Способы реверсирования газотурбинного двигателя на судах

Обновлено: 06.06.2023

В 50-х гг. этого столетия на судах начали применять новый вид главного двигателя — газовую турбину. По принципу действия газовая турбина аналогична паровой. Рабочей средой в них служат газы, образующиеся в результате сжигания жидкого топлива. Газовые турбины используют, в качестве приводов для центробежных компрессоров в турбонаддувочных агрегатах ДВС. В газовых турбинах газы образуются в особой камере сгорания. Так как температура газов очень высока, что влияет на срок службы турбин, в камеру сгорания необходимо подавать намного больше воздуха, чем требуется для сжигания топлива. Из-за избытка воздуха температура рабочих газов понижается до 700—800°С. На рисунке дана схема газовой турбины с так называемым открытым циклом, когда воздух забирается из атмосферы и отработавшие газы также выбрасываются в атмосферу. Тринадцати ступенчатый осевой компрессор приводится в действие специальной двухступенчатой газовой турбиной. Сжатый до давления около 0,4 МПа воздух подается в камеру сгорания, служащую для получения и последующего охлаждения газов. Отработавшие газы проходят через турбину компрессорного двигателя; при этом их давление понижается до 0,17 МПа, а температура — с 750 до 580°С. Вторая — тоже двухступенчатая — газовая турбина является собственно рабочей турбиной, которая через редукторную передачу приводит в движение либо судовой движитель, либо генератор. В судовых газовых турбинах довольно часто применяются поршневые компрессоры, так называемые свободнопоршневые генераторы. Газотурбинные двигатели устанавливают в основном на кораблях военно-морского флота. На торговых судах они не оправдали себя; в настоящее время газовые турбины используют только на небольшом количестве судов. Причинами понизившегося интереса к этому виду двигателей являются малый термический КПД, довольно большой расход топлива и высокая рабочая температура, требующая применения высокопрочных и дорогих материалов. К преимуществам газотурбинного двигателя относятся малые габаритные размеры по сравнению с достигаемой мощностью и небольшая собственная масса. Газовые турбины можно также использовать в качестве главных и вспомогательных двигателей на судах на подводных крыльях и воздушной подушке.


Принцип действия газовой турбины

1 — осевой компрессор; 2 — форсунка; 3 — камера сгорания; 4 — компрессорная турбина; 5 — рабочая турбина; 6 — редуктор; 7 — пусковой мотор; в — сжатый воздух; 9 — газоотводная труба; 10 — отработавшие газы

На боевых кораблях многих стран мира в составе газотурбинных и дизель-газотурбинных энергетических установок широко применяются главные и вспомогательные газотурбинные двигатели (ГТД), так как они обладают важными положительными качествами (рис.1,2). Газотурбинные и дизель-газотурбинные энергетические установки (ГТЭУ и ДГТЭУ) обеспечивают кораблю высокие боевые возможности, связанные со значительной полной боевой скоростью, большой автономностью, повышенными запасами боеприпасов из-за минимальных массогабаритных показателей установок и т.п.

Рис.1. Типы энергетических установок Российского ВМФ

Газотурбинные двигатели используются на боевых надводных кораблях различных классов и различного водоизмещения. Главные газотурбинные и дизель-газотурбинные энергетические установки по количественному составу составляют большую часть энергетических установок боевых кораблей водоизмещением до 10 000 т, а в отдельных случаях применяются на кораблях водоизмещением до 20 000 т (авианесущий корабль ВМС Великобритании « Invincible »).

Рис.2. Типы энергетических установок иностранных ВМС

Газотурбинные двигатели в составе ГТЭУ и ДГТЭУ обладают определёнными достоинствами, а именно:

высокой энергоёмкостью, характеризуемой удельной мощностью 1÷3 МВт/м 3 (1÷2 МВт/т) и значительной агрегатной мощностью (40 ÷ 50 МВт);

приемлемой экономичностью на режимах номинальной нагрузки
(0,190 ÷ 0,200 кг/кВтч) и малым расходом ГСМ в целом;

высокой манёвренностью и готовностью к действию (экстренное приготовление к действию – 10 ÷ 15 мин, время запуска –120÷180 с, время выхода на номинальный режим – 5 ÷ 15 мин, реверс–10 ÷ 45 с);

высокой автоматизацией процессов управления, малой трудоёмкостью технического обслуживания, высокой ремонтопригодностью;




        Газотурбинные двигатели появились на кораблях совсем недавно, во второй половине прошлого века. Они возникли на основе достижений науки и техники, а в их конструкции нашли применение качественные жаропрочные и титановые сплавы, другие современные конструкционные материалы. Детали и узлы ГТД изготавливаются на высокоточном оборудовании с использованием достижений авиационной и космической технологий. Это необходимо для того, чтобы обеспечить рабочий процесс при высоких температурах газа (1200 0 С и более), давлениях (до 2 МПа) и при частотах вращения роторов турбин и компрессоров 10-20 тысяч оборотов в минуту. Главные ГТД имеют мощность от 4 до 20 тысяч киловатт и, как уже указывалось, применяются на кораблях различных классов: ракетных катерах, эскадренных миноносцах, больших противолодочных кораблях, крейсерах и даже на авианосцах. В зависимости от класса на корабле могут быть один или несколько двигателей. Если главных ГТД несколько, то они используются вместе на полной боевой скорости и по отдельности, на пониженных скоростях. На отдельных проектах кораблей для обеспечения экономических ходов применяют специальные маршевые ГТУ.

      Вспомогательные ГТД используются для привода электрических генераторов мощностью от нескольких десятков до 2 000 кВт. Их называют газотурбогенераторы (ГТГ). Таких ГТГ на корабле может быть несколько. Они проще по конструкции, чем главные ГТУ, но имеют такие же высокие температуры и давления газа и повышенные частоты вращения. Обычно ГТГ имеют большой ресурс и могут непрерывно работать длительное время без остановки для технического обслуживания. Вспомогательные ГТУ обладают высокой готовностью к действию и поэтому их часто используют для привода не только генераторов тока, но и аварийных средств, например, пожарных или водоотливных насосов.

      В 1791 г. англичанин Дж. Барбер впервые предложил идею создания газо­турбинного двигателя. Он состоял из газогенератора, включающего поршневой компрессор (К) и камеру сгорания (КС), газовой турбины (Т) и нагрузки, сое­диненной с газовой турбиной .

