역사
터보 제트 엔진은 터빈 엔진의 일종이다. 기류에 전적으로 의존하여 추력을 발생시키는 것이 특징이다. 일반적으로 고속 항공기의 동력으로 쓰인다. 연료 소비가 터보 팬 엔진보다 높다. 터빈 제트 엔진에는 원심식과 축류의 두 가지 유형이 있습니다. 원심식은 1930 년 영국인 프랭크 휘틀 경에게 특허를 신청했지만 194 1 까지 이런 엔진이 장착된 비행기가 처음으로 하늘로 올라갔다. 제 2 차 세계대전에 참가하지 않았고, 축식은 독일에서 태어났고, 최초의 실용제트 전투기 Me-262 로 1945 에 참가했다. 원심식 소용돌이 엔진에 비해 축류는 단면이 작고 압축비가 높다는 장점이 있다. 현재의 터보 제트 엔진은 모두 축류이다.
응답: 터보 제트 엔진
구조
공기 흡입구
축류 터빈 제트 엔진의 주요 구조는 그림과 같습니다. 공기가 먼저 입구로 들어간다. 비행기의 비행 상태가 변하기 때문에 입구는 공기가 결국 다음 구조인 압축기로 순조롭게 들어갈 수 있도록 보장해야 한다. 공기 흡입구의 주요 역할은 공기를 엔진이 정상적으로 작동할 수 있는 상태로 조절한 후 압축기에 들어가는 것이다. 초음속 비행에서는 기수와 입구가 모두 급파를 일으키고, 급파를 통과하면 기압이 증가하기 때문에, 진입로는 어느 정도 사전 압축 작용을 할 수 있지만, 급파 위치가 부적절하면 국부 압력이 고르지 않게 될 수 있으며, 심지어 압축기를 손상시킬 수도 있다. (데이비드 아셀, Northern Exposure (미국 TV 드라마), 스포츠명언) 그래서 초음속 비행기의 공기 흡입구에는 급파 조절 원추가 있어 공속도에 따라 급파의 위치를 조절한다.
양쪽에서 흡입기나 기복흡기가 있는 비행기는 흡입구가 기체에 접근하면 기체 경계층 (또는 경계층) 의 영향을 받아 경계층 조절 장치가 설치된다. 경계층이란 기체 표면에 바짝 달라붙어 흐르는 공기 층을 말한다. 속도는 주변 공기보다 훨씬 낮지만 정압은 주변 공기보다 높아 압력 그라데이션을 형성합니다. 에너지가 낮아 엔진에 들어가기에 적합하지 않아 도태가 필요하다. 항공기에 특정 공격 각 (AOA) 이 있을 때 압력 그라데이션의 변화로 인해 압력 그라데이션이 증가하는 부분 (예: 바람막이와 같은 부분) 에서 경계층 분리가 발생합니다. 즉, 원래 기체에 밀착되었던 경계층이 어느 지점에서 갑자기 분리되어 난기류를 형성합니다. 터뷸런스는 층류를 기준으로 하며, 층류는 간단하게 불규칙하게 움직이는 유체이다. 엄밀히 말하면, 모든 흐름은 난류이다. 난류의 메커니즘과 과정의 시뮬레이션은 아직 명확하지 않다. 그렇다고 난류가 나쁘다는 뜻은 아니다. 엔진의 여러 곳에서, 예를 들면 연소 과정에서 난류를 충분히 이용해야 한다.
압축기
압축기는 고정자 블레이드와 회 전자 블레이드로 구성됩니다. 한 쌍의 고정자 블레이드와 회 전자 블레이드를 첫 번째 단계라고합니다. 정자는 엔진 랙에 고정되어 있고 회전자는 회전자 축을 통해 터빈과 연결되어 있다. 현역 터보 제트 엔진은 보통 8- 12 압축기입니다. 단계가 많을수록 스트레스가 커진다. 전투기가 갑자기 높은 G 기동을 하면 압축기 앞 급으로 유입되는 공기압력이 급격히 떨어지고 후급의 압력이 높아질 것이다. 이때 후급의 고압 공기가 거꾸로 팽창하고 엔진이 매우 불안정하여 공사에서' 서지' 라고 부른다. 이것은 엔진에서 가장 치명적인 사고로, 가동 중지 시간과 심지어 구조적 손상을 초래할 가능성이 높다. "서지" 를 방지하는 몇 가지 방법이 있습니다. 경험에 따르면 서지는 압축기의 5 급과 6 급 사이에 많이 발생하며, 두 번째 구간에 방기 링을 설치하고, 압력이 이상할 때 제때에 압력을 방출하여 서지를 피한다. 또는 회전자 축을 두 개의 동심 빈 원통으로 만들어 각각 전면 저압 압축기와 터빈, 후면 고압 압축기와 다른 터빈을 연결합니다. 두 회전자 그룹은 서로 독립적이며, 압력이 이상할 때 회전 속도를 자동으로 조절하거나 서지를 피할 수 있다.
