Газотурбинный двигатель на самолете: Газотурбинный двигатель самолета. Фото. Строение. Характеристики.

Газотурбинный двигатель самолета. Фото. Строение. Характеристики.

 

 

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

 

Принцип работы газотурбинного двигателя.

 

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию топлива в тепловую, путем сжигания, а после — в полезную, механическую. Однако то, как это происходит, несколько отличается. В обоих двигателях происходит 4 основных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выхлоп. Т.е. в любом случае в двигатель сначала входит воздух (с атмосферы) и топливо (из баков), далее воздух сжимается и в него впрыскивается топливо, после чего смесь воспламеняется, из-за чего значительно расширяется, и в итоге выбрасывается в атмосферу. Из всех этих действий выдает энергию лишь расширение, все остальные необходимы для обеспечения этого действия.

А теперь в чем разница. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят постоянно и одновременно, но в разных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в разный момент времени и по очереди. К тому же, чем более сжат воздух, тем большую энергию можно получить при сгорании, а на сегодняшний день степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в процессе прохода через двигатель воздух уменьшается в объеме, а соответственно увеличивает свое давление в 35-40 раз. Для сравнения в поршневых двигателях этот показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и совершенных образцах. Соответственно имея равный вес и размеры газотурбинный двигатель гораздо более мощный, да и коэффициент полезного действия у него выше. Именно этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации в наши дни.

 

А теперь подробней о конструкции. Четыре вышеперечисленных процесса происходят в двигателе, который изображен на упрощенной схеме под номерами:

• забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
• сжатие – 2 (компрессор)
• смешивание и воспламенение – 3 (камера сгорания)
•  выхлоп – 5 (выхлопное сопло)
• Загадочная секция под номером 4 называется турбиной. Это неотъемлемая часть любого газотурбинного двигателя, ее предназначение – получение энергии от газов, которые выходят после камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), который и приводит в действие.

 

Таким образом получается замкнутый цикл. Воздух входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, которые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая может быть использована разными способами.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

• турбореактивные
• турбовинтовые
• турбовентиляторные
• турбовальные

 

Двигатель, изображенный на схеме выше, является турбореактивным. Можно сказать «чистым» газотурбинным, ведь газы после прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и таким образом толкают самолет вперед. Такие двигатели сейчас используются в основном на высокоскоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще называется турбиной низкого давления, состоящую из одного или нескольких рядов лопаток, которые отбирают оставшуюся после турбины компрессора энергию у газов и таким образом вращает воздушный винт, который может находится как спереди так и сзади двигателя. После второй секции турбины, отработанные газы выходят фактически уже самотеком, не имея практически никакой энергии, поэтому для их вывода используются просто выхлопные трубы. Подобные двигатели используются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, только вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, поэтому такие двигатели также имеют выхлопное сопло. Но основное отличие состоит в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, который закрыт в кожух. Потому такой двигатель еще называется двуконтурным, ведь воздух проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, который необходим лишь для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют довольно «пухлую» форму. Именно такие двигатели применяются на большинстве современных авиалайнеров, поскольку являются наиболее экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и эффективными при полетах на высотах выше 7000-8000м и вплоть до 12000-13000м.

Турбовальные двигатели практически идентичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, который соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в действие абсолютно что угодно. Такие двигатели используются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в действие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки сейчас имеют даже танки – Т-80 и американский «Абрамс». 

 

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим признакам:

• по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
•  по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
• по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
• по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
• по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.

 

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором получил широкое применение. При работающем двигателе идет непрерывный процесс. Воздух проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор. Затем он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается также топливо, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины расширяются и приводят ее во вращение. Далее газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Максимальная температура имеет место и на воде камеры сгорания.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя — одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Особенностью турбореактивных двигателей с центробежным компрессором является конструкция компрессоров. Принцип работы подобных двигателей аналогичен двигателям с осевым компрессором.

 

 

Газотурбинный двигатель. Видео.

 

Полезные статьи по теме.

• Сбор и обработка информации в системах газотурбинных двигателей 
• Разработка ГТД, история
• Надежность САУ и ГТД
• Методы управления ГТД
• Управление на режимах работы ГТД
• Характеристика запаса ГДУ ВЗ
• Инвариантная система управления ГТД
• Выбор характеристик канала ГТД
• Регулирование температуры газа в ГТД
• Устойчивость и динамическая точность устройства ГТД
• Повышение надежности ГТД
• Формирование управляющих сигналов ГТД
• Этап конструирования ГТД современность
• Двухканальное построение цифровых систем ГТД
• Гидромеханические регуляторы ГТД
• Регулятор частоты вращения ГТД
• Системы управления на элементах струйной техники ГТД
• Струйный регулятор компрессора ГТД
• Что СТП должна обеспечивать (ГТД)
• Центробежные насосы (ГТД)
• Топливопитание двигателя с ФКС
• Производительность НВД
• Качество топлива в СТП
• Системы ГТД для «электрического» самолета
• «Электрический» ГТД
• Функции САУ ЭГТД
• Методы обеспечения надежности электроприводной СТП
• Подача масла (Газотурбинный двигатель)
• Системы управления ТРДЦ.  Надежность САУ
• Системы управления ТРДЦФ
• Каналы регулирования в ГТД
• Шестеренный насос НВД
• Варианты построения САУ
• Системы управления вертолетными двигателями
• Функции современных САУ ТВГТД
• Системы управления ВГТД
• Двухвальный ВГТД
• Вспомогательный ГТД
• Системы управления сверхзвуковыми воздухозаборниками
• Перемещение клина СВЗ
• Системы защиты двигателя от помпажа
• Математическое моделирование газотурбинного двигателя
• Динамическая поузловая математическая модель двигателя
• Проведение стендовых испытаний ГТД
• Характеристики топливной системы ГТД. Регуляторы двигателя.
• Испытания САУ на двигательных стендах
• Проверка выполнения функций САУ
• Испытания электронных регуляторов САУ ГТД
• Испытания электронных систем ГТД
• Воздействие влажности на ГТД
• Частотные входы у ГТД
• Метрологические характеристики ИК

 

Ещё узлы и агрегаты

 

Авиационные газотурбинные двигатели / Хабр

Всем привет! В этой статье я хочу рассказать о том, как работают авиационные газотурбинные двигатели (ГТД). Я постараюсь сделать это наиболее простым и понятным языком.

Авиационные ГТД можно можно разделить на:

• турбореактивные двигатели (ТРД)
• двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)
• Турбовинтовые двигатели (ТВД)
• Турбовальные двигатели (ТВаД)

Притом, ТРД и ТРДД могут содержать в себе форсажную камеру, в таком случае они будут ТРДФ и ТРДДФ соответственно. В этой статье мы их рассматривать не будем.

Начнём с турбореактивных двигателей.

Турбореактивные двигатели

Такой тип двигателей был создан в первой половине 20-го века и начал находить себе массовое применение к концу Второй мировой войны. Первым в мире серийным турбореактивным самолетом был немецкий Me.262. ТРД были популярны вплоть до 60-ых годов, после чего их стали вытеснять ТРДД.

Современная фотография Me-262, сделанная в 2016 году

Самый простой турбореактивный двигатель включает в себя следующие элементы:

• Входное устройство
• Компрессор
• Камеру сгорания
• Турбину
• Реактивное сопло (далее просто сопло)

Можно сказать, что это минимальный набор для нормальной работы двигателя.

А теперь рассмотрим что для чего нужно и зачем.

Входное устройство — это расширяющийся* канал, в котором происходит подвод воздуха к компрессору и его предварительное сжатие. В нём кинетическая энергия входящего воздуха частично преобразуется в давление.

*здесь и дальше мы будем говорить про дозвуковые скорости. На сверхзвуковой скорости физика меняется, и там все совсем не так.

Компрессор — это устройство, в котором происходит повышение давление воздуха. Компрессор можно характеризовать такой величиной, как степень повышения давления. В современных двигателях оно уже начинает переступать за 40 единиц. Кроме того, в нем увеличивается температура (может быть, где-то до 400 градусов Цельсия).

Камера сгорания — устройство, в котором к сжатому воздуху (после компрессора) подводится тепло из-за горения топлива. Температура в камере сгорания очень высокая, может достигать 2000 градусов Цельсия. Вам может показаться, что давление газа в камере тоже сильно увеличивается, но это не так. Теоретически принято считать, что подвод тепла осуществляется при постоянном давлении. В реальности оно немного падает из-за потерь (проблема несовершенства конструкции).

Турбина — устройство, превращающее часть энергии газа после камеры сгорания в энергию привода компрессора. Так как турбины используются не только в авиации, можно дать более общее определение: это устройство, преобразующее внутреннюю энергию рабочего тела (в нашем случае рабочее тело — это газ) в механическую работу на валу. Как вы могли понять, турбина и компрессор находятся на одном валу и жестко связаны между собой. Если в компрессоре происходит повышение давления газа, то в турбине, наоборот, понижение, то есть газ расширяется.

Сопло — суживающийся канал, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую (оставшийся запас энергии газа после турбины). Как и в турбине, в сопле происходит расширение газа. Образуется струя, которая, вытекая из сопла, движет самолёт.

С основными элементами разобрались. Но все равно не очень понятно как оно работает? Тогда давайте ещё раз и коротко.

Воздух из атмосферы попадает во входное устройство, где немного сжимается и поступает в компрессор. В компрессоре давление воздуха растёт ещё сильнее, растёт и температура. После компрессора воздух поступает в камеру сгорания и, смешиваясь там с топливом, воспламеняется, что приводит к сильному возрастанию температуры, при, можно сказать, постоянном давлении. После камеры сгорания горячий сжатый газ попадает в турбину. Часть энергии газа расходуется на вращение компрессора турбиной (чтобы он мог выполнять свою функцию, описанную выше), другая часть энергии расходуется на, нужное нам, движение самолёта, из-за того, что газ, пройдя турбину, превращается в реактивную струю в сопле и вырывается из него (сопла) в атмосферу. На этом цикл завершается. Конечно, в реальности все процессы цикла проходят непрерывно.

Такой цикл называется циклом Брайтона, или термодинамическим циклом с непрерывным характером рабочего процесса и подводом тепла при постоянном давлении. По такому циклу работают все ГТД.

Цикл Брайтона в P-V координатах

Н-В — процесс сжатия во входном устройстве
В-К — процесс сжатия в компрессоре
К-Г — изобарический подвод тепла
Г-Т — процесс расширения газа в турбине
Г-С — процесс расширения газа в сопле
С-Н — изобарический отвод тепла в атмосферу

Схематичная конструкция турбореактивного двигателя, где 0-0 — ось двигателя

ТРД может иметь и два вала. В таком случае компрессор состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД), а подвод работы будут осуществлять турбина низкого давления (ТНД) и турбина высокого давления (ТВД) соответственно. Такая схема более выгодная газодинамически.

Реальный двигатель такого вида в разрезе

Мы рассмотрели принцип работы самой простой схемы авиационного газотурбинного двигателя. Естественно, на современных «Эйрбасах и Боингах» устанавливаются ТРДД, конструкция которых заметно сложнее, но работает все по таким же законам. Давайте рассмотрим их.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

ТРДД, прежде всего, отличается от ТРД тем, что имеет два контура: внешний и внутренний. Внутренний контур содержит в себе то же самое, что и ТРД: компрессор (разделенный на КНД и КВД), камеру сгорания, турбину (разделенную на ТВД и ТНД) и сопло. Внешний контур представляет собой канал, с соплом в конце. В нем нет ни камеры сгорания, ни турбины. Перед обоими контурами (сразу после входного устройства двигателя) стоит ступень компрессора, работающая на оба контура.

Не очень понятная картина выходит, да? Давайте разберемся как оно работает.

Схематичная конструкция двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя

Воздух, попадающий в двигатель, пройдя через первую ступень компрессора низкого давления, разбивается на два потока. Одна часть воздуха идет по внутреннему контуру, где происходят те же процессы, которые были описаны, когда мы разбирали ТРД. Вторая часть воздуха попадает во внешний контур, получив энергию от первой ступени КНД (та, которая работает на два контура). Во внешнем контуре энергия воздуха тратится только на преодоление гидравлических потерь (за счёт трения). В конце этот воздух попадает в сопло внешнего контура, создавая огромную тягу. Тяга, созданная внешним контуром, может составлять 80% тяги всего двигателя.

Одной из важнейших характеристик ТРДД является степень двухконтурности. Степень двухконтурности — это отношение расхода воздуха во внешнем контуре, к расходу воздуха во внутреннем контуре. Это число может быть как больше, так и меньше единицы. На современных двигателях это число переступает за значение в 12 единиц.
Двигатели, степень двухконтурности которых больше двух, принято называть турбовентиляторными, а первую ступень компрессора (ту, что работает на оба контура) вентилятором.

ТРДД самолета Boeing 757-200. На переднем плане видно входное устройство и вентилятор

На некоторых двигателях вентилятор приводится в движение отдельной турбиной, которая ставится ближе всего к соплу внутреннего контура. Тогда двигатель получается трехвальным. Например, по такой схеме выполнены двигатели Rolls Royce RB211 (устанавливались на L1011, B747, B757, B767), Д-18Т (Ан-124), Д-36 (Як-42)

Д-18Т в разрезе изнутри

Главное достоинство ТРДД заключается в возможности создания большой тяги и хорошей экономичности, по сравнению с ТРД.

На этом я хотел бы закончить про ТРДД и перейти к следующему виду двигателей — ТВД.

Турбовинтовые двигатели

Турбовинтовой двигатель, как и турбореактивный, относится к газотурбинным двигателям. И работает он почти как турбореактивный. Элементарный турбовинтовой двигатель состоит из уже знакомых нам элементов: компрессора, камеры сгорания, турбины и сопла. К ним добавляются редуктор и винт.

Принцип работы работы такой же, как у турбореактивного, с разницей в том, что практически вся энергия газа расходуется на турбине на вращение компрессора и на вращение винта через редуктор (здесь винт и редуктор находятся на одном валу с компрессором). Винт создаёт основную долю тяги. Оставшаяся, после турбины, часть энергии направляется в сопло, образуя реактивную тягу, но она мала, может составлять десятую часть от общей. Редуктор в этой схеме нужен для того, чтобы понизить обороты и передать момент, так как турбина может вращаться с очень высокой частотой, например, 10000 оборотов в минуту, а винту нужно только 1500. И винт достаточно тяжелый.

Схематичная конструкция ТВД

Но бывает и другая схема турбовинтовых двигателей: со свободной турбиной.
Её суть в том, что за обычной турбиной компрессора ставится отдельная турбина, которая механически не связана с турбиной компрессора. Такая турбина называется свободной. Связь между турбиной компрессора и свободной турбиной только газодинамическая. От свободной турбины идёт отдельный вал, на который устанавливаются редуктор с винтом. Все остальное работает так же, как и в первом случае. Большинство современных двигателей выполняют именно по такой схеме. Одним из плюсов такой схемы является возможность использования двигателя на земле, как вспомогательную силовую установку (ВСУ), не приводя винт в движение.

Схематичная конструкция ТВД со свободной турбиной

Хочу отметить, что не нужно смотреть на турбовинтовые двигатели как на малоэффективный пережиток прошлого. Я несколько раз слышал такие высказывания, но они неверны.
Турбовинтовой двигатель в некоторых случаях обладает наивысшим КПД, как правило, на самолетах с не очень большими скоростями (например, на 500 км/ч), притом, самолет может быть внушительных размеров. В таком случае, турбовинтовой двигатель может быть в разы выгоднее, рассмотренного ранее, турбореактивного двигателя.

На этом про турбовинтовые двигатели можно заканчивать. Мы потихоньку подошли к понятию турбовального двигателя.

Турбовальный двигатель

Должно быть, большинство читателей здесь вообще впервые слышат такое название. Такой тип двигателей устанавливается на вертолёты.

Турбовальный двигатель очень схож с турбовинтовым двигателем со свободной турбиной. Он также состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины компрессора, далее идёт свободная турбина, связанная со всем предыдущем только газодинамически. А вот реактивную тягу такой двигатель не создаёт, реактивного сопла у него нет, только выхлоп. Свободная турбина имеет свой вал, который соединяется к главному редуктору вертолёта (несущего винта). Да, у всех известных мне вертолетов есть такой редуктор, и, как правило, он внушительных размеров. Дело в том, что обороты несущего винта вертолёта очень низкие. Если у самолета, как я писал выше, они могут достигать 1500 об/мин, то у вертолёта, например у Ми-8, всего 193 об/мин.
А обороты двигателя у вертолёта зачастую очень высокие (из-за небольших размеров), и понижать их приходится в сотню и более раз. Бывает такое, что редуктор стоит и на двигателе, и на самом вертолете, например, у Ми-2 и его двигателя ГТД-350.

Схематичная конструкция турбовального двигателя

Двигатель ТВ3-117 от вертолета Ми-8. Справа видны выхлопная труба и приводной вал

Итак, мы рассмотрели четыре типа газотурбинных двигателей. Надеюсь, мой текст был понятен и полезен для вас. Все вопросы и замечания можете писать в комментариях.

Спасибо за внимание.

Д-30

Главная / О компании / История / Семейство пермских газотурбинных двигателей / Д-30

Турбореактивный двухконтурный двигатель  с охлаждаемыми лопатками первой ступени турбины

По своим параметрам турбореактивный двухконтурный двигатель Д-30 не уступал, а по многим превосходил лучшие зарубежные образцы своего класса. Созданный в необычайно короткий срок – около трех лет – этот двигатель стал самым надежным в истории отечественного двигателестроения. Разработка Д-30 была отмечена Государственной премией СССР.