      Газотурбинный двигатель — тепловой двигатель непрерывного действия, в лопа­точном аппарате которого энергия сжатого в компрессоре и нагретого в камере сгорания газа преобразуется в механическую работу на валу турбины. По конструкции газовые турбины близки к па­ровым турбинам, идея которой высказывалась ещё в I в. до н. э. Героном Александрийским.

      За 100 лет после Барбера так никому и не удалось реализо­вать его идеи. Лишь в 1892 г русский инженер П.Д. Кузьминский разработал проект, а 1900 г построил газотурбинный двигатель со сгоранием топлива при постоянном давлении, предназначенный для небольшого катера. В этом ГТД была применена многоступенчатая газовая турбина.

      В России быстрое развитие корабельных ГТЭУ началась с первого газотурбинного двигателя М1, установленного в качестве ускорительного двигателя на торпедных катерах пр.183тк. Созданный конструкторским бюро под руководством С.Д. Колосова в 1952 году, этот двигатель стал первым и очень важным этапом в дальнейшем развитии корабельного газотурбостроения нашей страны.

      Почти пятидесятилетний опыт эксплуатации ГТД на кораблях отечественного флота и Военно-морских сил других стран показал, что для обеспечения надёжной работы газотурбинной техники требуются специалисты высокой квалификации. Они должны не только хорошо знать устройство механизмов и систем, но и твёрдо понимать смысл всех действий по приготовлению к запуску, обслуживанию во время работы, остановке или поддержанию установок в готовности. Глубокие специальные знания газотурбинистов должны быть подкреплены уверенными практическими навыками по эксплуатации ГТД. Всё это достигается постоянным повышением профессионального мастерства, чему будет способствовать изучение материалов предложенного учебного пособия.

      В1. Классификация корабельных газотурбинных установок

      В1.1. Классификация главных ГТУ по назначению

      Как отмечено выше, газотурбинные двигатели и установки обладают высокой экономичностью на режимах полной мощности и одновременно небольшими размерами и массой. Кроме того, ГТД имеют высокую манёвренность и хорошие динамические характеристики. Поэтому эти двигатели наиболее часто применяются в комбинированных энергетических установках (ЭУ) боевых кораблей. Комбинированные установки используются на кораблях различных классов от ракетных катеров до больших противолодочных кораблей и ракетных крейсеров.

      Газотурбинные двигатели в комбинированных ЭУ применяются в качестве маршевых или форсажных двигателей. Маршевые ГТД чаще всего используются в газо-газотурбинных энергетических установках, где форсажными двигателями также являются ГТД. Газотурбинные двигатели могут применяться совместно с двигателями внутреннего сгорания (ДВС) или с котлотурбинными установками (КТУ), которые в этом случае чаще всего используются в качестве маршевых. При создании комбинированных ЭУ стараются реализовать очевидный принцип: применение ГТД экономически выгодно тогда, когда доля времени его работы на номинальной нагрузке будет преобладающей при использовании на корабле.

      На кораблях водоизмещением менее 3 000 т чаще используют дизель-газотурбинные энергетические установки при совместной работе дизеля и ГТД на полной боевой скорости (ДГТЭУ) и газо-газотурбинные энергетические установки (ГГТЭУ), которые содержат маршевые и форсажные ГТД, в то время как на кораблях большего водоизмещения (до 10 000 т) в основном применяют ГГТЭУ. Если обратить внимание на классы кораблей, то видно, что корабли небольшого водоизмещения, для которых требуется высокая полная боевая скорость при повышенной манёвренности (ракетные, патрульные, сторожевые катера) чаще всего имеют ДГТЭУ и иногда ГГТЭУ. Комбинированные установки, в составе которых имеются форсажные ГТД и маршевые ДВС, применяют также на противолодочных кораблях, фрегатах, сторожевых кораблях, которым много времени приходится находиться в районе поиска подводных лодок, двигаясь при этом малыми скоростями, а при необходимости на повышенных скоростях выходить в заданный район или точку атаки.

      Большие противолодочные корабли, ракетные крейсера, эскадренные миноносцы чаще всего оснащаются установками, которые условно можно назвать “однородными”, т.е. основанными на одном типе двигателей.

      Корабли ещё большего водоизмещения, например, тяжёлые крейсера и авианесущие корабли пока ещё редко имеют газотурбинные энергетические установки.

      Известен положительный опыт применения ГГТЭУ на авианесущих кораблях в ВМС Англии и Италии. Основной проблемой при использовании газотурбинной энергетики на этих кораблях является размещение шахт воздухоприёма и газовыхлопа таким образом, чтобы не нарушить целостность полётной палубы и ангара для самолётов и одновременно исключить влияние потоков горячих выхлопных газов работающих ГТД на использование палубной авиации.

      В1.2. Классификация ГТД по конструкции

      Корабельные ГТД могут иметь в своём составе несколько компрессоров и турбин, а также теплообменные аппараты: охладитель воздуха между компрессорами и подогреватель воздуха перед камерой сгорания, использующий теплоту выхлопных газов (регенератор). Поэтому, часто двигатели различают по числу основных турбомашин на однокомпрессорные и двухкомпрессорные. Больше двух компрессоров в ГТД не применяется.

      Применение нескольких компрессоров имеет целью увеличить давление воздуха перед камерой сгорания, что позволяет при высоких температурах газа достичь хорошей экономичности двигателей. Два компрессора, последовательно сжимающих воздух, требуют, чтобы их вращали отдельные турбины, так как в противном случае компрессоры работают неустойчиво. Третью турбину добавляют для вращения потребителя мощности, например, гребного винта. Вращать одновременно компрессор и гребной винт не всегда удобно для обеспечения устойчивости работы компрессора.

      Вспомогательные газотурбинные двигатели чаще всего выполняют однокомпрессорными с турбиной, которая одновременно вращает компрессор и электрогенератор. Такая простая конструкция оказывается удобной для получения от генератора стабильного напряжения при резких колебаниях нагрузки.

      Главные газотурбинные двигатели обычно имеют два компрессора и три турбины, последовательно размещённые вдоль общей оси. Двухкомпрессорные газотурбинные двигатели сложнее по конструкции, но зато более экономичны на пониженной мощности.

      В1.3. Особенности рабочего процесса в корабельных ГТД

      Рабочим процессом в газотурбинном двигателе называют непрерывную последовательность сжатия воздуха, его нагрева при сжигании топлива и расширения сжатого и нагретого газа для получения полезной работы. Для того осуществления рабочего процесса служат компрессор, камера сгорания и турбина. Рабочий процесс в ГТД имеет определённые особенности.

