Что такое кпд авиационного двигателя

СРАВНЕНИЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С МЕДЛЕННЫМ ГОРЕНИЕМ И ГОРЕНИЕМ В ДЕТОНАЦИОННЫХ ВОЛНАХ

Автор: Александр Николаевич Крайко

Организация: Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова

Выполнено сравнение термических коэффициентов полезного действия и удельных тяг и импульсов прямоточных реактивных двигателей разных типов с медленным («дефлаграционным») горением (МГ) и с горением в движущихся (пульсирующих и вращающихся – «спиновых») и неподвижных детонационных волнах (ДВ). Актуальность такого сравнения обусловлена распространенными, особенно в последнее время, утверждениями о возможном увеличении тяговых характеристик воздушно-реактивных двигателей (ВРД) с горением в ДВ (в первую очередь, в пульсирующих – PDE и вращающихся – RDE ) на десятки процентов в сравнении с прямоточными ВРД (ПВРД) с МГ при постоянном давлении в дозвуковом потоке. Подобные прогнозы, однако, опираются не на прямой расчет тяг этих двигателей, а на сравнение их идеальных термических коэффициентов полезного действия (кпд) – h _th и на применимые только к стационарным течениям в инерциальных системах координат формулы, связывающие также идеальные удельные тяги и импульсы с идеальными кпд. Для PDE эти формулы неверны из-за нестационарности течения.

В России утверждения о преимуществах детонационного горения (ДГ) нередко сопровождаются ссылками на заметку Я.Б. Зельдовича [1] 1940 г., переведенную на Западе только в начале XXI века. Для незнакомых с этой заметкой ссылки на столь авторитетного ученого производят требуемый эффект в противоположность тому, что писал сам автор. Хотя Я.Б. Зельдович обнаружил некоторое увеличение термического коэффициента полезного действия (КПД) при ДГ, это не вызвало у него эйфории. Напротив, в той же заметке высказаны только скептические соображения о применении ДГ, например: » . поиски циклов с ДГ в погоне за небольшим увеличением принципиально достижимого кпд бесперспективны» . Ни в этой, ни в других публикациях Я.Б. Зельдовича высказываний в поддержку ДГ нет.

В развитие [1, 2] выполнен термодинамический анализ разных типов ВРД с ДГ и МГ. В исследуемых далее ВРД горению почти всегда предшествует сжатие в воздухозаборнике поступающего из атмосферы со скоростью V воздуха и всегда заканчивается «расчетным» расширением в сопле продуктов сгорания до давления набегающего потока р. В рассматриваемых моделях двигателей предварительное сжатие воздуха в воздухозаборнике и расширение продуктов сгорания в сопле принимаются изэнтропическими и стационарными. По определенным, как в [2], идеальным термическим кпд ( h _th ) находится отношение V_e / V , где V_e – скорость на выходе из сопла при расчетном расширении до р. Удельные тяга и импульс пропорциональны разности ( V_e / V – 1). Рассмотренные типы ВРД включают двигатели с МГ при постоянном давлении, как в ПВРД (по циклу Брайтона), и постоянном объеме (по циклу Хэмфри), пульсирующие детонационные двигатели ( PDE ) с горением в ДВ Чепмена — Жуге (ДВ _CJ ), ВРД с горением в стационарных ДВ _CJ , в том числе, с предварительным торможением сверхзвукового потока ( SDE _y _³ ₁ , y = Т₃/Т, Т и Т₃ – температуры холодного воздуха и горючей смеси перед ДВ) и в косой ДВ – SDE_OSW (при y = 1).