Турбореактивный двухконтурный газотурбинный двига­тель Д-30 для ближнемагистрального пассажирского само­лета Ту-134 был создан в 1964 году. В 1966 году двигатель был запущен в серийное производство.

Двигатель Д-30 имеет двухкаскадный компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания, четырехступенчатую турбину. В Д-30 впервые в практике отечественного дви­гателестроения были применены охлаждаемые рабочие лопатки первой ступени турбины из новейших для того времени жаропрочных материалов и реактивное сопло с лепестковым смесителем. По своим технико-экономическим показателям двигатель Д-30 находился на уровне лучших мировых образцов своего класса.

В 1969 году был создан Д-30 второй серии с реверсом тяги и улучшенной системой регулирования. Двигатель вы­пускался с 1970 по 1987 год и устанавливался на самолеты Ту-134А, Ту-134Б, Ту-134АК.

В 1980 году был создан Д-30 третьей серии с максималь­ной тягой 6 930 кгс (c сохранением тяги до = C) . На двигателе было увеличено число ступеней компрессора низкого давления до 5, повышен запас газодинамической устойчивости, предусмотрена система защиты от превышения допустимой тяги и температуры газа. Д-30 третьей серии выпускался с 1983 по 1993 год. Эти двигатели установлены на пассажирские лайнеры Ту-134А-3, Ту-134Б-3, Ту-134УБ-Л. Необходимо отметить, что газогенератор двигателя Д-30 третьей серии стал базой для создания газотурбинных установок для топливно-энер­гетического комплекса России.

Серийное производство двигателей Д-30 всех модификаций осуществлялось на Пермском моторном заводе (ныне АО «ОДК-ПМ»).   Всего было изготовлено около 3000 двигателей Д-30 всех серий.

• Основные параметры
• Применение
• Памятные даты

Технические данные

Д-30 2 серии

Максимальный режим Н=0, М=0, МСА
Тяга, кгс	6880
Максимальная температура газа перед турбиной, К	1360
Максимальный крейсерский режим Н=11 км, М=0,8, МСА
Удельный расход топлива, кг/кгс ч	0,781
Расход воздуха приведенный, кг/с	126
Суммарная степень повышения давления	18,6
Степень двухконтурности	1,0
Диаметр вентилятора, мм	963
Длина, мм	3983
Масса, кг	1546

Ближнемагистральный пассажирский самолет Ту-134

Реактивный Ту-134 стал одним из наиболее удачных проектов в области пассажирского самолетостроения. В историю российской гражданской авиации вошел как самый массовый самолет, взяв на себя львиную долю перевозок на ближнемагистральных трассах.

Первая серийная машина Ту-134 с двигателями Д-30 поднялась в небо в 1966 году. В сентябре 1967 года совершен первый пассажирский рейс по маршруту Москва – Адлер. С этого момента начинается активная эксплуатация этой замечательной крылатой машины.

По уровню шума и вибрации в пассажирском салоне Ту-134 долгие годы оставался самым комфортабельным лайнером. Самолет постоянно совершенствовали. Поя­вились варианты с сокращенным составом экипажа (без штурмана), с новым радиолокационным оборудованием, увеличенной пассажировместимостью, улучшенными эко­номическими показателями.

За базовым вариантом последовали улучшенные пас­сажирские модификации Ту-134А и Ту-134Б, учебные самолеты для ВВС Ту-134Ш, Ту-134УБ-Л. Кроме того, на базе Ту-134 разработаны летающие лаборатории для отработки новых образцов авиационной и космической техники. Межремонтный ресурс двигателей различных серий на самолете Ту-134 и его модификациях составляет до 6 000 часов. Всего до момента завершения серийного производства в 1984 году было построено свыше 850 са­молетов, из них более130 поставлены на экспорт.

Массовые поставки за границу потребовали приспосо­бить самолет к международным требованиям. Впервые в практике отечественного самолетостроения конструкция самолета, его летные данные прошли международный контроль. Ту-134 и его модификации получили междуна­родные сертификаты летной годности, в том числе и по уровню шума на местности.

22 июнь 1966

Награждение за создание двухконтурного турбореактивного двигателя Д-30 для самолета Ту-134. Указом Президиума Верховного Совета  СССР от 22.06.66: «За выдающиеся заслуги в выполнении семилетнего плана 1959-65 гг. и создании новой техники Главному конструктору Соловьеву П.А. присвоено звание Героя Социалистического Труда, с вручением ордена Ленина и медали «Серп и молот». Одновременно этим указом были награждены орденами и медалями работники ОКБ и завода № 19

28 январь 1967

Завершены госиспытания ТРДД Д-30 для Ту-134

9 сентябрь 1967

Начало пассажирских перевозок на Ту-134 с пермскими ТРДД Д-30

Авиационные газотурбинные двигатели

Всем привет! В этой статье я хочу рассказать о том, как работают авиационные газотурбинные двигатели (ГТД). Я постараюсь сделать это наиболее простым и понятным языком.

Авиационные ГТД можно можно разделить на:

• турбореактивные двигатели (ТРД)
• двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)
• Турбовинтовые двигатели (ТВД)
• Турбовальные двигатели (ТВаД)

Притом, ТРД и ТРДД могут содержать в себе форсажную камеру, в таком случае они будут ТРДФ и ТРДДФ соответственно. В этой статье мы их рассматривать не будем.

Начнём с турбореактивных двигателей.

Турбореактивные двигатели

Такой тип двигателей был создан в первой половине 20-го века и начал находить себе массовое применение к концу Второй мировой войны. Первым в мире серийным турбореактивным самолетом был немецкий Me.262. ТРД были популярны вплоть до 60-ых годов, после чего их стали вытеснять ТРДД.

Современная фотография Me-262, сделанная в 2016 году

Самый простой турбореактивный двигатель включает в себя следующие элементы:

• Входное устройство
• Компрессор
• Камеру сгорания
• Турбину
• Реактивное сопло (далее просто сопло)

Можно сказать, что это минимальный набор для нормальной работы двигателя.

А теперь рассмотрим что для чего нужно и зачем.

Входное устройство — это расширяющийся* канал, в котором происходит подвод воздуха к компрессору и его предварительное сжатие. В нём кинетическая энергия входящего воздуха частично преобразуется в давление.

*здесь и дальше мы будем говорить про дозвуковые скорости. На сверхзвуковой скорости физика меняется, и там все совсем не так.

Компрессор — это устройство, в котором происходит повышение давление воздуха. Компрессор можно характеризовать такой величиной, как степень повышения давления. В современных двигателях оно уже начинает переступать за 40 единиц. Кроме того, в нем увеличивается температура (может быть, где-то до 400 градусов Цельсия).

Камера сгорания — устройство, в котором к сжатому воздуху (после компрессора) подводится тепло из-за горения топлива. Температура в камере сгорания очень высокая, может достигать 2000 градусов Цельсия. Вам может показаться, что давление газа в камере тоже сильно увеличивается, но это не так. Теоретически принято считать, что подвод тепла осуществляется при постоянном давлении. В реальности оно немного падает из-за потерь (проблема несовершенства конструкции).

Турбина — устройство, превращающее часть энергии газа после камеры сгорания в энергию привода компрессора. Так как турбины используются не только в авиации, можно дать более общее определение: это устройство, преобразующее внутреннюю энергию рабочего тела (в нашем случае рабочее тело — это газ) в механическую работу на валу. Как вы могли понять, турбина и компрессор находятся на одном валу и жестко связаны между собой. Если в компрессоре происходит повышение давления газа, то в турбине, наоборот, понижение, то есть газ расширяется.

Сопло — суживающийся канал, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую (оставшийся запас энергии газа после турбины). Как и в турбине, в сопле происходит расширение газа. Образуется струя, которая, вытекая из сопла, движет самолёт.

С основными элементами разобрались. Но все равно не очень понятно как оно работает? Тогда давайте ещё раз и коротко.

Воздух из атмосферы попадает во входное устройство, где немного сжимается и поступает в компрессор. В компрессоре давление воздуха растёт ещё сильнее, растёт и температура. После компрессора воздух поступает в камеру сгорания и, смешиваясь там с топливом, воспламеняется, что приводит к сильному возрастанию температуры, при, можно сказать, постоянном давлении. После камеры сгорания горячий сжатый газ попадает в турбину. Часть энергии газа расходуется на вращение компрессора турбиной (чтобы он мог выполнять свою функцию, описанную выше), другая часть энергии расходуется на, нужное нам, движение самолёта, из-за того, что газ, пройдя турбину, превращается в реактивную струю в сопле и вырывается из него (сопла) в атмосферу. На этом цикл завершается. Конечно, в реальности все процессы цикла проходят непрерывно.

Такой цикл называется циклом Брайтона, или термодинамическим циклом с непрерывным характером рабочего процесса и подводом тепла при постоянном давлении. По такому циклу работают все ГТД.

Цикл Брайтона в P-V координатах

Н-В — процесс сжатия во входном устройстве
В-К — процесс сжатия в компрессоре
К-Г — изобарический подвод тепла
Г-Т — процесс расширения газа в турбине
Г-С — процесс расширения газа в сопле
С-Н — изобарический отвод тепла в атмосферу

Схематичная конструкция турбореактивного двигателя, где 0-0 — ось двигателя

ТРД может иметь и два вала. В таком случае компрессор состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД), а подвод работы будут осуществлять турбина низкого давления (ТНД) и турбина высокого давления (ТВД) соответственно. Такая схема более выгодная газодинамически.

Реальный двигатель такого вида в разрезе

Мы рассмотрели принцип работы самой простой схемы авиационного газотурбинного двигателя. Естественно, на современных «Эйрбасах и Боингах» устанавливаются ТРДД, конструкция которых заметно сложнее, но работает все по таким же законам. Давайте рассмотрим их.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

ТРДД, прежде всего, отличается от ТРД тем, что имеет два контура: внешний и внутренний. Внутренний контур содержит в себе то же самое, что и ТРД: компрессор (разделенный на КНД и КВД), камеру сгорания, турбину (разделенную на ТВД и ТНД) и сопло. Внешний контур представляет собой канал, с соплом в конце. В нем нет ни камеры сгорания, ни турбины. Перед обоими контурами (сразу после входного устройства двигателя) стоит ступень компрессора, работающая на оба контура.
Не очень понятная картина выходит, да? Давайте разберемся как оно работает.

Схематичная конструкция двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя

Воздух, попадающий в двигатель, пройдя через первую ступень компрессора низкого давления, разбивается на два потока. Одна часть воздуха идет по внутреннему контуру, где происходят те же процессы, которые были описаны, когда мы разбирали ТРД. Вторая часть воздуха попадает во внешний контур, получив энергию от первой ступени КНД (та, которая работает на два контура). Во внешнем контуре энергия воздуха тратится только на преодоление гидравлических потерь (за счёт трения). В конце этот воздух попадает в сопло внешнего контура, создавая огромную тягу. Тяга, созданная внешним контуром, может составлять 80% тяги всего двигателя.

Одной из важнейших характеристик ТРДД является степень двухконтурности. Степень двухконтурности — это отношение расхода воздуха во внешнем контуре, к расходу воздуха во внутреннем контуре. Это число может быть как больше, так и меньше единицы. На современных двигателях это число переступает за значение в 12 единиц.
Двигатели, степень двухконтурности которых больше двух, принято называть турбовентиляторными, а первую ступень компрессора (ту, что работает на оба контура) вентилятором.

ТРДД самолета Boeing 757-200. На переднем плане видно входное устройство и вентилятор

На некоторых двигателях вентилятор приводится в движение отдельной турбиной, которая ставится ближе всего к соплу внутреннего контура. Тогда двигатель получается трехвальным. Например, по такой схеме выполнены двигатели Rolls Royce RB211 (устанавливались на L1011, B747, B757, B767), Д-18Т (Ан-124), Д-36 (Як-42)

Д-18Т в разрезе изнутри

Главное достоинство ТРДД заключается в возможности создания большой тяги и хорошей экономичности, по сравнению с ТРД.

На этом я хотел бы закончить про ТРДД и перейти к следующему виду двигателей — ТВД.

Турбовинтовые двигатели

Турбовинтовой двигатель, как и турбореактивный, относится к газотурбинным двигателям. И работает он почти как турбореактивный. Элементарный турбовинтовой двигатель состоит из уже знакомых нам элементов: компрессора, камеры сгорания, турбины и сопла. К ним добавляются редуктор и винт.

Принцип работы работы такой же, как у турбореактивного, с разницей в том, что практически вся энергия газа расходуется на турбине на вращение компрессора и на вращение винта через редуктор (здесь винт и редуктор находятся на одном валу с компрессором). Винт создаёт основную долю тяги. Оставшаяся, после турбины, часть энергии направляется в сопло, образуя реактивную тягу, но она мала, может составлять десятую часть от общей. Редуктор в этой схеме нужен для того, чтобы понизить обороты и передать момент, так как турбина может вращаться с очень высокой частотой, например, 10000 оборотов в минуту, а винту нужно только 1500. И винт достаточно тяжелый.

Схематичная конструкция ТВД

Но бывает и другая схема турбовинтовых двигателей: со свободной турбиной.
Её суть в том, что за обычной турбиной компрессора ставится отдельная турбина, которая механически не связана с турбиной компрессора. Такая турбина называется свободной. Связь между турбиной компрессора и свободной турбиной только газодинамическая. От свободной турбины идёт отдельный вал, на который устанавливаются редуктор с винтом. Все остальное работает так же, как и в первом случае. Большинство современных двигателей выполняют именно по такой схеме. Одним из плюсов такой схемы является возможность использования двигателя на земле, как вспомогательную силовую установку (ВСУ), не приводя винт в движение.

Схематичная конструкция ТВД со свободной турбиной

Хочу отметить, что не нужно смотреть на турбовинтовые двигатели как на малоэффективный пережиток прошлого. Я несколько раз слышал такие высказывания, но они неверны. Турбовинтовой двигатель в некоторых случаях обладает наивысшим КПД, как правило, на самолетах с не очень большими скоростями (например, на 500 км/ч), притом, самолет может быть внушительных размеров. В таком случае, турбовинтовой двигатель может быть в разы выгоднее, рассмотренного ранее, турбореактивного двигателя.

На этом про турбовинтовые двигатели можно заканчивать. Мы потихоньку подошли к понятию турбовального двигателя.

Турбовальный двигатель

Должно быть, большинство читателей здесь вообще впервые слышат такое название. Такой тип двигателей устанавливается на вертолёты.
Турбовальный двигатель очень схож с турбовинтовым двигателем со свободной турбиной. Он также состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины компрессора, далее идёт свободная турбина, связанная со всем предыдущем только газодинамически. А вот реактивную тягу такой двигатель не создаёт, реактивного сопла у него нет, только выхлоп. Свободная турбина имеет свой вал, который соединяется к главному редуктору вертолёта (несущего винта). Да, у всех известных мне вертолетов есть такой редуктор, и, как правило, он внушительных размеров. Дело в том, что обороты несущего винта вертолёта очень низкие. Если у самолета, как я писал выше, они могут достигать 1500 об/мин, то у вертолёта, например у Ми-8, всего 193 об/мин.
А обороты двигателя у вертолёта зачастую очень высокие (из-за небольших размеров), и понижать их приходится в сотню и более раз. Бывает такое, что редуктор стоит и на двигателе, и на самом вертолете, например, у Ми-2 и его двигателя ГТД-350.

Схематичная конструкция турбовального двигателя

Двигатель ТВ3-117 от вертолета Ми-8. Справа видны выхлопная труба и приводной вал

Итак, мы рассмотрели четыре типа газотурбинных двигателей. Надеюсь, мой текст был понятен и полезен для вас. Все вопросы и замечания можете писать в комментариях.

Спасибо за внимание

Газотурбинный двигатель самолета. фото. строение. характеристики. — О самолётах и авиастроении

Авиационные газотурбинные двигатели.

На сегодня, авиация фактически на 100% складывается из автомобилей, каковые применяют газотурбинный тип силовой установки. В противном случае говоря – газотурбинные двигатели. Но, не обращая внимания на всю возрастающую популярность авиаперелетов на данный момент, мало кто знает как именно трудится тот жужжащий и свистящий контейнер, что висит под крылом того либо иного самолета.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию горючего в тепловую, методом сжигания, а по окончании — в нужную, механическую. Но то, как это происходит, пара отличается. В обоих двигателях происходит 4 главных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выброс.

Т.е. в любом случае в двигатель сперва входит воздушное пространство (с атмосферы) и горючее (из баков), потом воздушное пространство сжимается и в него впрыскивается горючее, по окончании чего смесь воспламеняется, почему существенно расширяется, и в итоге выбрасывается в воздух. Из всех этих действий выдает энергию только расширение, все остальные нужны для обеспечения этого действия.

А сейчас в чем отличие. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят неизменно и в один момент, но в различных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в различный момент времени и попеременно. К тому же, чем более сжат воздушное пространство, тем громадную энергию возможно взять при сгорании, а на сегодня степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в ходе прохода через двигатель воздушное пространство значительно уменьшается в количестве, а соответственно увеличивает собственный давление в 35-40 раз.

Для сравнения в поршневых двигателях данный показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и идеальных примерах. Соответственно имея размеры и равный вес газотурбинный двигатель значительно более замечательный, да и коэффициент нужного действия у него выше. Как раз этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации Сейчас.