      Газотурбинный двигатель потребляет большое количество воздуха, на сжатие которого затрачивается значительная мощность. Чтобы сократить затраты мощности на вращение компрессора необходимо сжимать воздух с высоким коэффициентом полезного действия. Высоким КПД обладают осевые компрессоры, которые в основном и применяются в газотурбинных двигателях.

      Нагрев рабочего тела (воздуха) в камере сгорания происходит при сжигании мелко распылённого жидкого топлива, которое подаётся под большим давлением через топливные форсунки. Таких форсунок может быть десять и больше. На сгорание топлива идёт только часть воздуха, подаваемого компрессором. Воздух, который не участвует в горении, смешивается с продуктами сгорания и образует новое рабочее тело — газ, который поступает на сопловые лопатки турбины. В сопловом аппарате и затем на рабочих лопатках турбины газ расширяется, в результате чего получается полезная работа. Часть этой работы затрачивается на вращение компрессора, а остальная на привод потребителя мощности, например гребного винта.

      Для получения высокой экономичности турбины и соответственно всей установки ротор турбины должен вращаться с большой частотой, а для гребного винта требуются пониженные обороты. Уменьшение частоты вращения происходит в редукторе.

      При запуске газотурбинного двигателя для воспламенения топлива в камере сгорания требуется подать сжатый воздух с расчётными значениями давления и температуры. Для сжатия воздуха необходимо раскрутить ротор компрессора до больших оборотов. Раскрутка ротора компрессора при запуске выполняется стартёром. Чаще всего в качестве стартёра применяют электродвигатель постоянного тока большой мощности (несколько десятков киловатт). Применяют также электродвигатели переменного тока, воздушные турбины или специальные вспомогательные ГТД.

      Топливо в камере сгорания при запуске воспламеняется искрой от свечи высокого напряжения, создаваемого трансформатором зажигания. Свеча работает несколько десятков секунд, после чего в камере сгорания происходит постоянное самовоспламенение топливо воздушной смеси. В первый момент после начала горения топлива в камере сгорания ещё недостаточно воздуха и поэтому температура газов перед соплами турбины максимальная. Затем температура постепенно снижается. Металл лопаток может только кратковременно работать при такой температуре и поэтому каждый запуск ГТД вызывает накопление повреждений в деталях турбины. Вот почему важно обеспечить в эксплуатации надёжность каждого запуска и исключить неудавшиеся запуски, например, из-за разрегулирования автоматики.

      После завершения запуска двигатель работает на режиме холостого хода, который часто является режимом прогрева. Прогрев двигателю необходим для выравнивания температур в деталях и уменьшения вследствие этого температурных напряжений. На режиме прогрева двигатель осматривают и проверяют его готовность к работе на повышенной мощности.

      После камеры сгорания горячий газ поступает в турбину. Сначала в сопловых и затем в рабочих лопатках турбины происходит расширение газа. При уменьшении давления и температуры газа возникает полезная работа, которая преобразуется во вращение ротора турбины. С ротором турбины соединяется потребитель мощности, которым может быть компрессор, редуктор или электрогенератор. Турбин в двигателе может быть несколько и каждая турбина в двигателе в этом случае имеет свой потребитель мощности.

      Расширение газа в турбине заканчивается на последних ступенях последней турбины, после чего газ идёт в газовыхлопное устройство и выводится в атмосферу.

      Задача пусковой системы состоит в раскручивании двигателя до оборотов, при которых создаваемые в цилиндрах давление и температуры сжимаемого воздуха будут достаточны для самовоспламенения впрыскиваемого топлива. Раскручивание судовых дизелей осуществляется сжатым воздухом, и лишь пуск быстроходных двигателей небольшой мощности производится с помощью электростартера или пусковой турбинки, работающей на сжатом воздухе.

      Процесс пуска включает следующие три этапа:

      • интенсивный разгон двигателя в начальный период под действием давления пускового воздуха, поступившего в цилиндр, поршень которого находился в пусковом положении;
      • последующий разгон двигателя под давлением воздуха, поступающего в остальные цилиндры в соответствии с порядком их работы;
      • переход двигателя на работу на топливе.

      Подача пускового воздуха осуществляется в тот цилиндр, поршень которого находится в положении, соответствующем такту расширения. Обычно это соответствует положению соответствующего колена вала на участке 1-6° за ВМТ и до 100-110° п.к.в. В этот момент в цилиндр через специальный пусковой клапан поступает сжатый воздух. Под его давлением поршень движется вниз, вращая коленчатый вал. В дальнейшем в период пуска воздух поступает последовательно во все цилиндры в порядке их работы. Особенно тяжелые условия пуска создаются в главных судовых дизелях с прямой передачей на гребной винт, так как энергия пускового воздуха должна преодолеть не только энергию на раскручивание самого двигателя, но и сопротивление вращению гребного винта с присоединенными к нему массами воды.

      Схема системы пуска сжатым воздухом

      В системе с пневматически управляемыми пусковыми клапанами (рис. 13.1) сжатый воздух подводится от главного пускового (маневрового) клапана 3 по трубе 4 одновременно ко всем пусковым клапанам 5 цилиндров. Однако клапаны пока остаются закрытыми. Когда поршень какого-либо цилиндра находится в пусковом положении к его пусковому клапану от воздухораспределителя 1, соединенного с главным пусковым клапаном трубопроводом 2, будет подан воздух. Он откроет клапан, и рабочий воздух поступит в цилиндр и, надавив на поршень, приведет вал во вращение.

      Пуск сжатым воздухом может производиться как с одновременной подачей топлива в цилиндры (смешанный пуск), так и без нее (раздельный пуск).

      Минимальное число цилиндров, при котором обеспечивается пуск из любого положения коленчатого вала, составляет у дизелей: четырехтактных iмин = 6, двухтактных iмин =4.

      Устройство пусковой системы.

      Главный пусковой клапан служит для осуществления многократных пусков при открытых разобщительных клапанах на баллонах пускового воздуха и разгрузки пусковой магистрали после завершения пуска.