При фиксированных показателях адиабаты воздуха, горючей смеси и продуктов сгорания идеальные характеристики рассмотренных ВРД, предполагающие, как в [2], отсутствие потерь при торможении воздуха в воздухозаборнике, его смешении с газообразным топливом и истечении продуктов сгорания из реактивного сопла, зависят от двух безразмерных параметров: числа Маха полета М и q ° = q /( c_pT ) – безразмерной теплотворной способности горючей смеси (с_р – теплоемкость при постоянном давлении). При q ° = 6 и 9 сравнение идеальных кпд h _th и рассчитанных по h _th с помощью упомянутых выше формул (незаконных для PDE ) идеальных удельных тяг и импульсов всех рассмотренных двигателей выполнено для М от 0.3 до 8. Для этих q ° и М по такой идеальной тяге PDE незначительно превосходит ВРД с горением при постоянном объеме (по циклу Хэмфри), а ПВРД с МГ – намного только при М PDE над идеальными тягами других ВРД за исключением SDE_OSW быстро уменьшается. Так, при q ° = 6 и 9 превосходство по идеальной тяге PDE над остальными становится малым при увеличении числа Маха полета М.

Пусть PDE имеет n цилиндрических, синхронно работающих групп детонационных камер (ДК) с мгновенно открывающимися и закрывающимися клапанами (входными силовыми стенками). При открытых клапанах в ДК поступает идеально перемешанная горючая смесь. Период работы одной ДК PDE можно разбить на несколько этапов: 1. Открытие клапана, заполнение ДК горючей смесью, мгновенные закрытие клапана и инициирование ДВ волны у входного конца ДК; 2. Приход ДВ на правый конец ДК – сечение входа в идеально регулируемое реактивное сопло; 3. ДВ отражается от правого частично открытого сечения ДК (сужения сопла) как ударная волна (УВ), которая движется к закрытому входному сечению ДК. Далее нестационарные ударные волны, двигаясь по ДК, могут несколько раз отразиться от ее концов. Несмотря на затухание, отражающиеся УВ – не учитываемый при определении идеальных характеристик PDE источник роста энтропии. Клапан мгновенно открывается, когда среднее давление продуктов сгорания в ДК становится меньше давления заторможенного воздуха и идеально перемешанного с ним топлива в объеме перед клапаном.

Истечение продуктов сгорания происходит на протяжении всего цикла работы PDE . Течение в расширяющейся части сопла квазистационарное и изэнтропическое, площадь выходного сечения сопла идеально регулируемая. Расчёты проводились в рамках одномерной задачи в приближении уравнений Эйлера. Система уравнений одномерной нестационарной газовой динамики численно решалась с помощью явной монотонной распадной разностной схемы второго порядка (для гладких решений) по пространственной координате х и по времени t . Второй порядок по времени обеспечивался привлечением схемы Рунге — Кутты. При заданных f ° (отношении площади критического сечения сопла к площади поперечного сечения ДК), М и q ° в течении периода работы ДК PDE отношение скоростей V_e / V получается как функция времени. Его интегрирование по периоду дает средние значения V_e / V и тяговые характеристики с учетом нестационарности и неизэнтропичности течения продуктов сгорания в детонационной камере.

На рисунке приведены кривые отношений V_e / V для ПВРД (цикл Брайтона, от времени не зависит) и для PDE : посчитанных по идеальному термическому кпд ( PDE_th ) и для нескольких значений f °, найденных в рамках описанной выше нестационарной модели. Видно, что в типичных ситуациях ПВРД лучше многокамерных PDE с вращающимся клапаном (для f ° = 0.3 и 0.1 – при М ³ 2 и М ³ 3). Согласно [3] тяговые характеристики ПВРД заведомо лучше тяговых характеристик и однокамерного PDE , предложенного в [4]. По этим характеристикам уступают ПВРД и все рассмотренные выше ВРД с горением в стационарных ДВ. Из еще не рассмотренных «детонационных» ВРД в последнее время особое внимание уделяется двигателям с вращающейся или спиновой ДВ ( RDE ). Одно из объяснений такого внимания – переход к стационарному течению во вращающейся со скоростью ДВ системе координат и последующие рассуждения с сохраняющейся в стационарных потоках полной энтальпией. При этом, правда, забывают, что в координатах, вращающихся с угловой скоростью w , вдоль линий тока сохраняется не «обычная» полная энтальпия H , а разность H ° = H – ( w r ) 2 /2. В кольцевой камере сгорания RDE произведение w r равно скорости детонационной волны. Поэтому величина w так велика, что любые изменения радиальной координаты r при истечении продуктов сгорания заведомо исключают возможность определения отношения V_e / V через h _th ВРД с ДГ. В противоположность этому, в силу сохранения H удельный импульс I_sp RDE с сужающимся центральным телом и цилиндрической «внешней» образующей сопла заметно уменьшится. То что это так, подтверждают низкие значения I_sp , рассчитанные в [5] для четырех вариантов RDE , летящих с М = 5 в однородной стехиометрической смеси водорода и воздуха с параметрами атмосферы Земли на высоте 20 км. Эти значения I_sp = 1990, 2350, 2300 и 2250 с «традиционно» для авторов [5] (см. [3]) завышены: определяя I_sp , они почему-то не учитывают сопротивления наветренной части центрального тела воздухозаборника. Исправленные значения I_sp близки к 1420, 1830, 1780 и 1720 с, однако даже завышенные величины I_sp заметно меньше I_sp ПВРД, который при тех же условиях по оценке авторов [3] равен 3500 ¸ 3900 с. Дополнительное возрастание энтропии в RDE также имеет место – в УВ, примыкающей к ДВ на границе свежей горючей смеси и продуктов сгорания. Правда, интенсивность этой УВ невелика.

