) = 17,754,02 × 2,48 = 1,78 бар

Таким образом, коэффициент давления в горячем сопле составляет

p06pa = 1,78

, в то время как критический перепад давления равен

p06pc = 1 [1−10. 95 (0,3332,333)] 4 = 1,914.

Эта форсунка также не засорена, поэтому p ₇ = p _a .

T06 − T7 = ηjT06 [1− (1p06 / pa) (κ − 1) / κ] = 0,95 × 773,7 [1− (11,78) 1/4] = 98,5K

V7 = [2cpg (T06 − T7 )] 1/2 = [2 × 1,147 × 1000 × 98,5] 1/2 = 476 м / с

m˙c = m˙tb + 1 = 1154,0 = 28,75 кг / с

Fc = 28,75 × 475 = 13700N.

Таким образом, общая тяга составляет

Ft = Fb + Fc = 25300 + 13700 = 39000N = 39,0 кН.

Этот пример иллюстрирует метод, применяемый, когда движущееся сопло не засорено, а пример для турбореактивного двигателя показывает, как анализировать засоренное сопло.

Обратите внимание, что в статических условиях обходной поток составляет примерно 65% от общей тяги. При поступательной скорости 60 м / с, которая приближается к нормальной взлетной скорости, сопротивление импульса m˙Va будет 115 × 60 или 6900 Н; степень повышения давления в гидроцилиндре и повышение температуры будут незначительными, и, таким образом, полезная тяга снизится до 32 100 Н. Падение тяги во время взлета еще более заметно для двигателей с более высокой степенью двухконтурности, и по этой причине предпочтительнее указывать тягу ТРДД на уровне типичная взлетная скорость, а не в статических условиях.

Для этого двигателя потребуется компрессор высокого давления со степенью сжатия 11,5, что намного выше, чем желательно, и может привести к проблемам со стабильностью.

Можем ли мы уменьшить загрязнение реактивного двигателя при одновременном повышении эффективности использования топлива?

Внутри камеры сгорания реактивного двигателя топливо и воздух сгорают с интенсивностью перегрева, обеспечивая тягу, позволяющую летательному аппарату быстро, плавно и безопасно перемещаться в атмосфере.

«Это похоже на ураган с высокой температурой», — сказал Маттиас Ихме, доцент кафедры машиностроения в Стэнфорде.

Но есть ли способ сделать этот ураган более эффективным и экологически безопасным? Ихме — один из немногих исследователей, работающих с НАСА над технологиями альтернативного топлива. Первая цель его лаборатории — ограничить выбросы соединений NO _x или оксидов азота, которые атакуют озоновый слой, защищающий Землю от вредного излучения, и сократить выбросы NO _x таким образом, чтобы в конечном итоге повысить энергоэффективность. реактивных двигателей.

Реактивные двигатели уже довольно эффективны, но Имме и его команда считают, что они нашли способ более точно контролировать соотношение воздуха и топлива внутри камеры сгорания — критически важную переменную, которая определяет выбросы, эффективность и безопасность.Садаф Собхани, аспирант лаборатории Ихме, разработал керамическую матрицу, которая тщательно перфорирована, чтобы топливно-воздушная смесь могла проходить через нее в продольном направлении. Структура содержит бесчисленные крошечные полости вдоль воздушных каналов, где топливо, распыленное в матрицу, может гореть, не будучи погашенным ураганоподобными силами. По сути, керамическая пена нагревается и сразу нагревает воздух, устремляющийся в пространство ожога. (Предварительный нагрев воздуха облегчает горение.) Это означает, что в камеру необходимо впрыскивать меньше топлива, чтобы поддерживать такое же количество тяги на выходе из двигателя.

Изображение предоставлено: Dexion5 / iStock

По оценке Ihme, новая конструкция повысит эффективность двигателя более чем на 10 процентов, тем самым получая большую тягу при меньшем расходе топлива. Сжигание меньшего количества топлива также снизит выбросы двигателем окиси углерода и соединений NOx, хотя необходимы дополнительные исследования, чтобы сделать достоверные оценки того, насколько сильно.

В данный момент проект находится на стадии исследования малых прототипов. Экспериментальная керамическая матрица, разработанная Собхани, помещается примерно на ладони.Для разработки и изготовления этих термостойких матричных пенопластов команда Стэнфорда использовала самые современные методы аддитивного производства, более часто называемые 3D-печатью. Теперь они используют эти крошечные прототипы, чтобы изучить основы того, как пламя ведет себя внутри пустот керамической камеры, в частности, путем измерения внутреннего распределения температуры.

