Тяга самолета

Тяга самолета. тяга двигателя самолета. тяга реактивного двигателя.

Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет через воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В прямолинейном горизонтально установившемся полете они относительно равны. В случае если летчик увеличивает тягу методом добавления оборотов двигателя и сохраняет постоянную высоту, тяга начинает превосходить сопротивление воздуха. Летательный аппарат (ЛА) наряду с этим ускоряется. Весьма скоро сопротивление возрастает и опять уравнивает тягу.

ЛА стабилизируется на постоянной высокой скорости. Тяга – один из самых ответственных факторов для определения скороподъемности самолета, в частности как скоро ЛА может подняться на определенную высоту. Вертикальная скорость зависит не от подъемной силы, а от запаса тяги, которым владеет самолет.

Тяга реактивного двигателя самолета

Сила тяги двигателя, либо его движущая сила, равноценна всем силам давления воздуха на внутреннюю поверхность силовой установки. Тяга некоторых видов реактивных двигателей зависит от высоты и скорости полета. Для вычисления силы тяги реактивного двигателя довольно часто приходится определять тягу на конкретной высоте, у почвы, на взлете и на протяжении какой-либо скорости.

Для ЖРД сила тяги равноценна произведению массы исходящих газов на скорость, с которой они вылетают из сопла двигателя.

Для ВРД (воздушно-реактивный двигатель) сила тяги измеряется как следствие массы газов на разность скоростей, в частности скорости воздушной струи, выходящей из сопла двигателя, и скорости поступающего воздуха в двигатель. Несложнее говоря, эта скорость уравнивается к скорости полета самолета с реактивным двигателем. Тяга ВРД в большинстве случаев измеряется в тоннах либо килограммах. Серьёзным качественным показателем ВРД есть его удельная тяга.

Для турбореактивного двигателя – тяга, отнесенная к конкретной единице веса воздуха, что проходит через двигатель в секунду. Данный показатель разрешает осознать, как высока эффективность эксплуатации воздуха в двигателе для образования тяги. Удельная тяга измеряется в килограммах тяги на 1 кг воздуха, расходуемого за секунду.

В некоторых случаях используется второй показатель, что кроме этого именуется удельной тягой, показывающей отношение количества горючего, которое расходуется, к силе тяги за секунду. Конечно, что чем выше показатель удельной тяги ВРД, тем меньше размеры и поперечный вес самого двигателя.

Показатель полетной либо тяговой мощности – это сила, которая задействует реактивный двигатель при конкретной скорости полета. В большинстве случаев, измеряется в лошадиных силах. Величина лобовой тяги говорит о степени конструктивного оптимума реактивного двигателя.

Лобовая тяга – это отношение громаднейшего показателя площади поперечного сечения к тяге. Лобовая тяга равна тяге, в кг поделенной на площадь в метрах квадратных.

Во всемирной авиации самый ценится тот двигатель, что владеет высокой лобовой тягой.

Чем идеальнее ВРД в конструктивном отношении, тем меньший показатель его удельного веса, в частности неспециализированный вес двигателя вместе с обслуживающими агрегатами и приборами, поделенный на величину собственной тяги.

Реактивные двигатели, как и тепловые по большому счету, отличаются друг от друга не только по мощности, весу, другим показателям и тяге. При оценивании ВРД огромную роль играются параметры, каковые зависят от собственной экономичности, в частности от КПД (коэффициент нужного действия). Среди данных показателей главным считается удаленный расход горючего на конкретную единицу тяги.

Он выражается в килограммах горючего, которое расходуется за час на образование одного килограмма тяги.

Реверс тяги двигателя. Боинг 747-400. Авиакомпания Трансаэро. Аэропорт Анталии

Увлекательные записи:

• Авиакатастрофа ил-78 в эритрее. 1998
• Дальняя авиация. российская дальняя авиация.
• Оао «кузнецов»

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:

Турбовинтовые двигатели употребляются в тех случаях, в то время, когда скорости полета самолета довольно малы. На громадном количестве современных…

Реактивный двигатель самолета — двигатель, создающий нужную для перемещения силу тяги при помощи преобразования внутренней энергии горючего в…

Реверс – механизм для направления части реактивной либо воздушной струи по направлению перемещения создания и воздушного судна обратной тяги. Кроме…

Известны следующие главные типы реактивных двигателей: ракетные, пороховой, жидкостной ракетный; воздушно-реактивные двигатели, прямоточный…

Реактивный двигатель – силовой агрегат, что формирует требуемое для полета самолета тяговое упрочнение посредством изменения внутренней энергии горючего…

Реактивный двигатель – устройство, создающее требуемую для перемещения силу тяги, преобразовывая внутреннюю энергию горючего в кинетическую энергию…

Первый турбореактивный

О соперничестве немца и британца в создании первого реактивного двигателя, о том, как начиналась эра реактивной авиации, и о том, как прорывные самолеты не вызвали энтузиазма у авиационного руководства Третьего Рейха, рассказывает наш сегодняшний выпуск рубрики «История науки».