      Главный пусковой клапан дизеля (рис. 13.2) состоит из тарелки 3, вспомогательного разгрузочного клапана 4 и поршня 2 управляющего цилиндра, нагруженного пружиной 1. Воздух из пусковых баллонов поступает в полость Б главного пускового клапана и одновременно через клапан управления пуском на посту управления в полость А управляющего цилиндра. При этом главный пусковой клапан закрыт, а пусковой трубопровод через вспомогательный клапан 4 сообщен с атмосферой. При установке рукоятки на посту управления в положение «Пуск» клапан управления пуском сообщает полость А управляющего цилиндра с атмосферой. Главный пусковой клапан открывается, и воздух поступает к пусковым клапанам рабочих цилиндров; клапан 4 разобщает пусковую магистраль с атмосферой.

      Золотниковый воздухораспределитель с рядным расположением золотников (дизель «Бурмейстер и Вайн»)

      В аварийных случаях клапан может быть открыт или закрыт с помощью штока с маховиком. Воздухораспределитель служит для управления моментами открытия и закрытия пусковых клапанов на цилиндрах в порядке их работы. По конструкции воздухораспределители подразделяются на дисковые, золотниковые и клапанные.

      Принцип работы золотникового воздухораспределителя (рис. 13.3). При открытии главного пускового клапана воздух заполняет полость А. За счет разности площадей поясков 2 и 3 золотник прижимается к шайбе 4, имеющей отрицательный профиль. При вращении шайбы и попадании хвостовика золотника во впадину шайбы полость А соединяется с каналом В , ведущим к управляющему цилиндру пускового клапана одного из цилиндров. После закрытия главного пускового клапана золотник с помощью пружины 1 отжимается от шайбы 4. Канал В сообщается с полостью Б , соединенной с атмосферой, и магистраль управляющего воздуха разгружается. При реверсе распределительный валик воздухораспределителя сдвигается в осевом направлении, и под хвостовики золотников подводится второй комплект кулачных шайб.

      Воздухораспределитель двигателя «Зульцер» RTA72U

      Поступающий к воздухораспределителю пусковой воздух давит на все управляющие клапаны 5, сидящие на кулаке 2. В зависимости от положения управляющих клапанов 5 пусковой клапан под давлением воздуха, поступающего от соответствующего управляющего клапана, открывается в том цилиндре, поршень которого находится в пусковом положении (за ВМТ). Под действием давления воздуха поршень приходит в движение и вращает коленчатый вал.

      Кулак 2 также вращается, и следующий по порядку работы цилиндров управляющий клапан 5 активируется и подает воздух в следующий цилиндр. При достижении заданных оборотов система ДАУ включает подачу топлива, и пусковой режим прекращается. Подача сжатого воздуха в пусковую систему прекращается, и она сообщается с атмосферой, управляющие клапаны 5 пружинами поднимаются над кулаками, и процесс пуска прекращается.

      В двигателях «МАН Бурмейстер и Вайи» при реверсе распределительный валик воздухораспределителя смещается, в осевом направлении и под хвостовики золотников подводится второй комплект кулачных шайб, соответствующих заднему ходу.

      Пусковые клапаны служат для подачи сжатого воздуха в цилиндры при пуске дизеля. Клапаны открываются воздухом, поступающим к их управляющим поршням от воздухораспределителя.

      Пусковой клапан дизеля «Бурмейстер и Вайн» (рис.13.5а) состоит из штока 6 с тарелкой 8 и направляющими ребрами 7, уравновешивающего поршня 5, пружины 4 и управляющего поршня 3. Масленка 2 и тавотница 1 служат для подачи смазки. Воздух от главного пускового клапана подводится в полость между уравновешивающими поршнем и тарелкой клапана, а от воздухораспределителя - в полость над управляющим поршнем.

      Пусковой клапан дизеля «Зульцер» (рис.13.56) состоит из корпуса, штока 6, клапана с тарелкой 7 и уравновешивающим поршнем 5, управляющих поршней 4 и 3 и пружины 1. Управляющий поршень 3 выполнен дифференциальным. Управляющий воздух для открытия клапана подается от воздухораспределителя в полость А; одновременно полость под поршнем 4 воздухораспределитель сообщает с атмосферой. Давление управляющего воздуха действует вначале только на меньшую площадь дифференциального поршня 3. Клапан начнет открываться, если давление управляющего воздуха равно или больше давления в цилиндре. Этим предотвращается забрасывание пламени из цилиндра в пусковой трубопровод при применении смешанного пуска, когда в цилиндр подаются одновременно сжатый воздух и топливо.

      Пусковые клапаны дизелей

      После небольшого перемещения поршня 3 вниз уплотнительное кольцо малого поршня открывает прорези 2, через которые воздух поступает в полость Б , и клапан начинает быстро открываться за счет давления на полную площадь дифференциального поршня.

      Для закрытия клапана управляющий воздух из воздухораспределителя подается в полость В ; одновременно полости А и Б сообщаются с атмосферой. Клапан начинает закрываться за счет воздействия воздуха на поршень 3. Перед посадкой клапана на седло управляющий поршень 4 отсекает поступление воздуха в полость В , и закрытие осуществляется путем воздействия воздуха на поршень 4; одновременно малый поршень 3 разобщает полость Б с атмосферой. Оставшийся в полости Б воздух по каналам К перетекает в полость В , что обеспечивает торможение и мягкую посадку клапана на седло.

      Надежность пуска зависит от следующих факторов:

      • степень износа цилиндро-поршневой группы и в первую очередь поршневых колец;
      • тепловое состояние двигателя перед пуском;
      • давление пускового воздуха;
      • состояние топливовпрыскивающей аппаратуры, давление распыливания и величина цикловой подачи при пуске.

      При пуске холодного двигателя от сжимаемого в цилиндрах воздуха отбирается большое количество тепла, в итоге температура и давление в цилиндре могут оказаться низкими и недостаточными для самовоспламенения впрыскиваемого топлива. Приходится долго раскручивать двигатель на воздухе, подаваемое топливо, не воспламеняясь, скапливается в цилиндре и при воспламенении очередной порции топлива в реакцию сгорания вовлекается ранее не сгоревшее топливо. Это приводит к чрезмерному росту давлений в цилиндре, подрываются предохранительные клапаны, увеличиваются механические нагрузки на подшипники, донышки поршней и крышек цилиндров. Известны случаи появления в них трещин. К подобным явлениям приводит также пуск двигателя при низких давлениях пускового воздуха. Скорость вращения его на воздухе мала, увеличиваются потери сжимаемого воздуха через неплотности поршневых колец, давления и температуры в конце сжатия оказываются недостаточными для надежного самовоспламенения. Этому также способствует низкое давление распыливания, создаваемое ТНВД при низких оборотах. К взрывам в цилиндрах может приводить также чрезмерно большая цикловая подача топлива, поступающего в цилиндр при совмещенном пуске.