Здесь им пришлось разработать новый способ измерения температуры внутри керамической матрицы. Обычно исследователи используют оптические системы для изучения пламени.Но поскольку горение происходит внутри полостей керамической матрицы, оптика не работает. Итак, группа Ихме изучает рентгеновские лучи через матрицу и добавляет тяжелый криптон в топливно-воздушную смесь внутри камеры сгорания своего прототипа. Тяжелый газ поглощает поступающие рентгеновские лучи и действует как датчик температуры на месте, делая процесс горения видимым. Используя этот метод диагностики, они могут составить карту распределения внутренней температуры пламени, находящегося внутри полостей любого непрозрачного материала.

Группа Ихме недавно работала с НАСА, чтобы провести небольшое испытание того, как жидкое топливо горит внутри их керамической камеры в условиях высокой температуры и высокого давления, которые преобладают внутри реактивного двигателя во время взлета. Исследователи используют данные этих экспериментов с камерой сгорания для разработки моделирования, которое позволит им предсказать долговечность и производительность струйной версии их технологии. «Никто не собирается тратиться на создание тестовой машины на основе этой конструкции, если у них нет данных, позволяющих предположить, что это стоит затраченных усилий», — сказал Ихме.

Пять технологий на взлетно-посадочной полосе После Boeing Dreamliner

Полмили на галлон может показаться ужасной экономией топлива, но для транспортных средств, перевозящих сотни пассажиров на большой высоте, это означает огромный прогресс в эффективности.

Для американских авиакомпаний количество внутренних рейсов в настоящее время составляет в среднем 0,54 авиационной мили на галлон реактивного топлива (0,23 километра на литр), что на 40 процентов больше, чем в 2000 году. Также был достигнут прогресс в отношении более тяжелых самолетов на международных рейсах: 17 процентное улучшение до 0.0,12 км / л (27 миль на галлон)

И все же необходимо сделать гораздо больше. (Узнайте больше о достижениях в области повышения эффективности самолетов или пройдите соответствующий тест: «Что вы не знаете о рейсах и топливе». )

Объем воздушного движения во всем мире увеличивается настолько быстро, что глобальные выбросы углекислого газа от авиации, которые теперь представляют Согласно одному прогнозу, всего от 2 до 3 процентов всего загрязнения CO2 к 2050 году может вырасти на 500 процентов. А для большинства авиакомпаний расходы на топливо превысили затраты на рабочую силу как их самые большие расходы, около 40 процентов операций или 47 долларов.3 миллиарда в прошлом году для операторов США. Возобновляемое реактивное топливо доступно, но в настоящее время оно даже дороже, чем керосин на нефтяной основе, который он заменяет. (См. Статьи по теме: «По мере роста цен на авиакеросин, экологичный вариант приближается к взлетно-посадочной полосе» и «Взлетает первый коммерческий рейс по производству биотоплива в США»).

Вот почему мир авиации ищет технологии, формы и материалы, которые могут трансформировать полет намного более впечатляющ, чем достижения, воплощенные в Boeing 787 Dreamliner, который до того, как его приземлили в январе, был одним из самых экономичных коммерческих авиалайнеров в мире. Dreamliner потребляет на 20 процентов меньше топлива на милю, чем Boeing 767 аналогичного размера, в основном благодаря улучшенной аэродинамике и использованию легких композитных материалов.

Boeing также полагался на мощную литий-ионную батарею, поэтому он мог заменить некоторые механические компоненты электроникой, чтобы уменьшить вес самолета. Но два неприятных инцидента с батареей — один перегрелся на взлетно-посадочной полосе в Бостоне, а другой загорелся, вызвав вынужденную посадку в Японии, — привели к приземлению всех 50 эксплуатируемых лайнеров Dreamliner.Boeing предпринял шаги по замене проводов батарей, чтобы предотвратить их перегрев, а также поместит их в сверхпрочные стальные ящики, которые выходят за пределы самолета.

В пятницу Федеральное управление гражданской авиации США одобрило модификации, и ожидается, что лайнеры Dreamliner скоро вернутся в воздух. На этой неделе Национальный совет по безопасности на транспорте США проводит слушания по делу о батарее.

В то время как Dreamliner приближается к возвращению в небо, вот пять новых технологий, в том числе одна, которая дебютирует в течение нескольких месяцев, которые могут значительно повысить топливную экономичность.

