[image]

Самолёт на паровом двигателе ("паролёт")

Перенос из темы «"Сырьевая" Экономика России»
 
1 2 3 4 5
RU Fakir #30.10.2015 00:36  @Татарин#26.10.2015 14:19
+
-
edit
 

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Татарин> Современные аккумы сравнимы по удёльной ёмкости хранения механической энергии с топливом/водой для паровика. При том, что сам электродвигатель, всё-таки имеет удельную мощность на порядок выше (100-500г/л.с. против помянутых 4.5 для паровика).

В 30-х считали - хз насколько оправданно - что может быть куда лучше, чем 4,5. У турбин, конечно.
4,5 - это, наверное, у поршневиков на летавших паролётах. Ну они явно не предельно возможное массовое совершенство демонстрировали.
   28.028.0
RU Fakir #30.10.2015 00:36  @Серокой#26.10.2015 19:29
+
-
edit
 

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
DustyFox>> Дык были уже паровозы в небе паровые самолеты! И я не про Айрспид и Можайского, если чо! :F
Серокой> Там нигде пар не вращал турбины. Задача была греть область камеры сгорания через теплообменник. И как бы не натрием.

ЕМНИС, варианты с механическим приводом таки были.
   28.028.0

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Дузь, 1939-й год, "Паровой двигатель в авиации":





Какие же преимущества дает применение парового двигателя
на самолете для освоения стратосферы? Теоретическая сторона
этого вопроса получила за последние годы довольно широкое осве-
щение в заграничной печати. Не было ни одного серьезного
авиационного журнала, который бы в той или иной степени не коснулся
проблемы применения парового двигателя в авиации и выяснения
возможности полета в стратосфере.

...

Проблема высотного
полета встала еще резче и заставила приступить к реализации
применения паросиловой установки на самолете.
В Европе особенно интенсивную работу в этом направлении
развернули Германия и Италия.

В последние годы наметились два направления в решении этой
проблемы, обусловленные развитием паровой машины и паровой
турбины. Одно направление представлено в Америке Беслером
установившим обычную поршневую машину на самолет, другое же
направление обусловлено применением турбины в качестве
авиационного двигателя и связано, главным образом, с работами немецких
конструкторов.

...

Аэроплан Джонстона с паровым двигателем



Одновременно с братьями Беслер в Америке над проблемой

применения даровой поршневой машины в авиации работал Харольд

Джонстон. Спроектированная и построенная им паровая

двухцилиндровая машина давала от 900 до 1400 об/мин и развивала мощность

в 90 л. с. Котел, как и у братьев Беслер,—прямоточного типа, состоял

из змеевика, окаймлявшего внутреннюю поверхность стального ко-

жуха, выполненного в виде плоской металлической коробки.

Давление пара около 112 am. Топка была снабжена форсункой,

сжигающей легкое масло. Как утверждали в печати, рабочее давление пара

может быть получено в 2 минуты. Вес котла 65 фунтов (29,5 кг).

Последнее вызывает некоторое сомнение. Едва ли в этих условиях

можно было добиться такого небольшого веса котла. Установка

снабжена конденсатором, напоминающим радиатор автомобиля.

Агрегат прошел успешно испытания в течение нескольких сотен

часов.



Авиационная паросиловая установка, сконструированная в СССР



В числе работ по созданию новых типов двигателей в моторной

лаборатории МАИ им. Серго Орджоникидзе проводились также

изыскания в области авиационных паровых двигателей1. На

небольшом самолете предполагалось проверить параметры,

характеризующие авиационную паровую установку, ее гибкость, приемистость,

автоматику и т. п., а также все те преимущества, которые выдвигают

сторонники применения пара в авиации. Работы велись группой

советских конструкторов в составе К. А. Крюкова, В. И. Морозова,

Т. ф. Иванова, И. А. Титова, В. М. Дорофеева под руководством

инженера И. П. Емелина и при консультации проф. А. В. Квасни-

кова.

Для машины были выбраны следующие проектные показатели:

мощность двигателя порядка 150 л. с. и обороты — 1600 в мин.

Передача на винт — прямая, винт — нерегулируемого шага. В

качестве топлива был принят керосин, как более безопасный в

пожарном отношении, нежели бензин, более дешевый и удобный для

транспортировки, в особенности в арктических условиях. В

дальнейшем практика показала, что и более тяжелые сорта топлива также

могут с успехом сжигаться в подобных установках.

Работа по созданию летной паровой установки была развернута

в середине 1934 г. В 1935 г. были закончены проекты двигателя

парогенератора и в 1936 г. были изготовлены первые образцы

двигателя и парогенератора.

В 1937 г. проводились испытания двигателя на стенде, а также

велись работы по доводке парогенератора. Было изготовлено

несколько парогенераторов. Первые два имели большое газовое

сопротивление (до 500 мм) и не давали должной производительности,

которая доходила до 400—450 кг пара в час. Третий был выполнен

с уменьшенным газовым сопротивлением и давал 850 кг пара в час,

т. е. имел производительность, уже достаточную для получения

расчетной мощности двигателя.

В 1938 г. вся установка на стенде была переведена на

автоматическое регулирование. Первое полугодие ушло на освоение

автоматического регулирования, и во втором полугодии эта установка

была смонтирована и испытана на катере Ярославской судоверфи.

Испытания показали удовлетворительную работу установки; они

были прекращены за окончанием навигации. Установка была

смонтирована применительно к речному катеру по схеме, показанной на

фиг. 131. Она состояла из двигателя, парогенератора,

турбовоздуходувки и агрегатов, навешанных на двигатель.



...



При работе установки на стенде и на речном катере был выявлен

ряд ее положительных качеств: быстрота запуска (в холодное время

1х/2 —2 мин. от момента зажигания до полного хода машины),

отсутствие вибрации, бесшумность. Правда, установка еще не работала

с воздушным винтом, и поэтому о шуме винтомоторной группы

в целом говорить не приходится, но можно сказать, что шум от самой

установки незначителен.

Проведенные испытания позволяют сделать вывод, что

авиационный паровой двигатель может быть выполнен соответственно всем

авиационным требованиям и по весам, и по габаритам.

Двигатель с удельным весом 0,6 кг/л. с. может быть выполнен без

больших трудностей. Вес парогенератора может быть получен

равным 0,8 кг/л. с. Вес турбовоздуходувки —0,15 кг/л. с.



Приведенные весовые данные характерны для маломощной

установки. При больших мощностях установки веса будут, безусловно,

меньше. Узким местом до сих пор является конденсатор. Ему до

настоящего времени уделялось недостаточное внимания, и на

разработку его сейчас направлено внимание конструкторов и

исследователей. При удачном выполнении коденсатора паровой двигатель

может быть поставлен на самолет.



...



Из изложенного мы видим, что в своих попытках использовать

пар для авиации большинство конструкторов пошло по линии

применения обычной паровой поршневой машины. Машины эти были

в основном выработаны в процессе развития парового автомобиля.

Значительный вес их определялся недостаточным облегчением

деталей двигателя и котла, а также стремлением использовать

обычный радиатор двигателя внутреннего сгорания или парового авто-

мобиля. Известное значение имеет и то обстоятельство, что все эти

установки спроектированы на мощности не свыше 200 л. с.

Другое направление в развитии паросиловой установки для

авиации связано с использованием паровой турбины в качестве

двигателя. Осуществлению такой турбины предшествовало несколько

проектов, опубликованных в Америке и Европе.



Проект Рудольфа Вагнера

Мы уже упоминали о проекте Вагнера, предложенном задолго до

опытов братьев Беслер. Вагнер утверждал еще в 1923 г., что

возможно построить турбину, которая имела бы вес не более2 #г на 1л. с.



...



Позже Вагнером была спроектирована четырехцилиндровая и че-

тырехвальная турбина, причем все четыре цилиндра установки

через редуктор работают на один вал. Начальное давление пара

100 am. Котел водотрубный, с поверхностью нагрева 70 м2.

Температура пара до 600°. Вагнер рассчитывал получить вес этой установки

1,2 кг на 1л. с, учитывая вес воды в системе 2.

В 1934 г., выступая по докладу Томпсона, Вагнер говорил:

«В своих конструкциях я всегда стремился использовать

конструкции, уже испытанные в судостроении, и совершенствовать их, в ча-

стности, в сторону облегчения, на основе успехов современной

техники. Мой опыт в области судостроения, оправдавшийся в последнее

время при постройке двух крейсеров, приводимых в движение

легкими турбинами, говорит за то, что котел, турбина, диск,

конденсатор и т. д. должны быть конструктивно отделены друг от друга.

Применив этот принцип в разработке проекта установки для

самолета мощностью2 х 3000 л* с, мы сумеем добиться нагрузки в 1,2 кг

на 1л. с. (включая вес конденсатора и воды в котле) и расхода

горючего приблизительно в 220 г/л, с. Эти величины едва ли смогут быть

получены или превзойдены в ближайшем будущем в паровой

турбине... Считаем также, что мы удовлетворительно разрешили

сложную проблему конденсатора».

Сведения об этой установке, очевидно, засекречены, так как

в печати сообщений о дальнейших работах Вагнера в этом

направлении не было.

Проект паровой турбинной установки Карла Родера

За последние годы в патентной литературе можно найти немало

проектов, относящихся к применению паросиловых установок в

воздушном флоте. Рассмотрим некоторые из них.

В 1929 г. инженер Карл Родер взял в Ганновере патент на

«турбинную установку для воздушных судов». Родер предложил

осуществить многоступенчатую аксиальную турбину с вращением в

противоположных направлениях. В патентной формуле было сказано,

что турбина «без направлякщих каналов, с кольцевыми ободами,

лежащими один внутри другого, с передачей вращения от валов

или непосредственно или с помощью редукторов к каждому из двух

пропеллеров, установленных на противоположных концах

агрегата».

Особенность установки заключается в том, что вал винтов и вал

турбины имеют общую ось. Установка характеризуется тем, что

силовая машина разделена на две турбины высокого и низкого

давления, вращающиеся в разных направлениях, из которых каждая

передает движение паре винтов. Этот патент Родера был

опубликован * лишь в 1934 г. Нашел ли он свое осуществление на

практике, — пока неизвестно.

Проект турбинной установки для самолета Итало-Рафаэло

В 1931 г. в журнале «Ривиста Аэронавтика» был опубликован 2

проект турбинной установки для самолета, общая схема которой

показана на фиг. 138.



Проект авиационной паросиловой установки Грет-Лейке Эркрафт

Корпорейшен оф Америка и Дженерал Электрик Ко




Этот проект, разработанный очень детально, получил широкое

освещение в международной печати. Две крупнейшие фирмы Америки

взялись в 1932 г. за разработку проекта паросилового двигателя

для авиации. Фирма Грет-Лейке Эркрафт Корпорейшен

спроектировала паровой котел, а фирма Дженерал Электрик Ко — паровую

турбину. Турбина должна быть установлена на самолет типа

летающей лодки.

Турбин две, каждая мощностью в 1150 л. с. Таким образом

общая мощность силовой установки составляет 2300 л. с. Скорость

вращения 20 000 об/мин. Через систему зубчатой передачи (двойной,

редукционной) винты приводятся во вращение с числом оборотов

1400 в мин- Вес каждой турбины, включая редуктор, 363 кг. Это

составляет 0,35 кг на 1 л. с. Кроме этих двух главных турбин

запроектированы еще две вспомогательные турбины. Одна — для приведения

в движение вентилятора, подающего воздух в топку, и вторая —

для приведения в движение питательного насоса, насоса для

принудительной циркуляции воды, а также конденсационной, топливной

и масляной помп. Вся вспомогательная аппаратура весит не более

0,35 кг/л. с.

Водотрубный котел типа Ла-Монт расположен горизонтально

в нижней части фюзеляжа и снабжен перегревателем. Котел дает

9310 кг пара в час при 538°. Давление пара составляет 70 кг/см2.

Котел обогревается автоматической форсункой, питаемой мазутом.

Котел имеет средний и наружный кожухи. Воздух проходит

между обоими кожухами и котлом, охлаждая стенки котла, и в то же

время сам подогревается. Затем, попадая в воздухоподогревател ь

окончательно нагревается выходящими газами, прежде чем попасть

в топку. Это хоршо видно на фиг. 139, где движение газов в котле

показано стрелками. Для нормальной работы котла необходимо

157—158 кг дистиллированной воды. К. п. д. этого котла 83%.

Время, потребное для получения рабочего давления, определено

в 1 мин. Вес котла 1070 иг, или 0,465 кг]л. с.

На самолете запроектированы два конденсатора, расположенные

в его крыльях. Конденсаторы выполнены из легких трубок из

специального сплава. В условиях крейсерской скорости самолета

конденсаторы работают с нагрузкой в 0,30 кг]см2. В условиях же

атмосферного давления — на полной мощности. Общий вес

конденсаторов 550 кг, или 0,240 кг] л. с. Общий вес всей установки составляет

3344 кг, или 1,436 кг]л. с.

Система управления почти полностью осуществляется помощью

электричества. Запуск происходит помощью небольшого

моторчика на 12 #, питаемого специальной батареей. Вся система

оборудована манометрами, индикаторами и т. п. Такая установка должна

расходовать мазута 270 г]л. с. ч. Термический к. п. д. предположено

было получить равным 23%.



Общие данные установки приведены ниже в таблице х.

Томпсон в 1934 г., делая доклад в WGP2, утверждал, что «фирмы

Дженерал Электрик Ко и Грет-Лейке Эркрафт Корпорейшен

построили двигатель в 2300«я. с, где нагрузка на 1 л. с. от котла составляет

0,47 кг, а для всей установки, включая турбину и вспомогательные

агрегаты, но без конденсатора — 1,09 кг]л. с, с конденсатором же

нагрузка на 1 л. с. созтавит, вероятно, 1,4 кг». Так ли это, судить за

отсутствием опубликованных данных трудно.



Авиационная паротурбинная установка Бробека

Мы уже останавливались на проекте турбины Бробека. Еще

в 1934 г. на съезде аэронавтического и гидравлического отделов

американского общества инженеров-механиков Бробек сделал

сообщение о своей турбине для самолета. Турбина мощностью в 1000 л. с.;

ее внешний диаметр 0,45 м; котел (из параллельно включенных

трубок диаметром в 2,5 мм) имеет принудительную циркуляцию воды.

Отапливается котел форсункой и имеет воздуходувку. Вес котла

0,15 кг/л. с. Конденсатор расположен в крыле. Общий вес не

превышает 0,9 кг /л. с. Время пуска — несколько минут.

Как сообщали в печати1, Бробек рассчитывает получить на

высоте в 10 000 м скорость 450 км/час, полагая в то же время, что к. п. д.

его установки поднимется с 22 до 35%. Опыты в этом направлении,

продолжаются; не исключена, конечно, возможность, что сведения

о турбине Бробека несколько преувеличены печатью. Несомненно

только одно: и в Америке над этой проблемой ведутся интенсивные

работы.

В последние годы известную популярность получила турбина

с вращающимся котлом. Пионерами этого дела считаются Форкауф

и Хютнер в Германии. Но задолго до работ этих конструкторов,

еще в 1906 г., великий русский ученый Н. Е. Жуковский построил

и опробовал такой вращающийся турбокотел.



...



Авиационная турбина с вращающимся котлом Форкауфа



В 1932 г. Генрих Форкауф опубликовал свой проект

«парообразователя вместе с турбиной». Он считал1, что разработка котла при самой машине «дает возможность не только полной механизации

в парообразователе (в котле), но и позволяет целесообразно

монтировать части паросиловой установки в одном агрегате».

Форкауф поставил задачей добиться повышения давления во

вращающемся котле путем использования разности в величине

центробежных сил у воды и пара. Парообразователь был

сконструирован им из трубок, изогнутых в виде буквы V, расположенных ра-

диально. В изготовленной им модели диаметром 710 мм он получил

при 2200 об/мин давление до 30 am, причем агрегат не нуждался

в питательном насосе. «Поэтому есть возможность объединить

парообразователь и турбину в один вращающийся агрегат с подачей

воды через полый вал и с применением двух перегревателей».

Проект Форкауфа предусматривал к. п. д. котла равным ЬЬ/0.

При 3000 об/мин котел должен был обепечивать 18 т пара в час,

причем перед форсунками предполагалось иметь давление 1JO am,

Рабочее давление пара в турбине равно 25 am при температуре его

380° Турбина должна иметь следующие размеры: поверхность

котла 66 м2, поверхность подогревателя высокого давления 2 м ,

поверхность перегревателя промежуточного 35 м*. Мощность,

которую рассчитывал получить Форкауф, колебалась от 500 до 600 кет

(на муфте сцепления). й

Известный теплотехник Мюнцингер, анализируя изобретения

Форкауфа, отмечал трудность добиться охлаждения в подшипниках

котла, через который протекает перегретый пар. Вращающийся

с большими окружными скоростями котел, порядка 1UU— 1W м/сек,

будучи сваренным из отдельных частей, должен допускать

термическое расширение, оставаясь уравновешенным во всех своих

частях, что также является довольно сложной задачей. Мюнцингер

сомневается также, удастся ли обеспечить подачу воды без внешней

затраты работы1.



...



Авиационная паровая турбина Хютнера



В 1932—1934 гг. в иностранную печать проникли сведения о

сконструированной в Германии на электрозаводе Клинганберга

оригинальной паровой турбине для самолета3. Автором ее называли

главного инженера этого завода Хютнера. Английский журнал

Flight, помещая это сообщение, подчеркивал4, что «пока имеется

очень мало сведений относительно описываемой машины».

Постепенно в печать начали проникать все более и более

подробные сведения о работах Хютнера. Сущность этого изобретения

сводилась к развитию идеи турбокотлов Жуковского и Форкауфа.

Парообразователь и турбина вместе с конденсатором здесь были

объединены в один вращающийся агрегат, имеющий общий корпус.

Хютнер замечав!5: «Двигатель Хютнера представляет силовую

установку, отличительная характерная особенность которой состоит в том,

что вращающийся генератор пара образует одно конструктивное

и эксплоатационное целое с вращающейся в противоположном

направлении турбиной и конденсатором».

Основной частью турбины является вращающийся котел,

образованный из целого ряда V-образных трубок, причем одно колено

этих трубок соединено с коллектором для питательной воды,

другое — с паросборником. Котел показан на фиг. 143.

Фиг. 143. Котел турбины Хютнера.

Трубки расположены1 радиально вокруг оси и вращаются со

скоростью в 3000—5000 об/мин. Поступающая в трубки вода

устремляется под действием центробежной силы в

левые ветви V-образных трубок, правое колено

которых выполняет роль генератора пара.

Левое колено трубок имеет ребра, нагреваемые

пламенем от форсунок. Вода, проходя мимо

этих ребер, превращается в пар, причем под

действием центробежных сил, возникающих

при вращении котла, происходит повышение

давления пара. Давление регулируется авто:

матически. Разность плотностей в обеих ветвях

трубок (пар и вода) дает переменную разность

уровней, являющуюся функцией центробежной

силы, а следовательно, и скорости вращения.

Схема такого агрегата показана на фиг. 144.

В левой части агрегата расположена

одноступенчатая турбина с присоединенным

конденсатором.

Ребра справа представляют

нагревательное устройство.



4 Flight, XXVI, р. 39, № 1321, 1934.



...





Паровая авиационная турбина Бешара



В 1937 г. французская печать сообщила о работах французского

летчика Бешара над проблемой паровой турбины для самолета.

Бешар сконструировал паровой двигатель, в котором котел

образован тремя вращающимися дисками. Первый диск выполняет роль

центробежного насоса питания и наддува, причем здесь же вода

подогревается. Во втором диске осуществляется парообразование,

а в третьем — перегрев пара, который после этого выходит через

сопла.



...



В котле, спроектированном для автомобиля, количество воды

не превышало 10,5 л. Регулирование в этой турбине осуществляется

автоматически и, как в котле Хютнера, достигается простым

регулированием работы горелок, работающих на жидком или

газообразном топливе. Развивающаяся центробежная сила помогает

циркуляции пламени вокруг котла. Такой двигатель, как

утверждает Бешар1, успешно прошел испытания на стенде в течение

200 часов.

В 1938 г. в газете «Les Ailes» появилось сообщение2 о результатах,

достигнутых Бешаром с машиной № 5. При давлении пара в 4,5 кг/см2

изобретателю удавалось снимать до 150 кг*м2/ч сухого пара. Скорость

вращения 950 об/мин. Расход мазута равнялся 13,5 кг. К. п. д.

котла был свыше 60%.

При втором испытании Бешар утверждал, что ему удалось

получить 1200 об/мин. Данные эти, как сообщали в печати, были

получены при поверхности нагрева котла в 0,96 м2 и без подогрева

воды. Опыты показали, что можно легко осуществить машину,

дающую 200 кг*м2/ч пара при давлении 30—35 кг/см2. В условиях

перегрева пара до 500° к. п. д. был не ниже 0,9.

В 1938 г. в журнале «Engineering» появилось подробное описание

паровой турбины Бешара, выполненной им для военного грузового

автомобиля. Конструктивные принципы здесь те же, что и в

описанной нами выше установке для самолета. Турбина показана на

фиг. 148 и 149. Схематический разрез ее показан на фиг. 150.

Этот двигатель развивает мощность в 50./г. с. и делает 1800 об/мин

при давлении пара в 425 фунтов на 1 кв. дюйм (29,9 кг/см2). Выполнен

он из простой котельной стали.



Паровой авиационный двигатель в Англии



В Англии группа конструкторов спроектировала паровой

авиационный двигатель с вращающимся котлом. Разрез парового

агрегата показан на фиг. 151.

Установка очень напоминает турбины Форкауфа и Хютнера. Она

состоит из ротативного котла с U-образными трубками, открытые

концы которых соединены с одной стороны с водяным насосом

ротативного типа, а с другой — с паровым коллектором. Вращение

котла достигается действием паровых струй, ударяющихся об

лопатки турбины. Как и у Хютнера, турбина и котел вращаются в

противоположных направлениях. Оригинальной является топка.

Горючая смесь проходит через ряд отверстий в кольцевой смесительной

камере — в камеру сгорания, в которой она и воспламеняется с

помощью накаляемой электрическим током проволоки.

В 1938 г. была построена и опробована небольшая модель такой

турбины. Корреспондент, присутствовавший при опытах

утверждал2, что «при демонстрировании в котел была пущена холодная

вода, и приблизительно через 65 секунд манометр показал давление

в 1,75 am».





2 Steam Aero-Engine, Flight, v. 33, № 1529, p. 374, 1938.



...



На основании проведенных опытов намечено осуществить

паровую установку для самолета мощностью в 2000л. с, с удельным

весом в 1,8 кг/л. с. и расходом топлива 0,16 кг/л. с. ч. В печати даже

утверждали, что «предполагается организовать компанию для

эксплоатации их изобретения». Фамилии изобретателей неизвестны.

Журнал «Flight» утверждал, что «по некоторым политическим

соображениям конструкторы новой паровой установки желают оставаться

неизвестными». Ближайшее будущее покажет нам, насколько

отвечают действительности эти предварительные сообщения о

работе английских инженеров над проблемой паровой авиационной

турбины.



Таким образом во всех значительных странах Европы и Америки

работы по созданию парового авиационного двигателя ведутся

полным ходом. Проникающие в печать сведения чрезвычайно скудны

и не могут дать полного представления об этих работах. Японская

печать хранит, например, молчание по поводу работ над паровым

авиационным двигателем. Но в то же время тематика Токийского

императорского научно-исследовательского института

предусматривает проведение ряда работ, связанных с проблемой авиационного парового двигателя.



Необходимо в то же время подчеркнуть, что паровой двигатель

такого характера уже находится в эксплоатации на американском

дирижабле City of Glendal.



Паровой авиационный двигатель все больше развивается в своей

опытной стадии, и недалек тот день, когда он завоюет себе право

на широкое применение в авиации.



Интересно отметить тот факт, что в последние годы пар нашел

себе применение в целом ряде вспомогательных агрегатов самолета.

Паровое охлаждение бензиномоторов нашло, как мы знаем, свое место

в Америке. Радиатор в этом случае заменяется конденсатором,

находящимся в крыле самолета. Такая система охлаждения была

применена в свое время на дирижабле R-101. Утверждали, что экономия

в весе воды в этом случае для мотора в 500 л. с. доходит до 40 кг,

В военном отношении такая система охлаждения дает много ценных

преимуществ (меньшая уязвимость при обстреле, при повреждении

можно некоторое время совершать полет и пр.). Таким образом здесь

проблема конденсации пара является общей. Изобретен также

паровой стартер для моторов. Такой стартер испытывался Гофманом

в лаборатории Райта в Дайтоне (Огайо). Он состоял из котла с

мгновенным парообразованием и четырехцилиндрового двигателя. В

журнале «Aero-Digest?» писали1 об этом стартере: «По сообщению

должностных лиц аэродрома Райта, он хорошо работал при

температурах, при которых обычно трудно пускать в ход бензиномоторы

стартером прежнего типа, так же, как и запускать самолетные

моторы без стартера». Вес такого стартера 36 кг.


   28.028.0

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆



Краткие выводы
В чем же заключается преимущество турбины перед двигателем
внутреннего сгорания?
Отсутствие возвратно-поступательного движения при высоких
скоростях вращения позволяет сделать турбину довольно компактной
и меньших размеров, нежели современные мощные авиационные
моторы. Прекуль и Рабинович (Precoulund Rabinovitch) по этому поводу
приводят интересный пример размеров турбины, установленной
вМангейме. «Турбины электроцентрали в Мангейме,— пишут они,—
питаются паром под давлением 100 кг/см2, вращаются со скоростью
30 000 об/мин и имеют внешний диаметр порядка 0,5 м при мощности
в 10 000 л. с. Если сравнить соответствующие фронтальные
поверхности подобной турбины и звездообразного мотора в 1500 л. с,
то можно сразу же видеть, какое значительное уменьшение лобового
сопротивления можно получить благодаря применению турбины».2

Авторы считают, что помимо выигрыша номинальной мощности
в 8% только вследствие устранения системы охлаждения полезно
используемая мощ ость установки повысится еще на 15% благодаря
сокращению лобовой поверхности, что позволяет уменьшить
лобовое сопротивление.
Важным преимуществом является также относительная
бесшумность работы парового двигателя, что важно как с точки зрения
военной, так и в смысле возможности облегчения самолета за счет
звукоизолирующего оборудования на пассажирских самолетах.
Паровая турбина, не в пример моторам внутреннего сгорания,
почти не допускающим перегрузки, может быть перегружаема на
короткий период до 100% при постоянной скорости. Эта возможность
обусловлена самым принципом работы турбины, заключающимся
в том, что процесс образования тепла происходит в котле, в то время
как у двигателя внутреннего сгорания этот процесс происходит
непосредственно в цилиндре и лимитируется его размерами. Это
преимущество турбины дает возможность уменьшить длину
разбега самолета и облегчает его подъем в воздух. Увеличение
размеров турбины сопровождается повышением ее к. п. д. и
увеличением прочности. Сроки переборки здесь исчисляются тысячами
часов, тогда как современные авиадвигатели требуют переборки
через несколько сотен часов. Простота конструкции и отсутствие
большого количества подвижных и срабатывающихся деталей
составляют также немаловажное преимущество турбины, делая ее более
надежной и долговечной по сравнению с двигателями внутреннего
сгорания.
Существенное значение имеет также отсутствие на паровой
установке магнето, на работу которого можно воздействовать помощью
радиоволн.
Возможность использовать тяжелое топливо (нефть, мазут)
помимо экономических преимуществ обусловливает большую
безопасность парового двигателя в пожарном отношении. Создается к тому же
возможность теплофицировать самолет.
Что же касается расхода топлива, то если современные
бензиновые двигатели расходуют до 220 г/л. с. ч., то, принимая
калорийную способность бензина в 11 500 калорий, мы получим здесь эффек-
632 2
тивный к. п. д., равный v\e = 115Q0.q?220 = 25%.
Авиадизель Юнкерс-Юмо в условиях нормальной эксплоатации
дает расход тяжелого топлива 165 г/л. с. ч. при теплотворной
способности топлива 10 500 калорий, что дает эффективный к. п. д. в
■я 632>2 oft 5"/
^ - 10 500-0,165 -d0>%-
Прекуль утверждает, что «паровая электроцентраль Британской
компании Томсон Хаустон в Детройте (США), работая на паре
с температурой 540° и придавлении в 70 кг/см2, дала при
эксплоатации расхода тепла в 1980 калорий на силу/час, что соответствует
эффективному к. п, д. в т)эк = -^- = 31,8%».

Но расход топлива в бензиновых двигателях будет повышаться
вместе с повышением расчетной высоты. Кроме того, стоимость
топлива, потребляемого паросиловой установкой, на 70—80%
дешевле, нежели стоимость топлива, потребляемого бензиновым
двигателем1.
Главное же преимущество парового двигателя заключается
в сохранении его номинальной мощности с подъемом на высоту.
Мощность турбины зависит от температуры окружающей среды,
давления конденсатора, а также от расхода пара в турбине.
Температура воздуха в среднем уменьшается на 6,5° на каждые 1000 м высоты;
таким образом вместе с подъемом на высоту температура воздуха все
время понижается и, как подтвердили опыты последних полетов в
стратосферу, она достигает на высоте 11 км величины — 56°. Далее
она остается более или менее постоянной. В то же время давление
воздуха, окружающего конденсатор, будет уменьшаться на 5—8%
при подъеме на каждые 1000 м.
Количество тепла, выделяемое конденсатором в атмосферу,
можно представить следующим уравнением:
J = а (1 внутр. — J- внешн.)»
где а — общий коэфициент теплопередачи, являющийся функцией
коэфициента поверхностной теплопередачи между воздухом и
внешней поверхностью конденсатора. Отсюда Прекуль делает вывод,
что при постоянном расходе пара температура конденсации будет
уменьшаться и в то же время пропускная способность конденсатора
будет несколько увеличиваться и, следовательно, не в пример
двигателям внутреннего сгорания, мощность турбины и ее к. п. д. будут
иметь тенденцию увеличиваться вместе с высотой2.
Прекуль здесь не учитывает, что общий коэфициент
теплопередачи а также будет меняться вместе с высотой. Кроме того,
нормальное функционирование топки котла с увеличением высоты также
требует подачи в нее повышенного объема воздуха. Но разница
заключается в том, что здесь необязательно поддерживать постоянное
давление, что является абсолютно необходимым для двигателя
внутреннего сгорания. Здесь известный наддув воздуха должен
только преодолеть потери в цепи котла. Прекуль считает, что эта
потеря «в существующих наземных установках достигает порядка
200 мм водяного столба и может быть принята для авиации, если
учитывать большие скорости циркуляции, в 500 мм».
Удельный расход тяжелого горючего в турбине составляет в
среднем 300 г 1л. с. ч. при калорийной его способности в 10 500 калорий.
При этих условиях необходимый вес воздуха в 1 секунду на 1 л. с.
при избытке воздуха в топке в 20% составит
^ 300 • 15 . 1,2 . г /
^ - = 1,5 г/сек.


На высоте 10000 м
это дает объем 3,65 л.
При этих условиях
потери мощности,
вызываемые наддувом,
составляют всего около
4% вместо 40% у
моторов внутреннего
сгорания, находящихся в
аналогичных эксплоа-
тационных условиях.
Затраты мощности на
вентилятор при этом в
значительной степени
компенсируются ростом
мощности турбинной
установки вместе с
высотой.
Таким образом
необходимо
констатировать, что если мощность
паротурбинной
установки и не будет расти с
увеличением высоты,
как это утверждает Пре-
куль и некоторые дру-
гиз (Вагнер, Бробек),
то во всяком случае
изменение ее будет
значительно более
благоприятно, чем у
двигателя внутреннего
сгорания. Это дает
большие преимущества в
отношении
грузоподъемности и радиуса
действия.
Инженер Бробек г
подсчитал, что высота
10 000 м является наиболее выгодной для функционирования
паросиловой установки. Он считает что к. п. д. паросиловой
установки в этих условиях поднимается с 22 до 35%. К этому выводу
следует отнестись критически.

Вопреки мнению Итало-Рафаэло и Прекуля, нужно, очевидно,
считать, что на высоте свыше 11 000 м мощность турбины будет
несколько уменьшаться, главным образом из-за все возрастающих
затрат на работу вентилятора, но это уменьшение будет менее
значительным, чем в двигателе внутреннего сгорания, и составит,
очевидно, на высоте 20 000 м не более 16—20% от мощности установки.
По вопросу о работе конденсатора на больших высотах имеется
чрезвычайно мало данных.
Охлаждающая способность 1 м2 поверхности конденсатора
показана Мюнцингером в графиках, представленных на фиг. 152.
Верхний график дает относительную производительность
конденсатора на различных высотах полета при существующих в
действительности соотношениях. В случае / происходит
нагревание охлаждающего воздуха, в случае // — его температура
постоянна.
Для случая / потеря на охлаждение конденсатора получается
всегда несколько меньше, чем для случая //, хотя разница и
незначительна. Это еще раз подтверждает ту мысль, что на высоте 11 000 м
потери конденсатора существенно не отличаются от потерь на уровне
моря.
Средний график показывает производительность конденсатора
на различных высотах полета при условии только незначительного
нагрева охлаждающего воздуха.
Нижний график дает скорость при постоянной мощности
воздушного винта, давление и температуру воздуха при различных высотах
полета.
Все графики в целом дают представление о поведении
охлаждающих поверхностей конденсатора при различных высотах полета
при постоянной полезной мощности винта.
Мюнцингер исходит из поведения конденсатора при различных
высотах полета при постоянной полезной мощности винта и из
температуры 75° на высоте свыше 11 000 м. Из графиков видно, что
в условиях увеличивающейся высоты полета производительность
конденсатора повышается, так как температура воздуха падает.
С другой стороны, производительность конденсатора уменьшается
вследствие падения плотности воздуха; в общем мы имеем здесь
повышение до 5000 м приблизительно на 13%. В случае А (давление
в конденсаторе 0,4 am) производительность конденсатора на высоте
10200 м остается такой же, как и на уровне моря. Начиная с высоты
в 11 000 Мч мы имеем быстрое падение производительности
конденсатора, так как температура воздуха здесь уже не снижается, а
плотность воздуха продолжает падать.
Одно из серьезных возражений против применения парового
двигателя в авиации выдвинуто в связи с весом всей установки.
Однако это возражение совершенно неверно.
Современный бензиновый мотор водяного охлаждения на высоте
5000—10 000 м весит вместе с вспомогательными агрегатами 1,7—
1,9 кг /л. с. Паротурбинная установка при той же высоте полета
будет иметь вес того же порядка.

Современная техника турбостроения дает возможность
сконструировать для самолета паровую установку мощностью 4000 л. с.
при следующих весах отдельных ее частей: котел — 0,5 кг/л, с;
конденсатор—0,15 кг/л, с; турбинас редуктором—О^кг/л. с;
турбокомпрессор с вспомогательными механизмами и трубопроводами—
0,5 кг/л. с. Все это дает в сумме сухой вес 1,5 кг/л. с. Вода и масло
в системе дают вес 0,25 кг/л. с. Таким образом общий рабочий вес
паровой турбинной установки будет равен 1,75 кг/л. с.
При этом необходимо иметь в виду, что «мертвый вес» для паровой
турбинной установки будет уменьшаться по мере увеличения
дальности и высоты полета (за счет сокращения удельного расхода
топлива). Удельный расход топлива в бензиновом двигателе с
увеличением высоты будет возрастать. Отсюда следует, что полезная
нагрузка в целом для парового самолета будет более высокой, чем
для самолета с бензиновым двигателем и с приводным нагнетателем.
Это превышение нагрузки будет расти вместе с увеличением
длительности и дальности полета.
Если учесть и то обстоятельство, что при повышении мощности
паровой установки ее удельный вес будет уменьшаться, то можно
согласиться с Прекулем, что «при мощности свыше 30 000 л. с. можно
получить вес на 1 л. с. около 1—1,2 кг».
Последние сообщения говорят о том, что уже существуют паровые
установки, близкие к этим показателям.
В 1934 г. на съезде аэронавтических и гидравлических отделов
Американского общества инженеров-механиков Бробек1 обосновал
проект паросиловой установки с эксплоатационным весом 0,9 кг.
В журнале «Automobil technische Zeitschrift» появилось
сообщение2, что в Америке инженер Бробек построил для самолета
паротурбину мощностью в 1000 л. с, «которая имеет вес всего 100 кг
при наружном диаметре всего 450 мм. Водотрубный котел весит
150 кг. Конденсатор лежит в верхней поверхности крыльев.
К. п. д. установки у земли — 22%, а на высоте в 10 000 м — 35%».
Если эти сообщения не преувеличены, то общий вес установки
Бробека не должен превышать 0,9 кг на 1 л. с. Практически же
в современных условиях можно оценивать возможный вес всего
агрегата паросиловой установки (включая и конденсатор) 1,7—
1,9 кг/л. с. для мощности 200 л. с. Этот вес не намного разнится от
веса современнных бензиновых моторов. Если учитывать вес не только
самого мотора, но и радиатора, маслопроводов и пр., то общий вес
бензинового двигателя водяного охлаждения будет около 1,5 кг/л. с.
Второе возражение против парового двигателя исходит,
главным образом, от аэродинамиков и сводится к размерам и
возможностям охлаждения конденсатора. Конденсатор в условиях
применения парового двигателя на самолете должен обеспечить: 1)
сохранение отработанного пара в установке и 2) возможно низкую темпе-
ратуру для холодильника. Коэфициент теплопередачи конденсатора
будет зависеть как от скорости движения самолета, так и от
изменения вместе с высотой температуры и плотности воздуха. Поэтому
вакуум в конденсаторе будет меняться вместе с высотой.
Количество же тепла, подлежащее охлаждению в конденсаторе паровой
установки, будет значительно превышать тепло, подлежащее
удалению в бензиновом моторе. Вагнер в свое время справедливо
считал1, что в турбине «конденсатор поглощает калорий в пять раз
больше».
Инженер Орлов считает2, что паровой конденсатор «имеет
поверхность в 5—6 раз большую, нежели водяной радиатор двигателя
внутреннего сгорания».
Опыты, проведенные в этом направлении, показывают, что
турбина в равных условиях с двигателем внутреннего сгорания отдает
окружающей среде около 1500 кал на 1 л. с./ч. на валу турбины.
Бензиновый же мотор требует отвода ЗОЭ—400 кал на 1 л. с./ч. Этот фактор
будет несколько изменяться в пользу турбины вместе с понижением
температуры окружающей среды. Но в целом площадь парового
конденсатора получается значительно большей, чем площадь
радиатора двигателя внутреннего сгорания. Вот почему, стремясь
снизить лобовое сопротивление такого конденсатора, конструкторы
пришли к размещению конденсатора непосредственно по
поверхности крыльев в виде сплошного ряда трубок, следующих точно
контуру и профилю крыла. Прекуль сделал следующий интересный
расчет площади поверхности, необходимой для отвода теплоты,
выделяющейся при конденсации. Он пишет3: «Если, например,
принять мощность 200 л. с. на 1 тонну поднимаемого груза (в
транспортном двухмоторном самолете Дуглас Де-2 она равна только
160 л. с.) и общую теплоотдачу в конденсаторе в 2000 кал на 1 м2/ч
(она часто превосходит 3 тысячи в форсированных наземных
установках), то если средняя разность температур внутри и снаружи
конденсатора равна только 15° (внутри + 30°, снаружи -|- 15°),
ловерхность охлаждения, необходимая на 1 m поднимаемого веса,
будет:
^ _ шгс __ 1500 - 200 _ лл 2
Л ~ а±Т ~ 2000 • 15 - WM '
Если мы будем располагать охлаждающими поверхностями на
верхней и нижней стороне крыла, то она может быть нагружена
до 200 кг на 1 л*2, что соответствует 1 тонне на 5 м2 несущей
поверхности или 10 м2 охлаждающей поверхности». Можно итти по
другому пути. Поднимая температуру пара в конденсаторе, добиться
уменьшения поверхности конденсатора. В то же время практика
показала, что с увеличением высоты работа конденсатора
ухудшается. Вот почему, чем выше будет подниматься самолет, тем
больше следует увеличивать поверхность конденсатора. Поэтому
в расчеты Прекуля нужно внести существенные поправки.
Правильнее вообще было бы исходить из взлетного режима, определяющего
поверхность конденсатора, так как высотный режим, очевидно,
потребует конденсатора меньших размеров. Здесь можно было бы
пойти на то, чтобы брать для взлета лишний запас воды, заведомо
зная, что часть пара придется выпустить в атмосферу.
Более близок к "действительности расчет поверхности
конденсатора, сделанный инженером Орловым1. Правильно отметив, что
паровой конденсатор будет иметь поверхность, значительно
большую, нежели радиатор двигателя внутреннего сгорания, он в то же
время впал в другую крайность. Принимая всю несущую
поверхность скоростного самолета в 25—35 м2, он доказывает
невозможность применения парового конденсатора к скоростным самолетам»
Орлов приводит следующий расчет. Он пишет2: «Для наилучших
условий (котел высокого давления, глубокий вакуум и т. д.) расход
пара может быть доведен до 4—4,5 кг/в, л. с. ч. После турбины или
паровой машины остается пар влажностью 0,20—0,25 при
температуре 50—60°. Для того чтобы сконденсировать этот пар, требуется
отнять от каждого кг пара (0,75-~0,8) . 5 70 =(420-*-450) кал/кг (420-ь
_450) . (4-ь4,5) =(1700—2000) кал/л, с. ч.ъ.

...

Наконец, имеется еще одна возможность улучшить конденсацию
пара путем применения бинарных циклов. Еще в XIX столетии
предпринимались попытки в этом направлении (пары бензина,
хлороформ, серный эфир,, углеродистая сера и пр.). Над
проблемой реализации в теплосиловых установках так называемога
бинарного цикла работает уже не одно поколение теплотехников.
Значительную работу в этом направлении провели в конце XIX
столетия Лафон и Трембле. В этом направлении ведутся работы и
сейчас. В частности, еще в 1933 г. пытались применять смешанный пар,
испаряя смесь бензола с водой2. Имеются уже установки3,
работающие на парах ртути и дающие термический к. п. д. 32%.
Ртутно-водяные установки не получили, правда, широкого
распространения из-за целого ряда эксплоатационных и
конструктивных трудностей. Немалую роль здесь сыграла дефицитность самой
ртути. Поиски нового вещества, отвечающего требованиям
устойчивости и нетоксичности, упорно ведутся в лабораториях различных
стран мира. Для успеха этого дела необходимо добиться получения
такого вещества, температура плавления которого не превышала бы
100°, а критическая температура не была бы выше максимальной
температуры цикла. Пар и жидкость не должны диссоциировать;,
это вещество должно быть антикоррозийно и неядовито.
Известные перспективы в создании такого вещества открываются
теперь в области галоидозамещенных углеводородов предельного
ряда. Работая в этом направлении, доцент Одесского
индустриального института Д. П. Гохштейн установил формулу вещества окто-
хлордифторбутана с точкой кипения 260°, отвечающего целому
ряду предъявляемых требований к рабочему агенту для бинарных
циклов. Гохштейн1 сделал приближенный расчет к. п. д. бинарной
установки с октохлордифторбутаном в качестве рабочего агента
верхнего цикла и получил к. п. д. равным от 48,08 до 54,06%.
Трудности здесь связаны с вредными химическими влияниями
таких жидкостей, а также с необходимостью применять
противопожарные меры, что в значительной степени снижает тепловые
преимущества таких жидкостей. Но не исключена, конечно, возможность,
что со временем удастся положительно решить и эту проблему.
Наряду с этим, как мы увидим ниже, делаются серьезные попытки
применять впрыскивающий конденсатор, что дает возможность
отработанному пару конденсироваться внутри турбины и, таким
образом, делает возможным уменьшить размеры конденсатора, но
зато появляется необходимость установки водяного радиатора,
размеры которого будут не меньше, нежели поверхностного
конденсатора. В последнее время противниками применения паросиловой
установки на самолете выдвигается возражение, связанное с тем, что
в условиях больших скоростей будет происходить нагрев
конденсатора. Проф. Л. К- Рамзин в беседе с нами высказал
соображение, размещая конденсатор внутри крыла или фюзеляжа, можно
что, создать для него тот воздушный режим, который является
необходимым; это устранит связь между работой винта и
конденсатора и позволит избежать отрицательного влияния чрезмерных
скоростей.
Имеется, конечно, еще целый ряд других технических трудностей
в эксплоатации турбины на самолете. Неизвестно поведение
форсунки на больших высотах. Для изменения быстрой нагрузки
турбины, что является одним из условий работы авиационного двигателя,
необходимо иметь либо запас воды, либо паросборник. Известные
трудности представляет и разработка хорошего автоматического
устройства для регулировки турбины. Неясно также и
гироскопическое действие быстро вращающейся турбины на самолете.

...

Есть еще одно серьезное обстоятельство, которое необходимо
учитывать при расчете высотных двигателей. Дело в том, что самый
винт может ограничить высотность аэроплана. Удастся ли
пользоваться винтом при больших скоростях и на больших высотах, —
сказать пока трудно.


   28.028.0
RU Серокой #30.10.2015 11:06  @aspid_h#28.10.2015 08:09
+
-
edit
 

Серокой

координатор
★★★★
Серокой>> В общем, есть дежавюшка
a.h.> Спасибо.

Проверяй)
   
BG aspid_h #30.10.2015 16:47  @Серокой#30.10.2015 11:06
+
-
edit
 

aspid_h

литератор
★☆
Серокой> Проверяй)
Есть, читать буду. IQ повышать. :D
   46.0.2490.8046.0.2490.80

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Invar> Да дай только волю паровикам, ракетчикам и проф. Уварову...
Invar> А птом наркомов сжать приходиться...за отсутствие выхлопа отставание :D

Нарком в качестве рабочего тела?! Сжатие, надо полагать, адиабатическое?

"Ну, субмолекулярное сжатие... Ну еще расширение."
   28.028.0
+
+1
-
edit
 

Invar

опытный
★☆
Fakir> Нарком в качестве рабочего тела?!

Было бы тело, а дело будет:

Авиационное дело — Википедия

Авиационное дело 1946 года — одно из политических дел послевоенного периода сталинских политических репрессий, в результате которых весной 1946 года были арестованы руководители авиационной промышленности и командование ВВС СССР. Указывают на сложившееся к концу войны отставание в авиационной промышленности от стран Запада: «в первое мирное лето были обнаружены серьёзные недостатки в авиационной промышленности. Все отечественные самолёты, принятые на вооружение, относились к довоенным разработкам, и полностью исчерпали свои возможности. // Дальше — ru.wikipedia.org
 
Яковлев 6 сентября 1945 г. направил И. В. Сталину записку, в которой, выразив «серьёзную тревогу» по поводу отставания СССР от США в развитии реактивной и дальней авиации, обвинил, по сути, в нём главу Наркомата авиапромышленности (НКАП) А. И. Шахурина.
 


А с теплообменниками в авиационных двигателях беда до сих пор: и хочется и колется и ценник заоблачный.
   33

digger

аксакал

Считается ли за паровой двигатель парогазовый? Впрыскиваем воду за камерой сгорания ТРД, снижается температура перед турбиной - уменьшается ее цена, может пригодиться для дешевой крылатой ракеты, у них двигатель составляет значительную часть цены аппарата.
   46.0.2490.8046.0.2490.80
?? Татарин #02.11.2015 15:45  @digger#02.11.2015 15:33
+
-
edit
 

Татарин

координатор
★★★★☆
digger> Считается ли за паровой двигатель парогазовый? Впрыскиваем воду за камерой сгорания ТРД, снижается температура перед турбиной - уменьшается ее цена, может пригодиться для дешевой крылатой ракеты, у них двигатель составляет значительную часть цены аппарата.
А какой смысл снижать температуру и экономить ресурс турбины, которой жить и работать 5 часов от силы и лишь однажды в жизни? :)

А вот её КПД и расход топлива (соотвественно: масса, дальность, масса БЧ) - важны.
   46.0.2490.7146.0.2490.71
IL digger #02.11.2015 23:53  @Татарин#02.11.2015 15:45
+
-
edit
 

digger

аксакал

>экономить ресурс турбины

Снизить ее обороты и температуру за счет роста давления - она станет намного дешевле, чуть ли не из обычной стали.
   41.041.0

Invar

опытный
★☆
>>экономить ресурс турбины
digger> Снизить ее обороты и температуру за счет роста давления - она станет намного дешевле, чуть ли не из обычной стали.

Гуталина (воздуха) у нас навалом, а вот воду...если только с облаков :)

Впрочем обратное - форсирование впрыском воды и эээ... жидкостей в ГВТ имеет место.
   33
Последние действия над темой
1 2 3 4 5

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru