АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ тепловой
двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов,
дирижаблей и др.). К А. д. предъявляются весьма высокие требования:
макс, мощность (или тяга) в агрегате при миним. массе, относимой
к единице мощности (тяги), и миним. габаритных размерах (особенно
площади поперечного сечения, от к-рой зависит лобовое сопротивление);
миним. расход горючего и смазки на единицу мощности (тяги); надёжность,
длительность и простота эксплуатации при дешевизне произ-ва. Процесс развития
А. д. проходил несколько стадий. Первым А. д. был паровой двигатель на
самолёте А. Ф. Можайского (1885). Последующие А. д. во всех странах
конструировались на основе поршневого
двигателя внутреннего сгорания.
Основными
факторами, обусловившими развитие А. д., были необходимость увеличения
скорости и грузоподъёмности самолёта, требования к к-рым росли довольно
быстро. В качестве базового был выбран бензиновый двигатель как
наиболее лёгкий. Его совершенствование велось, с одной стороны, путём всемерного
облегчения всех деталей за счёт применения высокопрочных материалов и форсирования
рабочего процесса (для чего была разработана конструкция нагнетателя для
наддува двигателя), а с другой стороны, повышением кпд воздушного
винта (для чего к двигателю,частота вращения к-рого всё увеличивалась,
присоединяли редуктор, снижавший частоту вращения винта для обеспечения
макс, кпд). К 40-м гг. 20 в. поршневые А. д. достигли предела своих
возможностей: на пути дальнейшего повышения скорости самолёта встал звуковой
барьер, для преодоления к-рого потребовалось резкое увеличение мощности
А. д. Такой скачок стал возможным в результате перехода к газовой турбине
и
реактивному двигателю.

Различные типы и классы самолётов
требуют различных А. д. как по мощности, так и по принципу создания тяги.

Поэтому существующие А. д.
подразделяются (рис. 1) на винтовые, создающие тягу вращением воздушного
винта, реактивные, в к-рых тяга возникает
в результате истечения с большой скоростью рабочих газов из реактивного
сопла; комбинированные - турбовинтовые двигатели (ТВД) -
основная тяга создаётся воздушным винтом, а довольно значит, дополнит.
тяга (8-12%)-за счёт истечения продуктов сгорания (рис. 2).

Поршневые А. д. лучших типов,
достигшие высокой степени совершенства, обеспечивали скорость самолётов
до 750 км/ч. Более высоких скоростей они не
могли создавать вследствие большой удельной массы (массы, приходящейся
на единицу мощности) и необходимости в воздушном винте, кпд к-рого
уменьшается с увеличением скорости полёта. Поршневые А. д. устанавливаются
на самолётах с невысокими скоростями полёта, соответствующими 0,2-0,5 М(где
М - М-число), т. с. 200-500 км/ч, а также на вертолётах,< турбовинтовые
А. д.- на самолётах при скоростях полёта, соответствующих 0,5-0,8 М, т.
е. 500-800
км/ч и на вертолётах.
Первые турбореактивные двигатели (ТРД)
(рис. 3), появившиеся
в конце Великой Отечественной войны, позволили увеличить скорость до 960
км/ч.

Рис. 4. Принципиальная схема
двух-контурного турбореактивного двигателя: 1 - первый (внутренний) контур;
2
- второй (внешний) контур.

Удельная масса поршневых
А. д. составляет 540-680 г/квт (400-500 г/л.с.); турбовинтовых А. д. 140-400
г/квт (100-300 г/л.с.); если отнести массу не к единице мощности, а к единице
тяги, создаваемой воздушным винтом, то уд. масса будет меняться при изменении
скорости полёта вследствие изменения кпд винта, в то время как уд. масса
турбореактивного А. д. в пределах.скоростей до 750 км/ч практически
остаётся постоянной (табл.). Это и делает турбореактивный А. д. наиболее
выгодным при больших скоростях полёта.

В 1965-67 появились весьма
лёгкие турбореактивные А. д. для самолётов вертик. взлёта и посадки (СВВП).
Их уд. масса находится в пределах 6-7 г/н. На основе турбореактивных
и турбовинтовых А. д. разработаны т. н. двухконтурные турбореактивные
двигатели ДТРД (рис. 4). Их особенностью является создание двух
реактивных потоков: одного внутреннего, или центрального, из высокотемпературных
продуктов сгорания, поступающих в реактивное сопло из газовой турбины,
и второго, концентрически окружающего первый и состоящего из воздуха, к-рый
прогоняется компрессором второго контура.

Двухконтурные турбореактивные
А. д. применяются на самолётах с дозвуковыми скоростями; благодаря малому
расходу топлива они могут успешно конкурировать как с обычными турбореактивными
А. д., так и с турбовинтовыми А. д.

Тяга турбореактивного А.
д. при сверхзвуковых скоростях полёта возрастает (рис. 5). Уд. массу турбореактивных
А. д. за период 1939-67 удалось существенно снизить (рис. 6).

Рис. 5. Изменения тяги Р
турбореактивного
двигателя в зависимости от М-числа.

Рис. 7. Сравнительная схема
турбореактивного двигателя: ниже осевой линии для дозвуковых (ок. 850 км/ч)
и выше осевой линии для сверхзвуковых (ок. 3000 км/ч) самолётов; 1 - воздухозаборник
с регулируемыми размерами и формой; 2 - форсажная камера; 3 - сопло с регулируемыми
размерами и формой; 4 - воздухозаборник нерегулируемый; 5 - сопло нерегулируемое.

Схемы турбореактивных А.
д. для дозвуковых и сверхзвуковых самолётов различны (рис. 7). При
сверхзвуковых скоростях полёта темп-pa воздуха и газа в турбореактивных
А. д. весьма велика. Воздухозаборник, обеспечивающий наибольшее использование
скоростного напора воздуха с миним. потерями, необходимо выполнять с регулируемыми
размерами и изменяемой формой. Для увеличения тяги А.д. применяют форсажную
камеру. При этом реактивное сопло выполняют также с регулируемыми размерами
и формой.

А. д. представляет собой
автоматич. систему, которая позволяет освободить лётчика от управления
двигателем в полёте. Автоматически поддерживаются на заданном уровне давление
топлива, температура газов перед турбиной и др. параметры, независимо от
высоты полёта.

Дальнейшее развитие А. д.
предусматривает следующие осн. направления, на к-рых концентрируются главные
усилия конструкторов в разных странах, разрабатывающих А. д.: обеспечение
высоких скоростей и больших высот полёта, а также непрерывное повышение
грузоподъёмности самолёта, что требует создания А. д., развивающих большую
тягу с наименьшим расходом топлива, с малой уд. массой и большим ресурсом
работы (т. е. длительностью периода работы двигателя между ремонтами, выражаемого
обычно в часах). Для этого приходится повышать
темп-ру газа перед турбиной, что ведёт к применению охлаждаемых сопловых
и рабочих лопаток. С другой стороны, стремятся снизить расход энергии во
всех элементах А. д., для чего требуется повышение кпд компрессоров, турбин,
форсажных камер и т. п. Повысить темп-ру газов можно применением жаропрочных
материалов (ниобий, молибден) для лопаток турбины и др. деталей,
соприкасающихся с высокотемпературными газами. Снижения уд. массы можно
достигнуть использованием материалов с низкой плотностью (титановые, бериллиевые
сплавы). На крупные пассажирские и транспортные самолёты целесообразно
устанавливать двухкон-турные А. д. с форсажной камерой, обеспечивающие
большой диапазон скоростей полёта, и двухконтурные А. д. со степенью двухконтурности
(т. е. соотношением темп-ры первого и второго контуров) 6-8 для получения
больших значений тяги при высокой экономичности.

Лит.: Иноземцев Н.
В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс, М.,
1955; Теория реактивных двигателей, М., 1958; Конструкцияавиационных газотурбинных
двигателей, М., 1961; Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели.
Конструкция и расчет деталей, 2 изд., М., 1965; "Авиация и космонавтика",
1963, № 3, с. 6-13; 1966, № 2, с. 60-64:1967, № 7, с. 57-61.

С. К. Туманский, Г. С.
Скубачевский.

А Б В Г Д Е Ё Ж З И Й К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Ъ Ы Ь Э Ю Я