Турбовентиляторный двигатель с редуктором

Производитель двигателей Pratt & Whitney из Коннектикута, подразделение United Technologies, попробовал радикальный подход к повышению эффективности турбовентиляторных двигателей — добавив редуктор. В результате двигатель с зубчатой ​​передачей с вентиляторным приводом, над созданием которого более десяти лет, может сократить расход топлива до 16 процентов. «Это огромно», — говорит Мэгди Аттиа, профессор аэрокосмической техники во Флоридском авиационном университете Эмбри-Риддла. «Это настоящий поворотный момент».

Это была не новая идея.Несколько лет назад компания Honeywell использовала мотор-редукторы для очень маленьких частных самолетов, но никогда не продвигала эту технологию. Вероятно, это потому, что это сложно сделать, — говорит Аттиа. Коробка передач весом 250 фунтов (113,4 кг) и 18 дюймов (45,7 см) имеет мощность в 30 000 лошадиных сил, а это означает, что требуется много тепла, которое необходимо быстро устранить. А большинство авиационных инженеров не разбираются в коробках передач. Но Пратт сосредоточился на создании работающего двигателя с редуктором, и отдача от этого была огромной. Пять производителей, включая Airbus, Bombardier и Embraer, на данный момент разместили заказы на 3 500 двигателей PurePower.По словам Аттиа, производитель двигателей обычно должен продать 350 единиц, прежде чем он начнет окупать свои инвестиции в разработку нового двигателя. Таким образом, редукторный двигатель пользуется успехом задолго до его июньского дебюта на борту новых самолетов Bombardier серии C.

Pratt & Whitney заявляет, что линейка двигателей PurePower сможет сократить эксплуатационные расходы перевозчика на 20 процентов (или около 1,7 миллиона долларов на самолет в год), снизить уровень шума вдвое и сократить выбросы CO2 на 3600 метрических тонн в год.

Использование конструкции «смешанного крыла», показанной здесь на демонстрационном самолете Boeing X-48C Hybrid Wing Body, при использовании с легкими материалами могло бы улучшить аэродинамику коммерческих авиалайнеров. (Подробнее об этом дизайне ниже.)

Фотография любезно предоставлена ​​Праттом и Уитни

Пожалуйста, соблюдайте авторские права. Несанкционированное использование запрещено.

Почему редуктор повышает эффективность? Современные турбовентиляторные двигатели создают тягу, вытесняя из своей активной зоны быстро движущиеся горячие газы. Но они также используют свои вентиляторы, чтобы проталкивать более медленный воздух вокруг двигателя, поэтому он смешивается с более быстрыми горячими газами в задней части, увеличивая тягу.Обычно у двигателей коэффициент двухконтурности составляет 8: 1; восемь фунтов воздуха, попадающего в двигатель, обходят сердечник на каждый входящий фунт. Чем выше степень двухконтурности, тем больше тяга и эффективность двигателя. Передаточное число редукторного двигателя Пратта составляет 12: 1. Вентилятор реактивного двигателя работает более эффективно на более низких скоростях, чем турбина сердечника, а коробка передач позволяет обоим вращаться независимо, каждый на своей оптимальной скорости. Соответственно, двигатели PurePower имеют более крупные вентиляторы и меньшие и более легкие турбины.

Однако редукторный двигатель имеет свой уникальный набор проблем. Вентилятор большего размера не может быть установлен под крыльями существующих самолетов. Все самолеты, которые будут его использовать, будут новыми, специально разработанными для более толстого вентилятора. Кроме того, в коробках передач есть подвижные части «металл по металлу», которых нет у реактивных двигателей. Аттиа ожидает, что перевозчики должны будут планировать более частые проверки и искать трещины и усталость, о которых им не нужно беспокоиться сейчас.

Первые двигатели PurePower предназначены для узкофюзеляжных реактивных двигателей. Но Аттиа говорит, что их «истинный потенциал» был бы полностью реализован, если бы они использовались на более крупных самолетах 777-го размера. «При таком размере экономия будет просто астрономической». В ответе на вопросы National Geographic News по электронной почте Пратт определенно указал, что в разработке находятся более крупные двигатели. В итоге. Сказал Пратт: «Мы еще не объявили окончательный график выпуска широкофюзеляжного турбовентиляторного двигателя Pratt & Whitney Geared.»