      1. Избегать пуска двигателя при низких давлениях пускового воздуха, особенно если двигатель не был предварительно прогрет.

      2. Обязательно прогревать двигатели перед пуском. Для этого осуществлять прокачивание через блок двигателя горячей воды, выходящей из работающих дизелей.

      3. Подбирать величину цикловой подачи топлива такой, чтобы она не была чрезмерно большой и не вызывала взрывного сгорания и в то же время была достаточной для должного распыливания и самовоспламенения. При пуске со взрывами - при наличии ДАУ внести изменения в ее программу.

      Реверсирование воздухораспределителя

      Для этого диск (или шайбу) необходимо повернуть в положение, показанное на рис. 13в; диск будет вращаться по часовой стрелке.

      Очевидно, что воздухораспределитель с рядным расположением золотников должен иметь по две кулачные шайбы (переднего и заднего хода) для каждого золотника, и его распределительный валик при реверсировании должен смещаться в осевом направлении.

      Реверсирование систем: а) газораспределения; б) топливоподачи

      Подача топлива в цилиндр обычно начинается до ВМТ и заканчивается после нее по прошествии 20-25° п.к.в. Следовательно, при положении поршня в ВМТ плунжер ТНВД еще продолжает свой нагнетательный ход, и кулачная шайба топливного насоса должна быть заклинена по отношению к кривошипу с отставанием на угол φ (рис.13.76). Точки НП и КП на профиле шайбы соответствуют началу и концу подачи топлива; их расположение зависит от способа регулирования ТНВД и цикловой подачи топлива. При реверсировании дизеля рабочий участок шайбы НП-КП находится на другой стороне ее профиля. Поэтому распределительный вал необходимо развернуть на угол 2 φ (если шайбы имеют симметричный профиль) или сместить его в осевом направлении и подвести под ролики толкателей ТНВД другой комплект кулачных шайб.

      Реверсирование топливного кулака

      В двигателях МАН-МС (см. рис. 13.8) топливный кулак имеет симметричный профиль и реверсирование фаз топливоподачи не требует разворота распределительного вала, а осуществляется перекидыванием ролика 3 с помощью сервомотора 4 с профиля кулака 1 на 2 или наоборот.

      Процесс реверсирования главных судовых дизелей является весьма напряженным, так как при реверсировании во время хода судна приходится быстро тормозить не только вращающийся вал двигателя, но и гасить инерцию движения судна. После подачи сигнала «Стоп» (выключения подачи топлива) крутящий момент двигателя падает до нуля, но его вал продолжает вращаться под действием инерции движущихся масс двигателя, а также в силу того, что гребной винт за счет продолжающегося движения судна переходит в режим гидротурбины. Процесс торможения составляет 2-10 минут в зависимости от скорости хода судна, его водоизмещения и характеристик гребного винта. Реверсирование двигателя может быть осуществлено лишь после остановки двигателя. Если же на ходу судна поступает команда «Полный назад», то обстоятельства заставляют прибегнуть к быстрой остановке двигателя за счет подачи контрвоздуха в цилиндры, в которых в этот период происходит такт сжатия.

      Реверсирование двигателя на ходу судна включает следующие операции:

      Торможение контрвоздухом осуществляется после реверсирования воздухораспределителя, тогда пусковой воздух к пусковым клапанам начнет поступать за 65-110° п.к.в. до прихода поршней в ВМТ и тем самым тормозить их движение.

      Нужно иметь в виду, что режим реверсирования с контрвоздухом является весьма напряженным и к нему следует прибегать лишь в экстренных ситуациях.

      Литература

      Судовые двигатели внутреннего сгорания - Возницкий И.В. Пунда А.С. [2010]

      В своем блоге буду описывать основы технологии судоремонта, методы дефектоскопии, восстановления и упрочнения деталей, виды и методы ремонта судов и механизмов.Будет приведена технологическая документация на ремонт и изготовление деталей.

      Оглавление

      Системы реверсирования ДВС.

      Главные судовые ДВС должны обеспечивать возможность изменения направления движения судна, что достигается применением реверсивного устройства, меняющего направление вращения коленчатого вала при маневрах. Реверсивное устройство компонуется вместе с пусковым. Время реверсирования двигателя от момента получения команды с мостика и до начала вращения гребного вала в обратном направлении по Правилам Регистра СССР не должно превышать 15 с. Кроме указанного способа, изменение вращения гребного вала (гребного винта) может быть достигнуто установкой между нереверсивным двигателем и гребным валом реверсивных передач (реверсивных муфт), а также применением винтов регулируемого шага (ВРШ). В установках с электродвижением изменение вращения гребного вала осуществляется при помощи реверсивного гребного электродвигателя.
      Схема устройства для непосредственного реверса ДВС определяется его типом и тактностью, а в двухтактных двигателях— еще и типом продувки. Реверсивное устройство должно-обеспечить правильное чередование фаз газораспределения и подачи топлива при вращении коленчатого вала двигателя в обе стороны. С этой целью на распределительном валу четырехтактного двигателя для каждого цилиндра устанавливаются по два комплекта кулачковых шайб одинакового профиля: один для переднего, другой для заднего хода. Шайбы переднего и заднего хода располагают так, чтобы все фазы газораспределения при работе двигателя на передний и задний ход были одинаковыми. Процесс реверсирования ДВС заключается в переключении управления всасывающими и выхлопными клапанами и ТНВД на кулачковые шайбы противоположного хода.
      Для осуществления реверса двигатель сначала останавливают, затем под ролики клапанных рычагов подводят кулачковые шайбы обратного хода, после чего двигатель снова пускают в ход сжатым воздухом.
      Реверсирование ДВС мощностью до 220 кВт осуществляется с помощью ручных приводов. При большой мощности ДВС перемещение распределительного вала и быстрое реверсирование становятся затруднительными.