История первого в мире самолета с турбореактивным двигателем началась еще в середине 1930-х годов. 10 ноября 1935 года 24-летний ассистент Геттингенского университета Ганс-Йохим Пабст фон Охайн получил патент № 317/38 на разработанный им турбореактивный двигатель. Не сказать, чтобы это было каким-то великим прорывом: еще в 1930 году в Великобритании Френк Уиттл получил аналогичный патент. Но патент – это треть дела. Нужно было еще создать двигатель, а затем под этот двигатель построить самолет. И вот в остальных третях Охайн оказался более проворным.

Ганс-Йохим Пабст фон Охайн

В 1936 году его научный руководитель направил письмо авиаконструктору Эрнсту Хейнкелю с просьбой принять на работу своего шустрого ассистента и дать ему шанс воплотить двигатель в металле. Хейнкель согласился.

В сентябре 1937 года первый турбореактивный двигатель в Германии заработал («движок» Уиттла начал испытания в апреле того же года). Немецкий двигатель получил название HeS1 (He – по фамилии Хейнкеля, S от Strahi – реактивный).

Но характеристики первого двигателя Охайна были очень сырыми, а тяга очень маленькой. После всех улучшений конструктор смог «выжать» из него всего 2500 Н. Вторая версия двигателя, HeS2, вообще разгонялась лишь до 900 Н вместо расчетных 5000 Н. Этот двигатель Охайн переделал в HeS3, добавив большой компрессор и увеличив камеры сгорания. 4400Н было уже достаточно для того, чтобы попытаться ставить его на самолет. А точнее – под самолет для начала.

Первые воздушные испытания двигателя провели на винтовом самолете He-118V2, подвесив двигатель под брюхо и включая в полете. Эти испытания начались в мае 1939 года. Тогда Хейнкель уже строил под него самолет. Нужно сказать, что авиаконструктор делал сразу два самолета – Не-176 с ракетным двигателем и He-178 c турбореактивным. Мало ли что «выстрелит». История показала, что будущее за вторыми.

Первые пробежки нового самолета начались уже летом 1939. За штурвалом сидел выдающийся летчик-испытатель Эрих Варзин, тот самый, который совсем незадолго до начала полетов He-178 c турбореактивным двигателем поднял в воздух He-176, первый в мире ракетный самолет (это случилось 20 июня 1939 года). 27 августа началась эра современной реактивной авиации. Первый полет прошел с проблемами: у самолета не убралось шасси, из-за чего длительность его пришлось сократить, ограничившись несколькими кругами над аэродромом в Мариенехе. В довершение ко всему, при заходе на посадку в воздухозаборник самолета попала птица, но Варзин сумел посадить «Хейнкеля». Германия обогнала весь мир в области турбореактивной авиации почти на два года: английский Gloster взлетел 15 мая 1941 года.

Реплика He-178 в аэропорту Росток

Удивительно, что у высшего авиационного руководства прорывной самолет вызвал очень вялый интерес. Тем более, что через несколько дней после первого полета He-178 началась первая мировая война. Тем не менее, именно опыт Хейнкеля использовался во многом для создания первых в истории боевых реактивных самолетов.

А что же Охайн? После войны его вывезли в США, где он продолжил создание новых реактивных двигателей. И, кстати, после войны он встретился со своим конкурентом, сэром Френком Уитлом. Соперники стали друзьями на всю оставшуюся жизнь.

ТУРБОПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель включает турбореактивный двигатель с форсажной камерой и реактивным соплом (ТРДФ), систему измерения температуры газа за основной камерой сгорания турбореактивного двигателя, а также расположенный соосно последнему прямоточный контур. Прямоточный контур соединен через отсечное устройство с воздухозаборником летательного аппарата, включающий диффузор, реактивное сопло и камеру сгорания. Внутренний канал форсажной камеры турбореактивного двигателя соединен с внутренней полостью камеры сгорания прямоточного контура радиальными стабилизаторами пламени V-образного профиля для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры в канал камеры сгорания прямоточного контура. Изобретение направлено на повышение эффективности прямоточного двигателя летательного аппарата, предназначенного для полета в широком диапазоне скоростей полета от дозвуковой до Мп = 4 и выше. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель (ТПВРД), включающий турбореактивный двигатель с форсажной камерой и реактивным соплом (ТРДФ), систему измерения температуры газа за основной камерой сгорания ТРДФ, а также расположенный соосно ТРДФ прямоточный контур, соединенный через отсечное устройство с воздухозаборником летательного аппарата, включающий диффузор, реактивное сопло и камеру сгорания, содержащую форсунки для подачи топлива в камеру сгорания и стабилизаторы пламени, отличающийся тем, что внутренний канал форсажной камеры ТРДФ соединен с внутренней полостью камеры сгорания прямоточного контура радиальными стабилизаторами пламени V-образного профиля для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры в канал камеры сгорания прямоточного контура. 2. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что внутри радиального стабилизатора пламени расположена перфорированная труба с входными и выходными отверстиями для подвода во внутреннюю полость стабилизатора продуктов горения из внутренней полости форсажной камеры и дополнительного количества топлива. 3. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что ТРДФ выполнен двухконтурного типа со смешением перед стабилизаторами пламени форсажной камеры потока воздуха, поступающего из второго контура, с поступающим через турбину газом. 4. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что реактивное сопло ТРДФ расположено внутри реактивного сопла прямоточного контура соосно ему. 5. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что форсажная камера ТРДФ и камера сгорания прямоточного контура снабжены перфорированными экранами для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения. 6. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что топливные форсунки камеры сгорания прямоточного контура с целью улучшения качества распыла топлива выполнены акустического типа с вихревым генератором ультразвука.

Изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов, предназначенных для применения в широком диапазоне высот и скоростей полета.

Известны прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) для летательных аппаратов, предназначенных для полетов при высоких значениях скорости (см., например, «Теория реактивных двигателей.»/Под ред. Б.С.Стечкина, ТИОП, 1958 г., стр. 399-423).

В прямоточном ВРД сжатие воздуха осуществляется за счет скоростного напора, а тепло к рабочему телу подводится в камере сгорания. При малых скоростях полета ПВРД неэффективен, однако при больших числах М полета (М_п>3,5) ПВРД имеют более благоприятные характеристики по сравнению с турбореактивным двигателем (ТРД) по удельной тяге при одинаковом количестве подведенного в камере сгорания тепла.

Недостатком ПВРД является его низкая эффективность при малых скоростях полета летательного аппарата.

Известны турбореактивные двигатели (ТРД), в том числе с применением дожигания топлива в форсажной камере (ТРДФ) (см., например, упомянутый выше источник, стр. 130-306), в которых сжатие воздуха осуществляется компрессором, приводимым во вращение расположенной за камерой сгорания газовой турбиной. Повышение коэффициента сжатия воздуха в компрессоре и увеличение температуры газа в камере сгорания повышают эффективность этого класса воздушно-реактивных двигателей, однако вследствие ограничения температуры газа перед турбиной удельная тяга ТРД по мере возрастания числа М_п снижается, и этот тип двигателей летательных аппаратов становится неэффективным на сверхзвуковых скоростях полета. Применение на турбореактивных двигателях ТРДФ форсажных камер позволяет повысить удельную тягу по сравнению с ТРД, особенно на средних значениях числа М полета, однако уже при М полета выше 2,3-2,5 и в особенности при М_п>3,0 ТРДФ уступают по эффективности ПВРД.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание универсальной силовой установки летательных аппаратов, работающей в широком диапазоне скоростей (от 0 до М=5) и высот (от 0 до 30000 м).

С целью устранения неэффективности ПВРД при низких значениях М полета и ТРД (ТРДФ) при высоких значениях скорости полета, для летательного аппарата, предназначенного для полета в широком диапазоне скоростей от дозвуковой до М_п=5,0, предлагается техническое решение, сочетающее оптимальные характеристики ТРДФ и ПВРД.

В качестве примера рассмотрим турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель (ТПВРД) на базе авиационного двухконтурного двигателя РД-1700Ф (с форсажной камерой).