연소실과 터빈
공기는 압축기를 통해 압축한 후 연소실로 들어가 등유와 섞어서 연소하여 팽창하여 일을 한다. 그런 다음 터빈을 통해 터빈을 고속으로 회전합니다. 터빈과 압축기 로터가 같은 축에 연결되어 있기 때문에 압축기와 터빈의 회전 속도는 같다. 마지막으로 고온의 고속 가스가 노즐을 통해 분출되어 반응을 통해 동력을 공급한다. 처음에는 연소실이 몇 개의 작은 원통형 연소실이었는데, 회전자 축을 중심으로 원형으로 나란히 놓여 있었다. 각 실린더는 밀봉되지 않고 적절한 곳에 구멍을 열어 연소실 전체가 연결되도록 했다. 나중에 컴팩트한 환형 연소실로 발전했지만 전체 유체 환경은 원통형 연소실만큼 좋지 않아 두 가지 장점을 결합한 조합식 연소실이 나타났다.
터빈은 항상 극단적인 조건 하에서 일하며, 그 재료와 제조 기술에 대해 매우 엄격한 요구를 가지고 있다. 현재 분말 야금 중공 블레이드는 대부분 전체 주조, 즉 모든 블레이드와 원반의 일회성 주조이다. 각 블레이드와 디스크는 초기에 비해 개별적으로 주조한 다음 장부 모양으로 연결하여 연결 품질을 많이 절약할 수 있습니다. 제조 재료는 대부분 고온에 견디는 합금 소재로, 속이 빈 블레이드는 찬바람으로 냉각할 수 있다. 제 4 세대 전투기를 위해 개발된 신형 엔진에는 고온 성능이 더욱 뛰어난 세라믹 분말 야금 블레이드가 장착된다. 이러한 조치는 터빈 제트 엔진의 가장 중요한 매개변수 중 하나인 터빈 전 온도를 개선하기 위한 것이다. 높은 사전 소용돌이 온도는 고효율과 고전력을 의미한다.
노즐 및 애프터 버너
노즐 (또는 노즐) 의 모양과 구조에 따라 최종 제거된 공기 흐름 상태가 결정됩니다. 초기의 저속 엔진은 간단한 수렴 노즐을 사용하여 속도를 높이는 목적을 달성했다. 뉴턴의 제 3 법칙에 따르면, 가스 방출 속도가 클수록 항공기가 얻는 반작용력이 커진다. 그러나 이 방식의 성장 속도는 한계가 있다. 최종 기류 속도가 음속에 이르고 급파가 나타나 기체 속도의 증가를 막기 때문이다. 초음속 제트는 수축-확장 노즐 (라발 노즐이라고도 함) 을 사용하여 얻을 수 있습니다. 비행기의 기동성은 주로 날개면이 제공하는 공기동력에서 비롯되며 기동성이 높을 때 제트의 추진력을 직접 이용할 수 있다. 역사적으로 두 가지 방안이 있습니다. 즉, 노즐에 가스 제어면을 설치하거나 실제 적용 단계에 들어간 편향 노즐 (추력 벡터 노즐 또는 벡터 추력 노즐이라고도 함) 을 직접 사용하는 것입니다. 러시아의 유명한 수 -30 과 수 -37 전투기의 뛰어난 기동 성능은 루리카 설계국의 AL-3 1 추력 벡터 엔진 덕분이다. 기타 대표는 미국의 X-3 1 기술 검증기입니다.
고온기체가 터빈을 통과한 후에도 제때에 소모되지 않은 산소가 함유되어 있다. 만약 이 가스에 등유를 계속 주입한다면, 그것은 여전히 연소되어 추가적인 추진력을 생산할 수 있다. 이에 따라 일부 고성능 전투기의 엔진은 터빈 뒤에 가력 연소실 (또는 가력 연소실) 을 추가하여 단시간 내에 엔진 추력을 대폭 높이는 목적을 달성했다. 일반적으로 가력은 단시간 내에 최대 추력을 50% 증가시킬 수 있지만, 연료 소비량은 놀라울 정도로 이륙이나 치열한 공전에만 사용되며, 장시간 초음속 순항에는 사용할 수 없다.
응답: 터보 제트 엔진
사용 현황
터빈 제트 엔진은 저공 아음속부터 고공 초음속 항공기까지 광범위한 항해에 적합하다. 미그 -25 는 구소련의 전설적인 전투기로 류레카 설계국의 터보 제트 엔진을 동력으로 사용하여 3.3 마하의 전투기 속도 기록과 37250 미터의 상승 기록을 세웠다. 이 기록은 일정 기간 동안 깨질 것 같지 않다.
