Что такое удельный расход топлива авиационного двигателя

Что такое удельный расход топлива авиационного двигателя

  • ГЛАВНАЯ
  • РОСОБОРОНЭКСПОРТ
    • Статус
    • Руководство
    • Стратегия
    • Страны-партнеры
    • История компании
    • Партнерские организации
    • История ВТС России
    • Развитие ОПК России
    • Научно-технический совет
  • ПРОДУКЦИЯ
    • Сухопутные войcка
    • Воздушно-космические силы
    • Военно-морской флот
    • Противовоздушная оборона
    • Специальные средства
    • Охотничье и спортивное оружие
    • Средства безопасности
  • ПРЕСС-ЦЕНТР
    • Пресс-релизы
    • Фото
    • Видео
    • Медиа кит
    • Контакты пресс-службы
  • ВЫСТАВКИ
  • СПЕЦПРОЕКТЫ
    • Спонсорство
    • Благотворительность
    • ПРЕМИЯ «ЗОЛОТАЯ ИДЕЯ»
  • КОНТАКТЫ

QR код:

Авиационный двигатель АЛ-31Ф представляет собой двухвальный двухконтурный турбореактивный двигатель модульной конструкции, состоящий из следующих основных частей: газогенератора (компрессоров и турбин низкого и высокого давления), кольцевой камеры сгорания, форсажной камеры и сопла, коробки самолетных агрегатов и системы управления.

Компрессорная часть состоит из модуля низкого давления — 4-е ступени с регулировкой потока воздуха и 9-ти ступенчатого модуля высокого давления.

Турбина 2-х ступенчатая (высокого и низкого давления) с регулировкой радиального зазора от теплового расширения.

Камера сгорания кольцевого типа, сопло сверхзвуковое регулируемое. На модификации АЛ-31ФП применено поворотное сопло с системой управления вектором тяги.

В ходе модернизации двигателя установлена цифровая система управления, которая обеспечивает лучшие характеристики приемистости и экономичности (ранее использовалась аналоговая гидромеханическая).

Модульная схема двигателя вместе с оригинальными конструкторскими решениями обеспечивает простоту эксплуатации двигателя и замену поврежденных элементов и деталей в условиях эксплуатации.

Двигатель обладает высокой газодинамической устойчивостью и может эксплуатироваться в широком диапазоне высот и скоростей полета, работает на режимах глубокого помпажа воздухозаборника, в том числе при штопоре, а также обеспечивает уникальные маневренные характеристики самолета (выполнение фигур «Колокол», «Кобра» и др.).

АЛ-31Ф устанавливается на истребители Су-27 и его модификации, палубные истребители Су-33, многоцелевые двухместные истребители Су-30МКК, Су-30МК2 и фронтовые бомбардировщики Су-34.

АЛ-31ФН – с нижним расположением коробки самолетных агрегатов применяется на однодвигательных самолетах-истребителях (китайских истребителях J-10A).

Модификация двигателя АЛ-31ФП с управляемым вектором тяги используются на самолетах типа Су-30МКИ.

Отсталость российской авиации. Часть 1

Отсталость российской авиации связывают

1) с отсутствием современных авиадвигателей, в связи с чем якобы нерентабельно эксплуатировать самолеты советской школы — слишком велик расход топлива;

2) с отсутствием современной авионики, что в конечном счете сводится к наличию третьего члена экипажа;

3) малочисленностью авиапарка, из-за чего растут удельные расходы на поддержание летной годности.

Ниже эти пункты будут рассмотрены подробнее и показана их несостоятельность.

Чем принципиально отличаются устаревшие авиадвигатели от современных

Для начала нужно знать что из себя представляет гражданский авиадвигатель и чем современные авиадвигатели отличаются от тех, что были разработаны десятки лет назад.

Практически все крупные гражданские самолеты используют двухконтурные турбореактивные двигатели. В основе такого двигателя лежит газотурбинный двигатель, знакомый многим по танкам Т-80 и Abrams:

Компрессор высокого давления сжимает воздух, создавая большое давление в камере сгорания. Как и в случае двигателя внутреннего сгорания, от степени сжатия решающим образом зависит термодинамический КПД газотурбинного двигателя.