А сейчас подробней о конструкции. Четыре перечисленных выше процесса происходят в двигателе, что изображен на упрощенной схеме под номерами:

• забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
• сжатие – 2 (компрессор)
• воспламенение и смешивание – 3 (камера сгорания)
•  выброс – 5 (выхлопное сопло)
• Таинственная секция под номером 4 именуется турбиной. Это обязательный атрибут любого газотурбинного двигателя, ее назначение – получение энергии от газов, каковые выходят по окончании камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), что и приводит в воздействие.

Так получается замкнутый цикл. Воздушное пространство входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, каковые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая возможно использована различными методами.

В зависимости от метода предстоящего применения данной энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

• турбореактивные
• турбовинтовые
• турбовентиляторные
• турбовальные

Двигатель, изображенный на схеме выше, есть турбореактивным. Возможно сообщить «чистым» газотурбинным, поскольку газы по окончании прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и так толкают самолет вперед. Такие двигатели на данный момент употребляются по большей части на скоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще именуется турбиной низкого давления, складывающуюся из одного либо нескольких последовательностей лопаток, каковые отбирают оставшуюся по окончании турбины компрессора энергию у газов и так вращает воздушный винт, что может находится как спереди так и позади двигателя. По окончании второй секции турбины, отработанные газы выходят практически уже самотеком, не имея фактически никакой энергии, исходя из этого для их вывода употребляются легко выхлопные трубы. Подобные двигатели употребляются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, лишь вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, исходя из этого такие двигатели кроме этого имеют выхлопное сопло. Но главное отличие пребывает в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, что закрыт в кожух.

Потому таковой двигатель еще именуется двуконтурным, поскольку воздушное пространство проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, что нужен только для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют достаточно «пухлую» форму. Как раз такие двигатели используются на большинстве современных самолётов, потому, что являются самые экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и действенными при полетах на высотах выше 7000-8000м и впредь до 12000-13000м.

Турбовальные двигатели фактически аналогичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, что соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в воздействие полностью что угодно. Такие двигатели употребляются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в воздействие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки на данный момент имеют кроме того танки – Т-80 и американский «Абрамс». 

Газотурбинные двигатели имеют классификацию кроме этого по вторым показателям:

• по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
•  по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
• по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
• по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
• по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором взял широкое использование. При трудящемся двигателе идет постоянный процесс. Воздушное пространство проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор.

После этого он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается кроме этого горючее, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины увеличиваются и приводят ее во вращение.

Потом газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Большая температура имеет место и на воде камеры сгорания.

турбина и Компрессор расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздушное пространство. В современных реактивных двигателях рабочая температура может быть больше температуру плавления сплавов рабочих лопаток приблизительно на 1000 °С.

Совокупность охлаждения подробностей выбор и турбины жаропрочных и жаростойких деталей двигателя — одни из основных неприятностей при конструировании реактивных двигателей всех типов, среди них и турбореактивных.

Изюминкой турбореактивных двигателей с центробежным компрессором есть конструкция компрессоров. Принцип работы аналогичных двигателей подобен двигателям с осевым компрессором.

Газотурбинный двигатель. Видео.

Нужные статьи по теме.

• обработка и Сбор информации в совокупностях газотурбинных двигателей 
• Разработка ГТД, история
• Надежность САУ и ГТД
• Способы управления ГТД
• Управление на режимах работы ГТД
• Черта запаса ГДУ ВЗ
• Инвариантная совокупность управления ГТД
• Выбор черт канала ГТД
• Регулирование температуры газа в ГТД
• динамическая точность и Устойчивость устройства ГТД
• Увеличение надежности ГТД
• Формирование управляющих сигналов ГТД
• Этап конструирования ГТД современность
• Двухканальное построение цифровых совокупностей ГТД
• Гидромеханические регуляторы ГТД
• Регулятор частоты вращения ГТД
• Совокупности управления на элементах струйной техники ГТД
• Струйный регулятор компрессора ГТД
• Что СТП обязана снабжать (ГТД)
• Центробежные насосы (ГТД)
• Топливопитание двигателя с ФКС
• Производительность НВД
• Уровень качества горючего в СТП
• Совокупности ГТД для «электрического» самолета
• «Электрический» ГТД
• Функции САУ ЭГТД
• Способы обеспечения надежности электроприводной СТП
• Подача масла (Газотурбинный двигатель)
• Совокупности управления ТРДЦ.  Надежность САУ
• Совокупности управления ТРДЦФ
• Каналы регулирования в ГТД
• Шестеренный насос НВД
• Варианты построения САУ
• Совокупности управления вертолетными двигателями
• Функции современных САУ ТВГТД
• Совокупности управления ВГТД
• Двухвальный ВГТД
• Вспомогательный ГТД
• Совокупности управления сверхзвуковыми воздухозаборниками
• Перемещение клина СВЗ
• Совокупности защиты двигателя от помпажа
• Математическое моделирование газотурбинного двигателя
• Динамическая поузловая математическая модель двигателя
• Проведение стендовых опробований ГТД
• Характеристики топливной совокупности ГТД. Регуляторы двигателя.
• Опробования САУ на двигательных стендах
• Проверка исполнения функций САУ
• Опробования электронных регуляторов САУ ГТД
• Опробования электронных совокупностей ГТД
• Действие влажности на ГТД
• Частотные входы у ГТД
• Метрологические характеристики ИК

Ещё агрегаты и узлы

Турбореактивный двигатель

Увлекательные записи:

• Авиакомпания якутия. официальный сайт. r3. syl. як.
• Индикативное состояние пилота. виртуальное состояние пилота.
• Антонов ан-10. фото, история, характеристики самолета

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:

• Окно в будущее. атомный самолет будущего

  Неприятность применения ядерного двигателя на самолете появилась уже пара лет назад. Но ее ответ наталкивается на серьёзные трудности. Как мы знаем, в…

• Туполев ту-123 ястреб. фото, история, характеристики самолета.

  Ту-123 «Ястреб» ? дальний беспилотный сверхзвуковой разведчик разработки КБ Туполева. Его назначение пребывало в ведении радио- и фоторазведки на…

• Антонов ан-22. фото и видео, история, характеристики самолета

  Советскими конструкторами был создан тяжелый грузовой самолет модели Ан-22, что был оснащен турбовинтовыми двигателями. В литературе довольно часто…

• Самолет туполева и-12 (ант-23). фото. история. характеристики.

  И-12, либо ранее именовавшийся АНТ-23, разрабатывался намерено под пушки динамо-реактивного типа производства Л.В. Курчевского. Проектировка началась…

• Самолет су-37. фото. история. характеристики.

  Су-37 – истребитель, применяемый в качестве перехватчика любых воздушных целей независимо от габаритов. Кроме того малозаметные летательные аппараты с…

• Самолет ту-214: фото и видео, схема салона, характеристики

  Ту-214 есть авиалайнером, что обслуживает авиалинии средней дальности. Создана эта модель в конце 80-х годов на постсоветском пространстве в…

как испытывают двигатели для самолетов

Фото: Антон Тушин

От надежной работы авиационных двигателей в любых погодных условиях зависит безопасность полетов. Поэтому прежде чем двигатель будет установлен на самолет, его серьезно испытывают на прочность. Кроме проверки основных характеристик, ресурса и надежности, силовую установку заливают водой, закидывают кусками льда, стреляют в нее тушками птиц и даже засыпают вулканическим пеплом. О некоторых неординарных испытаниях, которые проходят двигатели, прежде чем займут свое место на крыле самолета, – в нашем материале.
 

Крещение льдом 

Одной из проблем, часто приводящей к авариям летательных аппаратов, является обледенение их элементов во время полета. По данным мировой статистики, причиной около 40% авиакатастроф, связанных с климатическими условиями, становится именно обледенение. Оно происходит, когда самолет поднимается на высоту до 5000 м и попадает в холодное облако высокой влажности. Даже при низкой температуре около -40°С такое облако может состоять из жидких капель, которые за минуту способны покрыть поверхности самолета ледяной коркой толщиной от 1 до 6 мм.

Для газотурбинного двигателя основная опасность заключается в пластинах льда, наросших на воздухозаборнике силовой установки. Если противообледенительная система по каким-то причинам не справляется, наросты льда становятся все больше и больше. Набрав критическую массу, они срываются и попадают в двигатель, что может привести к повреждению его лопаток и выключению. Кроме того, обледенению подвержены вентилятор и сами лопатки. Образующийся на них лед может ухудшать характеристики двигателя и мешать полету.

Температура воздуха на разных высотах полета сильно колеблется, поэтому самолет может попасть в условия обледенения даже при плюсовой температуре на земле. И если для планера самолета существуют эффективные системы предупреждения о ледяной проблеме, то обледенение двигателя пилоты часто обнаруживают только по косвенным признакам, и это может быть уже слишком поздно. Поэтому основной выход для конструкторов авиадвигателей – создавать силовые установки, устойчивые к процессам обледенения.

Фото: ЦИАМ

Параметры, которым должна соответствовать двигательная установка воздушного судна, описаны в части 33 Авиационных правил Российской Федерации. Испытания на обледенение двигателя проводятся в специальной установке, оборудованной морозильной камерой и системой подмешивания водяного аэрозоля в воздушный поток, подающийся к двигателю. Это дорогостоящий и довольно трудоемкий процесс, в ходе которого специалисты проверяют все параметры работы установки, а после исследуют двигатель на предмет повреждений.

В России такими испытаниями занимается Научно-испытательный центр Центрального института авиационного моторостроения имени П.И. Баранова (ЦИАМ). Стенды института позволяют проводить сертификационные климатические испытания. Так, новейший российский авиадвигатель ПД-14 прошел здесь испытания классическим обледенением и попаданием льда в 2018 году и подтвердил свое соответствие требованиям Авиационных правил России.

Одно из новых требований для двигателей – испытание ледяными кристаллами. Сталкиваясь в компрессоре двигателя с нагретыми деталями, такие кристаллы прилипают к ним, формируя ледяные наросты. Сложность заключается в том, что кристаллы проникают в глубину двигателя, накапливаются и слипаются на элементах двигателя, не имеющих специальную защиту от обледенения, а после отрыва ледяные наросты повреждают элементы двигателя. В 2020 году специалисты ЦИАМ и «ОДК-Авиадвигатель» разработали методику подтверждения работоспособности двигателя при попадании в условия кристаллического обледенения. В 2021 году методика была проверена при испытаниях двигателя ПД-14 на открытом испытательном стенде ПАО «ОДК-Сатурн» в Полуево, а в 2022 году будет проведено сертификационное испытание.

Тест-драйв на птицестойкость 

Столкновение летательного аппарата с птицами − очень неприятное происшествие, которое при этом случается не так уж и редко. Птица может попасть в двигатель и вывести его из строя, но для современного самолета это не критично – он может лететь, садится и даже взлетать с одним двигателем. Однако, птицы часто летают стаям и, соответственно, пострадать могут сразу все двигатели, что неоднократно приводило к серьезным авариям. Кроме повреждения самой силовой установки, столкновение с птицей может привести к поражению деталями двигателя корпуса самолета, к возгоранию или даже обрыву гондолы.

Испытание авиадвигателей на птицестойкость – обязательное сертификационное требование, которое также предусмотрено в Авиационных правилах. Испытания проводятся на стенде с применением специальной пушки. При этом двигатель выводится в рабочий режим, как правило, взлетный, когда встреча с птицами наиболее опасна. По двигателю производится выстрел тушкой птицы. Чем больше диаметр двигателя, тем больше и тяжелее должна быть птица.

Согласно нормам, испытания с крупной птицей считаются успешными, если разрушения двигателя локализованы. Также двигатели «обстреливаются» мелкими птицами и имитацией стаи птиц. Двигатель ПД-14 для авиалайнера МС-21 успешно выдержал подобный «экзамен» в 2018 году.

По словам испытателей, проверка двигателя на птицестойкость – не самый приятный момент испытаний, ведь для них используются настоящие птицы. По российским требованиям, они должны быть живыми за полчаса до испытаний. Этические дилеммы в этом случае решаются постоянным напоминанием себе о том, что все это делается для безопасности и сохранения жизни людей.

Турбина против вулкана 

Попадание самолета в облако вулканического пепла не часто, но все же встречается в авиационной практике. По статистике, гражданские самолеты попадают в область загрязнения пеплом вулканов в среднем несколько раз в год. В некоторых из этих случаев наблюдалось нарушение работы двигателей, которое могло привести к катастрофам.

Изучение воздействия вулканического пепла на работу авиации активизировалось после 2010 года, когда Европу накрыли облака, вызванные извержением вулкана Эйяфьядлайекюдль. Тогда были отменены десятки тысяч авиарейсов, компании терпели многомиллионные убытки, а после случившегося начались горячие дискуссии о реальном вреде вулканического пепла для авиации. По европейским нормам все новые двигатели с 2015 года должны проходить испытание пеплом вулкана.

ПД-14 в термобарокамере Научно-испытательного центра ЦИАМ

В больших концентрациях вулканический пепел, взвешенный в воздухе, представляет опасность для работы авиадвигателя. Пепел вулкана – это измельченная магма, состоящая из мельчайших частиц твердых горных пород, минералов и стекла. Попадая внутрь, пепел врезается в детали двигателя, а под воздействием высоких температур сплавляется и прилипает к стенкам и деталям, нарушая работу турбин. Это ограничивает потоки воздуха и может привести к потере мощности двигателя. Кроме того, пепел обладает абразивными свойствами и может повреждать поверхности самолета.

Летом этого года газогенератор двигателя ПД-14 был испытан на воздействие вулканического пепла. «Сердце» двигателя целый час подвергалось воздействию агрессивной среды, при этом его характеристики практически не изменились. В качестве «раздражителя» использовался пепел камчатского вулкана Шивелуч. Примечательно, что подобные сертификационные испытания в мире и в России проводились впервые.

Типы и конструкция авиационных газотурбинных двигателей

Конструкция газотурбинных двигателей

В поршневом двигателе функции впуска, сжатия, сгорания и выпуска выполняются в одной и той же камере сгорания. Следовательно, каждый из них должен иметь исключительную занятость камеры во время соответствующей части цикла сгорания. Существенной особенностью газотурбинного двигателя является то, что каждой функции посвящены отдельные разделы, и все функции выполняются одновременно без перерыва.

Типовой газотурбинный двигатель состоит из:

1. Воздухозаборник,
2. Компрессорная секция,
3. Секция сгорания,
4. Турбинная секция,
5. Выхлопная секция,
, смазки, подачи топлива и вспомогательных целей, таких как защита от обледенения, охлаждение и наддув.

Основные компоненты всех газотурбинных двигателей в основном одинаковы; однако номенклатура составных частей различных двигателей, используемых в настоящее время, немного различается из-за различий в терминологии каждого производителя. Эти различия отражены в соответствующих руководствах по техническому обслуживанию. Одним из важнейших факторов, влияющих на конструктивные особенности любого газотурбинного двигателя, является тип компрессора или компрессоров, для которых предназначен двигатель.

Типы газотурбинных двигателей

Турбинные двигатели классифицируются по типу используемых в них компрессоров. Компрессоры бывают трех типов: центробежные, осевые и центробежно-осевые. Сжатие впускного воздуха достигается в центробежном двигателе за счет ускорения воздуха наружу перпендикулярно продольной оси машины. Осевой двигатель сжимает воздух за счет ряда вращающихся и неподвижных аэродинамических профилей, перемещающих воздух параллельно продольной оси. В конструкции с центробежно-осевым потоком используются оба типа компрессоров для достижения желаемой степени сжатия.

Путь, который проходит воздух через двигатель, и то, как вырабатывается мощность, определяют тип двигателя. Четыре типа газотурбинных двигателей используются для приведения в движение самолетов. Это турбореактивный, турбовентиляторный, турбовинтовой и турбовальный.

Турбореактивный двигатель

Термин «турбореактивный двигатель» использовался для описания любого газотурбинного двигателя, используемого в самолетах. По мере развития технологии газовых турбин эти другие типы двигателей были разработаны, чтобы заменить чисто турбореактивные двигатели. Турбореактивный двигатель был впервые разработан в Германии и Англии до Второй мировой войны и является самым простым из всех реактивных двигателей. У ТРД проблемы с шумом и расходом топлива в диапазоне скоростей, на которых летают авиалайнеры (0,8 Маха). Эти двигатели ограничены по дальности и выносливости и сегодня в основном используются в военной авиации.

Турбореактивный двигатель состоит из четырех секций: компрессора, камеры сгорания, турбинной секции и выхлопной. Секция компрессора пропускает входящий воздух с высокой скоростью в камеру сгорания. Камера сгорания содержит впускное отверстие для топлива и воспламенитель для сжигания. Расширяющийся воздух приводит в движение турбину, соединенную валом с компрессором, поддерживая работу двигателя. Ускоренные выхлопные газы двигателя обеспечивают тягу. Это основное применение сжатия воздуха, воспламенения топливно-воздушной смеси, производства энергии для автономной работы двигателя и выхлопа для движения. [Рисунок 1]

Рисунок 1. ТРД

Преимущества ТРД;

• Относительно простая конструкция
• Возможность очень высоких скоростей
• Занимает мало места

Недостатки ТРД;

• Высокий расход топлива
• Громкий
• Плохая производительность на малых скоростях
• Ограниченная дальность и выносливость

Турбореактивный двигатель

Турбовентиляторный двигатель был разработан, чтобы объединить некоторые из лучших характеристик турбореактивного и турбовинтового двигателей. [Рисунок 2] Турбовентиляторные двигатели предназначены для создания дополнительной тяги за счет отклонения вторичного воздушного потока вокруг камеры сгорания.