      На рисунке показан реверсивный механизм четырехтактного ДВС с осевым перемещением распределительного вала. При реверсировании двигателя рукояткой 14 сжатый воздух (масло) подается в одну из полостей сервомотора 2, в результате чего его поршень 1 перемещается из одного крайнего положения в другое. При этом шток поршня 3, соединенный с зубчатой рейкой 4, передвигает ее и штангу 11. Зубчатая рейка, перемещаясь, поворачивает шестерню 13 и валик 12, в результате чего ролик 6 толкателя 5 отводится от кулачковой шайбы 7. При перемещении зубчатой рейки и штанги 11 между роликами 10 проходит криволинейный участок поверхности штанги, что вызывает перемещение распределительного вала 9. Дальнейшее перемещение поршня сервомотора, а с ним зубчатой рейки и штанги, криволинейный участок поверхности которой сменяется на прямолинейный, сопровождается тем, что ролик 6 толкателя 7 опускается на кулачковую шайбу 8. Двигатель готов к пуску в противоположную сторону.
      Кроме осевого перемещения распределительного вала реверс ДВС двигателя может быть произведен за счет проворачивания распределительного вала относительно коленчатого на угол реверса и за счет использования симметричных кулачков, оси симметрии которых совпадают с осью кривошипов коленчатого вала. Последний способ используется в двухтактных ДВС "Русский дизель" и не требует никаких специальных реверсивных устройств.
      Устройства для реверсирования двухтактных ДВС значительно проще, чем четырехтактных, так как для их реверса достаточно (в основном) изменить фазы подачи сжатого воздуха пусковым воздухораспределителем. Работа топливных насосов не зависит от направления вращения распределительного вала, так как их кулачковые шайбы имеют симметричный профиль.

      Изобретение относится к авиации, в частности к способу создания обратной тяги авиационного газотурбинного двигателя.

      При существующем способе создания обратной тяги основной поворот газового потока производится створками, перекрывающими проточную часть двигателя. Реверсивное устройство (фиг.1 и 2) содержит створки 1 и отклоняющие решетки 2. Створки 1 в режиме прямой тяги закрывают внутреннюю поверхность отклоняющих решеток и не препятствуют выходу газового потока 3 через сопло 4. В положении реверса тяги створки 1 разворачивают газовый поток 3 и направляют его на отклоняющие решетки 2. При такой работе реверсивного устройства (фиг.1 и 2) основной поворот газового потока производится створками. Поворот газового потока створками производится на угол, равный или больший 90, при этом часть энергии потока тратится на торможение вблизи створок (кинетическая энергия потока переходит в потенциальную), а затем на разгон на отклоняющих решетках 2 (потенциальная энергия потока переходит обратно в кинетическую). При этом входные кромки лопаток решеток установлены под малыми углами атаки к газовому потоку (угол атаки близок к нулю).

      К основному недостатку данного способа можно отнести снижение эффективности реверсирования двигателя вследствие того, что основной поворот газового потока в реверсивном устройстве производится створками, перекрывающими проточную часть двигателя. При этом отклоняющие решетки отклоняют газовый поток лишь на незначительный угол.

      В связи с этим к недостаткам данного способа можно отнести:

      - значительные потери энергии газового потока при его повороте на большой угол створками реверсивного устройства. Потери энергии происходят при торможении газового потока перед створками (переход части кинетической энергии газового потока в потенциальную энергию) и при последующем разгоне газового потока в отклоняющих решетках (переход потенциальной энергии газового потока в кинетическую энергию);

      - снижение, вследствие потерь, скорости газового потока в отклоняющих решетках реверсивного устройства и, следовательно, снижение эффективности работы реверсивного устройства;

      - использование отклоняющих решеток (при малых, близких к нулю, углах установки передних кромок лопаток отклоняющих решеток к газовому потоку) лишь для стабилизации газового потока на выходе из реверсивного устройства.

      Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности работы реверса тяги и защищенности двигателя от заброса посторонних предметов с поверхности аэродрома за счет повышения эффективности работы отклоняющих решеток.

      Поставленная задача достигается тем, что для каждого типа самолета:

      - для обеспечения потребной длины пробега типа самолета задают требуемую величину обратной тяги и значение диапазона скоростей пробега самолета с применением реверса тяги с момента включения реверса тяги до момента начала попадания реверсивных струй на вход в двигатель;

      - для увеличения эффективности работы реверса тяги определяют необходимый диапазон скоростей пробега самолета с применением обратной тяги требуемой величины, для чего уточняют скорость пробега самолета, на которой происходит начало попадания реверсивных струй на вход в двигатель, для чего выбирают необходимый угол поворота реверсивной струи в пределах ϕ=90°. 135°;

      - полученное значение угла поворота реверсивной струи определяет угол установки задних кромок лопаток отклоняющей решетки;

      - при заданной кривизне лопаток (f=0. 0,3) определяют угол установки передних кромок лопаток отклоняющей решетки;

      - по полученным параметрам отклоняющей решетки (углы установки передних и задних кромок лопаток, а также кривизна лопаток) определяют угол β установки створок таким образом, чтобы плоскость входных кромок лопаток отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол α=20°. 60°, что обеспечивает требуемую величину подъемной силы отклоняющей решетки.

      Техническая сущность существующего способа создания обратной тяги заключается в следующем. Эффективность работы реверса тяги определяется двумя величинами: величиной обратной тяги и диапазоном скоростей пробега самолета, в котором используется реверс тяги. Реверс тяги может использоваться с момента касания самолета поверхности аэродрома до скорости пробега, на которой начинается заброс реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатель, что может привести к повреждению двигателя. Чем выше значение обратной тяги, тем на большей скорости пробега наблюдается заброс реверсивных струй на вход в двигатель и тем на большей скорости пробега необходимо выключать реверс тяги. При создании обратной тяги за счет кинетической энергии газового потока, который разворачивается и направляется в сторону движения самолета, величина обратной тяги определяется углом поворота реверсивной струи и скоростью истечения газового потока (режимом работы двигателя). Максимальный угол поворота реверсивной струи ограничен углом порядка 135°. Увеличение угла поворота реверсивной струи приводит к «прилипанию» струи к поверхности мотогондолы и попаданию ее в двигатель, что может вызвать неустойчивую работу двигателя ("Аэродинамика самолета ТУ-154", М., "Транспорт", 1977). Уменьшение угла поворота реверсивной струи приводит к уменьшению величины обратной тяги. Поворот потока в реверсивном устройстве при данном способе производится, в основном, створками, перекрывающими проточную часть двигателя, и которые устанавливают как под углом 90° к оси двигателя, так под углом, превышающим 90°.

      Предлагаемый способ создания обратной тяги (фиг.3) заключается в следующем.