При сгорании газы проходят последовательно через турбину высокого и низкого давления, раскручивая вал турбины, и выходят через сопло наружу, создавая тягу.

Спереди на валу установлен вентилятор, качающий воздух через внешний контур и тем самым создающий тягу во внешнем контуре, которая добавляется к тяге турбины. На рисунке ниже тяга турбины показана оранжевым цветом, тяга вентилятора — голубым.

Соотношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через турбину называют степенью двухконтурности. При прочих равных и том же расходе топлива чем выше степень двухконтурности, тем большую тягу создает двигатель.

Почему? Тягу можно увеличить либо увеличивая скорость реактивной струи, либо увеличивая массу реактивной струи. При увеличении скорости струи в два раза кинетическая энергия увеличивается в четыре раза. А при увеличении массы струи в два раза кинетическая энергия струи увеличивается пропорционально массе в два раза. Т. е., при одной и той же тяге можно иметь совершенно разную кинетическую энергию струи!

Так как кинетическая энергия струи — это энергия топлива, то чтобы снизить расход топлива при сохранении тяги необходимо увеличивать массу струи и уменьшать ее скорость. Этим и занимается второй контур — он отбирает часть энергии у турбины и за счет нее создает тягу струи воздуха во внешнем контуре, средняя скорость струи падает, масса струи увеличивается, тяга растет при снижении расхода топлива.

Почему раньше не делали авиадвигатели с огромной степенью двухконтурности? Дело в том что на большой высоте плотность воздуха намного меньше, а на высоких скоростях эффективность вентилятора падает. Поэтому чем выше степень двухконтурности, тем ниже крейсерская и максимальная скорость самолета, тем сильнее тяга падает с высотой. Поэтому пока цены на топливо не кусались авиаконструкторы предпочитали двигатели с низкой степенью двухконтурности.

Как решают эту проблему на современных двигателях с очень высокой степенью двухконтурности? Никак! Посмотрите на ТТХ самолетов — чем самолет новее, тем ниже у него максимальная скорость, хотя двигатели стоят формально куда более мощные чем у предшественников. В ТТХ двигателей указывают в первую очередь взлетную тягу, о том что с набором высоты она быстро улетучивается и современный самолет будет иметь крейсерскую тягу ниже чем старый с формально менее мощными двигателями, маркетологи стараются помалкивать.

Другой способ снижения расхода топлива — повышение КПД газовой турбины путем увеличения степени сжатия и температуры сгорания топлива. Практика показывает, что таким способом можно добиться снижения расхода топлива до

20% относительно двигателя с низкой степенью сжатия и температурой сгорания топлива. Т. е., если сравнивать очень древний (годов 70-х) и самый современный (после 2015 года) двигатель с фантастической степенью сжатия и температурой сгорания, то получим разницу в КПД турбины до 20%!

Читать еще:  Что такое тормозить двигателем в машинах с акпп

Поэтому основным способом снижения расхода топлива является увеличение степени двухконтурности. Но и тут не все гладко — если очень сильно увеличить диаметр вентилятора, то скорость краев лопастей превысит скорость звука. Скорость вращения турбины уменьшить нельзя, поэтому необходимо ставить редуктор, с помощью которого уменьшается угловая скорость вращения вентилятора. Среди иностранных фирм двигатель с редуктором освоила только одна, и то буквально пару лет назад.

Побочным эффектом от увеличения степени двухконтурности является резкое снижение уровня шума. Кто был на МАКС знает, что один F-15 на форсаже шумит раз в десять больше чем целая группа «Русских витязей». Все потому что степень двухконтурности двигателей F-15 всего 0,3 — это почти ракета, а у Су-27 в два раза выше — 0,6. Отсюда и значительно больший расход топлива у F-15 чем у Су-27, несмотря на значительно меньшую тягу. Зато тяга у F-15 меньше падает с высотой, на что любят уповать на Западе.

Из сказанного ясно в чем причина относительно высокого расхода топлива и шумности авиадвигателей советской школы — низкая степень двухконтурности.

При сравнении инодрочеры поступают очень хитро:

1) Сравнивают советские двигатели лохматых годов с самыми современными иностранными, «забывая» упомянуть что в авиапарке России летают иностранные и отечественные самолеты примерно одного возраста, которые близки по уровню шума и экономичности в силу близкой степени двухконтурности их двигателей.