Читать еще: Hyundai ix35 дизель сколько масла в двигателе

Итак, утверждения о возможном увеличении тяговых характеристик ВРД на десятки процентов благодаря использованию ДГ необоснованны. Даже для дозвуковых и малых сверхзвуковых чисел Маха полета, на которых ВРД с МГ может по тяговым характеристикам уступать PDE , последние заведомо уступают ТРД с МГ. Поэтому преимущества ВРД с ДГ, если и возможно, то не по тяговым характеристикам, а по простоте конструкции (как при малых М по сравнению с ТРД) или по меньшей теплонапряженности тракта двигателя (напротив, при больших сверхзвуковых числах Маха М > 5 в сравнении c пульсирующим детонационно-дефлаграционным двигателем [6]).

Работа выполнена при поддержке РФФИ (проект 17-01-00126).

Рисунок: кривые V_e / V ПВРД (цикл Брайтона) и PDE , рассчитанные по идеальному кпд ( PDE_th ) и по нестационарной модели

1. Зельдович Я.Б. К вопросу об энергетическом использовании детонационного горения // ЖТФ. 1940. Т. 10. Вып. 17. С. 1453-1461.

2. Heiser W.H., Pratt D.T. Thermodynamic Cycle Analysis of Pulse Detonation Engines // J. of Propulsion and Power. 2002. V. 18. No. 1. P. 68-76.

3. Егорян А.Д., Крайко А.Н., Пьянков К.С., Тишин А.П. О расчете характеристик импульсного детонационного двигателя и их сравнении с характеристиками ПВРД // Теплофизика и аэромеханика. 2016. Т . 23. № 2. С . 307-310.

4. Remeev N.Kh., Vlasenko V.V., Khakimov R.A. Analysis of operation process and possible performance of the supersonic ramjet-type pulse detonation engine // Pulse and continuous detonation propulsion / Eds. G. Roy, S. Frolov. Moskow: TORUS PRESS, 2006. P . 235-250.

5. Дубровский А.В., Иванов В.С., Зангиев А.Э., Фролов С.М. Трехмерное численное моделирование характеристик прямоточной воздушно-реактивной силовой установки с непрерывно-детонационной камерой сгорания в условиях сверхзвукового полета // Химическая физика. 2016. Т. 35. № 6. С. 49-63.

6. Крайко А.Н., Александров В.Ю., Александров В.Г. и др. Способ организации горения топлива и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель. 2016. Патент РФ № 2585328.

КПД воздушно-реактивного двигателя. Кпд реактивного двигателя

Коэффициент полезного действия реактивного двигателя

Коэффициент полезного действия компрессора, турбины
Коэффициент полноты сгорания топлива

Смотреть что такое «Коэффициент полезного действия реактивного двигателя» в других словарях:

коэффициент полезного действия реактивного двигателя — Рис. 1. Полётный коэффициент полезного действия. коэффициент полезного действия реактивного двигателя безразмерная величина, характеризующая степень совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают… … Энциклопедия «Авиация»

Комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить двигатели, работающие по циклам … Энциклопедия техники

комбинированный двигатель — комбинированный двигатель двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить … Энциклопедия «Авиация»

Схемы вертолетов — Реактивный момент, действующий на корпус вертолёта, и его компенсация Схема вертолета описывает количество несущих винтов вертолёта, а также тип устройств, используемых для управления вертолетом. Усилие для раскручивания несущего винта мож … Википедия

авиация — Рис. 1. Изменение приведённой «вредной» площади манёвренных истребителей по годам. авиация (франц. aviation, от лат. avis птица) широкое понятие, связанное с полётами в атмосфере аппаратов тяжелее воздуха. А. включает необходимые технические… … Энциклопедия «Авиация»

КПД воздушно-реактивного двигателя

При сгорании топлива выделяемое тепло подводится к рабочему телу. Оно равно

, где — количество тепла в сек. на 1 кг воздуха.

Движитель преобразует механическую работу, численно равную работе цикла, в полезную работу, необходимую для передвижения ЛА, — полезная работа по перемещению ЛА в единицу времени .

Тогда общий КПД:

Общим КПД называют отношение полезной работы передвижения ЛА к располагаемой энергии внесенного в двигатель топлива.

Общий КПД характеризует двигатель в целом: и как тепловую машину, и как движитель. Используем выражение для

Как следует из этого выражения, удельный расход топлива при и изменяется обратно пропорционально общему КПД. Общий КПД лучших ТРД примерно равен 0,3. Т.к. при , а большая часть испытаний авиационных двигателей ведется в стендовых условиях , на практике в качестве критерия эффективности используется удельный расход топлива.

Важное значение имеет полетный КПД.

— располагаемая работа движителя в единицу времени;

— полезная работа по передвижению ЛА в единицу времени;

Если подставить , то преобразуя, получим:

Полетный КПД показывает, какая часть кинетической энергии, приобретенной потоком газа в двигателе, преобразуется в полезную (тяговую) работу.

Из сопоставления формул для ,

Чему равен КПД ракетного двигателя?

сынок. я хоть и самый умный в мире человек. но даже мне это не по силе

никакой двигатель не перепрыгнул барьер в 70%

Ну, может один процент. До пяти во всяком случае.

вообще КПД — штука хитрая. Его для тепловых машин придумали. Оценивать ракетные двигатели совсем бессмысленно. Ракетный движок придает импульс, а не энергию. Если посчитаете — у вас получится разный КПД в зависимости от скорости полета, от массы груза и топлива на борту. куда важнее скорость истечения или удельный импульс.

Ракетные двигатели характеризуются тягой и удельным импульсом. Понятие КПД для них применять не совсем корректно.

60%, но можно до 70% догнать если он водородом плюваться будет.

Читать еще: 406 двигатель карбюраторный сколько лошадей

КПД реактивного двигателя — вполне нормальная характеристика. Реактивный двигатель использует химическую энергию топлива и тратит его на два полезных действия: преодоление лобового сопротивления и повышение кинетической энергии ракеты. Так что надо поделить сумму двух последних на первое — и все. Получим нормальную величину меньше 100%. При движении в вакууме, КПД легко рассчитать, т. к. лобовое сопротивление отсутствует. Химическая энергия тратится на расширение газа, к сожалению не равновесному, так что просто посчитать не удается. Зато дальше просто. Реактивные газы истекают из сопла с определенной скоростью, закон сохранения импульса выполняется — можно посчитать какая доля энергии передается ракете. Есть, конечно диссипация энергии, и затраты на обеспечение работы двигателя, но ими можно пренебречь. А можно и померить экспериментально. Все это возможно, а иначе как бы люди узнали сколько топлива требуется для того, чтобы долететь до Юпитера? Беда в том, что часто вводят всякие «полетные КПД», «полные мощности» и т. п. Это приводит к путанице, т. к. подобных характеристики могут принимать немыслимые значения. Еще одна проблема появляется, когда мы начинаем задумываться, а так уж полезно для нас тащить с собой это самое топливо для двигателя. Может быть, кинетическая энергия топлива не должна входить в знаменатель КПД?

Итак, считаем по методу Корпускуляр Гения. Теплота сгорания водорода — 120 МДж/кг, скорость истечения газов для водород-кислородной пары — 4,5 м/с. Для того, чтобы сжечь 1 моль водорода нужно 0.5 моль кислорода или на 1 кг h3 — 8 кг О2. Таким образом на 1 кг топлива, получаем 9 кг рабочего тела, движущегося со скоростью 4.5 км/с. Считаем кинетическую энергию — E = mV^2/2 или 9*(4500)^2/2 = 91 МДж. Теперь кпд — (91/120)*100% =76%. Таким образом, ракетный двигатель преобразует в кинетическую энергию 76% внутренней энергии рабочего тела.

А теперь давайте посчитаем «в лоб», по «школьной» формуле для КПД. КПД=100%* (Т1-Т2)/Т1, где Т1 — температура нагревателя (температура внутри камеры сгорания реактивного двигателя), Т2 — температура холодильника (наружной атмосферы.) Для керосин-кислородного РД: Т1=3750 К, В качестве Т2 (наружного воздуха) примем обычные Т2=20 град. С = 293 К. Итак: КПД=100* (3755-293)/3755=92,2% (. ) А в космосе, где еще холоднее и того круче!

Имеется в виду то, что пропадает тепловая составляющая. Огромный факел горячих газов вылетающий из сопла, уносит большое колличество энергии. Поэтому, конечно, кпд крайне низок. Правильнее было бы говорить о кпд топлива и полном его использовании, двигателем. Кстати, ничего не слыхали о наноантенах? Пленка с напечатанными на ней элементами антен, величина которых соответствует длине поглощаемых волн. Вот где высокий кпд! Осталось подождать создания террагерцевого выпрямителя.

Филипп Гиревка восстановил репутацию ЖРД )) . Что касается термодинамического КПД в 92%, то это — верхняя оценка, а не КПД, как таковой. Но 76% — это КПД преобразования теловой энергии в механическую струи, а не КПД двигательной системы. Если его считать, то нужно умножить эти 76% на отношение массового расхода топлива (водород+ кислород) к массе всей ракеты. Эта величина будет конечно переменной. Вначале КПД очень мал, но по мере разгона ракеты он растет. В эотм смысле нет однозначного ответа на вопрос, каков КПД у ЖРД.

тяговый кпд реактивного двигателя — это. Что такое тяговый кпд реактивного двигателя?

Astronautics: jet-propulsion efficiency

Универсальный русско-английский словарь. Академик.ру. 2011.

тяговый коэффициент полезного действия
тяговый крюк

Смотреть что такое «тяговый кпд реактивного двигателя» в других словарях:

ПВРД — Воздушно реактивный двигатель (ВРД) тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется атмосферный воздух, нагреваемый за счёт химической реакции окисления горючего кислородом, содержащимся в самом рабочем теле. Впервые … Википедия

ПуВРД — Воздушно реактивный двигатель (ВРД) тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется атмосферный воздух, нагреваемый за счёт химической реакции окисления горючего кислородом, содержащимся в самом рабочем теле. Впервые … Википедия

Воздушно-реактивный двигатель — (ВРД) тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется смесь забираемого из атмосферы воздуха и продуктов окисления топлива кислородом, содержащимся в воздухе. За счёт реакции окисления рабочее тело нагревается… … Википедия

Mars Science Laboratory — Кьюриосити Mars Science Laboratory … Википедия

ЭЛЕКТРОМАШИННЫЕ ГЕНЕРАТОРЫ И ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛИ — машины вращательного типа, преобразующие либо механическую энергию в электрическую (генераторы), либо электрическую в механическую (двигатели). Действие генераторов основано на принципе электромагнитной индукции: в проводе, движущемся в магнитном … Энциклопедия Кольера

Авиа двигатели. Типы двигателей используемых в авиастроении

Именно благодаря использованию авиа двигателей, прогресс развития современной авиации продолжает развиваться. Первые самолёты которые не были оснащены двигателями практически не получили своего практического применения, так как не могли перевозить более одного человека, да и значительные расстояния преодолеваемые такими воздушными судами большими никак не назовёшь.

Все авиа двигатели принято разделять на 9 основных категорий.

Паровые авиа двигатели;
Поршневые авиа двигатели;
Атомные авиа двигатели;
Ракетные авиа двигатели;
Реактивные авиа двигатели;
Газотурбинные авиа двигатели;
Турбовинтовые авиа двигатели;
Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели;
Турбовентиляторные авиа двигатели.

Паровые авиа двигатели

Паровые авиа двигатели практически не нашли своего практического применения в авиации из-за низкого КПД своей работы. Главным принципом работы парового авиационного двигателя является преобразование возвратно-поступательного движения поршней во вращательное движение винтов за счёт энергии пара.

Стоит отметить, что первоначально паровые авиа двигатели предполагалось использовать на заре авиации, когда источник пара был наиболее доступным, однако из-за массивности своей конструкции паровые двигатели не смогли поднимать воздушные суда.

Поршневые авиа двигатели

Поршневой авиа двигатель представляет собой обычный двигатель внутреннего сгорания, в котором тепловая энергия расширяемого газа превращает поступательное движение поршня во вращательное движение винта. Такие авиа двигатели нашли своё применение, и применяются и по сегодняшний день из-за простоты своего функционирования и недорогостоящего изготовления.

КПД поршневого авиационного двигателя, как правило, не превышает 55 %, однако это ничуть не смущает современных авиаконструкторов, так как у этого двигателя имеется высокая надёжность.

Атомные авиа двигатели

Первые атомные авиа двигатели начали появляться в середине минувшего века, когда начались мирные исследования атома. Основным принципом работы атомного авиационного двигателя является осуществление контролируемой цепной ядерной реакции, что позволяло выдавать огромную мощность, при сравнительно небольшом уровне затрат.

Атомные авиа двигатели практически одновременно появились и в США и в СССР, однако сама идея того, что самолёт, пусть и с весьма компактным атомным реактором на своём борту может упасть и это впоследствии приведёт к катастрофе, заставила отказаться от этой идеи.

Читать еще: Холостые обороты двигателя от чего зависит

В США атомный авиационный двигатель применялся на самолёте Convair NB-36H, а в СССР на самолётах Ту-95 и Ан-22.

Ракетные авиа двигатели

Первые ракетные авиа двигатели появились в начале 40 годов прошлого столетия в Германии, когда немцы всеми усилиями пытались создать быстрый самолёт, который мог бы принести им победу во Второй мировой войне. Тем не менее, стоит отметить, что наука в те годы не позволяла совершить точный расчёт некоторых параметров, поэтому проект так и не был реализован. Впоследствии ракетные авиа двигатели испытывались исключительно с возможностью их применения для разгона самолётов в стратосфере, но применимость их весьма ограничена, и потому на сегодняшний день они практически не используются.

Основным недостатком ракетного авиационного двигателя является практически полное отсутствие управляемости на высоких скоростях.

Реактивные авиа двигатели

Реактивные двигатели весьма распространены на сегодняшний день в авиации и авиаконструкторском деле. Принцип работы этих авиа двигателей основывается на то, что необходимая тяга для воздушного судна создаётся за счёт преобразования в кинетическую энергию реактивную струи внутренней энергии авиационного топлива.

Реактивные двигатели весьма надёжны и эффективны и потому в ближайшее время стоит ожидать их дальнейшего совершенствования и развития.

Газотурбинные авиа двигатели

Принцип работы газотурбинного авиационного двигателя основывается на сжатии и нагреве газа, энергия которого впоследствии преобразуется в механическую работу, заставляя вращаться газовую турбину. Первые двигатели данного класса появились в Германии ещё в начале 40-х годов прошлого века, и на сегодняшний день они по-прежнему продолжают широко применяться в военной авиации, в частности устанавливаются на самолётах Су-27, МиГ-29, F-22, F-35 и т.д.

Газотурбинные авиа двигатели весьма эффективны на сравнительно небольших скоростях перемещения воздушных судов, и потому их применение в гражданской авиации также весьма обоснованно.