터보 팬 엔진에 비해 터보 제트 엔진의 연료 경제성은 떨어지지만 고속 성능은 터보 팬 엔진보다 우수합니다. 특히 고공 고속에서는 더욱 그렇습니다.
기본 매개변수
추중비: 엔진 추진력과 엔진 자체의 무게의 비율을 나타내는 추중비. 추력이 클수록 성능이 향상됩니다.
압축기 레벨: 압축기 블레이드의 레벨 수를 나타냅니다. 일반적으로 단계가 클수록 압축비가 커집니다.
터빈 등급: 터빈의 터빈 블레이드는 몇 단계입니까?
압축비: 압축기에 의해 압축된 흡기 압력의 압축 전 압력에 대한 비율입니다. 보통 스트레스가 많을수록 표현이 좋다.
해수면 최대 순 추력: 해수면과 조건 하에서 엔진이 외부 공기와의 속도 차이 (공속) 가 0 일 때 엔진이 전속력으로 작동하는 추력. 사용된 단위는 kN (킬로뉴턴), kg (킬로그램) 및 lb (파운드) 입니다.
단위 추력 시간당 연료 소비: 비 추력, 연료 소비 대 추력 비율, 미터법 단위 kg/N-h, 작을수록 연료 절약.
터빈 전 온도: 연소 후 고온 고압 기류가 터빈으로 들어가기 전의 온도입니다. 일반 온도가 높을수록 성능이 좋습니다.
가스 출구 온도: 배기가스가 터빈을 떠나 배출되는 온도입니다.
평균 무고장 시간: 엔진당 두 번의 고장 사이의 총 평균 시간입니다. 시간이 길수록 고장 가능성이 낮을수록 일반적으로 유지 관리 비용도 낮아집니다.
터빈 팬 엔진
노즐에서 배출되는 가스와 팬에서 배출되는 공기가 반추력을 생성하는 가스 터빈 엔진입니다. 터보 팬 엔진은 팬, 압축기, 연소실, 압축기를 구동하는 고압 터빈, 팬을 구동하는 저압 터빈 및 배기 시스템으로 구성됩니다. 압축기, 연소실, 고압 터빈을 총칭하여 핵심 엔진이라고 한다. 핵심 엔진에서 배출되는 가스 중 일부는 저압 터빈 구동 팬으로 전달되고 나머지는 노즐에서 배출되는 가스를 가속화하는 데 사용됩니다. 팬의 회전자는 실제로 1 등급 또는 여러 단계의 긴 블레이드의 압축기입니다. 공기가 팬을 통과 한 후, 일부는 내부 공기 흐름이라고 하는 코어 기계로 유입되어 노즐에서 고속으로 배출되어 추력을 발생시키고, 다른 부분은 코어 기계 주변으로 흐르는데, 이를 외부 공기 흐름이라고 하며 추력도 발생한다. 이런 안팎의 구류팬 엔진을 내외 배수관 엔진이라고도 한다. 외한과 내포를 통과하는 공기 흐름의 비율을 암비 또는 유량비라고 합니다. 관도는 터보 팬 엔진의 성능에 큰 영향을 미치고, 관도가 크고, 기름 소비가 낮지만, 엔진의 바람 부는 면적이 크다. 방통시간, 바람부는 면적은 작지만 기름 소비율은 높다. 두 개의 기류가 각각 대기로 배출되는 터빈 팬 엔진을 분할 터빈 팬 엔진이라고 합니다. 배수구 안팎의 두 개의 공기 흐름이 내부 터빈 뒤의 믹서에서 서로 혼합되어 동일한 노즐을 통해 대기로 배출되는 경우 혼합 터보 팬 엔진이라고 합니다. 터보 팬 엔진도 가력 연소실을 설치하여 가력 소용돌이 엔진이 될 수 있다. 분할 터보 팬 엔진의 애프터 버너는 내부 터빈 뒤 또는 외부 배수관 또는 혼합 터보 팬 엔진의 믹서 뒤에 설치할 수 있습니다.
핵심 엔진이 같을 때 터보 팬 엔진의 작동 유체 흐름은 터보 제트 엔진과 터보 패들 엔진 사이에 있습니다. 터보 제트 엔진은 터보 팬 엔진보다 작동 유체 유량 증가, 제트 속도 감소, 추진 효율 향상, 연료 소비 감소, 추진력 향상 등의 이점을 제공합니다. 1950 년대에 개발된 1 세대 터보 팬 엔진은 관도가, 압축기 압력비, 가스 온도보다 낮고, 연료 소비량은 터보 제트 엔진보다 약 25% 낮으며, 약 0.06 ~ 0.07KG/N-H (0.6 ~ 0.7KG/KG-HR) 입니다. 60 년대 말 70 년대 초에는 고수비 (5 ~ 8), 고압비 (25 ~ 30), 고가스 온도 (1600 ~ 1750k) 가 개발되었습니다 터보팬 엔진보다 높은 배수관 소음이 적고 배기 오염이 적어 대형 여객기의 동력 장치로 많이 쓰인다. 이런 여객기는 1 1 km 높이에서 순항 속도가 시간당 950km 에 달할 수 있다. 그러나 이런 고수도는 소용돌이팬 엔진보다 배기 스프레이 속도가 낮고 바람맞이 면적이 넓어 초음속 비행기에 적합하지 않다.
일부 전투기는 작은 관도비, 가력이 있는 소용돌이팬 엔진을 사용하지만 아음속 비행에서는 가력을 사용하지 않는다. 연료 소비와 배기 온도는 터보 제트 엔진보다 낮기 때문에 적외선 복사 강도가 약해서 적외선 유도 미사일에 잘 맞지 않는다. 2 배 이상의 부가력으로 음속 비행을 할 때 발생하는 추력은 가력 터보 제트 엔진을 초과할 수 있으며, 지상 표준 대기 조건에서는 이미 8 대 정도에 이르렀다. 일부 전투기는 작은 관도비, 가력이 있는 소용돌이팬 엔진을 사용하지만 아음속 비행에서는 가력을 사용하지 않는다. 연료 소비와 배기 온도는 터보 제트 엔진보다 낮기 때문에 적외선 복사 강도가 약해서 적외선 유도 미사일에 잘 맞지 않는다. 2 배 이상의 부가력으로 음속 비행을 할 때 발생하는 추력은 가력 터보 제트 엔진을 초과할 수 있으며, 지상 표준 대기 조건에서는 이미 8 대 정도에 이르렀다.
비행기의 속도가 약 450 마일/시간 (724km/시간) 이하일 때, 순수 제트 엔진의 효율은 프로펠러 엔진보다 낮다. 그 추진 효율은 비행 속도에 크게 달려 있기 때문이다. 따라서 순수 터보 제트 엔진은 더 높은 비행 속도에 가장 적합합니다. 하지만 프로펠러의 높은 잎 끝 속도로 인한 기류 교란으로 인해 프로펠러의 효율성은 시간당 350 마일 (563 킬로미터/시간) 이상 빠르게 떨어졌습니다. 이러한 특징으로 인해 일부 중속 비행 항공기는 프로펠러와 가스 터빈 엔진의 조합인 소용돌이 엔진을 사용하여 단순한 터빈 제트 장치가 아닌 소용돌이 엔진을 사용합니다.
터빈 샤프트 엔진의 정의와 개념:
항공 소용돌이 엔진은 공기를 작동 매체로 하는 가스 터빈 엔진이다. 주로 출력 전력으로 구동되는 가스 터빈 엔진으로, 출력축을 통해 동력 터빈을 구동하는 대부분의 유효 동력 (95% 이상) 입니다. 소용돌이 엔진은 가스 터빈을 이용하여 프로펠러를 구동하는 가스 터빈 엔진이다. 소용돌이/소용돌이 엔진의 공압열 순환 원리는 대형 소용돌이/소용돌이 엔진과 거의 동일합니다. 대형 가스 터빈 엔진 개발에서 얻은 기술적 성과와 경험은 참고할 수 있지만, 소용돌이/소용돌이 엔진은 소형 가스 터빈 엔진에 속하므로 고유한 공압과 구조적 특징을 가지고 있습니다.
(1) 작은 흐름, 작은 통로로 인한' 치수 효과' 는 압축기, 터빈 성능 및 냉각에 악영향을 줍니다.
(2) 고속-고속 속도는 임계 진동, 고속 베어링, 샤프트, 지지, 리프 피로 강도 등에 일련의 새로운 문제를 제기합니다.
(3) 흐름이 복잡하다. 작은 터빈 블레이드의 짧은 잎형은 유동전환점을 늘리고, 3 차원 특성과 점성이 두드러진다.
(4) 냉각 효과 저하-작은 터빈 블레이드는 짧고 얇으며, 상대적으로 외부 표면적이 크고, 내부 냉각 구멍은 배치가 어렵고, 냉기 흐름이 짧고, 냉각 효과는 크기가 줄어들면 감소합니다.
(5) 흡기 보호 장치 (입자 분리기) 가 필요합니다.
터보 샤프트 엔진의 장점은 다음과 같습니다.
고출력 중량비 (500-600kW 엔진, 피스톤 엔진보다 거의 2 배 높음) 엔진 유지 보수가 간단합니다 (특히 저온에서는 히터 시동이 필요 없음). 진동이 작다 (왕복 운동 부품 없음, 엔진 회전자 균형 정확도가 높음) 작은 최대 횡단면은 헬리콥터의 공기 역학 성능을 향상시킵니다. 이에 따라 1950 년대부터 소용돌이축 엔진이 점차 피스톤 엔진을 교체하여 헬리콥터의 주요 동력장치가 되었다. 물론, 동력 터빈 회전 속도가 높고, 전동 회전자 감속비가 커서 감속기의 부피가 크고 복잡하다는 단점도 있다. 연료 소비율은 일반적으로 피스톤보다 약간 높습니다. 주변 매체 (공기 중의 먼지, 습도, 온도) 는 작업에 큰 영향을 미칩니다. 생산하기 어려운 소형 터빈 샤프트 엔진도 있습니다. 40 년 이상의 지속적인 연구, 개발 및 업그레이드 끝에 현대 소용돌이 엔진은 다음과 같은 특징을 가지고 있습니다.