2) При сравнении «забывают» указывать недостатки двигателей с высокой степенью двухконтурности, когда речь идет об Ил-96, то говорят что он имеет более высокий расход топлива, но не говорят что он может выполнять рейсы на большие расстояния на 2 часа быстрее чем современные аналоги с высокой степенью двухконтурности (очень многие, летя за океан, переплатили бы 10-15% чтобы добраться на 2 часа быстрее), а когда речь идет об очень экономичных отечественных двигателях, то жалуются что самолеты с ними медленно летают.

3) «Забывают» о преимуществах многодвигательных самолетов — не даром в B-52 целых восемь двигателей!

4) Нагло и безосновательно утверждают что отсутствие экономичного и малошумного двигателя связано с технической отсталостью, а не с преимуществами двигателей с низкой степенью двухконтурности по всем параметрам, кроме удельного расхода топлива и шума.

Думали ли в СССР об экономичности?

Самый низкий удельный расход топлива у винтовых двигателей, так как винт — это как бы очень мощный второй контур, создающий львиную долю тяги. Поэтому недостатки двигателей с высокой степенью двухконтурности проявляются здесь наиболее остро — огромное падение тяги с высотой и очень низкая максимальная скорость. К этому добавляется очень высокий уровень шума.

Этот турбовинтовой авиадвигатель был создан в 50-х годах как очень экономичный, обеспечивающий межконтинентальную дальность Ту-95, но благодаря использованию вращающихся в противоположные стороны винтов с поворотными лопастями лишенный недостатков классических винтовых авиадвигателей.

Прототип Ту-95 имел умопомрачительную по меркам винтовых самолетов максимальную скорость 945 км/ч и высоту полета 13700 метров, серийный соответственно 900 км/ч и 12 тыс метров — на уровне лучших современных турбовентиляторных пассажирских самолетов.

Не так-то просто присобачить винт к газовой турбине, а два винта с поворотными лопастями, вращающихся в противоположные стороны, тем более — нужен нетривиальный редуктор. Для 50-х годов это был полный нонсенс, один из символов технического превосходства СССР.

Это винтовентиляторный двигатель. Создан на основе демонстратора технологий Д-236Т (1979 год), имевшего невероятно низкий даже по современным меркам удельный расход топлива — всего 0.1628 кг/кгс·ч против 0,490 кг/кгс·ч у самых экономичных новейших турбореактивных двигателей — и являвшийся развитием идей НК-12. Ради двигателей такого типа ИКАО не повышает требования к уровню шума — слишком низкий удельный расход топлива, жаба давит отказаться от них.

Скорее не жаба, а Airbus A400M, являющийся цельнотянутой копией (купили документацию и переманили часть специалистов), но при этом уступающей по всем без исключения ТТХ оригиналу Ан-70.

Пока «Антонов» питался святым духом Airbus на допиливании почти готовой советской разработки осваивал 25 миллиардов евро! Но «Антонов» допилил свою версию раньше. Airbus пилит до сих пор… Завершить проект не помогло даже сильное урезание первоначальных ТТХ.

Лютое сосамбо, при том что ТТХ недопиленного A400M скорее всего еще урежут, а для Ан-70 они реальные. Изначально планировалось превзойти Ан-70 по ТТХ… Этот пример наглядно показывает превосходство советской авиационной школы над западной.

Капотированый винтовентиляторный двигатель. Является развитием идей НК-12 и Д-236Т. Принципиально отличается наличием капотирования, что увеличивает эффективность винтов и снижают уровень шума. Подобные решения можно наблюдать в экранопланах:

НК-93 — это двигатель будущего, разработка которого была начата в конце 80-х. Имеет невероятную степень двухконтурности — 16,6! При том что на Западе двигателей со степенью двухконтурности выше 12 нет даже в разработке! Начав создание двигателя, СССР мог опередить Запад на многие десятилетия, как и в случае с Д-27.

Самый передовой мощный западный авиадвигатель — это GE-9X, совершивший первый полет в 2018 году, имеет степень двухконтурности «всего» 10 единиц!