Турбовинтовые авиа двигатели

Турбовинтовые авиа двигатели представляют собой своеобразную разновидность газотурбинный авиационных двигателей, принцип действия которых основывается на том, что энергия горячих газов преобразуется во вращение винта, а около 10% от совокупной энергии превращается в толкающую реактивную струю.

Турбовинтовые авиа двигатели имеют хороший КПД и надёжны, что делает их эффективными и применимыми в гражданской авиации на многих воздушных судах.

Пульсирующие воздушно-реактивные авиа двигатели

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели не нашли применения в современной авиации из-за неудовлетворительной своей эффективности. Главной особенностью их функционирования является то, что работают они на принципе воздушно-реактивного двигателя. С той лишь разницей, что топливо в камеру сгорания подаётся периодически, создавая своеобразные импульсы, позволяющие двигать объект в заданном направлении.

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели эффективны лишь при однократном своём использовании, в последующих же случаях, их использование снижает и саму надёжность и увеличивает затраты.

Турбовентиляторные авиа двигатели

Принцип работы турбовентиляторных авиационных двигателей сводится к тому, что подаваемый за счёт вентилятора воздух. Обеспечивает полное сгорание топлива за счёт избытка кислорода, что делает такие авиа двигатели и более эффективными и в тоже время наиболее экологически чистыми. Применяются подобные турбовентиляторные авиа двигатели как правило на крупных авиалайнерах, так как практически всегда у них имеется большая конструкция за счёт необходимости нагнетания дополнительного объёма воздуха.

Что такое кпд авиационного двигателя

EcoGas
EcoGas в Белоруссии
Вакансии
Газификация России
«Газпром» в Башкортостане
«Газпром» на Байкале
«Газпром» на Кубани
«Газпром» на Южном полюсе
Газпромвидео
Газпром Футбол
Газпром-энергия (на иностранных языках)
Горно-туристический центр ПАО «Газпром»
Информаторий
Корпоративный конкурс «Факел»
Межгосударственный технический комитет по стандартизации ТК 52 «Природный и сжиженные газы»
Моя энергия
Музей истории «Мосэнерго»
Отчет об устойчивом развитии
Реализация непрофильных активов
Родные города
«Северный поток»
«Северный поток — 2»
Сеть АГНКС «Газпрома»
Сеть удостоверяющих центров
Система добровольной сертификации «ИНТЕРГАЗСЕРТ»
Спартакиада ПАО «Газпром»
Технический комитет по стандартизации «Техника и технологии добычи и переработки нефти и газа»
Технический комитет по стандартизации ТК 52 «Природный и сжиженные газы»
«Турецкий поток»
Авиапредприятие «Газпром авиа» (ООО)
Ачимгаз (АО)
Востокгазпром (ОАО)
Газпром бытовые системы (АО)
Газпром ВНИИГАЗ (ООО)
Газпром газнадзор (ООО)
Газпром газобезопасность (ООО)
Газпром газомоторное топливо (ООО)
Газпром газонефтепродукт холдинг (ООО)
Газпром газораспределение (АО)
Газпром геотехнологии (ООО)
Газпром добыча Астрахань (ООО)
Газпром добыча Иркутск (ООО)

Газпром добыча Краснодар (ООО)
Газпром добыча Кузнецк (ООО)
Газпром добыча Надым (ООО)
Газпром добыча Ноябрьск (ООО)
Газпром добыча Оренбург (ООО)
Газпром добыча Уренгой (ООО)
Газпром добыча шельф Южно-Сахалинск (ООО)
Газпром добыча Ямбург (ООО)
Газпром закупки (АО)
Газпром инвест (ООО)
Газпром инвестпроект (ООО)
Газпром инвестхолдинг (ООО)
Газпром информ (ООО)
Газпром капитал (ООО)
Газпром комплектация (ООО)
Газпром космические системы (АО)
Газпром межрегионгаз (ООО)
Газпром МКС (ООО)
Газпром недра (ООО)
Газпром нефтехим Салават (ООО)
Газпром нефть (ПАО)
Газпром Новоуренгойский газохимический комплекс (ООО)
Газпром ОНУТЦ (ЧУ ДПО)
Газпром оргэнергогаз (АО)
Газпром охрана ЧОП (ООО)
Газпром переработка (ООО)
Газпром переработка Благовещенск (ООО)
Газпром подземремонт Уренгой (ООО)
Газпром проектирование (ООО)
Газпром промгаз (АО)
Газпром ПХГ (ООО)
Газпром социнвест (ООО)
Газпром СПГ Владивосток (ООО)
Газпром СПГ Портовая (ООО)
Газпром спецгазавтотранс (ПАО)
Газпром СтройТЭК Салават (АО)
Газпром телеком (ООО)
Газпром трансгаз Волгоград (ООО)
Газпром трансгаз Грозный (ООО)
Газпром трансгаз Екатеринбург (ООО)
Газпром трансгаз Казань (ООО)
Газпром трансгаз Краснодар (ООО)

Газпром трансгаз Махачкала (ООО)
Газпром трансгаз Москва (ООО)
Газпром трансгаз Нижний Новгород (ООО)
Газпром трансгаз Самара (ООО)
Газпром трансгаз Санкт-Петербург (ООО)
Газпром трансгаз Саратов (ООО)
Газпром трансгаз Ставрополь (ООО)
Газпром трансгаз Сургут (ООО)
Газпром трансгаз Томск (ООО)
Газпром трансгаз Ухта (ООО)
Газпром трансгаз Чайковский (ООО)
Газпром трансгаз Югорск (ООО)
Газпром транссервис (ООО)
Газпром флот (ООО)
Газпром центрремонт (ООО)
Газпром центрэнергогаз (АО)
Газпром экспо (ООО)
Газпром экспорт (ООО)
Газпром энерго (ООО)
Газпром энергохолдинг (ООО)
Газпромвьет (ООО)
Газпромтранс (ООО)
Газпромтрубинвест (ОАО)
Дальтрансгаз (АО)
ДРАГА (АО)
Красноярскгазпром нефтегазпроект (ООО)
Лазурная (ООО)
Международный бизнес-аэропорт Остафьево
Мосэнерго (ПАО)
МОЭК (ПАО)
НИИгазэкономика (ООО)
ОГК-2 (ПАО)
Одно окно
Росшельф (ЗАО)
Севернефтегазпром (ОАО)
СевКавНИПИгаз (АО)
ТГК-1 (ПАО)
Учебный центр ПАО «Газпром»
ЦентрКаспнефтегаз (ООО)

2 марта 2021

Наработка двигателей АЛ-31СТ на объектах ПАО «Газпром» достигла 2 млн часов

Общая наработка газотурбинных приводов АЛ-31СТ производства ПАО «ОДК-УМПО» (входит в Объединенную двигателестроительную корпорацию Госкорпорации Ростех) на объектах ПАО «Газпром» составила 2 млн часов с начала эксплуатации. В настоящее время в ПАО «Газпром» эксплуатируются 76 двигателей данной серии.

Газотурбинный двигатель наземного применения находится в наиболее востребованном мощностном ряду (16 МВт) и предназначен для использования на газоперекачивающих станциях. Его КПД составляет 35,5%, что дает изделию конкурентные преимущества перед приводами той же мощности с меньшим КПД. Надежность, экологичность и эффективность АЛ-31СТ позволяет использовать его в ключевом проекте ПАО «Газпром» «Сила Сибири».

По итогам 2020 г. совместная работа коллективов «ОДК-УМПО» и «Газпром трансгаз Уфа» над инновационной системой удаленного трендового контроля (мониторинга) рабочих параметров двигателя АЛ-31СТ удостоена премии ПАО «Газпром» в области науки и техники. На основе эксплуатационных данных, полученных в режиме реального времени с компрессорных станций, и методик, разработанных в ОКБ им. А. Люльки —филиале ПАО «ОДК-УМПО», система позволяет производить анализ технического состояния двигателей, определение мощностных параметров и контроль вибрационного состояния.

голоса

Рейтинг статьи