      Для обеспечения потребной длины пробега типа самолета задают требуемую величину обратной тяги и значение диапазона скоростей пробега самолета с применением реверса тяги с момента включения реверса тяги до момента начала попадания реверсивных струй на вход в двигатель. Для увеличения эффективности работы реверса тяги определяют необходимый диапазон скоростей пробега самолета с применением обратной тяги требуемой величины, для чего уточняют скорость пробега самолета, на которой происходит начало попадания реверсивных струй на вход в двигатель, для чего выбирают необходимый угол поворота реверсивной струи в пределах ϕ=90°. 135°. Данное значение угла поворота реверсивной струи определяет угол установки задних кромок лопаток отклоняющей решетки 5 (ϕзад=ϕ). При заданной кривизне лопаток (f=0..0,3) определяют угол установки передних кромок лопаток отклоняющей решетки ϕпер

      где Δϕ - разница углов установки передних и задних кромок лопаток решетки реверсивного устройства


      где - относительная кривизна лопатки,

      fмакс - максимальный прогиб лопатки,

      b - хорда лопатки.

      По полученным параметрам отклоняющей решетки (углам установки передних и задних кромок лопаток, а также кривизне лопаток) определяют угол β установки створок 1 таким образом, чтобы плоскость входных кромок лопаток отклоняющей решетки 5 составлял с плоскостью створок угол α=20. 60°, что обеспечивает требуемую величину подъемной силы отклоняющей решетки.

      Таким образом, способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, заключающийся в повороте реверсивных струй в реверсивном устройстве посредством створок и отклоняющей решетки, отличается тем, что лопатки отклоняющей решетки устанавливают с углом задних кромок, равным углу поворота реверсивных струй в диапазоне ϕ=90°. 135°, а створки устанавливают так, чтобы плоскость входных кромок отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол α=20°. 60°.

      Аэродинамические характеристики отклоняющей решетки (несущие свойства) при этом выше, чем аэродинамические характеристики обычных крыльев с различной величиной удлинения крыла. Из фиг.4 видно, что для отклоняющей решетки наблюдается существенное увеличение коэффициента подъемной силы Су в области больших углов атаки.

      Похожие патенты RU2331781C2

      • Ивандаев Сергей Иванович
      • Комов Алексей Алексеевич
      • Коцюбинский Сергей Вадимович
      • Максимов Николай Иванович
      • Максимов Николай Иванович
      • Шерембей Борис Сергеевич
      • Бирюков Сергей Петрович
      • Сопитько Сергей Вячеславович
      • Бугрин Владимир Николаевич
      • Комов Алексей Алексеевич
      • Павлов А.Ф.
      • Хабибуллин М.Г.
      • Маргулис С.Г.
      • Шмерлин А.Ш.
      • Рогов В.И.
      • Комов Алексей Алексеевич
      • Клестов Юрий Максимович
      • Клестов Дмитрий Владимирович
      • Казаков Петр Григорьевич
      • Воробьев Сергей Владимирович
      • Петухов Василий Петрович
      • Куница Сергей Петрович
      • Ланевский Тимур Маматкулович
      • Попарецкий Андрей Владимирович

      Иллюстрации к изобретению RU 2 331 781 C2




      Реферат патента 2008 года СПОСОБ СОЗДАНИЯ ОБРАТНОЙ ТЯГИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ


      Изобретение относится к авиации, в частности к способу создания обратной тяги авиационного газотурбинного двигателя. Способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя заключается в повороте реверсивных струй в реверсивном устройстве посредством створок и отклоняющей решетки. При этом лопатки отклоняющей решетки устанавливают с углом задних кромок, равным углу поворота реверсивных струй в диапазоне ϕ=90°. 135°, а створки устанавливают так, чтобы плоскость входных кромок отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол α=20°. 60°. Изобретение повышает эффективность работы реверса тяги и обеспечивает защищенность двигателя от заброса посторонних предметов с поверхности аэродрома за счет повышения эффективности работы отклоняющих решеток. 4 ил.

      Формула изобретения RU 2 331 781 C2

      Способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, заключающийся в повороте реверсивных струй в реверсивном устройстве посредством створок и отклоняющей решетки, отличающийся тем, что лопатки отклоняющей решетки устанавливают с углом задних кромок, равным углу поворота реверсивных струй в диапазоне ϕ=90°. 135°, а створки устанавливают так, чтобы плоскость входных кромок отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол α=20°. 60°.

      Изобретение относится к авиации, в частности к способу создания обратной тяги авиационного газотурбинного двигателя. Способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя заключается в повороте реверсивных струй в реверсивном устройстве посредством створок и отклоняющей решетки. При этом лопатки отклоняющей решетки устанавливают с углом задних кромок, равным углу поворота реверсивных струй в диапазоне =90°. 135°, а створки устанавливают так, чтобы плоскость входных кромок отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол =20°. 60°. Изобретение повышает эффективность работы реверса тяги и обеспечивает защищенность двигателя от заброса посторонних предметов с поверхности аэродрома за счет повышения эффективности работы отклоняющих решеток. 4 ил.

      способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, патент № 2331781
      способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, патент № 2331781
      способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, патент № 2331781
      способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, патент № 2331781

      Формула изобретения

      Способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, заключающийся в повороте реверсивных струй в реверсивном устройстве посредством створок и отклоняющей решетки, отличающийся тем, что лопатки отклоняющей решетки устанавливают с углом задних кромок, равным углу поворота реверсивных струй в диапазоне =90°. 135°, а створки устанавливают так, чтобы плоскость входных кромок отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол =20°. 60°.

      Описание изобретения к патенту

      Изобретение относится к авиации, в частности к способу создания обратной тяги авиационного газотурбинного двигателя.

      При существующем способе создания обратной тяги основной поворот газового потока производится створками, перекрывающими проточную часть двигателя. Реверсивное устройство (фиг.1 и 2) содержит створки 1 и отклоняющие решетки 2. Створки 1 в режиме прямой тяги закрывают внутреннюю поверхность отклоняющих решеток и не препятствуют выходу газового потока 3 через сопло 4. В положении реверса тяги створки 1 разворачивают газовый поток 3 и направляют его на отклоняющие решетки 2. При такой работе реверсивного устройства (фиг.1 и 2) основной поворот газового потока производится створками. Поворот газового потока створками производится на угол, равный или больший 90, при этом часть энергии потока тратится на торможение вблизи створок (кинетическая энергия потока переходит в потенциальную), а затем на разгон на отклоняющих решетках 2 (потенциальная энергия потока переходит обратно в кинетическую). При этом входные кромки лопаток решеток установлены под малыми углами атаки к газовому потоку (угол атаки близок к нулю).