За турбиной низкого давления (ТНД) двигателя РД-1700 установлен лепестковый смеситель 2 потоков первого и второго (вентиляторного) контуров. За ним располагается форсажная камера 4, содержащая топливные форсунки 5. Перед стабилизаторами пламени форсажной камеры 6 происходит смешение потока воздуха, поступающего из второго контура, с поступающим через турбину газом.

Форсажная камера 4 снабжена перфорированными экранами 7 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения.

Непосредственно за камерой сгорания ТРД 1 установлена система измерения температуры, включающая термопары 9 для измерения температуры поступающего к лопаткам турбины 8 газа. На выходе форсажной камеры 4 установлено сужающееся сопло 10, которое расположено внутри реактивного сопла прямоточного контура соосно ему.

Соосно с ТРДФ располагается прямоточный контур 19 с камерой сгорания 11, содержащей форсунки для подачи топлива 12 и радиальные стабилизаторы пламени 13. Камера сгорания прямоточного контура 11 снабжена перфорированными экранами 3 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения. Воздух к камере сгорания 11 поступает из воздухозаборника летательного аппарата 14 через отсечное устройство 15 и диффузор 16 для снижения скорости потока на входе в камеру сгорания 11.

Радиальные стабилизаторы пламени 13 выполнены V-образного профиля и соединены с внутренней полостью форсажной камеры 4 для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры 4 внутрь камеры сгорания прямоточного контура ТПВРД 11 с целью стабилизации горения топлива в ней при относительно низкой температуре поступающего из воздухозаборника 14 воздуха.

Внутри радиального стабилизатора пламени 13 установлены перфорированные трубы 17 с входными и выходными отверстиями для подвода во внутреннюю полость стабилизатора дополнительного количества топлива и продуктов горения с целью создания переобогащенной топливо-воздушной смеси для повышения устойчивости горения подаваемого в камеру сгорания прямоточного контура 11 через форсунки 12 топлива.

Топливные форсунки 12 выполнены акустического типа с вихревым генератором ультразвука (см., например, патент РФ №2210026) для улучшения качества распыла топлива и повышения эффективности его сгорания в камере сгорания 11 прямоточного контура.

Прямоточный контур ТПВРД 19 снабжен на выходе реактивным соплом 18 с регулированием критического сечения 20 и выходной части 21 как в условиях совместной работы ТРДФ и прямоточного контура 19 на высокой скорости полета летательного аппарата, так и при работе только ТРДФ без подачи топлива в прямоточный контур 19 при относительно низких значениях скорости полета.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

Из воздухозаборника 14 летательного аппарата воздух поступает на вход компрессора низкого давления (вентилятора) ТРД, где осуществляется повышение его давления, после чего часть этого воздуха поступает в компрессор высокого давления для дополнительного сжатия, а затем в основную камеру сгорания, где осуществляется подогрев его путем сжигания топлива. Продукты сгорания поступают на вход турбины высокого давления 8, соединенную валопроводом с компрессором высокого давления, затем на вход турбины низкого давления (ТНД), соединенной валопроводом с вентилятором.

Выходящие из ТНД газы смешиваются в лепестковом смесителе 2 с потоком воздуха второго контура и поступают на вход форсажной камеры 4.

Установленная за камерой сгорания 1 система измерения температуры, включающая термопары 9, измеряет температуру газа. В случае превышения ее над заданным значением (соответствующим температуре газа 1460К за камерой сгорания ТРДФ перед турбиной высокого давления 8) регулятор снижает подачу топлива в камеру сгорания (что приводит к снижению частоты вращения роторов) для предотвращения перегрева лопаток турбины 8.

При достижении заданной скорости полета М_п=0,8 осуществляется запуск форсажной камеры кратковременным впрыском порции топлива в камеру сгорания (т.н. «огневая дорожка»). В форсажной камере 4 за стабилизаторами пламени происходит сжигание топлива, подаваемого через топливные форсунки 5, и продукты сгорания поступают в реактивное сопло 10, обеспечивая создание реактивной тяги.

При достижении скорости полета М_п=2,0 открывается отсечное устройство 15 и воздух из воздухозаборника 14 поступает через диффузор 16 в камеру сгорания 11 прямоточного контура 19. В камеру сгорания 11 через форсунки 12 вихревого типа поступает распыленное топливо, воспламеняющееся за стабилизаторами пламени 13, во внутреннюю полость которых поступают продукты горения с высокой температурой из форсажной камеры 4. Поступающие продукты горения для улучшения поджигающей способности за стабилизаторами пламени 13 дополнительно «обогащены» топливом.

Для оптимизации работы ТПВРД во всем диапазоне режимов полета предусматривается регулирование критического сечения 20 сопла Лаваля 18.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает оптимальные условия для разгона летательных аппаратов от минимального устойчивой скорости полета самолета до М_п=5 и полета летательных аппаратов по необходимой траектории. Оптимизация характеристик двигателя летательного аппарата обеспечивается благодаря тому, что при низких значениях скорости полета работает только турбореактивный двигатель, обеспечивающий оптимальные характеристики по расходу топлива, при средних значениях скорости полета, когда тяги ТРД не хватает, включается форсированный режим ТРДФ, что является оптимальным для этого диапазона скоростей, а при достижении скорости полета М_п>2 включается дополнительно прямоточный контур ТПВРД 19, при этом доля ТРДФ в создаваемой тяге заметно снижается и сводится при М_п>3 к обеспечению стабилизации горения топлива в камере сгорания 11 прямоточного контура 19 в условиях относительно низкой температуры воздуха на входе в камеру сгорания.

Двигатель для самых маленьких

«В ближайшие 10–20 лет благодаря развитию технологий существенно расширится применение беспилотных авиационных и околоземных космических систем, комплексных решений и услуг на их основе» — говорится во вводной части Дорожной карты Аэронет Национальной технологической инициативы. Технология, предложенная ниже, вполне может стать одной из тех, на которой будут базироваться дальнейшие разработки в этой сфере.

Патент: 2663440

Авторы: Сергей Куница, Тимур Ланевский, Андрей Попарецкий

Изобретение, как указано в описании, относится к газотурбинным двигателям, предназначенным для длительной работы на компактном дозвуковом малозаметном летательном аппарате типа «летающее крыло». Областей применения таких устройств можно найти множество: от геологоразведки и аэрофотосъемки труднодоступных местностей, до доставки грузов, например, в районы стихийных бедствий. Тяги электрических двигателей или роторов как у большинства дронов в таких случаях может оказаться недостаточно, здесь придется опираться на традиционный тип газотурбинного двигателя, который при этом будет органично сочетать мощностные характеристики, компактные размеры и простоту эксплуатации.

Существующие решения в этой сфере имеют ряд серьезных недостатков. Например, сложную систему регулирования расхода воздуха, что приводит к увеличению массы двигателя, снижению его надежности, увеличению гидравлического сопротивления в случае неудачной компоновки привода механизации и так далее. Еще один критический недостаток — отсутствие управляемого вектора тяги выхлопного сопла и отсутствие реверса тяги, что ограничивает маневренность аппарата, а также увеличивает длину пробега при посадке.

Запатентованный российскими инженерами бесфорсажный турбореактивный двигатель состоит из газогенератора, вентилятора, который соединен с турбиной низкого давления, канала внутреннего контура, соединенного с последней ступенью вентилятора и с компрессором высокого давления, а также канал наружного контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и со смесителем, который выполнен с нерегулируемыми площадями.

За смесителем в данной конструкции установлен модуль реверса тяги, который позволяет отклонять поток смешанного газа на угол более 90° от направления струи газового потока. За модулем — плоское выхлопное сопло смешанного газа с каналом изогнутой формы, на внутреннюю поверхность стенок которого нанесено радиопоглощающее покрытие. Выхлопное сопло имеет регулируемые площади критического и выходного сечений.

Фактически, изобретателями создан бесфорсажный турбореактивный двигатель, который позволяет регулировать отбор воздуха в канал третьего контура с минимальными гидравлическими потерями. Далее воздух из третьего контура может подаваться в область выхлопного сопла для охлаждения его стенок. Модуль реверса тяги, в свою очередь, дает возможность отклонять поток смешанного газа канала наружного и внутреннего контуров с возможностью несимметричного отклонения вектора тяги в направлении движения летательного аппарата в полете, что повышает управляемость аппарата.

Изобретение российских инженеров позволяет снизить удельный расход топлива при минимальной массе конструкции, повысить маневренные качества летательного аппарата, а также снизить уровень заметности летательного аппарата в задней полусфере, что особенно важно при выполнении военных задач.