Рисунок 2. Турбореактивный двигатель

Итак, почти все авиалайнеры используют турбореактивный двигатель. Он был разработан для вращения большого вентилятора или набора вентиляторов в передней части двигателя и обеспечивает около 80 процентов тяги двигателя. Этот двигатель был тише и имел лучший расход топлива в этом диапазоне оборотов. Турбовентиляторные двигатели имеют более одного вала в двигателе; многие из них двухвальные двигатели. Это означает, что есть компрессор и турбина, которая его приводит в движение, и еще один компрессор и турбина, которые его приводят. В этих двигателях с двумя валами используются два золотника (золотник — это компрессор, а вал и турбины — это привод этого компрессора). В двухзолотниковом двигателе есть золотник высокого давления и золотник низкого давления. Золотник низкого давления обычно содержит вентилятор (вентиляторы) и ступени турбины, необходимые для их привода. Золотник высокого давления представляет собой компрессор высокого давления, вал и турбины. Эта катушка составляет ядро ​​​​двигателя, и здесь находится секция сгорания. Золотник высокого давления также называют газогенератором, поскольку он содержит секцию сгорания.

Турбовентиляторные двигатели могут быть с малой двухконтурностью или с высокой степенью двухконтурности. Количество воздуха, проходящего через сердцевину двигателя, определяет степень двухконтурности. Как видно на рисунке, воздух, обычно приводимый в движение вентилятором, не проходит через внутреннее рабочее ядро ​​двигателя. Величина воздушного потока в фунтах/сек от байпаса вентилятора до основного потока двигателя является коэффициентом байпаса.

Некоторые турбовентиляторные двигатели с малой двухконтурностью используются в диапазонах скоростей свыше 0,8 Маха (военные самолеты). В этих двигателях используются форсажные камеры или форсажные камеры для увеличения тяги. Добавляя больше топливных форсунок и держатель пламени в выхлопную систему, можно распылять и сжигать дополнительное топливо, что может дать значительное увеличение тяги на короткое время.

В турбовентиляторных двигателях используются две разные конструкции выхлопных патрубков. Воздух, выходящий из вентилятора, может быть направлен за борт через отдельное сопло вентилятора [Рисунок 2] или может быть направлен вдоль внешнего корпуса базового двигателя для выпуска через смешанное сопло (выхлоп ядра и вентилятора вместе). Вентиляторный воздух либо смешивается с отработавшими газами перед выбросом (смесительное или общее сопло), либо поступает непосредственно в атмосферу без предварительного смешения (раздельное сопло). Турбореактивные двигатели являются наиболее широко используемыми газотурбинными двигателями для воздушных транспортных самолетов. ТРДД представляет собой компромисс между хорошей эксплуатационной эффективностью и высокой тягой турбовинтового двигателя и высокой скоростью и высотностью турбореактивного двигателя.

Преимущества ТРДД;

• Топливная экономичность
• Тише турбореактивных двигателей
• Выглядят потрясающе

Недостатки ТРДД;

• Heavier than turbojets
• Larger frontal area than turbojets
• Inefficient at very high altitudes

Turboprop

Between 1939 and 1942, a Hungarian designer, Gyorgy Jendrassik designed the first turboprop engine. Однако эта конструкция не была реализована в реальном самолете до тех пор, пока Rolls Royce не переоборудовал Derwint II в RB50 Trent, который поднялся в воздух 20 сентября 1919 года.45 как первый турбовинтовой реактивный двигатель.

Турбовинтовой (ТРД) двигатель представляет собой комбинацию газотурбинного двигателя, редуктора и воздушного винта. [Рисунок 3] Турбовинтовые двигатели — это, по сути, газотурбинные двигатели, которые имеют компрессор, камеру (камеры) сгорания, турбину и выхлопное сопло (газогенератор), все из которых работают так же, как и любой другой газовый двигатель. Однако разница в том, что турбина турбовинтового двигателя обычно имеет дополнительные ступени для извлечения энергии для привода воздушного винта. Помимо работы компрессора и вспомогательного оборудования, турбовинтовая турбина передает увеличенную мощность вперед через вал и зубчатую передачу для привода гребного винта. Повышенная мощность создается выхлопными газами, проходящими через дополнительные ступени турбины.

Рис. 3. Турбовинтовой двигатель PT6

Турбовинтовой двигатель представляет собой газотурбинный двигатель, приводящий в движение воздушный винт через редуктор. Выхлопные газы приводят в действие силовую турбину, соединенную валом, который приводит в движение узел редуктора. Понижающая передача необходима в турбовинтовых двигателях, потому что оптимальные характеристики воздушного винта достигаются на гораздо более низких скоростях, чем рабочие обороты двигателя. Турбовинтовые двигатели представляют собой компромисс между турбореактивными двигателями и поршневыми силовыми установками. Турбовинтовые двигатели наиболее эффективны на скорости от 250 до 400 миль в час и на высоте от 18 000 до 30 000 футов. Они также хорошо работают на низких скоростях полета, необходимых для взлета и посадки, и экономят топливо. Минимальный удельный расход топлива турбовинтового двигателя обычно достигается в диапазоне высот от 25 000 футов до тропопаузы. Приблизительно 80–85 % энергии, развиваемой газотурбинным двигателем, используется для привода гребного винта. Остальная часть доступной энергии выходит из выхлопа в виде тяги. Если сложить мощность, развиваемую валом двигателя, и мощность выходной тяги, то получится эквивалентная мощность на валу. [Рисунок 4]

Рис. 4. Турбовинтовой двигатель

В некоторых двигателях используется многороторная турбина с соосными валами для независимого привода компрессора и воздушного винта. Хотя на этой иллюстрации используются три турбины, целых пять ступеней турбины используются для приведения в действие двух элементов ротора, воздушного винта и вспомогательного оборудования.

Выхлопные газы также способствуют выходной мощности двигателя за счет создания тяги, хотя количество энергии, доступной для тяги, значительно снижается. Используются два основных типа турбовинтовых двигателей: фиксированная турбина и свободная турбина. Неподвижная турбина имеет механическую связь от газогенератора (ГТД) к редуктору и гребному винту. Свободная турбина имеет только воздушную связь от газогенератора к силовым турбинам. Механической связи от воздушного винта к газотурбинному двигателю (газогенератору) нет.

Поскольку основные компоненты обычных газотурбинных и турбовинтовых двигателей незначительно отличаются только конструктивными особенностями, должно быть довольно просто применить полученные знания об основах газовой турбины к турбовинтовым двигателям.

Типовой турбовинтовой двигатель можно разделить на следующие узлы:

1. Блок силовой части — содержит обычные основные компоненты газотурбинного двигателя (т. е. компрессор, камеру сгорания, турбину и выхлопные секции).
2. Редуктор или редуктор в сборе — содержит секции, уникальные для турбовинтовых конфигураций.
3. Узел крутящего момента — передает крутящий момент от двигателя к коробке передач редуктора.
4. Корпус привода вспомогательных агрегатов в сборе — установлен на нижней части корпуса воздухозаборника компрессора. Он включает в себя необходимые зубчатые передачи для приведения в движение всех вспомогательных агрегатов силовой секции с их правильными оборотами в зависимости от оборотов двигателя.

У каждой системы есть свои преимущества и недостатки, при этом используемая система обычно определяется корпусом самолета.

Преимущества турбовинтового двигателя;

• Очень экономичный
• Наиболее эффективный на средней скорости 250-400 узлов
• Наиболее эффективный на средней высоте 18 000-30 000 футов

Недостатки турбовинтового двигателя;

• Ограниченная скорость полета вперед
• Системы редуктора тяжелые и могут сломаться

Турбовальный двигатель

Четвертый распространенный тип реактивного двигателя — турбовальный. [Рисунок 5] Он передает мощность на вал, который приводит в движение что-то другое, кроме гребного винта. Самая большая разница между турбореактивным и турбовальным двигателем заключается в том, что в турбовальном двигателе большая часть энергии, вырабатываемой расширяющимися газами, используется для привода турбины, а не для создания тяги. Многие вертолеты используют турбовальный газотурбинный двигатель. Кроме того, турбовальные двигатели широко используются в качестве вспомогательных силовых установок на больших самолетах. Первый турбовальный двигатель был построен французской фирмой Turbomeca в 1919 г.49

7 Описание датчиков и отдельных данных. 1 результаты прогнозирования

РИТ авиационного газотурбинного двигателя тесно связана с его состоянием. Для контроля состояния можно использовать несколько видов сигналов, таких как температура, давление, скорость и соотношение воздуха. В этом исследовании 21 датчик был установлен в различных компонентах авиационного двигателя (вентилятор, LPC, HPC, LPT, HPT, камера сгорания и сопло) для контроля состояния двигателя самолета. 21 сенсорный сигнал, как указано в таблице 7.1, был получен от вышеупомянутых сенсоров. Из этих 21 сенсорного сигнала некоторые сигналы содержат мало информации об ухудшении или вообще не имеют ее, в то время как другие содержат довольно много информации, а некоторые сенсорные данные также загрязнены шумами измерений. Чтобы повысить точность и эффективность прогнозирования RUL для прогнозирования состояния авиационного газотурбинного двигателя, необходимо тщательно выбрать важные сенсорные сигналы, чтобы охарактеризовать поведение деградации. Наблюдая за поведением деградации 21 сенсорного сигнала, для этого исследования были выбраны семь (2, 4, 7, 8, 11, 12 и 15). Подробную информацию о скрининге сенсорных сигналов можно найти в Ref. [39].

Таблица 7.1. Aircraft gas turbine engine sensor signals

Рисунок 5. Турбовальный двигатель бортовая вспомогательная силовая установка (ВСУ). ВСУ используется на самолетах с турбинными двигателями для обеспечения электроэнергией и отбора воздуха на земле, а также в качестве резервного генератора в полете. Турбовальные двигатели могут быть самых разных стилей, форм и диапазонов мощности. Преимущества турбовального двигателя; Гораздо более высокое отношение мощности к весу, чем у поршневых двигателей Обычно меньше, чем у поршневых двигателей Недостатки турбовального двигателя; Громкий Системы зубчатых передач, соединенные с валом, могут быть сложными и ломаться СВЯЗАННЫЕ ПОСТЫ газотурбинный двигатель | Британика Заголовок См. все СМИ Связанные темы: газотурбинный двигатель открытого цикла коптильня двигатель с регулируемым циклом Цикл Брайтона удельная мощность См. всю соответствующую информацию → газотурбинный двигатель , любой двигатель внутреннего сгорания, использующий газ в качестве рабочего тела, используемого для вращения турбины. Этот термин также обычно используется для описания полного двигателя внутреннего сгорания, состоящего как минимум из компрессора, камеры сгорания и турбины. Общие характеристики Полезную работу или тягу можно получить от газотурбинного двигателя. Он может приводить в действие генератор, насос или воздушный винт или, в случае чисто реактивного авиационного двигателя, развивать тягу за счет ускорения потока выхлопных газов турбины через сопло. Большое количество энергии может быть произведено таким двигателем, который при той же мощности намного меньше и легче, чем поршневой двигатель внутреннего сгорания. Поршневые двигатели зависят от движения поршня вверх и вниз, которое затем должно быть преобразовано во вращательное движение с помощью коленчатого вала, тогда как газовая турбина напрямую передает мощность вращения вала. Хотя концептуально газотурбинный двигатель представляет собой простое устройство, компоненты эффективной установки должны быть тщательно спроектированы и изготовлены из дорогостоящих материалов из-за высоких температур и напряжений, возникающих в процессе эксплуатации. Таким образом, установки газотурбинных двигателей обычно ограничиваются крупными установками, где они становятся рентабельными. Циклы газотурбинного двигателя Большинство газовых турбин работают по открытому циклу, в котором воздух забирается из атмосферы, сжимается в центробежном или осевом компрессоре и затем подается в камеру сгорания. Здесь топливо добавляется и сжигается при практически постоянном давлении с частью воздуха. Дополнительный сжатый воздух, который проходит вокруг секции горения, а затем смешивается с очень горячими дымовыми газами, требуется для поддержания достаточно низкой температуры на выходе из камеры сгорания (фактически на входе в турбину), чтобы турбина могла работать непрерывно. Если блок должен производить мощность на валу, продукты сгорания (в основном воздух) расширяются в турбине до атмосферного давления. Большая часть мощности турбины требуется для работы компрессора; только остаток доступен для подачи работы вала к генератору, насосу или другому устройству. В реактивном двигателе турбина спроектирована так, чтобы обеспечить мощность, достаточную для привода компрессора и вспомогательных устройств. Затем поток газа выходит из турбины при промежуточном давлении (выше местного атмосферного давления) и подается через сопло для создания тяги. Сначала рассматривается идеализированный газотурбинный двигатель, работающий без потерь по этому простому циклу Брайтона. Если, например, воздух поступает в компрессор при температуре 15 ° C и атмосферном давлении и сжимается до одного мегапаскаля, он затем поглощает тепло от топлива при постоянном давлении до тех пор, пока температура не достигнет 1100 ° C, прежде чем расширяться через турбину обратно в атмосферное. давление. Для этого идеализированного устройства потребуется мощность турбины 1,68 киловатта на каждый киловатт полезной мощности, при этом 0,68 киловатта поглощается для привода компрессора. Тепловой КПД агрегата (чистая произведенная работа, деленная на энергию, добавленную за счет топлива) составит 48 процентов. Викторина «Британника» Энергия и ископаемое топливо От ископаемого топлива и солнечной энергии до электрических чудес Томаса Эдисона и Николы Теслы — мир живет за счет энергии. Используйте свои природные ресурсы и проверьте свои знания об энергии в этой викторине. Фактическая производительность простого открытого цикла Если для агрегата, работающего в пределах одного и того же давления и температуры, компрессор и турбина имеют КПД только 80% (, т. е. , работа идеального компрессора равна 0,8-кратной фактической работе, а фактическая мощность турбины — 0,8-кратной фактической идеальный выход), ситуация резко меняется, даже если все остальные компоненты остаются идеальными. На каждый произведенный киловатт полезной мощности турбина теперь должна производить 2,71 киловатта, а работа компрессора становится равной 1,71 киловатта. Тепловой КПД падает до 25,9.процент. Это иллюстрирует важность высокоэффективных компрессоров и турбин. Исторически сложилось так, что разработка эффективных компрессоров была труднее, чем эффективные турбины, что задержало разработку газотурбинного двигателя. Современные агрегаты могут иметь КПД компрессора 86–88 процентов и КПД турбины 88–90 процентов при проектных условиях. Эффективность и выходная мощность могут быть увеличены за счет повышения температуры на входе в турбину. Однако все материалы теряют прочность при очень высоких температурах, а поскольку лопатки турбин движутся с высокими скоростями и подвергаются сильным центробежным нагрузкам, температура на входе в турбину выше 1100°C требует специального охлаждения лопаток. Можно показать, что для каждой максимальной температуры на входе в турбину существует оптимальная степень повышения давления. Современные авиационные ГТУ с охлаждением лопаток работают при температуре на входе в турбину выше 1370°С и степени повышения давления около 30:1. Оформите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту. Подпишитесь сейчас Промежуточное охлаждение, подогрев и регенерация В авиационных газотурбинных двигателях необходимо обращать внимание на массу и размер диаметра. Это не позволяет добавлять дополнительное оборудование для повышения производительности. Соответственно, двигатели коммерческих самолетов работают по идеализированному выше простому циклу Брайтона. Эти ограничения не распространяются на стационарные газовые турбины, в которые могут быть добавлены компоненты для повышения эффективности. Улучшения могут включать (1) снижение работы сжатия за счет промежуточного охлаждения, (2) увеличение мощности турбины за счет повторного нагрева после частичного расширения или (3) снижение расхода топлива за счет регенерации. Первое усовершенствование предполагает сжатие воздуха при почти постоянной температуре. Хотя на практике этого достичь невозможно, это можно приблизить к промежуточному охлаждению (, т. е. , сжимая воздух в два или более этапа и охлаждая его водой между этапами до исходной температуры). Охлаждение уменьшает объем обрабатываемого воздуха, а вместе с ним и необходимую работу сжатия. Второе усовершенствование включает повторный нагрев воздуха после частичного расширения через турбину высокого давления во втором наборе камер сгорания перед подачей его в турбину низкого давления для окончательного расширения. Этот процесс аналогичен повторному нагреву, используемому в паровой турбине. Оба подхода требуют значительного дополнительного оборудования и используются реже, чем третье усовершенствование. Здесь горячие выхлопные газы турбины проходят через теплообменник или регенератор для повышения температуры воздуха, выходящего из компрессора перед сгоранием. Это уменьшает количество топлива, необходимое для достижения желаемой температуры на входе в турбину. Однако повышение эффективности связано с большим увеличением первоначальных затрат и будет экономически выгодным только для агрегатов, которые работают почти непрерывно. Газотурбинные двигатели для самолетов — обзор ScienceDirect РегистрацияВход GE изучает варианты силовой установки для самолетов с газовыми турбинами и приходит к выводу, что турбореактивный двигатель предпочтительнее турбовинтового. Из: Gas Turbines, 2008 PlusAdd to Mendeley Desmond E. Winterbone FEng, BSc, PhD, DSc, FIMechE, MSAE, Advanced Thermodynamics for Engineers, 1997 Пример 4: турбина авиационная газовая турбина с изоэнтропическим КПД 85% получает горячий газ из камеры сгорания при давлении 10 бар и температуре 1000°С. Он расширяет это до атмосферного давления 1 бар. Если температура атмосферы 20°С, определить: а) изменение наличия рабочего тела и работу, совершаемую турбиной , если расширение было изэнтропическим . Затем для фактической турбины определите (b) изменение доступности и проделанной работы, (c) изменение доступности окружения и (d) чистую потерю доступности Вселенной (т. е. необратимость). Предположим, что удельная теплоемкость при постоянном давлении, c p = 1,100 кДж/кг K, и что отношение удельных теплоемкостей, κ = 1,35. Посмотреть главуКнига покупок Читать главу полностью URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B9780340676998500041 Jiuping Xu, Lei Xu, в Integrated System Health Management, 2017

40044444444444444444444444444444444444444444444444444444444444444444444444444444444444. 0045

Index	Symbol	Description	Units
1	T2	Total temperature at fan inlet	°R
2	T24	Суммарная температура на выходе ЦНД	°R
3	T30	Суммарная температура на выходе ЦВД	°R
4	T50	Total temperature at LPT outlet	°R
5	P2	Pressure at fan inlet	psia
6	P15	Total Давление в байпас-галстуке	PSIA
7	P30	Общее давление на выпускной клетке HPC	PSIA
8	NF	. 0044	rpm
9	Nc	Physical core speed	rpm
10	Epr	Engine Pressure ratio	−
11	Ps30	Static pressure at HPC outlet	PSIA
12	PHI	Соотношение потока топлива к PS30	PPS/PSI
13	NRF	. Скоро0044	rpm
14	fNR	Corrected core speed	rpm
15	BPRht	Bypass ratio	−
16	carBN	Burner fuel–air ratio	—
17	Bleedp	Bleed Entalpy	—
18	F-DMD	Demed Fear Speed ​​	RPM
19	CNfR-dmd	Demanded corrected fan speed	rpm
20	W31	HPT coolant bleed	lbm/s
21	W32	LPT coolant bleed	фунт/с

°R , температурная шкала Ранкина; фунтов на квадратный дюйм , абсолютные фунты на квадратный дюйм; об/мин , оборотов в минуту; импульсов в секунду импульсов в секунду; фунтов на квадратный дюйм фунтов на квадратный дюйм; lbm/s , масса фунта в секунду.