      К основному недостатку данного способа можно отнести снижение эффективности реверсирования двигателя вследствие того, что основной поворот газового потока в реверсивном устройстве производится створками, перекрывающими проточную часть двигателя. При этом отклоняющие решетки отклоняют газовый поток лишь на незначительный угол.

      В связи с этим к недостаткам данного способа можно отнести:

      - значительные потери энергии газового потока при его повороте на большой угол створками реверсивного устройства. Потери энергии происходят при торможении газового потока перед створками (переход части кинетической энергии газового потока в потенциальную энергию) и при последующем разгоне газового потока в отклоняющих решетках (переход потенциальной энергии газового потока в кинетическую энергию);

      - снижение, вследствие потерь, скорости газового потока в отклоняющих решетках реверсивного устройства и, следовательно, снижение эффективности работы реверсивного устройства;

      - использование отклоняющих решеток (при малых, близких к нулю, углах установки передних кромок лопаток отклоняющих решеток к газовому потоку) лишь для стабилизации газового потока на выходе из реверсивного устройства.

      Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности работы реверса тяги и защищенности двигателя от заброса посторонних предметов с поверхности аэродрома за счет повышения эффективности работы отклоняющих решеток.

      Поставленная задача достигается тем, что для каждого типа самолета:

      - для обеспечения потребной длины пробега типа самолета задают требуемую величину обратной тяги и значение диапазона скоростей пробега самолета с применением реверса тяги с момента включения реверса тяги до момента начала попадания реверсивных струй на вход в двигатель;

      - для увеличения эффективности работы реверса тяги определяют необходимый диапазон скоростей пробега самолета с применением обратной тяги требуемой величины, для чего уточняют скорость пробега самолета, на которой происходит начало попадания реверсивных струй на вход в двигатель, для чего выбирают необходимый угол поворота реверсивной струи в пределах =90°. 135°;

      - полученное значение угла поворота реверсивной струи определяет угол установки задних кромок лопаток отклоняющей решетки;

      - при заданной кривизне лопаток (f=0. 0,3) определяют угол установки передних кромок лопаток отклоняющей решетки;

      - по полученным параметрам отклоняющей решетки (углы установки передних и задних кромок лопаток, а также кривизна лопаток) определяют угол установки створок таким образом, чтобы плоскость входных кромок лопаток отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол =20°. 60°, что обеспечивает требуемую величину подъемной силы отклоняющей решетки.

      Техническая сущность существующего способа создания обратной тяги заключается в следующем. Эффективность работы реверса тяги определяется двумя величинами: величиной обратной тяги и диапазоном скоростей пробега самолета, в котором используется реверс тяги. Реверс тяги может использоваться с момента касания самолета поверхности аэродрома до скорости пробега, на которой начинается заброс реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатель, что может привести к повреждению двигателя. Чем выше значение обратной тяги, тем на большей скорости пробега наблюдается заброс реверсивных струй на вход в двигатель и тем на большей скорости пробега необходимо выключать реверс тяги. При создании обратной тяги за счет кинетической энергии газового потока, который разворачивается и направляется в сторону движения самолета, величина обратной тяги определяется углом поворота реверсивной струи и скоростью истечения газового потока (режимом работы двигателя). Максимальный угол поворота реверсивной струи ограничен углом порядка 135°. Увеличение угла поворота реверсивной струи приводит к «прилипанию» струи к поверхности мотогондолы и попаданию ее в двигатель, что может вызвать неустойчивую работу двигателя ("Аэродинамика самолета ТУ-154", М., "Транспорт", 1977). Уменьшение угла поворота реверсивной струи приводит к уменьшению величины обратной тяги. Поворот потока в реверсивном устройстве при данном способе производится, в основном, створками, перекрывающими проточную часть двигателя, и которые устанавливают как под углом 90° к оси двигателя, так под углом, превышающим 90°.

      Предлагаемый способ создания обратной тяги (фиг.3) заключается в следующем.

      Для обеспечения потребной длины пробега типа самолета задают требуемую величину обратной тяги и значение диапазона скоростей пробега самолета с применением реверса тяги с момента включения реверса тяги до момента начала попадания реверсивных струй на вход в двигатель. Для увеличения эффективности работы реверса тяги определяют необходимый диапазон скоростей пробега самолета с применением обратной тяги требуемой величины, для чего уточняют скорость пробега самолета, на которой происходит начало попадания реверсивных струй на вход в двигатель, для чего выбирают необходимый угол поворота реверсивной струи в пределах =90°. 135°. Данное значение угла поворота реверсивной струи определяет угол установки задних кромок лопаток отклоняющей решетки 5 ( зад = ). При заданной кривизне лопаток (f=0..0,3) определяют угол установки передних кромок лопаток отклоняющей решетки пер

      где - разница углов установки передних и задних кромок лопаток решетки реверсивного устройства

      где - относительная кривизна лопатки,

      f макс - максимальный прогиб лопатки,

      b - хорда лопатки.

      По полученным параметрам отклоняющей решетки (углам установки передних и задних кромок лопаток, а также кривизне лопаток) определяют угол установки створок 1 таким образом, чтобы плоскость входных кромок лопаток отклоняющей решетки 5 составлял с плоскостью створок угол =20. 60°, что обеспечивает требуемую величину подъемной силы отклоняющей решетки.

      Таким образом, способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, заключающийся в повороте реверсивных струй в реверсивном устройстве посредством створок и отклоняющей решетки, отличается тем, что лопатки отклоняющей решетки устанавливают с углом задних кромок, равным углу поворота реверсивных струй в диапазоне =90°. 135°, а створки устанавливают так, чтобы плоскость входных кромок отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол =20°. 60°.

      Аэродинамические характеристики отклоняющей решетки (несущие свойства) при этом выше, чем аэродинамические характеристики обычных крыльев с различной величиной удлинения крыла. Из фиг.4 видно, что для отклоняющей решетки наблюдается существенное увеличение коэффициента подъемной силы Су в области больших углов атаки.

      Автор статьи

      Куприянов Денис Юрьевич

      Куприянов Денис Юрьевич

      Юрист частного права

      Страница автора

      Читайте также: