БСЭ БСЭ - Большая Советская Энциклопедия (АВ)

  Различные типы и классы самолётов требуют различных А. д. как по мощности, так и по принципу создания тяги. Поэтому существующие А. д. подразделяются (рис. 1) на винтовые, создаюшие тягу вращением воздушного винта, реактивные, в которых тяга возникает в результате истечения с большой скоростью рабочих газов из реактивного сопла. Комбинированные — турбовинтовые двигатели (ТВД) — основная тяга создается воздушным винтом, а довольно значительная дополнительная тяга (8—12 %) — за счет истечения продуктов сгорания (рис. 2).

  Поршневые А. д. лучших типов, достигшие высокой степени совершенства, обеспечивали скорость до 750 км/ч. Более высоких скоростей они не могли создать вследствие большой удельной массы (массы, приходящейся на единицу мощности) и необходимости в воздушном винте, кпд которого уменьшается с увеличением скорости полёта. Поршневые А. д. устанавливаются на самолётах с невысокими скоростями полёта, соответственно 0,2—0,5 М (где М — М-число), т.е. 200—500 км/ч, а также на вертолётах, турбовинтовые А. д. — на самолётах при скоростях полёта соответствующих 0,5—0,8 М, т. е. 500—800 км/ч и на вертолётах. Первые турбореактивные двигатели (ТРД) (рис. 3), появившиеся в конце Великой Отечественной войны, позволили увеличить скорость до 960 км/ч.

  Удельная масса поршневых А. д. составляет 540—680 г/квт (400—500 г/л. с.); турбовинтовых А. д. 140—400г/квт (100—300 г/л. с.); если отнести массу не к единице мощности, а к единице тяги, создаваемой воздушным винтом, то удельная масса будет меняться при изменении скорости полёта вследствие изменения кпд винта, в то время как удельная масса турбореактивного двигателя в пределах скоростей до 750 км/ч практически остаётся постоянной (табл.). Это и делает турбореактивный А. д. наиболее выгодным при больших скоростях полёта.

Примерные значения удельной массы А. д. — массы отнесенной к единице тяги (г/н) в зависимости от режима работы двигателя

  В 1965—1967 появились весьма легкие турбореактивные А. д. для самолётов вертикального взлёта и посадки (СВВП). Их удельная масса находится в пределах 6—7 г/н. На основе ТРД и ТВД разработаны т. н. двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД) (рис. 4). Их особенностью является создание двух реактивных потоков: одного внутреннего, или центрального, из высокотемпературных продуктов сгорания, поступающих в реактивное сопло из газовой турбины, и второго, концентрически окружающего первый и состоящего из воздуха, который прогоняется компрессором второго контура.

  Двухконтурные ТРД применяются на самолётах с дозвуковыми скоростями; благодаря малому расходу топлива они могут успешно конкурировать как с обычными ТРД, так и с ТВД.

  Тяга ТРД при сверхзвуковых скоростях полёта возрастает (рис. 5). Удельную массу турбореактивных А. д. за период 1939—67 удалось существенно снизить (рис. 6).

  Схемы турбореактивных А. д. для дозвуковых и сверхзвуковых самолётов различны (рис. 7). При сверхзвуковых скоростях полёта температура воздуха и газа в турбореактивных А. д. весьма велика. Воздухозаборник, обеспечивающий наибольшее использование скоростного напора воздуха с минимальными потерями, необходимо выполнять с регулируемыми размерами и изменяемой формой. Для увеличения тяги А. д. применяют форсажную камеру. При этом реактивное сопло выполняют также с регулируемыми размерами и формой.

  А. д. представляет собой автоматическую систему, которая позволяет освободить лётчика от управления двигателем в полёте. Автоматически поддерживаются на заданном уровне давление топлива, температура газов перед турбиной и другие параметры, независимо от высоты полёта.

  Дальнейшее развитие А. д. предусматривает следующие основные направления, на которых концентрируются главные усилия конструкторов в разных странах, разрабатывающих А. д.: обеспечение высоких скоростей и больших высот полёта, а также непрерывное повышение грузоподъёмности самолёта, что требует создания А. д., развивающих большую тягу с наименьшим расходом топлива, с малой удельной массой и большим ресурсом работы (т. е. длительностью периода работы двигателя между ремонтами, выражаемого обычно в часах). Для этого приходится повышать температуру газа перед турбиной, что ведёт к применению охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток. С другой стороны, стремятся снизить расход энергии во всех элементах А. д., для чего требуется повышение кпд компрессоров, турбин, форсажных камер и т. п. Повысить температуру газов можно применением жаропрочных материалов (ниобий, молибден) для лопаток турбины и других деталей, соприкасающихся с высокотемпературными газами. Снижения удельной массы можно достигнуть использованием материалов с низкой плотностью (титановые, бериллиевые сплавы). На крупные пассажирские и транспортные самолёты целесообразно устанавливать двухконтурные А. д. с форсажной камерой, обеспечивающие большой диапазон скоростей полёта, и двухконтурные А. д. со степенью двухконтурности (т. е. соотношением температуры первого и второго контуров) 6—8 для получения больших значений тяги при высокой экономичности.

  Лит.: Иноземцев Н. В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс, М., 1955; Теория реактивных двигателей, М., 1958; Конструкция авиационных газотурбинных двигателей, М., 1961; Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, № 3, с. 6—13; 1966, № 2, с. 60—64; 1967, № 7, с. 57—61.

  С. К. Туманский, Г. С. Скубачевский.

Рис. 1. Классификация авиационных двигателей.

Рис. 4. Принципиальная схема двухконтурного турбореактивного двигателя: 1 — первый (внутренний) контур; 2 — второй (внешний) контур.

Рис. 3б. Турбореактивный авиационный двигатель. Внешний вид.

Рис. 6. Изменение удельной массы турбореактивных двигателей по годам.

Рис. 2а. Турбовинтовой авиационный двигатель: Принципиальная схема; 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — реактивное сопло; 6 — воздушный винт.

Рис. 2б. Турбовинтовой авиационный двигатель. Внешний вид.

Рис. 3а. Турбореактивный авиационный двигатель: Принципиальная схема; 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — корпус двигателя; 5 — сопловый аппарат; 6 — турбина; 7 — реактивное сопло.

Рис. 7. Сравнительная схема турбореактивного двигателя: ниже осевой линии для дозвуковых (ок. 850 км/ч) и выше осевой линии для сверхзвуковых (ок. 3000 км/ч) самолётов; 1 — воздухозаборник с регулируемыми размерами и формой; 2 — форсажная камера; 3 — сопло с регулируемыми размерами и формой; 4 — воздухозаборник нерегулируемый; 5 — сопло нерегулируемое.

Рис. 5. Изменения тяги Р турбореактивного двигателя в зависимости от М-числа.

Авиационный компас

Авиацио'нный ко'мпас, аэронавигационный прибор, указывающий пилоту курс самолёта относительно магнитного меридиана (магнитный компас, гиромагнитный компас), заданного направления (гирополукомпас) или направления на радиомаяк (радиокомпас, радиополукомпас) и относительно какого-либо небесного светила (астрономический компас).

Авиационный тыл

Авиацио'нный тыл, составная часть тыла вооружённых сил государства; включает тыловые соединения, части и учреждения. А. т. предназначен для материального инженерно-аэродромного, аэродромно-технического и медицинского обеспечения ВВС. Осуществляет снабжение авиационных частей и соединений всеми видами материальных средств, хозяйственно-бытовое обслуживание личного состава, строительство новых и восстановление непригодных для полётов аэродромов, аэродромно-техническое обеспечение полётов авиации, а также проведение санитарно-гигиенических, лечебно-эвакуационных и противоэпидемических мероприятий.

  М. Н. Кожевников.

Авиационных материалов институт