На основе этих выбранных сенсорных сигналов были собраны сенсорные данные со 100 авиационных газотурбинных двигателей. Циклы каждого авиационного двигателя записывались с момента сбора данных до времени отказа авиационного двигателя, при этом истинным RUL авиационного двигателя были оставшиеся циклы. Первые 80 наборов данных датчиков использовались для обучения моделей DSR, SVM и RNN, и часть этих обучающих данных показана в таблице 7. 2. Последние 20 наборов данных датчиков были выбраны в качестве набора тестовых данных, показанного в таблице 7.3, и использовались для прогнозирования RUL авиационного двигателя, причем эти истинные значения RUL также использовались для проведения сравнения и оценки.

Таблица 7.2. Часть данных тренировочного датчика и соответствующий истинный RUL

93 139643 139644494494494393 139643 139643 139643 8968

№ двигателя.	Sensor index							True RUL
	2	4	7	8	11	12	15
1	549.57	1131.44	139.11	2211.82	45,40	372,15	9,3753	213
2	549.23	1118.22	139.61	2211. 93	36.55	164.55	9.3291	140
3	607.8	1255.38	334.42	2323.91	47.38	521.42	9.2258	134
4	607.39	1251.56	334.91	2323.92	45.44	371.47	9.2169	141
5	607.71	1243.86	335.88	2323.86	41.95	130.48	9.2073	337
6	555.34	1130.96	195.24	2223	36,44	164,22	9.3191	209
7	641,96	641,96	6420043 553.78	2388.01	41.71	183.17	8.3879	142
8	642. 46	1399.74	554.72	2387.98	37.82	131.07	8.4062	255
⋮	……							⋮
80	537.15	1046.75	175.68	1915.17	36.75	164.29	10,9054	284

Таблица 7.3. Двадцать наборов данных тестовых датчиков и соответствующие истинные RUL

№ двигателя.	Sensor index							True RUL
	2	4	7	8	11	12	15
1	605.33	1311.9	394.18	2318.89	47. 42	521.50	8.6735	229
2	536.85	1050.4	175.48	1915.37	41.73	182.84	10.8788	238
3	607.38	1251.31	335.21	2323.98	41.89	130.53	9.1805	254
4	536.81	1048.51	175.52	1915.29	45.13	372.04	10.9181	154
5	604.5	1312.73	394.26	2318.94	44.15	315.49	8.6487	209
6	536.61	1043.49	175.7	1915.4	36.61	164.82	10.8712	190
7	536.22	1049. 95	175.93	1915.16	47.53	521.41	10.9118	145
8	536.69	1049.83	175.72	1915.15	44.46	315.50	10.8939	204
9	549.22	1117.36	138.22	2211.88	41.76	182.78	9.3481	170
10	607.95	1257.83	335.12	2323.99	41.88	183.55	9.2579	175
11	607.46	1249.82	334.96	2323.92	44.24	315.52	9.2305	225
12	549.54		12	549.54			549.54			549.54			549. 54			549,54		12	549,54		0044	139.12	2212.03	45.21	372.08	9.3592	235
13	555.42	1120.64	195.09	2222.91	36.50	164.92	9.2745	249
14	536.91	1050	176.05	1915.12	36.70	164.32	10.945	192
15	549.73	1126.21	138.61	2211.83	41.92	130.33	9.3685	186
16	604.52	1301.44	394.61	2318.93	41.85	131.31	8.6476	128
17	555.26	1119.84	194.76	2223. 02	41.91	130.87	9.2915	174
18	549.42	1135.99	139.45	2211.72	44.38	314.29	9.3726	228
19	536.32	1053.89	175.77	1915.28	44.43	315.28	10.8831	225
20	549.58	1119.72	138.9	2211.93	9.3707	36.64	164.76	284

To train the DSR, SVM, RNN, the sensor data from the training data sets were chosen as the input data, and the corresponding true RUL данные были выбраны в качестве соответствующих моделей целевых значений. Затем были инициализированы значения параметров для трех отдельных прогностических моделей и рассчитана ошибка между выходными значениями и целевыми значениями. Если ошибка была меньше заданного порогового значения, то эффективность алгоритма прогнозирования оценивалась как хорошая; если нет, соответствующие значения параметров были скорректированы. На этапе тестирования данные датчиков из наборов тестовых данных вводились в обученные модели DSR, SVM, RNN, и соответственно рассчитывались соответствующие прогностические значения RUL для каждого отдельного алгоритма прогностики. Три прогностических результата для трех отдельных алгоритмов прогнозирования, полученные с помощью программного обеспечения Matlab, показаны в таблице 7.4.

Таблица 7.4. Результаты индивидуальной прогностики и прогностики слияния

.0043 143.682 93 228.142 9004 162.240

Тест №.	Prognostic method				True RUL
	DSR	SVM	RNN	Fusion prognostics
1	258. 715	202.861	192.151	214.052	229
2	250.473	198.451	250.458	232.834	238
3	260.473	188.451	219.652	220.392	254
4	181.943	129.782	132.286	145.139	154
5	230.982	152.521	179.324	184.398	209
6	236.004	164.048	147.341	177.342	190
7	168.009	117.584	126.329	134.796	145
8	232.684	176.384	159.069	185.147	204
9	201.942	135.809	145. 328	157.630	170
10	201.109994949
10	201.10999494999
10	201.10999494999
10	201.10999494999
10	201.1094
10	201.1094
148.728	161.388	175
11	201.304	240.548	198.319	213.476	225
12	275.897	218.157	200.451	227.165	235
13	274.107	231.341	204.045	232.537	249
14	153.208	159.512	176.203	192
15	201.341	158.452	160.691	171.085	186
16	152. 482	112.051	117.149	125.113	128
17	201.902	150,971	143.961	162.240	174
174
162.240	174
0042	18	259.421	190.106	204.021	214.298	228
19	254.013	188.146	190.613	207.172	225
20	301.452	249.314	259.105	267.400	284

Посмотреть главуКнига покупок780128122075000079

А.М.Ю. Razak, in Modern Gas Turbine Systems, 2013

11.10.3 Турбовинтовые или пропеллерные газотурбинные двигатели

Прежде чем завершить этот раздел, посвященный авиационным газотурбинным установкам, следует упомянуть турбовинтовой двигатель, который схематично показан на рис. 11.34. Здесь двигатель вырабатывает мощность на валу, которая используется для привода гребного винта для создания тяги. Анализ производительности в расчетной точке очень похож на анализ, рассмотренный выше для силового цикла на валу. Однако турбовинтовые двигатели производят небольшую, но значительную реактивную тягу, а величина реактивной тяги определяется соотношением давлений, разделенным между секцией турбины и соплом. Увеличение реактивной тяги приводит к облегчению турбины, но увеличивает пфк . Такая оптимизация зависит от диапазона самолетов, в которых используются такие двигатели, при этом ближнемагистральные самолеты ориентированы на более высокую реактивную тягу. Турбовинтовые двигатели используются для питания низкоскоростных самолетов, где их тяговая эффективность выше, чем у турбовентиляторных или турбореактивных двигателей. Редуктор также используется для уменьшения скорости вращения вала газовой турбины, подходящей для воздушного винта.

11.34. Схематическое изображение турбовинтового или турбовинтового двигателя.

Просмотр главыКнига покупок

Читать главу полностью

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B9781845697280500112

R.J. Miller, in Comprehensive Composite Materials, 2000

6.10.1 Введение

Фактические и потенциальные применения композитов в газотурбинных двигателях коммерческих и военных самолетов варьируются от низкотемпературных компонентов из графита/композита с полимерной матрицей (PMC) в передней части двигателя. , таких как лопасти вентилятора, лопасти, стойки и корпуса, до высокотемпературной турбины из композита с керамической матрицей (CMC), камеры сгорания, форсунки и компонентов сопла. В этой главе будут рассмотрены подходы к проектированию ОМЦ, хотя во многих случаях аналогичные подходы применимы и к ЧВК.

Большинство КМЦ в их «первичном» состоянии проявляют более высокие удельные механические свойства, чем металлы, при температурах выше 1600°F, но КМЦ подвержены долгосрочному ухудшению свойств. Деградация свойств происходит в результате механических (статических, малоцикловой усталости (LCF), многоцикловой усталости (HCF), ударных и термических (установившихся, переходных) нагрузок в сочетании с химическими и экологическими нагрузками (влага, соляной туман, температура, воздух, давление, поток) воздействие. Количественная оценка их синергетического воздействия на долговременные свойства композитов является ключом к проектированию легких прочных композитных компонентов. Без этих знаний проектировщик должен прибегать к ультраконсерватизму в процессе проектирования, чтобы гарантировать, что несущие способности конструкции компонент соответствует предполагаемому сроку службы компонента.Хотя безопасность полета является основной задачей при проектировании конструкционных композитов для применения в авиадвигателях, финансовые обязательства, возникающие в результате преждевременного отказа компонента, могут быть серьезными и должны учитываться в процесс проектирования

Типичные двигатели истребителя и большого транспортного самолета показаны на рисунках 1 и 2 соответственно. На рис. 1 показан двигатель, типичный для истребителей F-15 и F-16. На рис. 2 показан типичный двигатель, используемый в больших коммерческих самолетах, таких как коммерческие самолеты Boeing 777 и Airbus A330. Как показано, диаметр входного отверстия двигателя коммерческого самолета почти в два раза больше, чем у двигателя военного самолета. Диаметр впускного отверстия газотурбинных двигателей больших коммерческих самолетов может превышать 275 см. Еще одним важным отличием газотурбинных двигателей истребителей от гражданских самолетов является степень двухконтурности. Коэффициент двухконтурности представляет собой отношение массового расхода входящего воздуха, проходящего в обход компрессора высокого давления и проходящего через воздуховод вентилятора, к массовому расходу воздуха, проходящего через компрессор высокого давления. Двигатель коммерческого самолета имеет высокую степень двухконтурности, то есть большой процент воздуха, поступающего от вентилятора, обходит компрессор высокого давления, обеспечивая значительную тягу двигателя. Двигатель истребителя имеет малую степень двухконтурности и получает основную тягу от воздуха, выходящего через сопло. Коэффициент двухконтурности для газотурбинных двигателей больших коммерческих самолетов обычно больше пяти, тогда как для газотурбинных двигателей истребителей он обычно меньше единицы. Двигатель истребителя содержит форсажную камеру, которая может обеспечить дополнительную тягу при воспламенении топлива в форсажной камере. Компоненты сопла подвергаются экстремальным температурам во время работы усилителя. На рис. 3 показан двигатель, работающий в режиме форсирования на испытательном стенде двигателя. Обычно аугментор используется только в течение коротких периодов времени, когда требуется дополнительная тяга, например, запуск авианосца, крутой подъем или боевые маневры.

Рис. 1. Военный газотурбинный двигатель PW 229.

Рис. 2. Коммерческий газотурбинный двигатель PW 4000.

Рис. 3. Испытание PW 229 при повышенной мощности.

На рис. 4 показаны осесимметричное и прямоугольное сопло на двигателях, работающих в условиях форсирования в испытательной камере. Прямоугольное сопло работает в векторном режиме тяги. Способность изменять вектор тяги улучшает маневренность самолета. Экстремальные температуры горячих газов требуют охлаждающего воздуха для поддержания температуры компонентов в допустимых пределах для металлов. Отвод воздуха для охлаждения приводит к снижению производительности двигателя, поскольку для сгорания доступно меньше воздуха. Следовательно, материалы, которые могут работать при более высоких температурах и сохранять требуемую прочность, жесткость и термические свойства, могут обеспечить повышенную производительность.

Рис. 4. Испытания осесимметричного и прямоугольного патрубков на стенде.

Хотя в настоящее время сверхзвуковые коммерческие транспортные средства не производятся, преимущества сокращения времени в пути остаются очевидными. Нынешний сверхзвуковой гражданский транспорт Concorde не соответствует экологическим нормам, установленным для будущего производства коммерческого транспорта. CMC могут быть пригодным материалом для компонентов камеры сгорания и сопла любых будущих сверхзвуковых силовых установок гражданского транспорта. Экологические требования по снижению содержания оксидов азота в процессе сжигания до уровней, не наносящих вреда озоновому слою, требуют усовершенствованных конструкций камер сгорания. Высокие температуры компонентов могут потребовать применения CMC для достижения проектных целей. Требования по снижению уровня шума сверхзвуковых самолетов до строгих стандартов, предъявляемых к дозвуковым самолетам, повышают требования к звукопоглощению внутри сопла. Для достижения этой цели могут потребоваться КМЦ с низкой плотностью и высокой термостойкостью. Будущие усилия по разработке сверхзвукового самолета, вероятно, будут зависеть от разработки CMC для двигательной установки.

Компоненты турбины, камеры сгорания и выхлопного сопла военных или будущих сверхзвуковых коммерческих двигателей гражданского транспорта требуют охлаждения для поддержания максимальных рабочих температур компонентов в пределах возможностей металлических конструкций. Потребность в охлаждающем воздухе снижает мощность двигателя. Только керамика, CMC или композиты с углеродной матрицей могут работать при экстремальных температурах, которые эти компоненты испытывают без охлаждающего воздуха. Однако в прошлом конструкторы сталкивались с трудностями при использовании керамики в конструктивных элементах из-за ее низкой ударной вязкости и склонности к хрупкому разрушению. Поэтому КМЦ были разработаны для обеспечения требуемой прочности, не достигаемой в монолитной керамике. Их активно ищут для применения в газотурбинных двигателях для компонентов камеры сгорания, турбины и сопла.

Компоненты сопла CMC представляют значительно меньший риск разработки, чем компоненты камеры сгорания или турбины, что определяется тремя областями: (i) критичность полета, (ii) визуальный осмотр и (iii) ремонт или замена. Таким образом, с 1980-х годов компоненты форсунок обеспечивают большую часть данных о долговечности двигателя и будут продолжать делать это по мере разработки более совершенных CMC. Конструкция компонентов сопла будет подчеркнута в следующих обсуждениях.

Посмотреть главуКнига покупок

Читать главу полностью

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B008042993

88

Паскуале М. Сфорца, в Theory of Aerospace Propulsion (Second Edition), 2017

5 Jet Engine 90. Топливо

Следующие шесть позиций представляют собой керосиновые смеси, используемые в авиационных газотурбинных и прямоточных воздушно-реактивных двигателях. Керосин имеет несколько характеристик, делающих его более привлекательным для таких применений, таких как высокое содержание энергии на единицу объема и низкое давление паров, которые улучшают аэродинамическое сопротивление и высотные характеристики соответственно. Jet A, Jet A-1 и Jet B — это обозначения в США для стандартного реактивного топлива для коммерческих самолетов. Jet A-1 практически эквивалентен Jet A, за исключением более низкой температуры замерзания. Военные топлива США, обозначенные как JP 8 и JP 4 (где JP означает реактивное топливо), по существу эквивалентны Jet A-1 и Jet B соответственно. На международном уровне топливные смеси Jet A-1 и Jet B известны как Avtur и Avtag соответственно. Точно так же топливо для военных реактивных двигателей JP 5 также известно как Avcat, а топлива JP 7 и JP 10 представляют собой специальные смеси керосина, предназначенные для высокопроизводительных самолетов и ракет. Поскольку керосин представляет собой смесь различных нефтепродуктов, приведенные химические формулы являются приблизительными и основаны главным образом на наблюдаемом соотношении водорода и углерода и молекулярной массе смесей.