Композитная керамика

В то время как Пратт сделал выбор в пользу серьезного изменения конструкции для повышения эффективности реактивного двигателя, другие исследователи сосредоточили свое внимание на материалах, особенно тех, которые позволили бы обеспечить более горячее сгорание. Фактически, это один из основных способов улучшения конструкции двигателей. Эффективность реактивных двигателей до сих пор заключалась в поиске способов сжигания топливно-воздушной смеси внутри камер сгорания турбовентиляторных реактивных двигателей при более высоких температурах, при разработке сплавов на основе никеля, которые могут противостоять нагреву. Но с этим подходом возникла проблема.«Мы достигли их термодинамического предела», — говорит об этих сплавах Роберт О. Ричи, ученый-материаловед из Национальной лаборатории Лоуренса Беркли Министерства энергетики США в Калифорнии. Это около 1150 ° C (2102 ° F). «Если мы станем намного горячее, они (лопатки турбины двигателя) буквально расплавятся».

Итак, исследователи обратились к материалу, который можно найти в большинстве шкафов: керамике.

Некоторые детали двигателя, в том числе лопатки турбины, имеют керамическое покрытие, но это не идеальное решение, поскольку покрытия могут отслаиваться, а также снижают эффективность лопаток, — говорит Ричи.Но детали, изготовленные исключительно из керамики, могут выдерживать температуры от 1300 ° C до 1500 ° C (от 2372 ° F до 2732 ° F).

Однако любой, кто хоть раз уронил чашку, знает, что керамика хрупкая. С другой стороны, металлы обладают пластичностью; они гнутся, прежде чем сломаться. Но материаловеды разработали композитную керамику, усиленную керамикой. Они добавили в смесь керамические волокна, придающие материалу пластичность.

О композитной керамике еще много неизвестно, в том числе о том, как лучше всего ее производить и улучшать ее свойства.Чтобы облегчить понимание, Ричи недавно разработал сканирующее устройство, которое использует трехмерную томографию, которая буквально просматривает материалы в реальном времени, когда они разрываются на части при температурах, достигающих более 1700 ° C (3092 ° F). Его устройство визуализации имеет разрешение полмикрона. (Для сравнения, диаметр человеческого волоса составляет примерно 75 микрон). «Мы проверяем его до предела, чтобы увидеть, как он выходит из строя», — объясняет он. Эту информацию можно использовать для расчета прогнозируемого срока службы материала и того, как далеко его можно безопасно продвинуть.Это также позволяет ученым изменить состав смеси композита, чтобы улучшить его микроструктуру и сделать его более прочным и надежным.

Ритчи прогнозирует, что в течение пяти-десяти лет будут использоваться коммерческие реактивные двигатели со значительным количеством деталей, полностью состоящих из керамических композитов, что позволит двигателям нагреваться на несколько сотен градусов Цельсия. «Сегодня мы очень рады, если сможем повысить температуру на 5 ° C (9 ° F)». Кроме того, топливная экономичность будет еще больше улучшена, поскольку керамические детали должны снизить вес двигателя на 10–30 процентов.«Это действительно революционная технология», — говорит Ричи.

«Двойной пузырь»

Может ли изменение формы фюзеляжа, легендарного трубчатого центрального корпуса самолета, повлиять на экономию топлива?

Компонент двигателя, разработанный для упомянутого выше космического самолета Reaction Engine Skylon, также может быть использован для повышения эффективности существующих двигателей самолетов. (Подробнее см. Ниже.)

Фотография любезно предоставлена ​​Праттом и Уитни

Пожалуйста, соблюдайте авторские права. Несанкционированное использование запрещено.

Так считают исследователи Массачусетского технологического института (MIT). В проекте, финансируемом НАСА, команда Массачусетского технологического института предложила концепцию под названием «двойной пузырь», которая по сути объединяет два фюзеляжа в один довольно пухлый. Он также имеет два двигателя, расположенные сзади. По словам Рича Уолса, ученого, занимающегося проектом НАСА, он предназначен для обеспечения части подъемной силы фюзеляжа, а не только крыльев, что позволяет ему иметь гораздо более тонкие и легкие крылья, сделанные из материалов нового поколения.

Кроме того, задние двигатели поглощают поток воздуха из пограничного слоя, улучшая лобовое сопротивление самолета.Итог: данная технология позволяет двигателям использовать меньше топлива при той же тяге, что и у обычного самолета.

Уолс считает, что двойной пузырь будет на 60-70 процентов эффективнее, чем нынешние пассажирские самолеты, хотя эти оценки частично основаны на предположении, что к тому времени выбранные материалы и конструкции станут прочнее и легче. Половина этого повышения эффективности будет связана с новой формой, говорит Уолс, и почти половина этого прогнозируемого улучшения основывается на предположении, что крейсерская скорость самолета равна 0 Махов.72, или немного медленнее, чем в среднем сегодня, 0,8 Маха.