(1) 성능 향상: 이륙 연료 소비량 0.267-0.358kg/(kW/h)； (KW/H); (킬로와트/시간); 전력 중량비 4-8kw/Dan ：
(2) 경제성 향상: 순항 근무 상태 연료 소비 최대 0.299-0.367kg/(kW/h), 유지 보수 비용이 낮고 수명이 길다 (단위 수명 3000-5000H);
(3) 신뢰성이 높음: 엔진 조기 교체율이 낮고, 평균 무고장 시간이 길며, 성능 감쇠율이 낮습니다.
(4) 기술 발전 잠재력: 좋은 동력 커버와 개조 가능성;
(5) 환경적 적용성이 강하다: 무장 헬리콥터의 동력은 강한 모래 방지 능력 (일반적으로 입자분리기 포함), 적외선 억제 능력, 전투 손상 방지 및 추락 방지 능력을 갖추고 있다.
부터1953; 나회사 Datt 엔진이 투입된 이후 소용돌이 엔진은 당시 민용과 군용 수송기의 중요한 동력장치가 되었다. 가장 큰 것은 구소련의 HK 12MB, 이륙 전력 1 1000kW 입니다. 피스톤 엔진에 비해 소용돌이 엔진은 신뢰성이 높고 무게가 가벼우며 연료 경제성은 초기의 순수 제트 엔진보다 훨씬 낮다. 1960 년대 터보 팬 엔진의 출현으로 소용돌이 엔진이 점차 대형 수송기 분야에서 탈퇴했지만 중소형 항공기 분야에서는 여전히 널리 사용되고 있다.
해외 개요:
1953 년 레콘밍이 개발한 첫 번째 양산 엔진 T53 부터 현재까지 3 세대 소용돌이 엔진이 투입되어 4 세대가 개발 중이다. 1 세대는 1950 년대 투입된 소용돌이축 엔진을, 2 세대는 60 년대를, 3 세대는 70 년대 말 80 년대 초에 투입된 소용돌이축 엔진을, 4 세대는 90 년대 말이나 20 세기 초에 투입된 소용돌이축 엔진을 가리킨다.
40 여 년의 발전을 거쳐 외국 소용돌이 엔진의 기술 수준이 크게 향상되었다.
(1) 연료 소비율이 떨어졌습니다. 미국 T800, 서유럽 MTR390 등 4 세대 소용돌이축 엔진의 연료 소비가 같은 전력급의 3 세대 소용돌이축 엔진보다 약 8% 낮아 0.273kg/(kW/h) 에 달한다.
(2) 단위 전력이 증가하다. 3 세대와 4 세대 소용돌이축 엔진의 전력 수준이 다르기 때문에 단위 전력을 소용돌이축 엔진의 성능 지표로 측정하는 것이 가장 좋습니다. 40 년 이상 단위 전력은 꾸준히 증가했습니다. 예를 들어, 1950 년대에 미국에서 생산된 제품의 경우 T58 엔진의 단위 전력은166KW/(KG/S) 입니다. 2 세대 제품 T64 소용돌이 엔진의 단위 전력은197KW/(KG/S) 입니다. 3 세대 T700 엔진의 단위 전력은 267KW/(KG/S) 입니다. 4 세대 T800 엔진 단위 전력은 300 kW/(kg/s) 로 1 세대보다 8 1%, 2 세대보다 52.3%, 3 세대보다 12.4% 증가했습니다.
(3) 수명 주기 비용 절감. 수명 주기 비용은 새로운 엔진을 종합적으로 측정하는 경제 지표이다. 새로운 3 세대는 선배에 비해 수명 주기 비용을 크게 줄였습니다. 예를 들어 T700 은 T58 에 비해 수명 주기 비용을 32% 줄였습니다. 비용 절감은 주로 기계의 구조 설계와 연료 소비 감소에서 비롯된다.
(4) 4 세대 소용돌이 엔진 일반 동력 비축량은 10-20% 입니다. 엔진 폼 팩터가 변하지 않는 경우 유량과 터빈 입구 온도를 높이거나 치수를 적절히 늘려 압축기 앞에 0 급 압축기를 추가하여 전력을 높일 수 있습니다.
(5) 일체화 입자분리기를 채택하여 군사력의 모래 방지 능력을 높이다.