Как видно из Таблицы 1.1, чистое содержание энергии Q _f всех этих смесей керосина очень похоже, основное различие заключается в физических свойствах, таких как температура замерзания. Jet B имеет более низкую температуру замерзания, чем Jet A-1, что удобно для полетов в стратосфере, где температура обычно составляет около − 57°C. Однако Jet B также имеет более низкую температуру воспламенения, температуру, при которой может произойти мгновенное возгорание при применении источника воспламенения, чем Jet A-1: ​​− 10°C, а не 55°C. Поэтому Jet A-1 вытеснил Jet B в качестве основного топлива, потому что с ним намного безопаснее обращаться. Jet B или JP 4 предназначены для использования только в самых холодных климатических условиях, где их более низкая температура замерзания является важным преимуществом. Точно так же JP 5 смешивается с еще более высокой температурой воспламенения, 62 ° C, чем JP 8, для повышения безопасности в ближнем бою, например, на авианосцах, и используется ВМС США.

Высотные дозвуковые крылатые ракеты большой дальности, такие как крылатая ракета воздушного базирования (ALCM), имеют длительное время полета в стратосфере, поэтому температура замерзания снова является решающим фактором, и JP 10 смешивается с очень низким замерзанием. точка, − 79°С. Смесь JP 7 была разработана не только для использования в качестве топлива, но и для циркуляции в качестве охлаждающей жидкости в конструкции сверхзвукового ( M  = 3,3) самолета Lockheed SR-71 Blackbird, для которого важна высокая теплоемкость. Кроме того, эффекты значительного нагрева от трения при сверхзвуковых скоростях делают температуру замерзания менее критической, а температуру вспышки более критической. Чтобы удовлетворить это требование, JP 7 смешивается с высокой температурой воспламенения, 60°C. Это топливо также использовалось для питания испытательного беспилотного ГПВРД Boeing X-51 Waverider, который поднялся в воздух со скоростью M  = 5,1 для более чем 200 с в 2013 году. Хотя другие виды топлива, перечисленные в таблице 1.1, могут использоваться в реактивных двигателях, керосиновые смеси имеют наилучшие характеристики для аэрокосмических приложений. Однако для скоростей выше примерно M  = 6 керосиновые смеси больше не используются в ГПВРД, и внимание обращается на водород. В 2004 году испытательный беспилотный ГПВРД X-43A, работающий на водороде, пролетел со скоростью M = 9,68 в течение более 10 с.0005

URL: https://www.scienceedirect.com/science/article/pii/b978012809326

14

Arturo Benito, Gustavo Alonso, в энергоэффективности в воздушном транспорте, 2018 9000

9005 9005 9005

9003 9003 4. 44.44.44.44.44.44.4 4.4.4.4.4.4.4.4.4.4.4.4.4.4.4.4. 4.4. 4.4. 4.4. 4.4. 4.4. 4.4. 4.4. 4.4. 4.4. 4.4. Название «керосин» обычно применяется к авиационному топливу, сжигаемому авиационными газотурбинными двигателями, как коммерческими, так и военными, но спецификация керосина может меняться в зависимости от типа применения. Топливо для военного потребления имеет более широкую спецификацию и обозначается буквами JP (реактивное топливо), за которыми следует число от 1 до 10. Гражданский керосин относится к семействам Jet A или Jet B.

Jet B представляет собой смесь керосина и бензина в пропорции 30–70. Он легче, чем Jet A, и с ним сложнее обращаться из-за его высокой воспламеняемости. Он имеет преимущество в очень низкой температуре замерзания — 60 ^o C и похож на военный JP-4. В гражданской сфере используется на Аляске, в Северной Канаде и России, в относительно небольших количествах.

Основным коммерческим керосином является семейство Jet A. Наиболее распространен Джет А-1 с типичной плотностью 0,804 кг/л, удельной энергией 42,8 МДж/кг, температурой вспышки 38 ^o C и температура замерзания — 47 ^o C. Другой вариант, известный только как Jet A, немного тяжелее с плотностью 0,820 кг/л, практически такой же удельной энергией и температурой вспышки и более высокой температурой замерзания − 40 ^o C.

Основное различие заключается в температуре замерзания. Коммерческие самолеты летают на крейсерских высотах, на которых температура наружного воздуха может достигать − 60 ^o C. По мере увеличения дальности полета самолета и увеличения расстояния беспосадочных перелетов время, которое крылья самолета проводят при таких очень низких температурах, увеличивается, и необходимо соблюдать осторожность. следует давать во избежание блокировки замерзшим топливом топливных насосов, подающих керосин к двигателям, и прерывания подачи. Точка замерзания Jet A оказалась слишком высокой для длительных полетов над Северным полюсом и была почти полностью заменена Jet A-1. Сегодня он все еще доступен в США и некоторых местах в Канаде 9.0005

Был проведен высокий уровень исследований и последующих испытаний, чтобы найти альтернативу керосину. Причины разнообразны: во-первых, нефть является невозобновляемым ресурсом и закончится в неизвестном будущем; во-вторых, наличие альтернативного источника может дать авиакомпаниям выбор и получить больше контроля над топливным рынком, чем зависимость от одного поставщика; и, наконец, альтернативное топливо должно быть более экологичным, а его производственный цикл оставлял бы меньший углеродный след, сокращая местные выбросы и выбросы, связанные с изменением климата.

Задача найти нужный товар оказывается чрезвычайно сложной. Ключевым элементом является количество изменений, которые могут потребоваться для нового и другого топлива в системе воздушного транспорта. Конструкции самолетов и аэропортов строятся на бензине, керосине или другом топливе с близкими химическими и механическими свойствами. Отказ от этого предположения приводит к серьезной перестройке всей логистики (транспортировка, распределение, хранение) и, возможно, к новым требованиям к конструкции двигателей и топливных баков. Поскольку архитектура коммерческого самолета является очень интегрированной дисциплиной, такие изменения предполагают полную переработку самолета в другой конструкции, чем сегодняшняя труба с крыльями.

Два основных направления исследований в этой области сосредоточены на производстве жидкости, настолько похожей на ископаемый керосин, которую можно смешивать с ним, сохраняя те же свойства. Термин drop-in описывает этот тип топлива. Второй и относительно новый подход заключается в использовании какого-либо электрического источника энергии, если не для полной замены керосина, то для частичной замены некоторых задач, требующих энергии двигателя в современных самолетах, таких как система кондиционирования воздуха или гидравлические системы. . Вторым шагом будет гибридная концепция, когда самолет будет использовать керосин на фазах полета с высокой мощностью (взлет, начальный набор высоты) и переходить на электричество на фазах малой мощности, таких как крейсерский полет или заход на посадку.

В обоих случаях непосредственными преимуществами будут экологические преимущества, если жизненный цикл альтернативного топлива оставляет меньший углеродный след, чем ископаемый керосин, или потребляемая электроэнергия получается из возобновляемых источников. Гипотетическое энергетическое преимущество в первом случае сомнительно, потому что самолет использует точно такое же количество энергии с той же эффективностью. Наш нынешний опыт показывает небольшое преимущество в мощности нагрева в некоторых тестируемых видах биотоплива, но всегда очень небольшое.

Систематическое использование электричества недостаточно развито, чтобы установить точные цифры. Замена гидравлической и пневматической системы электрическими элементами уменьшит энергию, извлекаемую из двигателей, и, в случае, если она будет лучше, чем энергия, необходимая для транспортировки более крупных аккумуляторов, будет повышена эффективность. Как и во всех случаях сравнения веса и энергии, результат более благоприятен для моделей малого и среднего радиуса действия. Прогресс идет медленно, некоторые программы, первоначально называвшиеся «Все электрические самолеты», переходят на более благоразумное название «Больше электрических самолетов». Некоторые приложения этих технологий уже находятся в коммерческой эксплуатации. Boeing B-787 поступил на вооружение в октябре 2011 года, используя электричество для замены пневматической силовой установки и противообледенительных систем крыла. Производитель заявляет, что экономия топлива может возрасти до 3% за счет меньшего расхода топлива и меньшего веса. Некоторые важные технические проблемы с ионно-литиевыми батареями большой мощности во время первоначального использования, по-видимому, указывают на то, что этой технологии требуется еще некоторое время для созревания.

Электрические двигатели для замены турбинных или гибридных двигателей, представляющих собой комбинацию обеих силовых технологий, являются относительно новыми, поскольку соотношение энергии и веса аккумуляторов еще не достигло значений, необходимых для двигателя коммерческого самолета. Некоторые легкие модели летали с разными силовыми установками: Boeing продемонстрировал в 2008 году 770 кг. Максимальная взлетная масса (MTOM), двухместный самолет Diamond, который летал с водородным топливным элементом вместо поршневого двигателя мощностью 80 л.с. В период 2014–2017 годов Airbus провел испытания 550-килограммового MTOM E-Fan, также двухместного, с двумя электродвигателями, работающими от литий-ионных аккумуляторов. Ни одна из этих программ не была продолжена, но и Airbus, и Boeing поддерживают дополнительные исследования по гибридному региональному авиалайнеру в категории 50–80 мест.

Биокеросин или биотопливо имеют гораздо более техническое определение, основанное на многолетнем автомобильном опыте работы с этанолом, кукурузой и соевым сырьем. Многие авиакомпании выполняли регулярные рейсы на смеси био- и ископаемого керосина без каких-либо инцидентов. С 2011 года существует сертификация, одобренная биокеросином (ASTM D7566), и современные двигатели сертифицированы для использования смеси до 50% заменяемого топлива.

Ключевым моментом является отсутствие экономической целесообразности. Стоимость биокеросина может составлять порядка 200–250 долларов США за эквивалентный баррель, что в 3–4 раза превышает нынешнюю цену ископаемого керосина. Здесь проводится множество исследований по лучшему сырью, двигаясь к маслянистым растениям, не конкурирующим с производством продуктов питания, таким как ятрофа или рыжик, а позже и к микроскопическим водорослям. В любом случае, масштабы производства невелики, и ожидается, что удельная стоимость может улучшиться за счет увеличения объемов производства, но маловероятно, что будет достигнута конкурентоспособная ценовая ситуация на промышленной основе.

Автомобильное топливо имеет обязательный минимальный уровень биокомпонента внутри. Обоснование состоит в том, что экономия CO ₂ в течение жизненного цикла должна иметь свою цену. Если включить цену на углерод, аналогичная процедура регулирования может быть применена к биокеросину, чтобы добиться снижения вклада авиационного сектора в изменение климата. После ратификации Парижского соглашения в ноябре 2015 года, что произошло год спустя, усилилось давление, чтобы включить затраты на выбросы углерода в любую экономическую политику, связанную с энергетикой.

View chapterPurchase book

Read full chapter

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B9780128125816000028

BENJI MARUYAMA, in Comprehensive Composite Materials, 2000

3.27. 3.2.2 Кольцевые роторы компрессора с титановой матрицей 1HPTET

Целью программы IHPTET является удвоение производительности современных авиационных газотурбинных двигателей (Sprague, 1988). Это должно быть достигнуто за счет увеличения тяги и снижения веса двигателя. Базовый двигатель F100 имеет несколько ступеней роторов компрессора, изготовленных из дисков из суперсплава на основе никеля, весом до 123 кг каждый. Путем изменения конструкции ступеней компрессора для использования SiC _f — армированное кольцо TMC со встроенными лопастями вместо диска из жаропрочного сплава, на этапе I IHPTET была достигнута экономия веса одной ступени на 91 кг, или 70% (см. Рисунок 13). Композит (который вставлен в оболочку из титанового сплава) состоял из 35% объемной доли моноволокна Textron SCS-6, армирующего по окружности матрицу из титанового сплава. Кольца для дополнительных ступеней производят Textron, Allison Engine Company и ARC. Это приложение в полной мере использует преимущества TMC: высокая удельная прочность, удельная жесткость, усталостные свойства при повышенных температурах и свойства ползучести в продольном направлении. Ротор компрессора — неотъемлемая часть постоянной работы Rolls Royce-Allison Engine Corp., Индианаполис, Индиана, и General Electric, Цинциннати, Огайо.

Рис. 13. Кольцевой ротор компрессора IHPTET: T1–6A1–4 V. Масса этого компонента снижена на 70 % по сравнению с существующим ротором из суперсплава.

Просмотреть главуКнига покупок

Прочитать главу полностью

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B00804299309

A. W. Джеймс, С. Раджагопалан, в Structural Alloys for Power Plants, 2014

1.6 Ограничения материалов, проблемы и будущие направления

Многие современные материалы, доступные сегодня, были разработаны в ответ на потребности авиационных газовых турбин. Постоянно растущий спрос на повышенную тягу, меньший вес и повышенную эффективность привел к значительным разработкам в области материалов, включая жаропрочные сплавы на основе никеля и кобальта; титановые сплавы; интерметаллические соединения; керамика и композиты с керамической матрицей. Исторически промышленные газовые турбины использовали материалы, разработанные для авиационных турбин, при поиске новых или альтернативных материалов. Суперсплавы на основе никеля являются хорошим примером материалов, переходящих от авиационных к промышленным газовым турбинам. Повышение производительности высокотемпературных компонентов (в частности, вращающихся лопаток турбины) можно частично объяснить разработкой новых составов сплавов и достижениями в области обработки сплавов. Технология литья по выплавляемым моделям прошла путь от обычного равноосного литья через направленное затвердевание до литья монокристаллов. Технология литья продолжает совершенствоваться благодаря внедрению процессов с высоким температурным градиентом, таких как охлаждение жидким металлом (Elliott 9).0276 и др. , 2004). Составы сплавов были адаптированы с учетом достижений в технологии литья, в первую очередь удаления элементов, упрочняющих границы зерен, из сплавов, отлитых в виде монокристаллов.

Однако потребности в материалах для промышленных газовых турбин не всегда хорошо удовлетворяются за счет материалов, полученных в авиационном двигателестроении. Размер компонента является основным отличием. Сплавы, которые можно легко отлить или выковать для изготовления небольших деталей авиационных двигателей, могут оказаться очень сложными или непомерно дорогими в производстве промышленных газовых турбин. Монокристаллы — отличный пример, иллюстрирующий трудности, связанные с переходом материалов из авиационных двигателей. Разработка монокристаллического сплава проводилась компаниями, производящими авиационные двигатели, с акцентом на улучшение характеристик ползучести. Результатом этой разработки стали новые составы сплавов с высоким содержанием рения и рутения (оба до 6%). Хотя такие сплавы обеспечивают желаемые характеристики ползучести, они отличаются доступностью и технологичностью. Дорогие легирующие добавки в сочетании с относительно низкой производительностью отливок делают эти сплавы непомерно дорогими для применения в крупных промышленных газовых турбинах. Кроме того, эти сплавы сочетают механические характеристики с коррозионной стойкостью. Коррозионная стойкость часто имеет первостепенное значение для промышленных газовых турбин, когда они работают на низкокачественном топливе или работают в промышленных зонах с плохими условиями окружающего воздуха.

Еще одним примером сложного перехода от авиационной к промышленной газовой турбине является никелевый сплав для роторных дисков. Несмотря на то, что изготавливать никелевые диски для авиационных двигателей относительно легко, учитывая их небольшой размер, возникают серьезные проблемы при попытке выковать роторный диск из того же материала для наземной турбины. Большой диск авиационного двигателя может иметь входной вес ковки около 500 кг, тогда как входной вес ковки большого диска промышленной газовой турбины может составлять около 4000 кг. Больший диаметр поковки ротора приводит к большему изменению микроструктуры, химического состава и, следовательно, свойств конечного диска.

Некоторые производители промышленных газовых турбин осознали ограничения, присущие авиационным сплавам для применения в промышленных газовых турбинах, и в настоящее время активно разрабатывают новые сплавы, специально адаптированные к требованиям высокотемпературных промышленных газовых турбин. В то время как существует постоянная потребность в передовых материалах и технологиях для повышения эффективности газовых турбин, коммерческие соображения часто требуют использования более дешевых материалов, таких как стали. Хотя стали ограничены их способностью работать при повышенных температурах, их относительно низкая стоимость по-прежнему делает их предпочтительным материалом для многих компонентов газовой турбины. Сегодня более 90% (по массе) промышленной газовой турбины изготавливается из сплавов на основе железа, и вряд ли это изменится в ближайшем будущем.

Материалы с пониженной плотностью имеют очевидное преимущество в авиационных двигателях, где первостепенное значение имеет соотношение мощности и веса. Однако такие материалы также могут сыграть важную роль в крупных промышленных газовых турбинах. Хотя общий вес турбины не имеет большого значения, вес некоторых компонентов может иметь решающее значение. Например, увеличение длины лопасти турбины задней ступени для обеспечения увеличенного массового расхода приводит к очень высоким тяговым нагрузкам на диски. Разработка дисковых насадок, способных выдерживать эти очень высокие нагрузки, является серьезной проблемой. Интерметаллические соединения, такие как алюминиды титана, кажутся очень привлекательными с точки зрения способности работать при высоких температурах, стойкости к окислению, модуля упругости и плотности; однако хрупкость TiAl при температурах ниже примерно 700 °C была основным препятствием для дальнейшего использования этого класса материалов.

Другим классом материалов, привлекших большое внимание, являются композиты с керамической матрицей (CMC), которые состоят из керамических волокон, встроенных в керамическую матрицу. Первоначальной движущей силой разработки CMC было в основном решение проблемы плохих свойств разрушения монолитной керамики. Включение длинных многожильных волокон в матрицу значительно улучшает поведение при разрушении и сопротивление росту трещин.