Имеются новейшие двигатели со степенью двухконтурности 12, например, Pratt & Whitney PW1000G:

Двигателей со степенью двухконтурности на уровне НК-93 в обозримом будущем не ожидается! Т.е., он до сих пор опережает время — тенденции двигателестроения таковы, что рано или поздно придут к созданию такого двигателя.

Читать еще:  Что такое двигатель стоке

Об НК-93 был снят фильм, который рекомендую посмотреть полностью:

В фильме говорится о нереально низком уровне шума. Еще бы! Степень двухконтурности 16,6 — это ни шутки!

Удельный расход топлива на уровне самых современных двигателей 2019 года на НК-93 был достигнут 15 лет назад при низкой степени сжатия и температуре в камере сгорания, без использования современных композитных материалов (их тогда просто не существовало).

По расчётам дальность полёта с полной загрузкой Ил-96 с двигателями НК-93 достигла бы 16 тыс километров против 9-13 тыс на доступных в настоящее время двигателях.

Если НК-93 модернизировать, то можно получить снижение расхода топлива еще на 15-20%, т. е., до недосягаемого для любых перспективных западных двигателей уровня.

Но вместо этого огромное бабло было пущено на создание ПД-14 — заведомо проигрывающего некоторым уже существующим западным двигателям в силу более низкой чем у последних степени двухконтурности — 8,5 против 10-12. Т. о., отсталость была заложена еще на стадии проектирования, не говоря уже об использовании иностранных компонентов.

Но пока ПД-14 вполне на уровне и видимо с этим связана задержка начала производства — российская пятая колонна и иностранные «партнеры» тормозят проект чтобы к моменту запуска в серийное производство он оказался устаревшим.

Отсталость авионики

Мне как разработчику инженерного софта для управления сложным железом известно что чем сложнее пульт, тем больше косяков в изделии — пульт специально делают так чтобы можно было иметь полный контроль над ключевыми косяками. В зависимости от квалификации разработчиков одно и то же можно вывести на пульт по-разному — хорошие разработчики стремятся к грамотной эргономике.

Удельный расход топлива

Удельный расход топлива — единица измерения, используемая в грузопассажирских перевозках и обозначающая расход единицы топлива на единицу мощности на расстояние в один километр или в час (или секунду) — например − 166 г/л.с.ч., «Удельный расход топлива на крейсерском режиме: 0,649 кг/кгс.ч.»

Содержание

Примеры

Бензиновый двигатель является довольно неэффективным и способен преобразовывать всего лишь около 20-30 % энергии топлива в полезную работу. Стандартный дизельный двигатель, однако, обычно имеет коэффициент полезного действия в 30-40 %, дизели с турбонаддувом и промежуточным охлаждением свыше 50 % (например, MAN S80ME-C7 тратит только 155 гр на кВт (114 г/л.с. х ч.), достигая эффективности 54,4 %). [1]

авиационные двигатели

  • АШ-82 — удельный расход топлива 0,381 кг/л.с.ч. в крейсерском режиме;
  • АМ-35А — удельный расход топлива 0,285—0,315 кг/л.с.ч.;
  • М-105 — удельный расход топлива 0,270—0,288 кг/л.с.ч.;
  • АЧ-30 — дизельныйавиационный двигатель, удельный расход топлива составляет 0,150-0,170 кг/л.с.ч.

газотурбинные двигатели

  • газотурбинный агрегат МЗ с реверсивным редуктором (36 000 л.с., 0,260 кг/л.с.ч., ресурс 5000ч.) для больших противолодочных кораблей;
  • двигатели второго поколения М60, М62, М8К, М8Е с повышенной экономичностью (0,200—0,240 кг/л.с.ч.) [2] .

Дизельные двигатели

  • Беларус-1221- на тракторе установлен шестицилиндровый рядный дизельный двигатель с турбонаддувом. Удельный расход топлива при номинальной мощности — 0,166 кг/л.с.ч.;
  • К-744 (трактор) — удельный расход топлива при номинальной мощности — 0,174 кг/л.с.ч.

Гражданская авиация

Для нужд гражданской авиации часто применяется другой критерий расхода топлива — граммы на пассажиро-километр

  • Сравнение аналогов среднемагистральных пассажирских самолётов

Источник:[3]

Ту-204 Аэробус A321 Боинг 757-200 Ту-154М
Пассажировместимость, чел. 212 199 216 176
Максимальная взлётная масса, т 107,5 89 108,8 102
Максимальная коммерческая нагрузка, т 21 21,3 22,6 18
Крейсерская скорость, км/ч 850 900 850 950
Требуемая длина ВПП, м 2500 2500 2500 2300
Топливная эффективность, г/пасс.км 19,3 18,5 23,4 27,5
Стоимость, млн. дол. США 35 (2007 год) 87-92 (2008 год) 80 (2002 год) 15 (1997 год)

См. также

  • Часовой расход топлива самолётов
  • Расход топлива автомобилей

Примечания

  1. en:Diesel engineНизкоскоростной дизель S80ME-C7, MAN Diesel.
  2. Зоря — Машпроект
  3. Ту-204 на сайте «Ильюшин Финанс Ко.»

Wikimedia Foundation . 2010 .

  • Удельная (посёлок)
  • Уден, Фридрих

Смотреть что такое «Удельный расход топлива» в других словарях:

УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА — часовой расход топлива, отнесенный к одной лошадиной силе (единице мощности двигателя). Самойлов К. И. Морской словарь. М. Л.: Государственное Военно морское Издательство НКВМФ Союза ССР, 1941 … Морской словарь

Удельный расход топлива — авиационного двигателя отношение часового расхода топлива к реактивной тяге или мощности двигателя. У. р. т. зависит от режимов работы двигателя, его типа, расчётных параметров рабочего процесса двигателя и кпд его элементов. Наиболее важен У. р … Энциклопедия техники

удельный расход топлива — Отношение массового расхода топлива к выходной мощности ГТУ [ГТД], кг/кВт·ч. [ГОСТ Р 51852 2001] Тематики установки газотурбинные EN specific fuel consumption … Справочник технического переводчика

удельный расход топлива — 33. удельный расход топлива: Отношение массового расхода топлива к выходной мощности ГТУ [ГТД], кг/кВт·ч. Источник: ГОСТ Р 51852 2001: Установки газотурбинные. Термины и определения оригинал документа … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

удельный расход топлива — [unit fuel consumption] количество топлива, потребляемое технологической или энергетической установкой на единицу сырья, произведенной продукции или работы. Смотри также: Расход удельный расход тепловой энергии … Энциклопедический словарь по металлургии

удельный расход топлива — Отношение часового расхода топлива к полной мощности двигателя … Политехнический терминологический толковый словарь

удельный расход топлива ГТД — удельный расход топлива Отношение часового расхода топлива в ГТД к его тяге (мощности). Примечание Для различных видов ГТД применяются следующие буквенные обозначения удельного расхода топлива: СуД — для ТРД, ТРДД, ТРТД, Се—для… … Справочник технического переводчика

Читать еще:  Двигатель vm 425 технические характеристики

Удельный расход топлива двигателя — расход топлива на 1 кВт·ч работы двигателя при стендовых испытаниях на заводе изготовителе. Источник: МДС 12 38.2007: Нормирование расхода топлива для строительных машин … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

удельный расход топлива на отпуск тепла — Количество топлива, израсходованного на единицу отпущенного тепла. [ГОСТ 26691 85] Тематики теплоэнергетика в целом … Справочник технического переводчика

удельный расход топлива на отпуск электрической энергии — Количество топлива, израсходованного на единицу отпущенной электрической энергии. [ГОСТ 26691 85] Тематики теплоэнергетика в целом … Справочник технического переводчика

КВД и ТНД

О разработке в России авиационных деталей из алюминида титана

Снизить общую массу летательного аппарата, одновременно сохранив или улучшив его эксплуатационные характеристики, — один из способов усовершенствовать любой современный пассажирский самолет. Это позволило бы, например, уменьшить расход топлива в полете или разместить в самолете дополнительное оборудование. Облегчить конструкцию летательного аппарата можно, в частности, за счет использования новых материалов, поиск которых для нужд авиастроения ведется практически непрерывно. Например, применение деталей из алюминида титана в авиационных турбореактивных двигателях позволяет существенно снизить массу силовой установки. Над разработкой таких деталей ученые из НИТУ «МИСиС», в партнерстве с которым написан этот материал, активно работают с 2010 года в рамках федеральной целевой программы.