(6) 압축기는 모두 2 단 원심식이며 회전자 안정성이 우수하고 부품이 적으며 유지 관리가 쉽고 부식에 내성이 있으며 이물질 손상 방지 능력이 강하다.
(7) 환류환 연소실과 공압안개 노즐을 사용한다.
(8) 1000kW 미만의 엔진에 공냉식 터빈 정자와 회전자 블레이드를 처음 사용하여 터빈 입구 온도를 1420K K 로 높였습니다. .....
2 1 세기에 접어들면 소용돌이 엔진은 두 방향으로 발전할 것이다. 하나는 소용돌이 엔진의 순환 매개변수와 부품 효율을 지속적으로 높이고, 성능이 더 좋은 엔진을 개발하고, 두 번째는 고속 회전자 추진 기술을 개발하는 것이다. 다음 세기 초에는 소용돌이 축 엔진 압력비가 16-26 에 도달하고 터빈 전 온도는 1500- 1920K 에 도달합니다. 이 엔진은 여전히 3 단 축류+1 단 원심압축기로 총 압력비 18 을 채택할 수 있다. 연소실의 화염통은 다층 냉각 구조를 가지고 있다. 터빈은 복잡한 냉각 채널이 있는 방사형 흡입기를 사용할 수 있습니다. 현재 미국 앨리슨이 개발한 고속 회전날개기 T406 최고 시속 600km ... 다음에 달성해야 할 최고 속도는 800km/h 이상이며 주로 회전자, 접이식 회전자, 회전자식을 포함한다.
지금까지 민간지선 동력 방면에서 외국은 이미 2 세대 소용돌이 엔진을 성공적으로 개발하고 사용했다. 3 세대는 개발 중이다. 1 세대는 70 년대 이전에 생산된 소용돌이 엔진을 가리키며, 주로 Datt, PT6A, TPE33 1 이 있다. 전력 범위 500- 1500kW, 감소율 0.35-0.40kg/(kW/h), 재생 수명 8000- 14000h, 주로/; 2 세대는 1970 년대 말에 주로 PW 100, CT7 및 tpe331-14/15, 압력을 포함한 생산에 들어갔다 3 세대는 90 년대에 투입된 것으로 주로 AE2 100 과 TPF35 1-20 이 있습니다. AE2 100 은 앨리슨이 T406 을 기반으로 개발한 전력이 4474kW 인 소용돌이 엔진이 차세대 고속 지선 항공기와 경쟁하는 데 사용된다. 이 엔진의 주요 특징은 고압 터빈이 개선됨에 따라 전력이 5880kW 로 상승할 수 있는 등 충분한 발전 잠재력을 가지고 있다는 것입니다. 해수면 정적 기준 상태의 동력은 더운 날씨와 높은 고도로 인해 낮아지지 않습니다. 등반 전력이 높으면 비행기의 등반 시간을 단축할 수 있다. TPF35 1-20 은 미국 가렛이 20-39 지선 비행기를 위해 개발한 추진형 소용돌이 엔진이며 전력은 1566kW 입니다. 이 회사의 초기 엔진에 비해 크기 증가와 압축기 개선으로 연료 소비가 25%, 전력 중량비가 53% 증가했다. TPF35 1-20 은 독립 실행형 설계로 F 109 터빈 엔진의 압축기 기술과 같은 검증된 기술을 많이 채택하고 있습니다 (새로운 압축기 개발 중, 전력 25% 증가,1
현재 외국의 많은 소형 터빈 엔진 제조업체는 개발 비용과 유지 보수 비용을 절감하기 위해 검증된 연구와 사용 경험을 이용하여 소용돌이, 소용돌이, 소용돌이 엔진의' 범용 핵심 기계' 기술을 개발하고 있습니다. 즉, 성숙한 소용돌이 엔진을 기초로 상응하는 소용돌이, 소용돌이 엔진을 개발하고 있습니다. 예를 들어, 미국 앨리슨의 AE2 100 소용돌이 엔진은 앨리슨이 생산한 T406 소용돌이 엔진' 범용 핵심 엔진' 을 기반으로 개발되어 개발 위험과 비용을 크게 줄였습니다. 이것은 이미 해외에서 소형 가스 터빈 엔진을 발전시키는 전반적인 발전 추세가 되었다. 또한 외국 소용돌이 축/소용돌이 엔진의 개발과 생산은 모두 별도의 계획을 가지고 있으며, 전문 업체나 전문 소형 가스 터빈 엔진에 의해 이루어지며, 대형 가스 터빈 엔진과 독립적인 실험 설비와 생산 설비가 있다.
와류 축/와류 패들 엔진의 핵심 기술
(1) 콤비네이션 압축기
터보축/터보프롭 엔진은 높은 열 효율과 단위 전력을 얻기 위해 압축기의 총 압력 증가율이 높아야 합니다. 압력비가 높아지면서 압축기의 구조도 원래의 순축류에서 다단 축류와 1 단 원심력의 조합식 압축기로 바뀌었다. 이는 주로 증압비가 높은 소형 소용돌이 축/소용돌이 엔진의 경우 축류 압축기 수준의 증가로 인해 압축기 끝급의 "치수 효과" 가 더욱 두드러지고 공기 흐름 손실이 증가하여 공압 성능이 현저히 떨어지기 때문입니다. 또한 다단 축류 압축기의 회전자 스팬은 크며 회전자 역학의 어려움도 가져올 수 있습니다. 원심압축기의 회전자 구조는 강성과 내외물 능력이 뛰어나기 때문에 원심압축기에 미치는 영향이 적기 때문에 뒤의 축류 압축기를 교체하는 데 도움이 된다. 크기가 매우 작은 경우 전체 원심식 압축기 시스템을 사용해야 합니다.
(2) 연소실
소용돌이축 엔진이 3 세대, 4 세대로 발전함에 따라 연소실은 대부분 환류환 연소실을 이용한다. 소용돌이축 엔진의 성능이 높아지면서 연소실 수입 온도와 연소실을 통한 온도 상승도 그에 따라 높아져야 한다. 열기체의 온도가 터빈 재질의 온도 한계에 가까워짐에 따라 균일 연소를 유지하는 것이 특히 중요하다. 따라서 균일한 원주 및 반지름 온도 분포 계수를 얻기 위해 큰 조정 비율 계수를 가진 새로운 연료 노즐을 사용해야 합니다. 높은 연소 온도와 높은 고압 열 복사는 연소실 화염통에 더 큰 열 부하를 견딜 수 있게 한다. 또한 연소에 더 많은 공기 흐름이 사용되고 냉각에 사용되는 공기 흐름이 줄고, 수입 공기 흐름 온도가 높아지면 냉각 공기 흐름의 흡열 능력이 줄어들어 기존의 화염관 냉각 기술이 더 이상 유효하지 않게 됩니다. 화염통의 냉각을 개선하고 더 많은 내열 재료를 연구하는 것이 급선무다. 최근 몇 년 동안, 외국은 신형 노즐을 연구하고 화염통 냉각을 개선하는 것을 소형 가스 터빈 엔진의 연소실 성능을 개선하는 연구의 중점으로 삼았다. 또한 이 글은 신형 연소실의 발전 방향, 즉 첫 번째 회전자를 전통 연소실 대신 사용하는 방법을 소개했다.
(3) 터빈
소용돌이축 엔진 터빈 입구 온도를 높이는 두 가지 주요 방법이 있습니다. 하나는 고온 재질을 찾는 것입니다. 두 번째는 터빈 냉각 기술을 채택하는 것이다. 신소재 채택에 있어서 현재 단결정 재료가 광범위하게 사용되고 있으며, 다음 단계는 산화 방지 부식을 방지하는 금속과 세라믹 코팅을 연구하는 것이다. 냉각 기술의 경우 소용돌이 축 엔진의 최고 수준을 나타내는 4 세대 소용돌이 축 엔진 T800-LHT-800 과 MTR390 은 가스 발생기 터빈이 각각 2 단 공랭식 단결정 블레이드와 1 단 천음속 공기 냉각 블레이드를 사용합니다. T700, RTM322 등 고전력 소용돌이 엔진에서 사용하는 공랭식 터빈 블레이드는 이미 중간 전력 소용돌이 엔진의 터빈 설계에 적용되어 터빈 입구 온도가1480K 이상으로 높아졌다는 것을 알 수 있습니다. 그러나 소용돌이 엔진이 생성하는 전력이 상대적으로 적기 때문에 필요한 공기 흐름이 적고, 그 공기 흐름의 축 속도는 대형 엔진과 크게 다르지 않다. 이로 인해 터빈은 공랭식 블레이드를 사용하기가 어렵습니다. 현재, 외국에서는 방사형 공냉식 증기 터빈의 예연구를 전개하고 있다. 유출 터빈은 축류 터빈보다 냉각 가스 흐름과 누출량이 적고 효율이 높으며 소형 가스 터빈 엔진에 적합한 크기입니다.
(4) 고속 회 전자 동역학
동심 회전자 샤프트 및 전진 동력 출력 축이 있는 소용돌이 축 엔진의 경우 동력 터빈 축은 가스 발생기 회전자의 내강을 통과하여 엔진 앞으로 확장되어야 하므로 동력 터빈 샤프트 브래킷 사이의 스팬은 길고 샤프트 지름은 작습니다. 초기의 소용돌이 엔진 (예: T53 엔진) 은 압력비가 작고 회전 속도가 낮았으며, 그 동력 소용돌이 축은 여전히 아임계 상태에서 작동했다. 현대고속압은 중소형 소용돌이축 엔진 회전자 샤프트의 작동 속도보다 임계 속도에 가깝거나 초과될 가능성이 높으며, 어떤 것은 심지어 3 차 임계 속도까지 통과할 수 있다. 엔진 속도가 매우 높을 때 회전자 진동 폭이 매우 작도록 요구하여 회전자 역학 문제를 매우 어렵게 한다. 초임계 회전자 지지 시스템은 회전자 지지 시스템이 각 단계의 강체 진동 모드의 임계 속도 이상에서 부드럽게 작동하도록 하는 데 자주 사용되며 임계 속도 이하의 회전자 축에서 큰 굽힘 변형이 발생합니다. 회전자 지지 체계를 합리적으로 선택하고, 회전자 축 치수를 엄격하게 제어하고, 탄성 지지점과 댐퍼를 올바르게 사용하고, 재질을 합리적으로 선택하면 회전자 지지 시스템의 동적 특성에 직접적인 영향을 줍니다.
(5) 입자 분리기
헬리콥터는 착륙 조건이 열악한 곳에서 자주 사용되기 때문에 초저공 비행과 호버링 시 로터가 먼지와 자갈을 많이 빨아들이기 쉽다. 이러한 불순물이 엔진에 흡입되면 압축기가 부식되어 성능이 저하되거나 압축기 서지 허용 오차가 떨어지거나 심지어 미리 복구된다. 또한 베인 손상, 엔진 손상, 비행 사고도 발생할 수 있다. 따라서 소용돌이 축 엔진의 안전하고 신뢰할 수 있는 작동을 보장하기 위해서는 반드시 흡기 정화 장치를 사용해야 한다. 흡기 정화 장치는 차단식 필터와 관성 입자 분리기의 두 가지 유형으로 나눌 수 있습니다. 분리 효율이 낮기 때문에 설비의 에너지 손실이 크므로 차단식 필터는 소용돌이 엔진 흡기 먼지에 더 적합한 관성 입자 분리기로 대체되었습니다. 현재 관성 입자 분리기는 블랙 호크 헬리콥터의 T700 엔진과 같은 초기 엔진 전체 부분에서 AH-64 아파치 외부 공기 입자 분리기 (EAPS) 와 같은 헬리콥터 외부로 발전했습니다. 실험에 따르면 에너지 손실이 3% 미만인 경우 EAPS 의 모래 제거 효율은 90% 를 초과하며 입자 분리기에 대한 현재 설계 요구 사항을 더 잘 반영하고 있습니다. 특정 최소 항공기 성능을 충족하는 데 있어 분리 기술 수준을 최대한 높입니다. 4 세대 소용돌이 엔진 T800 은 전체적이지만 분리 가능한 흡기 입자 분리기를 사용하여 분리 효율이 업계에서 가장 높다. 실험대에서 C 급 미세 모래 실험을 실시하여 분리 효율이 97% 에 달한다는 것을 증명하였다.
(6) 적외선 억제기
20 세기 광전전자학의 급속한 발전에 따라 개발된 적외선 이미징 기술은 장거리 인식 목표, 즉 비행기가 보낸 적외선 신호를 추적하여 비행기를 파괴함으로써 적외선 억제 기술을 중요하게 만들 수 있다. 엔진은 헬리콥터의 가장 큰 적외선 방사원이자 적외선 미사일의 주요 추적 대상이다. 따라서 엔진에 적외선 억제기를 설치하여 엔진 열 부품의 온도와 배기 열 흐름을 줄일 필요가 있다. 예를 들어, 테일 노즐에서 단열 배플을 사용하여 적외선 복사를 차단하거나 차단하고, 이형 테일 노즐을 사용하여 적외선 파장을 변경하여 적외선 탐지기가 조화를 이루지 못하게 합니다. 제트 여과를 사용하여 방사 파장을 변경하십시오. 비원형 횡단면이 있는 2d 노즐은 적외선 복사의 90% 를 필터링하는 데 사용됩니다. 현재 적외선 억제기는 주로 스프레이 원리를 이용하여 주변의 찬 공기를 고온미염으로 분사하고 이산화탄소 농도를 희석하여 배기미염의 적외선 방사선을 크게 낮추는 것이다. 미국 AH-64 무장 헬리콥터에는 적외선 복사기와 세 개의 직사각형 제트기 억제 장치가 장착되어 있다. 이 억제 장치를 설치하면 냉각 팬으로 엔진 열원을 냉각시키는 것에 비해 항공기 무게가 182kg 감소하여 수직 상승 속도가 76m/min 으로 빨라진다. 적외선 신호는 억제되지 않은 장치의 6% 에 불과하고 배기 열 흐름 적외선 신호는 10% 입니다. 적용 및 영향:
소용돌이 축/소용돌이 엔진은 경공격/대전차 헬리콥터, 특수무장 헬리콥터, 전술 수송기, 대잠 공격기, 국경 순찰기, 경공격기, 초급 훈련기를 포함한다.