КМЦ можно условно разделить на два подкласса: оксидно-оксидные и неоксидные КМЦ. Оксидно-оксидные CMC обычно состоят из оксида алюминия ( Al ₂ O ₃ ) или муллитовая (Al ₂ O ₃ -SiO ₂ ) матрица с волокнами того же состава. Неоксидные CMC обычно состоят из матрицы карбида кремния (SiC), армированной волокнами SiC. Хотя КМЦ SiC/SiC обычно обладают лучшими механическими свойствами (например, прочностью и теплопроводностью), они обладают плохой стойкостью к окислению и должны быть защищены защитным покрытием при использовании при высоких температурах. Оксидно-оксидные КМЦ успешно использовались в качестве теплозащитных экранов в таких приложениях, как футеровка камеры сгорания (van Roode, 2008). В частности, гибридный оксид CMC (термически защищенный), разработанный Siemens и Solar Turbines, доказал свою долговечность в газовых турбинах (дорожка 9).0276 и др. , 2007).

Хотя КМЦ рассматриваются как потенциальные высокотемпературные материалы для лопаток турбин, лопаток, футеровки камеры сгорания, переходных каналов и кольцевых сегментов, они еще не нашли широкого применения (Richerson, 2004, 2006). Часть проблемы, связанной с использованием CMC, связана с разработкой руководств по проектированию и проверенных концепций проектирования, которые учитывают значительное несоответствие теплового расширения между металлами и CMC. Другие проблемы включают в себя: высокую стоимость материалов, низкую устойчивость к деформации и предельные напряжения (по сравнению с металлами), отсутствие зрелой отраслевой базы и проверенных инструментов прогнозирования срока службы.

Процесс внедрения нового материала в газовую турбину сложен, и часто между идентификацией потенциального материала и установкой первой детали в двигатель проходит много лет. Должны быть четко определенные деловые и/или технические причины для поддержки введения нового материала. Бизнес-драйверы могут быть такими же простыми, как снижение первоначальных затрат, или они могут быть более сложными и учитывать, например, стратегическое управление цепочками поставок или стратегии ремонта/обслуживания.

С технической точки зрения стимулы для внедрения нового материала часто возникают из-за температурных и/или механических ограничений существующего материала. Однако предстоит преодолеть множество препятствий, прежде чем новый материал поступит в эксплуатацию.

Просмотреть главуКнига покупок

Прочитать главу полностью

URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B97808570₅₀₀₀₁₂

Jiuping Xu, Lei Xu, in20 Integrated System1 Health Management,

2.

2.4 Эмпирическое исследование

В этом разделе предложенная многокритериальная модель выбора оптимизации датчика, ориентированная на ИСГМ, применяется к авиационному газотурбинному двигателю, который имеет встроенную систему управления с регулятором скорости вращения вентилятора и набор регуляторов и ограничителей. Последний состоит из трех регуляторов верхнего предела, которые не позволяют двигателю превысить расчетные пределы основной скорости; степень сжатия двигателя и температура на выходе из турбины высокого давления; ограничительный регулятор, предотвращающий слишком низкое статическое давление на выходе из компрессора высокого давления; и ограничитель ускорения и замедления скорости ядра [40]. В узлах двигателя устанавливаются датчики разных типов для контроля состояния работоспособности АЭ. На рис. 2.4 показаны основные узлы авиационного газотурбинного двигателя.

Датчик авиационного газотурбинного двигателя и информация о режиме неисправности приведены в таблицах 2. 4 и 2.5. Информация о датчике, указанная в таблице 2.4, была взята из спецификаций при покупке, а данные для λi, указанные в таблице 2.5, были получены из исторических данных обучения, которые из-за нехватки места здесь не приводятся.

Таблица 2.4. Доступная информация о датчике

4 4 109043 904 904,4 904,40044

№	Символ датчика	r j	c j	α j	β j	γ j	l j
s 1	Vibration sensor	0.84	57.9	187.26	693.45	10.24	0.55
s 2	Current detection sensor	1. 18	18.5	165.16	762.35	6.00	0.39
s 3	Optical electricity Датчик	1,22	17,1	203,46	646,80	30,95	1,10
S 7 8 4
S 77718 4
S 77718 4
S 77718 4
S 77718 4
S 77718 4
S
S
.0043 Temperature sensor	1.15	41.8	162.76	635.09	2.65	0.77
s 5	Thermistor sensor	0.99	67.5	181.76	813.35	0.71	0.71
s 6	Rate gyroscope sensor	1.28	84. 3	169.07	819.14 ​​	21.63	0.26
s 7	Force-sensitive sensor	1.22	15.3	108.93	825.17	5.98	0.58
s 8	Датчик давления	1,40	41,8	147,88	766,97	8,02	0,57
		0,57
	0,57
	777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777777щей	Tachogenerator	1.39	62.7	148.70	798.37	46.97	0.82
s 10	Revolution speed transducer	0.83	51.4	129.40	732.38	11,53	0,33
с 11	Датчик уровня масла	1,20	866. 20	19.28	0.72
s 12	Burner fuel–air ratio sensor	0.70	48.3	112.21	643.83	244	0.95
s 13	Fuel quantity sensor	1.24	14.9	120.40	695.13	6.76	0.65

Примечание : r _j обозначает интенсивность отказов датчика s _j , единица измерения 10 34 − 5; c _j обозначает стоимость конфигурации датчика для датчика s _j , в денежной единице; α _j обозначает энергию, затраченную на считывание и кодирование 1 b данных датчиком s _j , единицей измерения является нДж/б; β _j обозначает энергию электроники, затраченную на передачу 1 b данных датчиком s _j , единицей измерения также является нДж/b; l _j обозначает расстояние между датчиком s _j и FC в единице измерения м .

Таблица 2.5. Виды отказов и частота возникновения отказов

No.	Failure mode	λ i /10 −3
f 1	Failure in the fuel control system	2.96
f 2	Malfunction in combustor components	4.91
f 3	Too low rotary speed	3.85
f 4	Nonuniform gap between stator and rotor	3.00
f 5	Crack or fracture in turbine blade or fan	1.24
f 6	В целом двигателе.0042	f 8	Malfunction in lubrication system	3. 09
f 9	Fatigue wear in gearbox	1.39

By analyzing the historical data, and comparing Используя аналогичные системные знания, была определена матрица зависимости датчика неисправности для авиационного газотурбинного двигателя и объединена с FMMEA, как показано в таблице 2.6.

Таблица 2.6. Матрица зависимостей датчиков неисправности системы AE

Fault	Sensor
	s 1	s 2	s 3	s 4	s 5	s 6	s 7	s 8	s 9	s 10	s 11	s 12	s 13
f 1	0	0	0	0	0	0	0	0	0	0	1	1	1
f 2	0	0	0	1	1	0	0	0	0	0	0	0	0
f 3	0	0	0	0	0	1	0	0	1	1	0	0	0
f 4	1	1	1	0	0	0	0	0	0	1	0	0	0
f 5	0	0	0	0	0	0	1	1	0	0	0	0	0
f 6	1	0	0	0	0	0	0	0	0	0	0	0	0
f 7	0	0	0	1	1	0	0	0	0	0	1	0	0
f 8	0	0	0	1	1	0	0	0	0	0	1	0	0
f 9	1	0	1	0	0	1	0	0	0	1	0	0	0
. (2.1) для обучения исторических данных, обнаружения неисправностей датчиков ρ ij определяли, как показано в таблице 2.7. Таблица 2.7. Sensor fault detectability ρ ij Fault Sensor s 1 s 2 s 3 с 4 с 5 с 6 s 7 s 8 s 9 s 10 s 11 s 12 s 13 f 1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0. 92 0.83 0.79 f 2 0 0 0 0.88 0.93 0 0 0 0 0 0 0 0 f 3 0 0 0 0 0 0.96 0 0 0.83 0.62 0 0 0 f 4 0.91 0.79 0.73 0 0 0 0 0 0 0.82 0 0 0 f 5 0 0 0 0 0 0 0.65 0.87 0 0 0 0 0 f 6 0. 95 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 010277 2 2 0102777777 .0044 0 0 0 0.84 0 0 0 0 0 0 f 8 0 0 0 0.70 0.81 0 0 0 0 0 0.83 0 0 f 9 0.86 0 0.65 0 0 0.91 0 0 0 0.81 0 0 0 To satisfy the ISHM requirements, the threshold for FIR ϕFI и FAP ϕFA был установлен на уровне 0,98 и 0,02. Кроме того, чтобы избежать ненужных или избыточных датчиков, верхний предел каждого типа датчика был установлен на уровне 90 276 X 90 277 90 318 90 276 j 90 277 90 319 =7. Затем была построена модель выбора оптимизации датчика для авиационного газотурбинного двигателя, ориентированная на ИСГМ, следующим образом: (2.15){minCM=∑j=113cjqj;minCE=∑j=113EjsmaxFDR=∑i=19λi(1−∏j=113rjqjdijρij)∑i=19λis.t.{∑j=113qjdijρij>0,FIR≥0,98 FAP≤0,020≤qj≤7andqjiinteger;i=1,2,…,9;j=1,2,…,13 Для решения модели (2.15) использовалась MOGA со следующими параметрами: N popsize =30, p c =0:6, p m =0:1, I макс. Из-за верхнего предела для каждого типа датчика X j =7, его двоичное число было «111», а размер j -го сегмента кода, x j , был равен 3 на основе шага 1 в разделе 2.2.3.4. Следовательно, длина хромосомы была равна 3×13=39. Для разных лиц, принимающих решения, или даже для одних и тех же лиц, принимающих решения, в разный период предпочтения по разным целям могут различаться, что учитывается в комбинации весовых коэффициентов; то есть, если лицо, принимающее решение, придает больше значения цели, соответствующий весовой коэффициент больше. В таблице 2.8 перечислены пять типичных сценариев для комбинаций весовых коэффициентов. Таблица 2.8. Five typical weight coefficient combinations 1 9 9043 4/30044 Weight w 1 w 2 w 3 Scheme I 0.5 0.5 0 Схема II 0 0 1 Схема III 1/3 Scheme IV 0.1 0.3 0. 6 Scheme V 0.4 0.4 0.2 For the Scheme I weight coefficient combination, decision производители учитывают только затраты на датчики, придавая одинаковое значение затратам на настройку датчиков и затратам на их использование. Для Схемы II лица, принимающие решения, рассматривают только FDR датчика в качестве цели и не учитывают затраты на датчик. Для Схемы III лица, принимающие решения, придают одинаковое значение всем трем целям; а именно, затраты на настройку датчика, затраты на использование датчика и FDR датчика. В Схеме IV лица, принимающие решения, придают большее значение третьей цели, а в Схеме V лица, принимающие решения, больше внимания уделяют первым двум целям. Для каждой схемы комбинации весовых коэффициентов соответствующие результаты оптимизации выбора датчиков были получены с использованием программного обеспечения MOGA в программе Matlab, как показано в таблице 2.9.. Соответствующие значения целевой функции также показаны в таблице 2. 9. Таблица 2.9. Sensor selection schemes and the corresponding objective function values ​​ No. Scheme C M C E FDR I Сенсор с 1 с 4 s 6 s 7 s 11 641.2 89406 0.8527 Number 4 2 2 2 2 II Sensor s 1 s 2 s 3 s 4 … s 12 s 13 4049. 3 659423 0.9999 Number 7 7 7 7 … 7 7 III Sensor s 1 s 3 s 5 s 6 s 8 s 10 s 11 1168.7 159103 0.9893 Номер 5 3 2 3 2 2 4 IV 4 IV 77777777777777777770318 1 s 3 s 5 s 6 s 7 s 8 s 11 1428. 5 206144 0.9925 Number 6 4 3 4 2 3 5 V Sensor s 1 s 4 s 6 s 7 s 10 s 13 839.4 126249 0.9427 Number 4 3 3 2 3 3 Примечание : Единицей для CM является доллар, а для CE — нДж/б. Из Таблицы 2.9 видно, что стоимость (включая C M и C E ) Схемы I самая низкая, что указывает на то, что выбор датчиков Схемы I является наиболее экономически эффективным. Однако FDR в Схеме I также является самым низким, что указывает на то, что Схема I имеет наихудшие характеристики. Наоборот, FDR в Схеме II самый высокий, но затраты (включая CM и CE) также самые высокие, потому что все доступные датчики, включая множество ненужных или непродуктивных датчиков, выбираются для Схемы II, что приводит к более высоким затратам и информации. избыточность. Схемы I и II представляют собой два крайних случая; в сложной аэрокосмической системе необходимо совместно рассматривать затраты и производительность; следовательно, лица, принимающие решения, не выберут ни одну из этих первых двух схем. В схемах III, IV и V три объективные ценности находятся где-то между схемами I и II. Сравнение Схемы III со Схемами IV и V показывает, что затраты и FDR в Схеме IV выше, чем в Схеме V, а три объективных значения в Схеме III находятся между значениями в Схемах IV и V. FDR в Схемах III и IV достаточно высок, чтобы эффективно контролировать состояние системы, а FDR на схеме V не слишком высок и не слишком низок. Для лица, принимающего решения, которое уделяет больше внимания затратам и меньше внимания производительности датчика, схема V будет лучшим выбором. Для лица, принимающего решения, которое придает большее значение работе датчика, схема IV будет более подходящей. Если лицо, принимающее решение, уделяет одинаковое внимание каждой цели, схема III будет идеальной. Эти сравнительные аналитические результаты показывают, что предложенная многокритериальная модель, ориентированная на ISHM, которая добавляет FDR к целевым функциям и учитывает практические характеристики датчика, эффективно направляет выбор и оптимизацию датчика системы AE, тем самым предоставляя адекватную информацию о состоянии здоровья ISHM. Кроме того, пять типичных схем комбинирования весовых коэффициентов предоставляют лицам, принимающим решения, альтернативы с различными предпочтениями, расширяя область применения предлагаемой модели выбора датчиков. Просмотреть книгу Глава покупки Читать полная глава URL: https://www. sciendirect.com/science/article/pii/b978012812207500002x Claire Soares, в Gas Turbines (Second EDITION), 20159505955555055055505550555505555055505550555055505550555055505550555055505550505505550550550550505050550505505055050550505505055050550505505050 Композитные материалы и многослойные корпуса Высокое отношение мощности к весу и низкая стоимость компонентов являются очень важными факторами при проектировании любого авиационного газотурбинного двигателя, но когда функция такого двигателя заключается в поддержке самолета с вертикальным взлетом во время перехода , либо в качестве вспомогательной силовой установки, то соотношение мощности к массе становится крайне критичным. В таких двигателях преимущество композиционных материалов позволяет разработчику создавать конструкции, в которых направленная прочность может варьироваться за счет направленной укладки волокон в соответствии с приложенными нагрузками. Композитные материалы заменяют и будут заменять корпуса, которые в предыдущих двигателях изготавливались из стали или титана. В настоящее время производятся сборки обходных каналов, состоящие из трех корпусов, длиной до 4 футов 7 дюймов. в диаметре и 2 фута 0 дюймов. в длину с использованием предварительно отвержденных композитных материалов для обшивочной ткани. В процессе производства добавляются фланцы и монтажные бобышки, которые затем просверливаются для обоих мест и обрабатываются для крепления периферийных элементов на станке с ЧПУ. обрабатывающие центры, которые при загрузке одной детали полностью обрабатывают все необходимые функции. Примеры применения композитных материалов показаны на рисунках 15–14. РИСУНОК 15–14. Некоторые применения композитных материалов. (Источник: Rolls Royce.) Обычные литые и сборные кожухи и капоты также заменяются кожухами многослойной конструкции, которые обеспечивают прочность в сочетании с легкостью, а также действуют как средство подавления шума. Корпуса сэндвич-конструкций состоят из сотовой структуры из алюминия или нержавеющей стали, проложенной между слоями разнородного материала. Используемые материалы зависят от среды, в которой они используются. Просмотреть главуКнига покупок Прочитать главу полностью URL: https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/B9780124104617000158 Техник по газовым турбинам воздушных судов, сертификат, полный рабочий день, сертификат — BCIT 1 time Школа транспорта Подать заявку сейчас Свяжитесь с нами Обзор Доставка: смешанный. Смотрите подробности. Техники по газотурбинным (реактивным) двигателям несут ответственность за проверку и ремонт двигателей в соответствии с точными авиационными стандартами и правилами. Это сложная профессия, требующая высокой степени ответственности и мастерства, которая включает в себя: ремонт и капитальный ремонт газотурбинных двигателей ремонт газотурбинных двигателей Балансировка узлов и агрегатов газотурбинных двигателей испытание и устранение неисправностей газотурбинных двигателей Проверка узлов и агрегатов газотурбинных двигателей. Квалифицированные технические специалисты имеют много возможностей для повышения квалификации и продолжения карьеры. Эта программа была разработана BCIT, Канадским советом по авиации и аэрокосмической отрасли (CCAA) и индустрией капитального ремонта газотурбинных двигателей. Он был разработан для удовлетворения потребностей отрасли в базовом обучении и сертификации технических специалистов. Успешное завершение этой программы, а также опыт работы, зарегистрированный и подтвержденный в личном журнале, могут претендовать на национальную сертификацию от CCAA. Программа Эта программа для авиационных газотурбинных техник состоит из 38 недель очного обучения. Приблизительно 40 процентов дня уходит на теоретические обсуждения в классе, за которыми следуют практические занятия в мастерских и ангаре, расположенных в современном кампусе аэрокосмических технологий BCIT. Вам предоставляется доступ к широкому спектру газотурбинных двигателей, широкое использование специализированного инструмента для двигателей и высококвалифицированные инструкторы, чтобы помочь вам стать опытным техническим специалистом, способным проверять и ремонтировать современные сложные газотурбинные двигатели. Вступительные требования Обработка заявлений Заявления принимаются в течение всего года. Вступительные требования Кандидаты должны соответствовать всем вступительным требованиям и будут приняты на основе первой квалификации, пока есть места. Когда доступные наборы заполнены, квалифицированные кандидаты помещаются в список ожидания. Кандидаты должны соответствовать всем вступительным требованиям, прежде чем подавать заявку на участие в этой программе. Если вы не уверены или не соответствуете требованиям, мы настоятельно рекомендуем вам пройти все применимые оценки входа в сделку перед подачей заявки. Английский язык: два года обучения на английском языке в англоязычной стране с один из следующего: Изучение английского языка 12 (50%) или Первые английские народы 12 (50%) или Другие приемлемые курсы Британской Колумбии и Юкона или 3,0 кредита послесреднего английского языка, гуманитарных или социальных наук (50%) в признанном учебном заведении или BCIT English Trades Entry Assessment (для абитуриентов, имеющих двухлетнее образование только в англоязычной стране) Что делать, если я не соответствую этим требованиям английского языка? Математика: один из следующих: Предварительный расчет 11 (60%) или Основы математики 11 (60%) или Математика на рабочем месте 11 (60%) или Другие приемлемые курсы Британской Колумбии и Юкона или Оценка входа в математические сделки BCIT BCIT Mechanical Reasoning Trades Entry Assessment Узнайте больше о том, как выполнить вступительные требования BCIT Рекомендуется для успешной работы Составление Общая механика 11, или Автомобильная механика 11, или Техническое образование 11, или Физика 11 Сложные процедуры разборки и сборки требуют хорошей ловкости рук и механического мышления Широкое использование технических руководств требует хороших навыков понимания прочитанного Хорошее цветовое зрение Интерес к механике Международные заявители Эта программа доступна для иностранных заявителей. Перед началом программы требуется действительное разрешение на учебу. Подать заявление на участие в программе Чтобы подать заявление: Приложите подтверждение выполнения всех вступительных требований. Преобразование всех расшифровок и вспомогательных документов в файлы PDF. Приготовьте кредитную карту для оплаты регистрационного сбора. Узнайте больше о том, как подать заявку Плановый прием Ежегодно в августе. *Запланированные наборы могут быть изменены myCommunication В течение двух рабочих дней после подачи заполненной заявки BCIT отправит сообщение на ваш личный и myBCIT адреса электронной почты. Вся корреспонденция, касающаяся вашего заявления, будет размещаться в вашей онлайн-учетной записи myCommunication по адресу my.bcit.ca. Мы отправим вам электронное письмо, когда будет опубликовано новое сообщение. Важно следить за этими электронными письмами или регулярно проверять свою учетную запись в Интернете. Вы можете рассчитывать на получение сообщения о статусе вашего заявления в течение четырех недель. Расходы и расходные материалы Плата за обучение Суммы платы за обучение см. на страницах «Полная занятость и оплата»: Домашнее обучение по очным программам Международное обучение по очным программам Книги и расходные материалы 1362 доллара США для местных и иностранных студентов. (общая сметная стоимость, возможны изменения) Финансовая помощь Финансовая помощь может быть доступна для этой программы. Для получения дополнительной информации, пожалуйста, свяжитесь со Студенческой финансовой помощью и наградами. Курсы Учебные часы 08:00–15:30, с понедельника по пятницу Матрица программы Переводной кредит У вас есть кредиты из другой высшей школы Британской Колумбии/Юкона? Хотите знать, переходят ли они на курсы здесь, в BCIT? Ознакомьтесь с базой данных эквивалентности трансферов BCIT, чтобы узнать об этом. Детали программы Продолжительность программы 38 недель, полный рабочий день Оценка Минимальный проходной балл по курсу составляет 70%. Каждый курс состоит из теоретического и практического компонентов, и оба компонента должны быть пройдены на 70%. В официальной стенограмме будет указано среднее значение обеих оценок с U или F (неудовлетворительно или неудовлетворительно), если какой-либо компонент не сдан. Невыполнение курса и продолжение программы Если вы не прошли курс в течение семестра, вы можете повторно зарегистрироваться, чтобы повторить курс. Однако, если ваша вторая попытка не увенчается успехом, вам будет запрещено продлевать семестр, и вы должны будете получить одобрение заместителя декана, чтобы быть повторно принятым в программу. Доставка программы Эта программа представляет собой сочетание онлайн-обучения и обучения в кампусе. Хотя некоторые из ваших курсовых работ будут проходить онлайн, также будут проводиться очные занятия. Ваш инструктор заранее сообщит вам, когда вам нужно будет явиться в кампус. Ваше образование является нашим приоритетом. Независимо от того, как вы решите учиться, мы предоставим прикладные инструкции, совместный опыт и отраслевые связи, которые вы ожидаете от BCIT. Местонахождение программы Кампус аэрокосмических технологий 3800 Cessna Drive Ричмонд, Британская Колумбия Правила посещаемости авиационных программ Правила посещаемости для всех авиационных программ отличаются от других программ BCIT и регулируются Министерством транспорта Канады и/или Канадским советом по техническому обслуживанию авиации. Выпускники и вакансии Возможности трудоустройства Мужчины и женщины, выбравшие этот путь карьеры, находят работу в цехах электростанций крупных авиакомпаний, а также в мастерских по ремонту и капитальному ремонту производителей двигателей и независимых владельцев по всей Канаде. Результаты трудоустройства выпускников В отчете об успеваемости студентов BCIT представлены сводные результаты ежегодного опроса бывших студентов, проводимого BC Stats через один-два года после выпуска. Эти отчеты объединяют доступные результаты опросов BCIT за 2019–2021 годы для выпускников 2018–2020 годов и выпускников степени 2017–2019 годов за последние три года. Отчеты организованы в виде трехстраничных резюме, содержащих информацию об опыте выпускников на рынке труда и мнениях об их образовании. Более подробную информацию можно получить на веб-сайте BC Student Outcomes. Для просмотра этих результатов может потребоваться установить Adobe Acrobat Reader в веб-браузере. Техник по газовым турбинам Свяжитесь с нами Вопросы или комментарии? Подписаться Подпишитесь, чтобы получать обновления, приглашения на мероприятия и информацию о BCIT и вашей программе. Мы обещаем не спамить вас, мы не будем передавать вашу личную информацию, и вы можете отказаться от подписки в любое время. Программы и курсы могут быть изменены без предварительного уведомления. Что такое газотурбинный двигатель? Газотурбинный двигатель — это специально разработанная машина, которую часто называют «Газовая турбина ». В некоторых случаях он идентифицируется как « Турбина внутреннего сгорания ». Этот тип двигателя часто классифицируют как «Двигатель внутреннего сгорания» из-за того, что сгорание с участием топлива агрегата происходит при смешивании с ним особого типа окислителя в тщательно спроектированной камере сгорания. Эта камера считается очень важной частью схемы, обеспечивающей функциональность двигателя в целом. Некоторые из наиболее важных частей газотурбинного двигателя включают вращающийся компрессор, который течет вверх по потоку, турбину, которая течет вниз по потоку, и вышеупомянутую камеру сгорания. Как и большинство двигателей в современном мире, газотурбинный двигатель представляет собой особый тип машинного агрегата, способный успешно преобразовывать энергию в тип механического движения с целью и целью обеспечения мощности и/или функциональности. к специальным устройствам, таким как вертолеты, относительно небольшие силовые установки, реактивные самолеты и танки. Чтобы запросить дополнительную информацию об Aviation & Marketing International , нажмите здесь! Как работает газотурбинный двигатель? В газотурбинном двигателе энергия создается и добавляется в поток газа, который присутствует внутри компонента двигателя, известного как « Камера сгорания ». Именно в этой области происходит тщательное перемешивание компонентов воздуха и топлива. Когда эта смесь успешна, она воспламеняется. Слишком высокое давление в камере сгорания. В результате топливо подвергается более высоким уровням сгорания, а общая температура деталей газотурбинного двигателя резко возрастает. Как только температура в двигателе повышается, смесь нагнетается в так называемую «турбинную секцию ». Именно в этот момент поток газа начинает двигаться в больших объемах и с исключительно высокой скоростью. Затем он перемещается к специально разработанному соплу, которое выбрасывает жидкую смесь через лопасти, расположенные на двигателе. Эти специальные детали газотурбинного двигателя затем вращаются, что приводит к передаче мощности на компрессор. В конце концов давление газа, выбрасываемого из выхлопных газов, и общая температура газотурбинного двигателя снижаются. Чем отличаются газотурбинные двигатели от стандартных двигателей? По сравнению со стандартным двигателем, который приводится в действие с помощью поршней специальной конструкции, газотурбинный двигатель считается исключительно простым в эксплуатации, хотя и более мощным по мощности. Он считается более простым, поскольку из всех частей двигателя есть только одна основная часть, которая считается движущейся частью и находится в секции, которая управляет преобразованием мощности агрегата. Поршневые двигатели, с другой стороны, включают в себя десятки отдельных движущихся частей и элементов. При оценке деталей газотурбинного двигателя вы заметите, что он имеет центральный компонент вала, который включает в себя турбину специальной конструкции на конце, выпускающем выхлопные газы, и вентилятор специальной конструкции, отвечающий за сжатие двигателя на конце, на который ссылаются механики. как « Впуск ». Преимущества газотурбинного двигателя     По словам механиков и специалистов по газотурбинным двигателям, этот конкретный двигатель обладает многочисленными преимуществами. К ним относятся, но не ограничиваются следующим: Эти двигатели разработаны для оптимальной работы при более низком давлении во время работы. Детали двигателя считаются оптимальными для работы на высотах, которые считаются высокими. Вот почему многие типы самолетов используют эти двигатели. Скорости двигателей могут работать на более высоких скоростях, чем стандартные поршневые двигатели. С этими двигателями связано гораздо меньше компонентов, что означает, что их легче обслуживать и ремонтировать. Детали двигателя, содержащиеся в этих типах двигателей, имеют более высокий показатель успеха, когда речь идет о внутренней смазке. Турбинные двигатели способны выдерживать большой вес, обеспечивая при этом высокий уровень мощности транспортных средств и судов, на которых они используются. КОГДА ВЫ ДУМАЕТЕ TFE731 ДУМАЕТЕ AMI В Aviation & Marketing International мы храним один из самых больших вариантов деталей газотурбинного двигателя TFE731 . Имея на складе более 60 000 деталей, мы можем с гордостью сказать, что являемся универсальным магазином для всех деталей, технического обслуживания и обслуживания TFE731. Хотя шансы на то, что у нас не будет нужных вам деталей, невелики, если случайно у нас их нет, мы вполне способны передать вам эту конкретную деталь двигателя TFE731 , что сэкономит вам время и нервы. ПОИСК ЗАПЧАСТЕЙ TFE731 Использование газотурбинного двигателя Сегодня в транспортных средствах и судах используется множество газотурбинных двигателей. Ниже приведены некоторые примеры транспортных средств и/или судов с газотурбинным двигателем: Ayres Thrush Сельскохозяйственный самолет Цессна Скаймастер Mitsubishi MU-2 из Японии Гаррет TPE331 Британские железные дороги 18000 Ровер JET1 1950 года МТТ Турбина СУПЕРБАЙК Танк Пантера JetTrain компании Bombardier Моторный артиллерийский катер Королевского флота Турбинные двигатели считаются исключительно популярными среди производителей крупных транспортных средств и/или судов. Эти двигатели популярны из-за их упрощенной конструкции и чрезмерного отношения мощности к весу. Детали газотурбинного двигателя помогают оптимизировать массовый воздушный поток агрегата, повышая давление и/или сгорание в системе, регулируют как внутреннюю, так и внешнюю температуру, связанную с двигателями, а затем помогают повысить общую эффективность, связанную с работой. двигателя. Из-за этих фактов двигатель считается оптимальным выбором для приведения в движение тяжелых судов и транспортных средств, требующих большой мощности. Хотите купить турбинный двигатель TFE731? Проверьте наш инвентарь! Ступица и двигатель Продукт Деловая авиация и авиация общего назначения | Турбовинтовой Катализатор Новейший и наиболее совершенный турбовинтовой двигатель GE, усовершенствованный турбовинтовой двигатель, сочетает в себе проверенные и новаторские технологии для повышения качества обслуживания клиентов. Его производительность и надежность основаны на многолетнем опыте и миллионах летных часов в семействах двигателей GE. Этот двигатель предлагает беспрецедентную простоту использования и информацию о состоянии и обслуживании, поэтому пилоты будут получать удовольствие от управления самолетом, а не двигателем. Деловая авиация и авиация общего назначения | Турбовентиляторный двигатель HF-120 Созданный на совесть, HF120 оснащен передовыми технологиями, разработанными для обеспечения скорости, эффективности и плавности хода. Деловая авиация и авиация общего назначения | Турбовентиляторный двигатель Passport Двигатель класса Passport — это проверенная, надежная и экономичная силовая установка, которая используется в отмеченном наградами Bombardier Global 7500, новом золотом стандарте сверхдальнемагистральных бизнес-джетов. Деловая авиация и авиация общего назначения | Турбовинтовой двигатель Серия H Компания GE внедрила сложные технологии в серию H, чтобы расширить наследие надежных двигателей турбовинтовых самолетов. Эти технологии предлагают диапазон мощности, улучшают топливную экономичность двигателя и обеспечивают повышенный температурный запас, значительно улучшая взлетные характеристики в жаркий день и крейсерскую скорость на больших высотах. В сочетании с возможностями, которые снижают нагрузку на пилота и указывают на потребность в техническом обслуживании, двигатель предлагает улучшенное обслуживание клиентов по сравнению с другими двигателями этого класса. Морской | Военные газовые турбины LM6000 LM6000 — самая экономичная газовая турбина простого цикла в своем классе, развивающая мощность 61 851 л.с. при тепловом КПД более 40%. Морской | Военные газовые турбины LM2500+G4 Газовая турбина LM2500+G4 обеспечивает мощность 47 370 л.с. и является самым мощным и эффективным представителем семейства LM2500. Морской | Военные газовые турбины LM2500+ Судовая газовая турбина LM2500+ мощностью 40 500 л. с. основана на конструкции и беспрецедентной надежности популярной модели GE LM2500. Морской | Военные газовые турбины LM2500 LM2500 мощностью 33 600 л.с. — самая популярная морская газовая турбина GE, которая используется более чем на 400 кораблях 33 военно-морских сил мира. Морской | Военные газовые турбины LM500 Двигатель LM500 мощностью 6130 л.с. создан на основе двигателя TF34 и имеет самую высокую топливную эффективность среди всех газовых турбин в своем классе мощности. Военный | Танкер/Транспорт F138 (CF6-80C2) Коммерческий серийный вариант знаменитого CF6-80C2, F138 трансформирует возможности стратегического авиалайнера C-5 как для поддержки боевых истребителей, так и для критически важных гуманитарных операций. . Военный | Автоцистерна/Транспорт CFM56 CFM56 производится совместным предприятием GE и Snecma с паритетным участием 50/50. Вооруженные силы Соединенных Штатов являются крупнейшим пользователем CFM56, который также питает 20 международных вооруженных сил. Военный | Rotorcraft T700 Вертолет T700 определил производительность, долговечность и надежность для целого поколения вертолетов и продолжает обновляться, чтобы соответствовать меняющимся рынкам и требованиям. Военный | Вертолет T901 Модель T901 сочетает в себе самые современные технологии и передовые производственные процессы, чтобы помочь вступить в новую эру возможностей выполнения миссий со средней мощностью на валу. Военный | Вертолет T408 Самый технологически продвинутый двигатель в своем классе, T408 обеспечивает значительное повышение топливной экономичности, мощности и экономии на техническом обслуживании для растущего числа захватывающих областей применения и сегментов. Военный | Combat F414 Обеспечивая мощность мирового класса для флота Super Hornet и местных платформ, F414 продолжает выполнять самые важные задачи клиентов. Военный | Боевой F404 Самый универсальный истребительный двигатель в своем классе, сегодняшний F404 служит основой флота истребителей морской пехоты США и расширяет свое наследие на борту многочисленных местных платформ. Военный | Combat F110 F110, оснащенный лучшими во всем мире боевыми самолетами, опирается на постоянно меняющиеся революционные технологии и предлагает самую высокую мощность в своем классе для максимального выполнения миссии. Военный | Combat XA100 Новый революционный двигатель GE XA100 — это последняя разработка в гордом наследии революционных инноваций в области двигателей от GE Aviation. Коммерческий | Региональные CF34-10 Двигатель CF34 помог начать эру региональных самолетов. Спустя более 135 миллионов летных часов и 110 миллионов полетных циклов он продолжает устанавливать стандарты производительности, долговечности и надежности. Коммерческий | Узкий кузов CFM LEAP Достойный преемник CFM56, новый двигатель LEAP обеспечит двузначное улучшение топливной экономичности, выбросов и шума при легендарной надежности и низкой стоимости владения своего предшественника. Коммерческий | Многоплатформенный CT7 Многоплатформенный универсальный турбовальный двигатель CT7 уже более 30 лет используется во многих коммерческих самолетах. Коммерческий | Узкофюзеляжный CFM56 CFM56 производится CFM, совместным предприятием GE и Safran Aircraft Engines с равным участием 50/50. Добавить комментарий Отменить ответ Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены * Комментарий * Имя * Email * Сайт Наверх