1

CHARAKTERYSTYKA NAPĘDÓW LOTNICZYCH

Napęd lotniczy

Jest to ogół urządzeń i instalacji zapewniających statkowi powietrznemu niezbędną wartość siły

ciągu i wymagany jej kierunek oraz niezawodność użytkowania w całym zakresie eksploatacyjnych
warunków lotu. Podstawowym zadaniem napędu lotniczego jest wytworzenie ciągu o wartości
umożliwiającej start i lot samolotu (śmigłowca) w wymaganym zakresie warunków zewnętrznych.

Klasyfikacja napędów lotniczych.

Opracowano wiele klasyfikacji napędów lotniczych, w których za podstawę przyjęto różne

kryteria. Ze względu na sposób wytwarzania ciągu, napędy dzieli się na dwie zasadnicze grupy:



napędy śmigłowe i śmigłowcowe wytwarzające ciąg pośrednio;



napędy odrzutowe wytwarzające ciąg bezpośrednio.

Podstawowa klasyfikacja obejmuje grupy napędów, których cechy zasadniczo wpływają na osiągi i
charakterystyki lotne samolotów i śmigłowców.

Obszary zastosowań napędów lotniczych.

Napędy lotnicze

Śmigłowe

Śmigłowcowe

Turbinowe

Tłokowe

Odrzutowe

Turbinowe

Rakietowe

Strumieniowe

Podstawowa klasyfikacja napędów lotniczych

Obszary zastosowań napędów

lotniczych.

1 – napędy śmigłowcowe;
2 – napędy śmigłowe;
3 – napędy odrzutowe dwuprzepływowe;
4 - napędy odrzutowe jednoprzepływowe;
5 – napędy odrzutowe z dopalaczami;
6 – napędy rakietowe.

40

1

2

3

4

5

6

30

20

10

0

H

[km]

1

2

3

4

Ma

2

Główne zespoły turbinowego silnika odrzutowego (TSO) i ich przeznaczenie

Wlot powietrza
Doprowadza strumień powietrza do sprężarki z możliwie minimalnymi stratami energii kinetycznej,
przy odpowiednio dużej prędkości lotu spręża go dynamicznie.
W zależności od usytuowania silnika, wlot powietrza może mieć różne wymiary i kształty, często
związany jest konstrukcyjnie z płatowcem samolotu chociaż pracuje na korzyść silnika.

Sprężarka
Spręża przepływający strumień powietrza i kieruje go do komory spalania (ks).
W zależności od typu zastosowanej sprężarki, zakresu pracy silnika i warunków lotu, ciśnienie
strumienia za sprężarką jest od kilku do kilkudziesięciu razy większe niż przed sprężarką. Odpowiedni
wzrost ciśnienia warunkuje poprawną i efektywną pracę komory spalania.
Wraz ze wzrostem prędkości lotu maleje udział sprężarki w procesie sprężania strumienia powietrza w
kanale przepływowym TSO, a zwiększa - wlotu powietrza.

Komora spalania
Jest zasadniczym zespołem silnika (TSO jest silnikiem cieplnym). W ks zachodzą wszystkie procesy
związane z przekształceniem energii chemicznej, zawartej w doprowadzanym do komory paliwie, w
energię cieplną, która przejmowana jest przez przepływający przez nią strumień powietrza w celu
zwiększenia jego energii (spaliny).

Turbina
Służy do napędu sprężarki. W turbinowych silnikach śmigłowych lub śmigłowcowych (TSŚ) - także
do napędu śmigła lub wirnika nośnego i śmigła ogonowego. We wszystkich silnikach turbinowych
niewielka część mocy turbiny (1÷2%) przeznaczona jest ponadto do napędu agregatów
zabezpieczających pracę silnika i systemów płatowcowych (pompy paliwowe, olejowe, hydrauliczne,
prądnice, itp.).
Turbina przekształca część energii strumienia spalin w pracę mechaniczną przekazywaną za
pośrednictwem wału na napęd sprężarki (śmigła, wirnika) i agregatów.
W TSO sprężarka i turbina wraz z łączącym je wałem tworzy wirnik silnika.

Układ wylotowy
Szczególną rolę odgrywa w silnikach odrzutowych. Dzięki odpowiedniemu ukształtowaniu kanału
przepływowego, zamienia entalpię statyczną strumienia spalin (energię wewnętrzną i potencjalną) w
energię kinetyczną w celu uzyskania możliwie jak największej prędkości wypływu strumienia z
silnika. Zasadniczym elementem układu wylotowego jest dysza wylotowa. W zależności od
przeznaczenia silnika w skład układu wylotowego mogą wchodzić inne elementy (dopalacz,
odwracacz ciągu, tłumik hałasu).
W TSŚ rola układu wylotowego ogranicza się w zasadzie do odprowadzenia strumienia spalin poza
silnik.

3

Charakterystyczne przekroje silnika i zmiana parametrów strumienia wzdłuż
kanału przepływowego

wlot powietrza sprężarka komora spalania turbina ukł ad wylotowy

p

H



*

S

= 6 - 14

p

4

=(1,5 –2)p

H

(490 – 650) K

(1150 – 1300) K
(1400 – 1650) K z chłodzeniem

(750 - 1000) K

wl

1

3

2

5

4

H

T

H

T

p

c

wl

1

3

2

5

4

H

100-150 m/s

180-200 m/s

300-400 m/s

550-700 m/s

V=0; H=0

4

Siła ciągu

Przepływający przez silnik strumień powietrza (spalin) zwiększa swoją energię kinetyczną na

skutek doprowadzonego do niego ciepła w komorze spalania silnika. Przyspieszenie strumienia jest
możliwe dzięki odpowiedniemu ukształtowaniu ścian kanału przepływowego.
Oznacza to, że na strumień działa niezrównoważony układ sił od ścian kanału przepływowego.
Zgodnie z prawem akcji i reakcji na ściany działają siły reakcji pochodzące od ciśnień wywieranych
przez strumień.

Siła ciągu (ciąg silnika) powstaje w wyniku wzajemnego oddziaływania ścian kanału

przepływowego silnika i strumienia gazu przepływającego przez ten kanał oraz powietrza
opływającego silnik z zewnątrz.

Ciąg silnika odrzutowego (K) jest to składowa osiowa wypadkowej układu sił działających na

ścianki kanału przepływowego silnika i siły oporu powstającej w wyniku opływu zewnętrznego.

W celu wyznaczenia K rozpatruje się przyrost ilości ruchu masy strumienia (równanie ilości ruchu
Eulera), przy założeniu że opór zewnętrzny nie istnieje:





H

p

p

A

V

m

c

m

K











5

5

5





gdzie:

m





– masowe natężenie przepływu (strumień masy) spalin

c

5

– prędkość wypływu strumienia z dyszy wylotowej

V – prędkość lotu

m



– masowe natężenie przepływu (strumień masy) powietrza

5

A – pole przekroju na wylocie z dyszy silnika

p

5

– ciśnienie strumienia w przekroju wylotowym dyszy

p

H

– ciśnienie otoczenia

















1

m

C

m

m

s







;

C

s

– sekundowe zużycie paliwa



– względne zużycie paliwa;

m

C

s









;

023

,

0

017

,

0









m

m









V=c

H





H

H

p

p

A

c

c

m

K













5

5

5

)

(



Jeżeli

H

p

p



5

, co oznacza zupełne rozprężanie strumienia w dyszy do ciśnienia atmosferycznego,

zależność przyjmie postać:

)

(

5

H

c

c

m

K









Przy pracy silnika w warunkach statycznych (V = c

H

=0) i przy zupełnym rozprężaniu strumienia do

ciśnienia otoczenia, ciąg silnika można wyrazić wzorem:

5

c

m

K







5

Parametry jednostkowe.

Podstawowym parametrem charakteryzującym silnik odrzutowy jest siła ciągu a silnik śmigłowy

(śmigłowcowy) moc lub moment przekazywany na wał. Porównanie napędu śmigłowego i
odrzutowego jest trudne, co jest powodem oddzielnego ich traktowania.

Stosuje się umowny podział wielkości napędów zależnie od osiąganych ciągów lub mocy:



jednostki małe

– ciąg do 2000 daN, moc do 1500 kW;



jednostki średnie – ciąg 2000÷5000 daN, moc 1500÷3500 kW);



jednostki duże

– o ciągu (mocy) większej.

W celu porównania jakości napędów o różnych wartościach ciągów czy mocy, zdefiniowano

kilka parametrów jednostkowych.

1)

ciąg jednostkowy – wartość tego parametru określa przyrost prędkości strumienia w silniku.

Jest to stosunek ciągu (K) silnika do masowego natężenia przepływu:

]

/

[

.

s

kg

daN

m

K

k

j



Przy warunku p

5

= p

H

H

j

c

c

k





5

[m/s]



k

j

= 60÷100 daN/(kg/s) - dla silników jednoprzepływowych;



k

j

= 30÷50 daN/(kg/s) - dla silników dwuprzepływowych;

2)

jednostkowe zużycie paliwa – określa ekonomiczność silnika i jest podstawą obliczeń

długotrwałości i zasięgu lotu. Jest to stosunek godzinowego zużycia paliwa (C) do ciągu (K)silnika

]

[

h

daN

kg

K

C

c

j





Dla silników odrzutowych można wykorzystać zależność:

u

s

W

C

m

q





0

oraz

s

C

C





3600

gdzie:

q

0

– teoretyczna ilość ciepła doprowadzona w komorze spalania do 1 kg;

m



- masowe natężenie przepływu;

C

s

- sekundowe zużycie paliwa;

W

u

– wartość opałowa paliwa,

a zatem:

j

u

j

k

W

q

c







0

3600



c

j

= 0,75÷0,9 kg/daNh – dla silników jednoprzepływowych;



c

j

= 0,30÷0,6 kg/daNh – dla silników dwuprzepływowych;

3)

masa jednostkowa – parametr ten charakteryzuje silnik pod względem masowym, pośrednio

określa zaawansowanie technologiczne producenta. Jest to stosunek masy silnika (m

s

) do jego ciągu

(K):

]

[

K

daN

kg

m

m

s

j





m

j

= 0,20 – 0,30 kg/daN – dla silników jednoprzepływowych;



m

j

= 0,15 – 0,20 kg/daN – dla silników dwuprzepływowych;

6

Sprawność silnika odrzutowego

Proces przemiany energii w TSO jako zespole napędowym można podzielić na dwa etapy:

1. uzyskanie przyrostu energii kinetycznej strumienia w wyniku zamiany energii chemicznej

paliwa w procesie jego spalania w silniku (silnik jako maszyna cieplna);

2. przekształcenie przyrostu energii kinetycznej w użyteczną pracę siły ciągu (silnik jako

napęd samolotu).

a) sprawność cieplna



c

- jest miernikiem jakości przemiany energii chemicznej paliwa w przyrost

energii kinetycznej strumienia – określona jest jako stosunek przyrostu tej energii do ciepła
teoretycznego jakie powinno wydzielić się w komorze spalania q

0

.





0

2

2

5

2

1

q

V

c

c







Sprawność cieplna uwzględnia straty w komorze spalania oraz straty ciepła unoszonego ze
spalinami poza silnik. We współczesnych TSO



c

osiąga wartości 0,25÷0,45.

b) sprawność napędowa silnika



k

– jest miernikiem doskonałości TSO jako urządzenia

napędowego – określona jest ona stosunkiem użytecznej pracy siły ciągu (k

j

V) do przyrostu energii

kinetycznej.





2

2

5

2

1

V

c

V

k

j

k







We współczesnych TSO



k

osiąga wartości 0,60÷0,70.

c) sprawność ogólna



o

– określa wszystkie straty, cieplne i mechaniczne, podczas przemiany ciepła

w użyteczną pracę sił ciągu. Jest miernikiem ekonomiczności silnika.

0

q

V

k

j

o





uwzględniając a) i b) otrzymamy:

k

c

o









We współczesnych TSO



k

osiąga w czasie lotu wartości 0,20÷0,35

straty

silnik cieplny

silnik napędowy

straty ciepła w
komorze spalania
(0,02÷0,05)q

0

q

0

q

straty ciepła

unoszonego ze

spalinami

c

p

(T

5

-T

H

)

przyrost e

k

strumienia

½ (c

5

2

-V

2

)

użyteczna praca

ciągu

k

j

V

e

k

unoszona ze swobodnym

strumieniem

½





2

5

V

c



7

Wymagania stawiane napędom lotniczym.

Zespół napędowy jest częścią statku powietrznego. Wybór rodzaju zespołu napędowego ma

decydujący wpływ na własności lotne i eksploatacyjne samolotu czy śmigłowca a więc na możliwości
zastosowania całego statku powietrznego. Zespół napędowy podlega ogólnym wymaganiom
stawianym konstrukcjom lotniczym jak:



mała masa konstrukcji;



małe gabaryty, zwłaszcza powierzchnia przekroju czołowego;



niezawodność działania;



prosta konstrukcja i technologia wykonania;



niska cena zakupu i użytkowania;



łatwość obsługi i naprawy.

Poza wymaganiami ogólnymi zespołom napędowym stawia się również wymagania specjalne:



zapewnienie niezbędnego ciągu (mocy) przy minimalnym zużyciu paliwa;



korzystne z aerodynamicznego punktu widzenia położenia zespołu napędowego,
zapewniające:
- minimalny opór (czołowy, powierzchniowy, interferencyjny),
- minimalny wpływ na charakterystyki skrzydeł, kadłuba lub usterzenia,
- jak najmniejszy wpływ na charakterystyki manewrowe,



minimalne straty hydrauliczne w kanale przepływowym silnika;



umożliwienie tłumienia drgań w stopniu ograniczającym ich wpływ na płatowiec;



zapewnienie swobodnego przemieszczania się elementów podczas zmian temperatury;



rozmieszczenie silników i zbiorników paliwa odpowiadające wymaganiom wyważenia
samolotu (śmigłowca) i nie naruszające ogólnego układu wytrzymałościowego;



łatwy dostęp do urządzeń wymagających regulacji, wymiany i konserwacji;



duże bezpieczeństwo przeciwpożarowe;



zabezpieczenie zespołu napędowego przed zanieczyszczeniami mechanicznymi, szczególnie
przed dostaniem się ciał obcych do kanału wlotowego.

8

Paliwa lotnicze

Jako paliwo do turbinowych silników lotniczych stosuje się obecnie ciekłe produkty przeróbki

ropy naftowej popularnie nazywane naftami lotniczymi. Produkty te otrzymuje się w procesie
destylacji w temperaturach od ok. 400K do ok. 600K.

Paliwo lotnicze powinno spełniać następujące wymagania:



mieć możliwie największą wartość opałową (W

u

);



zapewniać bezpieczną eksploatację w dowolnych warunkach lotu (szczególnie na dużych
wysokościach i z naddźwiękową prędkością lotu);



wyróżniać się małymi kosztami wytwarzania i dostępnością surowców do jego produkcji.

Paliwa lotnicze posiadają następujące własności fizyko – chemiczne:

1. Gęstość





= 0,77÷0,85 kg/dm

3

– paliwa o małej gęstości charakteryzują się dużą lotnością.

Cecha ta jest korzystna ze względu na szybsze odparowanie kropelek paliwa w komorze spalania.

2. Wartość opałowa – W

u

= 42900÷43100 kJ/kg

paliwa

– mierzona jest ilością ciepła w wyniku

całkowitego i zupełnego spalenia 1 kg paliwa w T=293

K i p=101,3 kPa. Mały rozrzut między W

u

różnych gatunków naft lotniczych wynika z ich podobnego składu chemicznego (udziały masowe
węgla i wodoru wynoszą odpowiednio: C = 0,84÷0,86; H = 0,16÷0,14; inne pierwiastki występują
w pomijalnie małych ilościach).

3. Teoretyczne zapotrzebowanie powietrza potrzebnego do spalenia paliwa (l

t

) – jest ono także

zależne od składu chemicznego paliwa. Dla naft lotniczych l

t

= 14,9 kg

powietrza

/kg

paliwa

.

4. Lotność – cecha zależna od składu frakcyjnego paliwa, ciśnienia par nasyconych oraz temperatury

wrzenia i zapłonu. Lotność paliwa ma wpływ na:
- łatwość rozruchu ;
- bezpieczeństwo przeciwpożarowe;

5. Temperatura krystalizacji (początku krzepnięcia) – umożliwia ocenę zachowania się paliwa w

niskich temperaturach. (T

krzepnięcia

= 213÷219 K).

6. Stabilność termiczna – umożliwia ocenę skłonności paliwa do wydzielania frakcji smolistych i

innych osadów pod wpływem podwyższonej temperatury.