Более подробная оценка потенциала двойного пузыря будет проведена позже в этом году, когда прототип будет испытан в аэродинамической трубе исследовательского центра NASA Langley Research Center в Вирджинии. Концепция Массачусетского технологического института возникла в результате проекта, который НАСА инициировало в 2008 году, в котором инженерные группы предложили изменить стиль авиалайнеров, чтобы они использовали значительно меньше топлива. Boeing также представил концепцию в программе НАСА, которая будет опробована позже в этом году в Лэнгли.

Концепт Boeing получил прозвище САХАР, что означает дозвуковое (медленнее скорости звука) Ultra Green Aircraft Research. В SUGAR крылья располагаются наверху фюзеляжа и удерживаются на месте стойками, прикрепленными к шасси — как у небольших однодвигательных Cessnas. Инженеры Boeing полагают, что, используя современные вычислительные гидродинамические методы, они могут минимизировать дополнительное сопротивление, вызываемое стойками, что позволяет сделать крылья длиннее, легче и выше — снижение веса и экономия топлива. Более длинные крылья также снижают сопротивление, что еще больше снижает расход топлива.В целом, по оценкам Boeing, конструкция с подкосом крыла может снизить расход топлива примерно на 60 процентов.

Boeing также рассматривает различные силовые установки. SUGAR Volt будет использовать гибридную энергосистему с электрической батареей и газовой турбиной. Для взлета будут использоваться обычные реактивные двигатели, но в крейсерском режиме самолет будет работать от батареи. Другая версия — SUGAR Freeze, работающая на сжиженном природном газе.

The Flying Wing

Представьте себе коммерческий полет на самолете, имеющем форму бомбардировщика-невидимки B-2.

Авиационные инженеры давно знали, что силуэт манты «летающего крыла», также известного как «смешанное крыло», является высокоэффективной формой для летательных аппаратов с точки зрения подъемной силы и аэродинамического сопротивления. Но фюзеляж сигарообразной формы, с которым все мы знакомы, легче спроектировать, чтобы выдерживать внешние силы, сохраняя при этом давление в кабине. Самолет со смешанным крылом, построенный с использованием обычных материалов и каркасов, действительно был бы очень тяжелым. Но НАСА работало с Boeing над самолетом со смешанным крылом с использованием легких композитов.

В течение последних шести лет в рамках проекта летных испытаний, завершившегося только в этом месяце, НАСА и Boeing проводили воздушные исследования концепции с использованием беспилотного летательного аппарата Boeing X-48 со смешанным крылом. Работа с беспилотным летательным аппаратом позволила исследователям решить такие проблемы, как трансформация планера, чтобы он лучше экранировал шум двигателя от земли, — улучшение, которое будет иметь ключевое значение для получения признания таких самолетов в населенных пунктах вблизи аэропортов.

НАСА сообщает, что, работая с Boeing, оно разработало метод производства самолета со смешанным крылом размера 777, который был бы как минимум на 50 процентов более эффективным. Для конструктивного каркаса крыла использовались прочные, но легкие стержни из углеродного композита. Его кожа будет сделана из углеродного волокна, сшита вместе, а затем покрыта эпоксидной смолой, чтобы сделать ее жесткой. Дизайн преодолевает серьезное препятствие, потому что чем легче ткань, тем меньше она терпима к повреждениям. Вот тут и вступает в дело сшивание.«Если в композитной конструкции образовалась трещина, что мешает ей расти? Сшивание — это легкое решение», — объясняет Уолс.

В то время как концепции из других проектов под руководством НАСА, самолетов с двойным пузырем и SUGAR, вряд ли поднимутся в небо в ближайшее время, реактивные самолеты со смешанным крылом могут стать коммерчески жизнеспособными в течение нескольких лет, говорит Уолс. «Годы исследований позволили нам добиться успеха в этом вопросе», — говорит он.

Высокоскоростной теплообменник

После вывода из эксплуатации Concorde в 2003 году в эксплуатации не было гражданских самолетов, летавших со скоростью, превышающей скорость звука (1 Мах).Но британская компания Reaction Engine нацелена на создание Skylon, космического самолета, который достигнет скорости 5 Махов и доставит до любого места на Земле не более четырех часов.

Reaction утверждает, что ее двигатель Sabre, который работал бы как реактивный двигатель в атмосфере и как ракета в космосе, мог бы летать намного быстрее, чем современные военные сверхзвуковые реактивные двигатели, скорость которых ограничена 2,45 Маха. (См. Рассказ по теме: «Первый зеленый сверхзвуковой реактивный самолет, который запустят в День Земли».) Это потому, что воздух сначала должен быть сжат, прежде чем он войдет в ядро, и попытка сжать достаточно воздуха, чтобы достичь более высоких скоростей, производит плавящееся тепло металла.

So Reaction разработала теплообменник, предохладитель, который имеет спиральную матрицу из трубок, каждая с толщиной стенки всего 27 микрон, чтобы сохранить его легкий вес. Теплообменник реакции может охлаждать воздух от 1000 ° C до -150 ° C (от 1832 ° F до -238 ° F) за сотую долю секунды или быстрее, чем мгновение ока. Однако быстрое охлаждение чего-либо до такой ледяной температуры может привести к накоплению инея и блокировке двигателя. Но компания Reaction также разработала технологию, предотвращающую образование наледи.Из соображений конкуренции не говорится, как это делается, но технология была сертифицирована в конце прошлого года Европейским космическим агентством.

Какое все это имеет отношение к повышению эффективности самолетов? Реакция говорит, что теплообменник можно установить внутри современных дозвуковых двигателей, чтобы повысить их эффективность на 5-10 процентов. Турбина реактивного двигателя приводит в действие его компрессор. Но если воздух, поступающий в компрессор, холодный, для его сжатия требуется меньше энергии. Это означает, что без повышения температуры в камере сгорания турбина будет создавать избыточную мощность, которую можно использовать для создания большей тяги.Аттиа Эмбри-Риддла говорит, что необходимо учитывать вес и стоимость, «но принцип действительно очень умен».

Представитель Reaction Engines говорит, что работоспособная коммерческая версия теплообменника может появиться на рынке, «как только кто-нибудь захочет». На данный момент это всего лишь одна из новых технологий повышения эффективности, ожидающих на длинной взлетно-посадочной полосе; История показала, что процесс тестирования и внедрения новых идей в авиации идет намного медленнее, чем скорость звука.

Эта история является частью специальной серии , в которой рассматриваются вопросы энергетики.Для получения дополнительной информации посетите The Great Energy Challenge .

Эффективность авиационного двигателя: как далеко мы можем продвинуться? — ИННОВАЦИЯ

8 января 2015 г., Андреа Бристот

Эффективность авиационного двигателя: как далеко мы можем продвинуться?

Современные производители авиационных двигателей испытывают растущее давление со стороны заказчиков и государственных учреждений с целью снижения расхода топлива. Потребность авиакомпаний в минимизации эксплуатационных расходов в сочетании с общим требованием иметь «более экологичные» двигатели (как четко указано в задачах ACARE ЕС и FAA США) требует, чтобы промышленность авиационных двигателей была одной из самых передовых областей исследований в инженерное дело.Высокая конкуренция между производителями раздвигает границы новых технологий для дальнейшего снижения расхода топлива, выбросов, шума и затрат на техническое обслуживание. Но как еще дальше продвинуть тепловой цикл реактивного двигателя, чтобы повысить его эффективность?

Из законов термодинамики мы знаем, что для получения полезной работы от тепловой машины нам необходимо сжать рабочую жидкость (то есть воздух в нашем случае), нагреть ее, а затем преобразовать энергию горячих газов в механическую и кинетическую энергию. .Другими словами: сосать, сжимать, сжигать и дуть.

Рисунок 1 — Упрощенный принцип работы газовой турбины

От того, насколько хорошо мы преобразуем тепловую энергию горящей топливно-воздушной смеси в полезную энергию, зависит эффективность нашей машины. Теперь наш путь разделяется между тем, что мы могли бы получить, из топлива, и тем, что мы действительно можем получить.

Для первого пункта, еще раз, законы термодинамики имеют простую форму, чтобы помочь нам. Для идеального цикла Брайтона, лежащего в основе принципа работы реактивных двигателей, мы обнаружили, что термический КПД увеличивается по мере увеличения отношения давлений между камерой сгорания и внешней атмосферой.Корреляция не является линейной, что означает, что увеличение отношений давлений необходимо будет постепенно увеличивать, чтобы сделать следующий шаг в повышении эффективности.

Если мы добавим некоторые числа в наше уравнение, мы обнаружим, что для текущего значения степени сжатия 50, достижимого в новейших коммерческих двигателях, идеальный тепловой КПД (например, соотношение между полезной выходной мощностью и тепловложением) составляет порядка 67 %. Чтобы достичь порогового значения 70%, нам нужно увеличить степень сжатия до 68.Это означает повышение степени давления на 36% для повышения эффективности на 3% и влечет за собой серьезные технические проблемы.

Наша задача теперь переходит ко второй части пути, а именно к реальной эффективности двигателя. Этот параметр количественно определяет фактическую производительность машины в сравнении с подводимым теплом. Следовательно, с практической точки зрения более полезно понимать, насколько хорошо двигатель преобразует доступную энергию в полезную работу. Теперь в игру вступают многие другие параметры.

Прежде всего, сжигание топлива двигателем во время полета будет зависеть от того, насколько хорошо мы преобразуем энергию газа в тяговую установку, что количественно оценивается с помощью тягового КПД. Максимальная тяговая эффективность достигается, когда выхлопные газы имеют такую ​​же скорость, что и окружающий воздух, что, конечно, является идеальным состоянием. Мы можем повысить тяговую эффективность, увеличив размер вентилятора, что примерно эквивалентно оснащению аквалангиста более длинными ластами: массовый поток, проходящий через двигатель, будет больше, но выбрасываться с меньшей скоростью.

Произведение между реальным тепловым КПД и КПД движителя дает желаемый результат, например общий КПД двигателя, который выражается в скорости сжигания топлива. Поскольку параметров, влияющих на общую эффективность, несколько, были разработаны соответствующие программы для расчета его значения. Один простой и полезный инструмент для количественной оценки влияния различных параметров на эффективность реактивного двигателя предоставлен НАСА и доступен здесь.

Испытание этого инструмента с использованием актуальных входных значений дало общую эффективность около 50% для самолета в крейсерском режиме.Это хороший результат, но он далек от идеальных 67%. Куда ушла оставшаяся энергия?

Как объяснено выше, его часть отсутствует из-за того, что тяговая эффективность ниже идеальной. Следовательно, он теряется при смешивании газов, выбрасываемых двигателем, с окружающим воздухом в результате турбулентных столкновений между частицами воздуха.

Другой большой кусок отсутствует из-за эффективности компонентов внутри двигателя, которая не так идеальна, как хотелось бы.Воздух действительно трудно сжать; он имеет тенденцию нагреваться и, следовательно, рассеивает часть подводимой энергии в виде тепла. Само сгорание приводит к потерям энергии, и хотя в настоящее время сжигается почти 100% топлива, небольшие его части могут выходить из камеры сгорания. Наконец, суровые условия в турбине приводят к необходимости систем охлаждения, что достигается за счет потерь энергии. Кроме того, все подсистемы внутри двигателя, такие как шестерни, электрические системы, пневматические системы и масляные системы, предполагают отключение мощности.

Учитывая все это, мы находим три варианта повышения общей эффективности двигателя:

• увеличить идеальный тепловой КПД, следовательно, верхний предел, который может быть достигнут
• увеличить тяговую эффективность
• приблизить реальный тепловой КПД к идеальному значению

Для первого пункта все, что нам в идеале нужно сделать, это увеличить общую степень сжатия двигателя (OPR). Хотя это может показаться простым, технические проблемы здесь значительны: чем сильнее мы сжимаем воздух, тем выше его температура.Это подразумевает высокое тепловыделение, что означает повышенные потери энергии в компрессоре. Более того, по мере уменьшения объема воздуха лопатки компрессора будут постепенно укорачиваться до точки, в которой зазор между лопаткой и стенками станет значительной частью длины лопатки, что приведет к неприемлемым обратным потокам воздуха. Для решения этих проблем необходимо разработать новую архитектуру, включающую промежуточные охладители и компрессоры малого диаметра.

Рисунок 2 — Некоторые концепции двигателей с высоким OPR.Источник: NEWAC

Чтобы обратиться к нашему второму пункту, например, В связи с повышением эффективности тяги, текущая тенденция заключается в переходе на более крупные вентиляторы, увеличивая, таким образом, их вклад в общую тягу. В этом случае задача состоит в том, чтобы и вентилятор, и турбина, приводящая его в движение, вращались с оптимальной скоростью.

Разрешение на разделение скоростей вращения было недавно достигнуто компанией Pratt & Whitney, которая разработала в сотрудничестве с Avio зубчатую передачу с приводом вентилятора, способную управлять крутящим моментом, создаваемым турбиной низкого давления, для своего семейства двигателей среднего диапазона PurePower.Учитывая осуществимость и обоснованность этой системы, Rolls-Royce недавно объявил, что также будет использовать силовую коробку передач в своей концепции двигателя UltraFan с большим запасом хода.

Последний из трех пунктов — это улучшение КПД компонентов, чтобы приблизить реальный тепловой КПД к соответствующему идеальному значению. Это может быть достигнуто за счет улучшения конструкции таких компонентов, как компрессор, камера сгорания и турбина, лучшего управления тепловым режимом в сердечнике двигателя, использования инновационных материалов и рационализации потребляемой мощности.Для последней цели в отрасли возникла тенденция к увеличению количества сердечников электродвигателей с целью упрощения конструкции двигателя путем устранения или, по крайней мере, уменьшения размеров пневматических, гидравлических и механических отводов. Значительная часть деятельности Ноттингемского университета в рамках его исследовательской группы по силовой электронике, машинам и управлению направлена ​​на изучение и разработку технологий для этой цели. Другие проекты, направленные на повышение эффективности ядра авиадвигателя, являются частью Рабочего пакета 1 программы INNOVATE.Эти проекты направлены на разработку технологий для улучшенных масляных систем и воздушных уплотнений, при этом предусматривается интеграция нового электрического оборудования в активную зону.

В заключение, отрасль авиационных двигателей сталкивается со значительными текущими проблемами, связанными с разработкой более экономичных двигателей. Верхняя граница предела энергоэффективности устанавливается законами термодинамики, которые дают нам точное значение того, как далеко мы можем продвинуться с нашим текущим циклом двигателя.

На данный момент инвестиции направлены на повышение эффективности компонентов и подсистем двигателя, а также на повышение эффективности пропульсивной системы.Поля для улучшений в этом смысле являются, хотя и небольшими, все же многообещающими и позволяют архитектурам авиационных двигателей постепенно развиваться, с небольшим количеством рискованных отклонений от хорошо зарекомендовавших себя и надежных базовых проектов.

Однако с точки зрения исследования все концепции, которые могут дать существенный скачок с точки зрения дизайна и топливной эффективности, исследуются, так что в далеком будущем архитектура двигателей может значительно измениться, чтобы обеспечить более сложные, энергоэффективные циклы, включая промежуточное охлаждение и регенерацию.

Опубликовано в Аэрокосмическая промышленность

Новые двигатели обеспечивают еще более низкий расход топлива и выбросы: авиация: не знающие границ

CFM International, консорциум GE Aviation и SNECMA, разрабатывает свой усовершенствованный турбовентиляторный двигатель LEAP-1A / B / C для ввода в эксплуатацию в 2016 году. Новый двигатель будет включать в себя новые аэродинамические конструкции, материалы, покрытия, системы сгорания и технология охлаждения и улучшенная интеграция между двигателем и планером.Эти двигатели позволят снизить расход топлива, выбросы NOx и снизить уровень шума на 75%.

ТРДД

Pratt & Whitney Pure Power также должен быть введен в эксплуатацию. В этой новой конструкции система передач позволяет секции вентилятора двигателя работать на низкой скорости, в то время как более горячие секции двигателя — компрессор низкого давления и турбина — одновременно работают на гораздо более высоких скоростях. Это увеличивает эффективность двигателя, снижает расход топлива, выбросы CO2 и шум. Он обеспечит улучшение экономии топлива примерно на 15-20% по сравнению с существующими двигателями.Он должен быть введен в эксплуатацию в 2013 году.

Последний двигатель Trent

Rolls-Royce в настоящее время проходит заключительные испытания для ввода в эксплуатацию в 2014 году. Trent XWB показывает увеличение топливной экономичности на 16% по сравнению с первым двигателем Trent, который был введен в эксплуатацию в 1996 году. В новом двигателе используются более совершенная аэродинамика и материалы. а также контроль зазора нового поколения, интеллектуальное управление внутренними воздушными системами, обеспечивающее соотношение байпаса и давления следующего поколения.

Примерно в 2025 году на рынок выйдет новое поколение двигателей с открытым ротором.Это газовые турбины, приводящие в движение два высокоскоростных гребных винта, движущихся в противоположных направлениях. GE Aviation, Rolls-Royce и SNECMA разрабатывают новые аэродинамические и материальные технологии, которые могут привести к возвращению винтовых двигателей на более крупные самолеты, но с более высокими скоростями полета и более низким уровнем шума. Испытания в аэродинамической трубе прототипов моделей показали, что благодаря новой конструкции гребных винтов эти двигатели могут обеспечить на 25–30% улучшение расхода топлива по сравнению с двигателями, производимыми в настоящее время, при соблюдении современных стандартов шума.

.