О чем речь?

Развитие современной гражданской пассажирской авиации в значительной степени определяется экономическими факторами: самолеты должны быть недорогими, перевозить много пассажиров, расходовать мало топлива и иметь невысокую стоимость обслуживания. Так, добиться уменьшения расхода топлива позволяют турбовентиляторные двухконтурные двигатели, которые сегодня устанавливаются почти на все гражданские реактивные пассажирские и грузовые самолеты. Конечно, гражданские турбовентиляторные двигатели не могут обеспечивать быстрый набор скорости и выход, например, на сверхзвуковую скорость полета, но зато они расходуют меньше топлива и издают меньше шума, чем реактивные двигатели боевых самолетов. Фактически отцом современных двухконтурных авиационных двигателей в апреле 1941 года стал советский конструктор Архип Люлька, запатентовавший новый вид силовой установки.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с вентилятором большого диаметра (турбовентиляторный двигатель) состоит из двух частей. Одна из них — внутренний контур. В его состав входят зона компрессоров, камера сгорания, одна или несколько турбин и сопло. В полете воздух затягивается и немного сжимается вентилятором — самым большим и самым первым винтом по ходу полета. Затем часть этого воздуха поступает в компрессор и сжимается еще сильнее, после чего попадает в камеру сгорания, где смешивается с топливом. После сгорания горючего раскаленные газы вырываются из камеры сгорания и вращают турбину. Последняя представляет собой жаропрочный воздушный винт, жестко посаженный на вал. Этим валом турбина напрямую или через редуктор связана с компрессорами и вентилятором на входе двигателя. После турбины газовый поток попадает в сопло и истекает из него, формируя часть тяги двигателя.

Вторая часть двигателя — внешний контур — зачастую представляет собой направляющий аппарат, воздуховод и, в некоторых случаях, собственное кольцевое сопло. Во время полета часть немного сжатого вентилятором воздуха, не попавшая во внутренний контур, попадает в направляющий аппарат, где тормозится. Из-за торможения давление в воздушном потоке повышается. Затем сжатый воздух поступает в воздуховод, а затем — в сопло и формирует остаток тяги. В современных турбовентиляторных двигателях гражданских самолетов основная часть тяги, вопреки мнению далеких от авиации людей, формируется не внутренним контуром, а вентилятором и внешним контуром — на их долю в общей тяге силовой установки может приходиться до 80 и более процентов. В отличие от турбореактивных двигателей боевых самолетов, где бо́льшую часть тяги создает как раз внутренний контур.

Вентилятор, компрессор, турбина в авиационном двигателе представляют собой воздушные винты с лопатками особой формы, которые позволяют сжимать поступающий воздух или преобразовывать линейное движение воздушного потока во вращательное. Часть этих элементов работает в зоне очень высоких температур. Например, температура в зоне турбины может достигать 1,8 тысячи Кельвинов. По этой причине та же турбина должна изготавливаться из жаропрочных, но в то же время легких сплавов. В современных двигателях лопатки компрессора и турбины выполняются из никелевых сплавов, причем существующие технологии литья позволяют создавать такие элементы полыми с сохранением общих показателей прочности и температурной устойчивости. Это позволяет снизить массу деталей из никелевых сплавов. Однако в современных авиационных двигателях все чаще применяется и новый материал — алюминид титана.

Одним из наиболее распространенных сплавов на основе алюминида титана является TNM-B1. В НИТУ «МИСиС» начиная с 2010 года была проведена целая серия научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ с целью повысить качество отливок из интерметаллидного сплава TNM-B1 и получить российский сплав-аналог на основе алюминида титана. Эти работы проводились совместно с Уфимским государственным авиационным техническим университетом. Исследования велись группой ученых под руководством директора Инжинирингового центра «Литейные технологии и материалы» НИТУ «МИСиС» профессора Владимира Белова. Работы по изготовлению литых деталей из интерметаллида Ti-Al, проведенные на базе предприятия «ОДК УМПО», предусматривали использование импортного сплава TNM-B1 на основе титана с массовой долей Al 28,6 ± 0,7 процента, Nb — 9,2 ± 0,5, Mo — 2,3 ± 0,5 и B — 0,026 ± 0,05 процента и с содержанием примесей: H

Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector