Силовые установки самолетов и вертолетов Подготовили студенты

«Силовые установки самолетов и вертолетов» Подготовили: студенты группы 03 -203 Фролова М. А. , Викторова Т. А. .

АВИАЦИОННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, двигатель и движитель летательного аппарата, единый комплекс устройств и агрегатов, обеспечивающих силу тяги и подъемную силу для полета и ускорения летательного аппарата. Автомобиль движется благодаря трению покоя между колесом и дорогой. Воздушная Среда не обладает трением покоя, поэтому и сила тяги, и подъемная сила летательного аппарата определяются изменением количества движения среды, в которой он движется. Любой авиационный движитель (например, винт) захватывает поток воздуха, натекающий на летательный аппарат, и отбрасывает его с увеличенной скоростью назад, что приводит к возникновению реактивной силы, направленной вперед и равной изменению количества движения в единицу времени. Кроме того, должна существовать поддерживающая сила, благодаря которой летательный аппарат не падает. Самолет поддерживают крылья, которые тоже изменяют количество движения воздуха, отбрасывая его вниз и создавая подъемную силу. При движении самолета в воздушной среде возникает сила сопротивления движению, для преодоления которой нужна сила тяги, создаваемая двигателем. Подъемная сила и сила тяги вертолета создаются вращающимися лопастями. На рис. 1 приведена схема создания этих сил летательными аппаратами. Рис. 1 Физические принципы создания сил летательным аппаратом. Для создания силы тяги и подъемной силы необходимо выполнение трех условий. Во-первых, необходим источник энергии, поскольку нужно увеличить скорость, а значит, и кинетическую энергию потока воздуха. Почти во всех случаях энергию на борту самолета или вертолета получают при сжигании углеводородного топлива (или водорода) с кислородом воздуха. В качестве вспомогательной используется электрическая энергия, запасенная в аккумуляторах. Первоначальный энтузиазм, вызванный овладением атомной энергией, не привел к созданию практичного ядерного двигателя для летательного аппарата. Во-вторых, поскольку при горении выделяется тепловая энергия, на борту должно иметься средство преобразования тепловой энергии в механическую, которая может быть использована для увеличения кинетической энергии потока. Преобразование энергии происходит в тепловом двигателе (см. ниже). На небольших винтовых самолетах до сих пор устанавливаются поршневые двигатели. На крупных современных самолетах обычно используются газотурбинные двигатели, основные агрегаты которых – компрессор, камера сгорания и турбина, вращающая компрессор. По второму закону термодинамики доля тепловой энергии, превращаемая в механическую, определяется температурой источника тепла (в данном случае температурой горения топлива) и температурой окружающей среды. Для углеводородных топлив температура горения составляет около 2500 К. Температура в стратосфере, где летают современные самолеты, около 200 К; поэтому теоретический (термический) КПД равен 1 - 200/2500 = 0, 92 или 92%, что,

. конечно, является высоким значением; однако реальный КПД значительно ниже, поскольку эффективная температура рабочего тела в камере сгорания существенно ниже температуры горения топлива, а кроме того, возникают потери на сжатие и расширение в воздухозаборнике и турбокомпрессоре. Реальный КПД современных двигателей летающих в стратосфере самолетов около 40%. В-третьих, должно быть средство, которое обеспечивало бы передачу механической энергии потоку для увеличения его скорости (или количества движения). Для этого существует несколько возможностей. Энергия двигателя может передаваться воздушному винту, который ометает большую площадь потока, т. е. захватывает большой расход, и несколько увеличивает его скорость. Для привода винта используют поршневые и турбовинтовые (рис. 2) двигатели. Существуют двигатели, которые механическую энергию затрачивают на увеличение кинетической энергии горячих выхлопных газов, расширяющихся в сопле; это – турбореактивные двигатели (рис. 3). Рис. 2. Турбовинтовой двигатель: 1 - вал винта; 2 - редуктор; 3 - компрессор; 4 - камера сгорания; 5 - турбина; 6 - сопло. Рис. 3. Турбореактивный двигатель: 1 - воздухозаборник; 2 - компрессор; 3 подача топлива; 4 - камера сгорания; 5 турбина; 6 - сопло.

Полезная работа двигателя – работа, затрачиваемая на движение летательного аппарата. Полезная мощность – работа, совершаемая в единицу времени, – равна произведению силы тяги на скорость летательного аппарата. Следовательно, тяговый КПД (КПД движителя) равен отношению полезной мощности к мощности двигателя. Можно показать, что этот КПД равен удвоенной скорости летательного аппарата, деленной на сумму скорости полета и скорости реактивной струи (относительно летательного аппарата). С другой стороны, тяга равна массовому расходу реактивной струи, умноженному на разность скоростей струи и аппарата. Таким образом, высокая скорость реактивной струи приводит к большой тяге на единицу расхода и к малому тяговому КПД. Это соотношение показано на рис. 4. Рис. 4.

Воздушный винт, захватывая большой расход и сравнительно ненамного увеличивая скорость струи, обладает высоким КПД. Турбореактивный двигатель представляет другую крайность: расход в нем сравнительно невелик (поперечное сечение двигателя невелико), а скорость струи высока, поэтому он имеет невысокий КПД. Турбовентиляторные двигатели (рис. 5) похожи на турбовинтовые тем, что вентилятор ускоряет дополнительный расход рабочего тела, не проходящий через турбокомпрессор, который затем истекает через сопло. Скорость реактивной струи в турбовентиляторном двигателе ниже, чем в турбореактивном, но выше, чем в турбовинтовом; соответственно, он имеет промежуточное значение КПД. Самое широкое применение турбовентиляторные двигатели нашли в современных дозвуковых транспортных самолетах Рис. 5 СОВРЕМЕННЫЙ ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ в мотогондоле с высокой степенью двухконтурности. Видны воздухозаборник, вентилятор, турбокомпрессор. 1 -воздухозаборник, 2 -мотогондола, 3 -вентилятор, 4 -сопло вентиляторного контура, 5 -турбина, 6 -сопло турбокомпрессора, 7 -компрессор

Типы авиационных двигателей. Любая авиационная силовая установка должна иметь в своем составе указанные выше агрегаты, но они могут быть самыми разными в зависимости от условий эксплуатации двигателя. К ним относятся: скорость и высота полета, маневренность, дальность, взлетно-посадочные требования. Кроме этих условий, на характеристики двигателя влияют отношение тяги к расходу топлива (чаще используют величину, обратную этому отношению, – удельный расход топлива), отношение тяги к весу силовой установки, уровень шума при взлете и посадке, капитальные затраты и стоимость обслуживания, надежность. Все эти критерии необходимо рассмотреть при выборе силовой установки для конкретного применения. Главным критерием, определяющим выбор силовой установки, является скорость полета. Скорость полета лучше всего определять числом Маха – отношением скорости полетательного аппарата к скорости звука на заданной высоте. При M < 0, 5 наиболее эффективным движителем является винт, который при этих условиях, как правило, и используется; винт приводится во вращение обычным поршневым двигателем, роторным двигателем или газовой турбиной. Для более высоких скоростей полета (но меньше скорости звука, M < 1) предпочтительнее использование турбовентиляторных двигателей с большим расходом через вентилятор, поскольку они обладают наилучшим сочетанием отношения тяги к расходу топлива, отношения тяги к весу, надежностью, уровнем шума. На боевых самолетах, таких, как истребители и штурмовики, которые должны летать при около- и сверхзвуковых скоростях и обладать высокой маневренностью, устанавливают турбовентиляторные двигатели с форсажом. В таких двигателях (рис. 6) после турбины в специальную форсажную камеру дополнительно подается топливо, где оно дожигается. Рис. 6. ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ФОРСАЖОМ для современного боевого самолета. 1 - воздухозаборник; 2 - компрессор; 3 - турбина; 4 - форсажная камера.

Дожигание увеличивает тягу по сравнению с двигателем, в котором топливо сгорает только в камере, однако при этом существенно возрастает расход топлива, которое всегда хранится на борту самолета. На самолетах, которые длительное время должны лететь со скоростью 2 < M < 4, устанавливают турбореактивные двигатели с форсажом. В этих двигателях весь поток воздуха проходит через компрессор, камеру сгорания и турбину, а затем поступает в форсажную камеру, где добавляется топливо, и температура горения поднимается до высоких значений, которых не выдержала бы турбина. На таких самолетах, как X-15, летающих с М около 4, предпочтительнее использовать ракетные двигатели. Такие самолеты могут летать и в безвоздушном пространстве, поскольку в ракетном двигателе используется не кислород воздуха, а окислитель, запасенный, как и горючее, на борту самолета. Продукты сгорания ракетного двигателя, расширяясь в сопле, создают тягу, значительно большую, чем у турбореактивного двигателя. Однако и расход топлива на единицу тяги у таких двигателей значительно выше. Ракетные двигатели устанавливают только на экспериментальных самолетах. Скорости M > 6 называются гиперзвуковыми; при таких скоростях, вплоть до орбитальных (число Маха около 25), предполагается использовать прямоточные двигатели, в том числе со сверхзвуковым горением. В прямоточных двигателях повышение давления и температуры, необходимое для эффективной работы, достигается за счет кинетической энергии набегающего потока. Если перед зоной подачи топлива в поток он тормозится до скорости, меньшей скорости звука, то двигатель называется просто прямоточным; если же топливо впрыскивается в сверхзвуковой поток, то – прямоточным со сверхзвуковым горением. Прямоточный двигатель со сверхзвуковым горением подходит для воздушно-космических самолетов, которые должны летать при гиперзвуковых скоростях. Тепловой двигатель. Главным элементом всех рассмотренных выше силовых установок является тепловой двигатель, преобразующий тепловую энергию в механическую. В тепловом двигателе происходит изменение состояния рабочего тела, как правило, в результате химической реакции горения. В процессе горения повышается температура рабочего тела. В поршневых двигателях температура повышается при почти постоянном объеме и соответствующем увеличении давления; в газотурбинных двигателях температура повышается при почти постоянном давлении. В поршневом двигателе продукты сгорания расширяются в рабочем цилиндре, а в газотурбинном – в лопаточных аппаратах турбины; при этом часть выработанной турбиной энергии тратится на сжатие воздуха компрессором, а часть – на вращение винта, вентилятора или ротора вертолета. В турбореактивном двигателе турбина выполняет только ту работу, которая необходима для вращения компрессора, а основная часть энергии рабочего тела преобразуется в силу тяги в процессе расширения потока в сопле. Поскольку термический КПД теплового двигателя увеличивается с повышением температуры и давления рабочего тела, в авиационных двигателях используют высокие степени повышения давления. В современных авиационных газотурбинных двигателях степень повышения давления достигает 25 и даже больше; в поршневых двигателях обычное значение степени сжатия 8. Если число Маха полета заметно больше единицы, во входном диффузоре происходит существенное повышение давления (примерно в 2 раза при M = 1 и почти в 20 раз при M = 3). Эффективная степень сжатия в газотурбинном двигателе равна произведению степени сжатия во входном диффузоре на степень сжатия в компрессоре, поэтому при высоких числах Маха двигатели даже с небольшой степенью сжатия компрессора имеют хороший термический КПД. Турбореактивные двигатели, рассчитанные на сверхзвуковые скорости полета, должны иметь компрессор со степенью сжатия не больше 12.

С ростом температуры сгорания повышается не только термический КПД, но и мощность, поскольку тепловая (внутренняя) энергия рабочего тела пропорциональна его температуре. Следовательно, очень желательно повышать температуру в камере сгорания, а значит, и на входе в турбину; однако эта температура ограничивается материалом турбинных лопаток, обтекаемых высокотемпературным потоком. Совершенствование авиационных материалов позволяет повысить рабочую температуру лопаток. Однако перспективнее охлаждение лопаток, что позволяет поддерживать их температуру ниже температуры горячих газов. Это достигается за счет отбора некоторого количества воздуха на выходе из компрессора и подачи его для охлаждения турбинных лопаток. Повышение рабочей температуры турбины, достигнутое за период 1950– 1990 годов, приведено на рис. 7. На рис. 8 показано достигнутое улучшение экономичности двигателя. Рис. 8 Рис. 7

Компрессор и турбина. В газотурбинных двигателях процессы сжатия и расширения осуществляются лопаточными машинами. В лопаточных машинах изменение энергии потока, приводящее к его сжатию или расширению, вызвано движением лопаток, которые поворачивают поток и изменяют его скорость, в отличие от поршневых двигателей, в том числе роторного, в которых степень сжатия зависит главным образом от положения поршня. Компрессоры авиационных двигателей довольно разнообразны. Наиболее широко применяется осевой компрессор (рис. 3), состоящий из перемежающихся рядов вращающихся (рабочих) и неподвижных (направляющих) лопаток; ряд рабочих и ряд направляющих лопаток составляют ступень компрессора. Рабочие лопатки совершают работу за счет внешней энергии и увеличивают энергию потока. В направляющем аппарате происходит торможение потока, ускоренного в рабочем колесе, и растет давление, а с ним вместе и температура. Каждая ступень компрессора последовательно увеличивает давление рабочего тела, в результате чего в многоступенчатом компрессоре достигается высокая степень повышения давления. Турбина работает в принципе так же, как компрессор, за исключением того, что на рабочих лопатках поток совершает работу; при этом его энергия уменьшается. Мощность, вырабатываемая турбиной, частично идет на вращение компрессора, а частично – на вращение винта, вентилятора или ротора вертолета. И в компрессоре, и в турбине действующие на лопатку силы пропорциональны плотности набегающего потока и квадрату его скорости в относительном движении. «Мощность лопатки» равна действующей на лопатку силе, умноженной на ее скорость. Итак, если скорость потока в относительном движении примерно равна окружной скорости лопатки, то мощность, передаваемая потоку или отбираемая от него, пропорциональна кубу скорости лопатки. Расход через рабочее колесо пропорционален окружной скорости лопатки, поэтому мощность на единицу массы расхода пропорциональна квадрату скорости лопатки. Относительное повышение температуры в компрессоре пропорционально квадрату числа Маха лопатки. Поэтому желательно, чтобы окружные скорости лопаток в авиационном компрессоре были околозвуковыми или сверхзвуковыми (при нормальных условиях 300 м/с или более). Такие скорости значительно выше скоростей поршня (примерно 10 м/с) в поршневом двигателе. Высокие окружные скорости лопаточных машин приводят к большим центробежным нагрузкам во вращающихся лопатках и в диске, на котором они смонтированы; это выдвигает жесткие требования к проектированию и изготовлению лопаточных машин. Материал для турбин должен выдерживать высокие нагрузки при высоких температурах. Эти требования вместе с необходимостью малого веса и хорошей надежностью приводят к высокой стоимости газотурбинных двигателей. Появление новых прочных и легких материалов позволяет увеличить обороты компрессора и турбины и получить более высокие степени повышения давления или при данной степени повышения давления уменьшить число ступеней.

Винты, вентиляторы и воздухозаборники. Винт воздействует на поток так же, как рабочее колесо компрессора, у него только меньше лопастей и ниже степень повышения давления; он наиболее эффективен, как указывалось выше, для небольших скоростей полета. Однако с ростом скорости полета относительная скорость концов лопастей (векторная сумма скорости полета и окружной скорости лопасти) приближается к скорости звука, что происходит задолго до достижения звуковой скорости полета. Достижение на концах лопастей скорости звука приводит к резкому увеличению местного сопротивления и уровня шума, что ограничивает скорость полета винтовых самолетов. Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели для приема набегающего потока оборудованы воздухозаборниками (рис. 5). Воздухозаборник позволяет уменьшить скорость набегающего потока до приемлемой для вентилятора. При взлете в воздухозаборнике происходит плавное ускорение потока, а при полете на крейсерском околозвуковом режиме – торможение до требуемого значения скорости. В итоге вентилятор вне зависимости от скорости полета работает при оптимальных условиях. По сути дела, вентилятор – просто низконапорный компрессор; такой движитель очень удобен для дозвуковых транспортных самолетов. Стремление повысить экономичность заставляет разрабатывать новые, более совершенные типы двигателей: высокоскоростные турбовинтовые или турбовентиляторные без внешнего кольца. Двигатель второго типа имеет два противоположно вращающихся винта с очень тонкими лопастями, загнутыми назад по вращению для уменьшения эффективного числа Маха на концах лопастей и, следовательно, для снижения уровня потерь и шума, связанных с образованием местных скачков уплотнения. При полете со сверхзвуковыми скоростями воздухозаборник должен перестроить набегающий сверхзвуковой поток в дозвуковой, поэтому конструкция воздухозаборника в этом случае становится сложнее. От сверхзвуковой до звуковой скорости поток тормозится в системе скачков уплотнения, образующихся на носовом конусе или клине, а затем в расширяющемся диффузоре происходит дальнейшее торможение потока до значения скорости на входе в компрессор.

Вентиляторы Вентилятор 8 А-6311 -00 Вентиляторы 294 -6311 -00 и 8 А-6311 -00 предназначены для охлаждения теплообменников двигателей, главного редуктора, системы кондиционирования и агрегатов вертолётов. Эксплуатация изделий возможна во всех климатических условиях с температурой наружного воздуха от -60 до +60 градусов Цельсия. Вентиляторы осевой схемы, одноступенчатые, регулируемые перепускным устройством в положения «зима» и «лето» . Технические характеристики вентилятора Частота оборотов колеса, об/мин 6000± 60 Диаметр колеса , мм 399 Длина двигателя, мм 6357 Напор на режиме «лето» и температуре наружного воздуха +40ºС, мм. водного столба не менее 495 Производительность на режиме «лето» и температуре наружного воздуха +40ºС, м³/сек не менее 4, 61 Потребляемая мощность на режиме «лето» и температуре Наружного воздуха +40ºС, л. с. не более 58, 65 Вес вентилятора, кг. не более 14, 5

Вентилятор 294 -6311 -00 Технические характеристики вентилятора Частота оборотов колеса, об/мин 5008± 50 Диаметр колеса , мм 499 Длина двигателя, мм 6357 Напор на режиме «лето» и температуре наружного воздуха +40ºС, мм. водного столба 615± 20 Производительность на режиме «лето» и температуре наружного воздуха +40ºС, м³/сек не менее 6, 72 -0, 4 Потребляемая мощность на режиме «лето» и температуре Наружного воздуха +40ºС, л. с. не более 78 Вес вентилятора, кг. не более 20

Воздухозаборники При полете со сверхзвуковыми скоростями воздухозаборник должен перестроить набегающий сверхзвуковой поток в дозвуковой, поэтому конструкция воздухозаборника в этом случае становится сложнее. От сверхзвуковой до звуковой скорости поток тормозится в системе скачков уплотнения, образующихся на носовом конусе или клине, а затем в расширяющемся диффузоре происходит дальнейшее торможение потока до значения скорости на входе в компрессор.

Авиационная газовая турбина, один из основных агрегатов авиационных газотурбинных двигателей; по сравнению со стационарными газовыми турбинами, А. г. т. при большой мощности имеет малые габариты и массу, что достигается конструктивным совершенством, большими осевыми скоростями газа в проточной части, высокими окружными скоростями рабочего колеса (до 450 м/сек)и большим (до 250 кдж/кг или 60 к кал/кг) теплоперепадом. А. г. т. позволяет получать значительные мощности: например, одноступенчатая турбина (рис. 1) современного двигателя развивает мощность до 55 Мвт (75 тыс. л. с. ). рис. 1

Преимущественное распространение получили многоступенчатые А. г. т. (рис. 2), в которых мощность одной ступени обычно 30— 40 Мвт (40— 50 тыс. л. с. ). Для А. г. т. характерна высокая температура газа (850— 1200°С) на входе в турбину. При этом необходимый ресурс и надёжная работа турбины обеспечиваются применением специальных сплавов, отличающихся высокими механическими свойствами при рабочих температурах и устойчивостью в отношении ползучести, а также охлаждением сопловых и рабочих лопаток, корпуса турбины и дисков ротора. Распространено воздушное охлаждение, при котором воздух, отбираемый из компрессора, пройдя через каналы системы охлаждения, поступает в проточную часть турбины. А. г. т. служат для привода компрессора турбореактивного двигателя, компрессора и вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя и для привода компрессора и винта турбовинтового двигателя. А. г. т. используются также для привода вспомогательных агрегатов двигателей и летательных аппаратов — пусковых устройств (стартеров), электрических генераторов, насосов горючего и окислителя в жидкостном ракетном двигателе. рис. 2 Развитие А. г. т. идёт по пути аэродинамического конструктивного и технологического совершенствования; улучшения газодинамических характеристик проточной части для обеспечения высокого кпд в широком диапазоне изменения режимов работы, характерном для авиационого двигателя; уменьшения массы турбины (при заданной мощности); дальнейшего повышения температуры газа на входе в турбину; применения новейших высокожаропрочных материалов, покрытий и эффективного охлаждения лопаток и дисков турбины. Развитие А. г. т. характерно также дальнейшим увеличением числа ступеней: в современных А. г. т. число ступеней доходит до восьми.

Лопастной компрессор Лопаточный, лопастной компрессор — это разновидность компрессоров, предназначенная для повышения давления рабочего тела за счёт взаимодействия последнего с подвижными и неподвижными лопаточными решётками компрессора. Принцип действия лопаточных компрессоров — увеличение полного давления рабочего тела за счёт преобразования механической работы компрессора в кинетическую энергию рабочего тела с последующим преобразованием её во внутреннюю энергию. Осевой компрессор В осевом компрессоре поток рабочего тела, как правило воздуха, движется условно вдоль оси вращения ротора компрессора. Осевой компрессор состоит из чередующихся подвижных лопаточных решёток ротора, состоящих из лопаток закреплённых на валу и именуемых рабочими колёсами (РК), и неподвижных лопаточных решёток статора и именуемых направляющими аппаратами (НА). Совокупность, состоящая из одного рабочего колеса и одного направляющего аппарата именуется ступенью.

Пространство между соседними лопатками как в рабочем колесе, так и в направляющем аппарате именуется межлопаточным каналом. Межлопаточный канал в как в рабочем колесе, так и в направляющем аппарате диффузорный, то есть расширяющийся. Межлопаточный канал является расширяющимся, когда диаметр окружностей, вписанных в этот канал увеличивается при вписывании этих окружностей от передней кромки к задней. После рабочего колеса воздух попадает в направляющий аппарат. За счёт диффузорности межлопаточного канала происходит торможение потока, что приводит к росту статического давления. Кривизна межлопаточного канала приводит к повороту потока для получения более эффективного угла входа потока воздуха в следующее рабочее колесо. Таким образом, ступень за ступенью, происходит повышение давления воздуха. Скорость потока в рабочем колесе растёт, в направляющем аппарате — падает. Но ступени компрессора и весь компрессор проектируют таким образом, чтобы скорость потока уменьшалась. При прохождении воздуха через компрессор растёт и его температура, что является не задачей компрессора, а отрицательным побочным эффектом. Перед входом в первое рабочее колесо может быть установлен входной направляющий аппарат (ВНА) который производит предварительный поворот потока воздуха на входе в компрессор Достаточно высокая степень газодинамической инертности лопастных компрессоров является причиной того, что компрессор достаточно медленно набирает обороты, обладает низкой приёмистостью. Лопастные компрессоры, как правило, приводятся в движение турбинами, которые, в свою очередь весьма долго снижают свои обороты, таким образом, смена режимов работы таких турбокомпрессоров занимает достаточно длительный промежуток времени. Решением данной проблемы стало разделение компрессоров на каскады: компрессор низкого давления со своей отдельной турбиной устанавливается на валу, пропущенном через полый вал следующего за ним компрессора высокого давления и его турбины, – такие двигатели называют двухвальными. Данное решение улучшило работу компрессоров на переходных режимах, а также повысило их газодинамическую устойчивость. Другим средством повышения газодинамической устойчивости осевых компрессоров стало применение поворачивающихся направляющих аппаратов для изменения угла входа потока в рабочее колесо в зависимости от режима работы двигателя. Сверхзвуковые компрессоры. Частота вращения роторов современных компрессоров достигает десятков тысяч оборотов в минуту. Переносная скорость частицы воздуха в РК (U) зависит от радиуса вращения этой частицы относительно продольной оси двигателя. При достаточно длинном пере лопатки переносная скорость вырастает настолько, что абсолютная скорость движения частицы воздуха становится сверхзвуковой. В данной ситуации компрессор именуют сверхзвуковым, если такая ситуация возникает в определённой ступени компрессора.

Двухкаскадный осевой компрессор двигателя Rolls-Royce RB 199

Центробежный компрессор Принцип действия центробежного компрессора в общем сопоставим с принципом действия осевого компрессора, но с одним существенным различием: в центробежном компрессоре поток воздуха входит в рабочее колесо вдоль оси двигателя, а в рабочем колесе происходит поворот потока в радиальном направлении. Таким образом, в рабочем колесе за счёт центробежной силы создаётся дополнительный рост полного давления. То есть частицы рабочего тела получают дополнительную кинетическую энергию. Схематическое изображение центробежного реактивного рабочего колеса.

Рабочее колесо центробежного компрессора представляет собой диск или же сложное тело вращения, на котором установлены лопатки, расходящиеся от центра к краям диска. Межлопаточный канал в центробежном рабочем колесе, так же, как и в осевом — диффузорный. По типу используемых лопаток рабочие колеса квалифицируются на радиальные (профиль лопатки ровный) и реактивные (профиль лопатки изогнутый). Реактивные рабочие колеса обладают более высокими КПД и степенью сжатия, но сложнее в изготовлении, и, как следствие — дороже. Поток газа попадает в рабочее колесо центробежного компрессора, где частицам газа передаётся кинетическая энергия вращающегося колеса, диффузорный межлопаточный канал производит торможение движения частиц газа относительно вращающегося колеса, центробежная сила придаёт дополнительную кинетическую энергию частицам рабочего тела и направляет их в радиальном направлении. После выхода из рабочего колеса частицы рабочего тела попадают в диффузор, где происходит их последующее торможение, с преобразованием их кинетической энергии во внутреннюю. Краткое сравнение осевых и центробежных компрессоров ТРД с центробежным компрессором ТРД с осевым компрессором

1. По степени сжатия (повышения давления) в ступени. Большую степень повышения давления обеспечивают ступени центробежных компрессоров. 2. По реализации многоступенчатости. Многократный поворот воздушного потока в центробежном компрессоре приводит к сложности реализации многоступенчатости в нём. 3. По габаритам. Центробежные компрессоры, как правило обладают достаточно большим диаметром рабочего колеса. Многоступенчатые осевые компрессоры — обладают меньшим диаметром, но длиннее в осевом направлении. Осевые компрессоры, в основном, используются в самолётных и вертолётных воздушнореактивных двигателях (ВРД). Центробежные в наземных газотурбинных двигателях (ГТД) и силовых установках, а также в различных газоперекачивающих системах, системах вентиляции, всевозможных нагнетателях газа или воздуха.

К истории авиационных двигателей. Уже на заре авиации было ясно, что характеристики двигателя определяют возможности полета самолета. Огромные усилия были затрачены на разработку и совершенствование силовых установок с высоким отношением мощности к весу. Первоначально пробовали применить на самолете паровые машины, но паровая машина слишком тяжела и малоэффективна для применения на летательном аппарате. Братья Райт для своего первого удачного самолета использовали поршневой двигатель с искровым зажиганием. Такие непрерывно совершенствовавшиеся двигатели применялись до конца Второй мировой войны, когда впервые в немецкой авиации появился истребитель с двумя турбореактивными двигателями. Турбореактивный двигатель был разработан независимо фон Охайном в Германии в 1939 и Ф. Уиттлом в Англии в 1941. В последующие годы газотурбинные двигатели быстро вытеснили поршневые в военной авиации: турбореактивные – на истребителях и бомбардировщиках и турбовинтовые – в транспортной авиации. Первые пассажирские самолеты с турбореактивными двигателями появились в конце 1940 -х годов (британская «Комета» ); в целом самолеты оказались удачными, однако уровень шума при взлете был неприемлем. Этот фактор, а также стремление к экономии топлива привели в начале 1960 -х годов к внедрению турбовентиляторных двигателей. Меньшая скорость реактивной струи позволила существенно снизить шум. Позже усовершенствованные турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности (рис. 5) были установлены на широкофюзеляжных самолетах, таких, как «Боинг-747» , DC-10, «Локхид-1011» . Турбовентиляторные двигатели тягой до 400 к. Н сейчас повсеместно применяются на пассажирских самолетах. На современных высококлассных боевых самолетах стоят турбореактивные или турбовентиляторные двигатели с форсажом; впервые турбовентиляторный двигатель с форсажом был установлен на многоцелевой истребитель F-111, который должен был летать как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях. По существу, все современные истребители и многоцелевые самолеты используют такие двигатели с разной степенью двухконтурности для разных применений. С каждым новым поколением двигателей повышаются их удельная мощность и удельный импульс. В качестве силовых установок современных вертолетов обычно применяются поршневые звездообразные двигатели воздушного охлаждения. Для вращения несущих винтов возможно также применение реактивных прямоточных или пульсирующих двигателей. Применение несущих винтов с приводом от реактивных двигателей позволило бы значительно упростить конструкцию вертолета, так как при этом исключается дорогая в изготовлении и тяжелая трансмиссия. Но это связано с большими расходами горючего, а следовательно, с ограниченной продолжительностью полета и уменьшением полезной нагрузки вертолета. Поэтому в настоящее время реактивные двигатели в вертолетостроении еще не нашли широкого применения. В большинстве случаев поршневой двигатель устанавливается на вертолете так, что его коленчатый вал расположен горизонтально, однако имеются вертолеты, у которых коленчатый вал двигателя расположен вертикально или наклонно. Вертикальное расположение двигателя, когда ось его коленчатого вала вертикальна, имеет преимущество перед горизонтальным, так как при этом исключается угловая передача в редукторе, вследствие чего несколько повышается коэффициент полезного действия трансмиссии.

Фирма "Камов" разрабатывает модификацию вертолета Ка-226 в соответствии с особыми требованиями Вооруженных сил Индии. Модифицированный Ка-226 может найти в Индии большой спрос не только среди военных, но и гражданских заказчиков, сообщил корр. АРМС-ТАСС представитель оборонно-промышленного комплекса. По его словам, одной из особенностей "индийской" модификации станет новая силовая установка вертолета. Хотя Индия много лет является одним из основных экспортеров российской вертолетной техники, на вооружении ВВС и армейской авиации состоят только средние и тяжелые вертолеты типа Ми-8/17, Ми-24/35 и Ми-26, а ВМС с успехом используют палубные вертолеты Ка-28 и Ка-31. Среди гражданских индийских эксплуатантов Ми-8 также пользуется большим спросом. В то же время российские легкие вертолеты до сих пор не пользовались большим спросом на индийском рынке. Причиной тому являются не только мощные позиции на национальном рынке ведущего поставщика винтокрылой техники этого класса - европейского консорциума "Еврокоптер", но и недостаточное внимание, уделявшееся разработке легких вертолетов в России. Однако теперь ситуация в российском вертолетостроении существенно изменилась. В России создан ряд перспективных легких вертолетов, одним из лучших из которых признан Ка-226. Это позволяет надеется на расширение позиций отечественного вертолетостроения на индийском авиационном рынке и завоевание новых маркетинговых ниш. Базовая модель Ка-226 создана в 1997 г. , получила российский сертификат типа в 2005 г. и серийно производится. Она оснащена надежными и проверенными многими годами эксплуатации американскими двигателями "Аллисон" 250 -C 2 R/2, созданными компанией "Роллс-Ройс". Применение иностранной силовой установки позволило "камовцам" обойти временно возникшую проблему отсутствия аналогичного отечественного двигателя и значительно расширило экспортные возможности вертолета. Использование на Ка-226 альтернативной силовой установки с более мощными французскими двигателями "Арриус" 2 G 1 фирмы "Турбомека" помогло конструкторам значительно улучшить летно-технические характеристики машины, особенно при эксплуатации в высокогорных районах и в местностях с жарким и влажным климатом. Благодаря новым "высотным" двигателям модифицированный Ка -226 Т идеально подходит к условиям индийского конкурса на легкий и многоцелевой вертолет. Тендер является частью национальной программы глобального обновления вертолетного парка Индии. Предполагается поставка не менее 197 машин, в том числе 133 вертолетов для авиации Сухопутных войск и 64 машины - для ВВС Индии.

РЕАКТИВНЫЕ САМОЛЕТЫ С НЕОБЫЧАЙНЫМИ СИЛОВЫМИ УСТАНОВКАМИ На начальной стадии создания проекта самолета разработчикам приходится решать задачи, связанные с выбором проектных параметров: несущей системы, обеспечивающей устойчивое поддержание самолета в воздухе, и энергетической системы, реализующей все режимы эксплуатации самолета с заранее заданными летно-техническими характеристиками. В процессе решения этих задач проектировщик сталкивается с определенными проектными противоречиями, среди которых важнейшим нередко является противоречие между потребными значениями тяго- или энерговооруженности самолета, необходимыми для выполнения различных режимов полета. Наиболее частым является противоречие между высокими значениями потребной тяговооруженности, необходимой для взлета, и малыми значениями тяги, достаточными для обеспечения крейсерского режима полета. Обычно выбор тяговооруженности самолета проводится по максимальному значению. Это приводит к переразмериванию двигателя, создается дополнительное аэродинамическое сопротивление, увеличивается расход топлива, и, в конечном счете, возрастает взлетная масса самолета. Одним из способов разрешения указанной проблемы является использование на самолете маршевой и дополнительной силовых установок. Дополнительная силовая установка самолета (ДСУ) - это двигатель, его системы и устройства, предназначенные для обеспечения полного комплекса требуемых характеристик самолета путем эпизодической совместной либо раздельной работы по созданию тяги с маршевой силовой установкой самолета. К такому способу проектировщики различных стран обращались неоднократно. Исследования показывают, что технические решения самолетов с ДСУ, весьма разнообразные по своему исполнению, образуют определенный конструктивный тип самолетов, изучение развития которого представляется весьма актуальной задачей. Рассмотрим использование ДСУ во второй половине ХХ века на некоторых типах реактивных самолетов: бомбардировщиках, пассажирских и самолетах специального назначения. Начиная с 1920 -х гг. прошлого века с неуклонным возрастанием взлетной массы бомбардировщиков возрастала и потребная мощность двигателей, которая обеспечивалась увеличением их количества, либо созданием новых конструкций силовых установок. Как известно, с ростом массы наблюдалось и увеличение скорости крейсерского режима полета (как условия успешного выполнения боевой операции), которая к 1945 -1946 гг. составляла около 800 км/ч. Намеченные правительством меры определили динамику развития реактивного двигателестроения в нашей стране и предусматривали три этапа. Первый этап - освоение трофейных немецких двигателей типа ТРД Jumo 004 и BMW 003 на отечественных заводах. Второй этап - освоение лицензионных двигателей Dervent и Nene. Третий этап - ускорение разработок отечественных двигателей в КБ В. Я. Климова, А. А. Микулина и A. M. Люлька. Создание реактивного фронтового бомбардировщика было возложено на ОКБ А. Н. Туполева. За базовый вариант принимался планер бомбардировщика Ту-2, на котором вместо АШ-82 ФН были установлены ТРД Rolls-Royce Nene. Испытания самолета проходили с 1947 г. Развивая концепцию фронтового бомбардировщика на базе Ту-2 , ОКБ разработало несколько модификаций самолетов "77" - "72", "73" (впоследствии Ту-12 и Ту-14). Проект самолета "72" был сделан с расчетом тяги двух двигателей Nene, установленных в крыле, однако после конструктивно-силовой компоновки самолета в целом расчеты показали, что тяги двигателей не хватит для обеспечения скорости порядка 850 км/ч. Выходом из положения явилась установка двух двигателей Nene на плоскостях крыла и одного Dervent в задней хвостовой части фюзеляжа.

Самолет получил наименование "73", его первый полет состоялся 29 декабря 1947 г. , пилотировал машину летчик Ф. Ф. Опадчий. По сравнению с самолетом "77" бомбардировщик "73" показал скорость у земли на 62 км/ч больше (840 км/ч), дальность увеличилась на 600 км и составила 2810 км. Благодаря установке трех двигателей длина разбега самолета сократилась на 30 %. Основной вариант самолета после доработки получил наименование "78", на него были установлены два РД-45 и один РД-500. Первый полет доработанной машины состоялся 17 апреля 1948 г. В дальнейшем самолет летал с двумя ТРД BK-1. С упразднением третьего двигателя появилась возможность установки кормовой стрелковой кабины, заменявшей обе установки - верхнюю и нижнюю. Реактивный бомбардировщик S. O. 4000 с ДСУ разрабатывался и во Франции фирмой Sud Aviacion в начале 1950 -х гг. С целью отладки различных систем самолета S. О. 4000 был изготовлен и проходил испытания его прототип S. 0. M 2. Сведений о дальнейшей судьбе самолета нами не обнаружено. Использование на бомбардировщике ЖРД в качестве ДСУ не получило дальнейшего развития. Одним из способов, который успешно использовался для взлета бомбардировщиков, была установка ускорителей, но не РДТТ, как обычно, а ЖРД, находящихся в обтекаемых гондолах. Первые взлеты с помощью такого рода ускорителей были осуществлены в Германии в 1944 г. на реактивных самолетах Ar 234. Таким образом, после взлета ЖРД могли быть сброшены с самолета и использоваться повторно. Аналогичным образом взлетали и бомбардировщики ВВС Великобритании в начале 1950 -х гг. В качестве двигателя были взяты ЖРД De Hevilland Spectre и Super Sprite. На бомбардировщиках Victor и Vulcan устанавливалось по два ускорителя. В начале 1950 -х гг. возникла еще одна проблема эксплуатации, в первую очередь, тяжелых бомбардировщиков, военно-транспортных, а также пассажирских самолетов. Проблема состояла в том, что для перемещения тяжелых самолетов по рулежным дорожкам требовались тягачи-буксировщики большой мощности, которых в наличии не было. Поэтому перемещение самолетов осуществлялось на тяге собственных двигателей, что приводило к большим потерям топлива. Только в 20 крупнейших аэропортах США транспортные самолеты ежедневно расходовали на руление 3000 т топлива. Для пассажирских самолетов необходимо указать и такие негативные черты, как воздействие на окружающую среду выхлопных газов и шума. В 1950 г. были опубликованы предложения фирмы Boeing по буксировке реактивных бомбардировщиков посредством дополнительной силовой установки газотурбинного типа (ГТД Boeing 502). Энергия, вырабатываемая ГТД, преобразовывалась в тяговую работу не посредством сопла, как в ТРД, а посредством трансмиссии передавалась на шасси самолета. В 1953 г. специалистами другой фирмы предлагалось буксировать самолет с помощью электрических двигателей, находящихся в колесе. Электрическая энергия должна была вырабатываться дизельной силовой установкой с двумя присоединенными к ней генераторами. Колесо состояло из тягового мотора постоянного тока, тормозных устройств и редуктора.

Основное внимание специалистов было уделено оборудованию дополнительными двигателями с приводом на колеса шасси уже существующих самолетов, а не вновь разрабатываемых. Возрастание в послевоенный период роли военно-транспортной авиации (ВТА) связано с тем, что заметно увеличивался спектр решаемых задач и их многоплановость. На самолеты ВТА возлагаются следующие задачи: переброска войск и техники в районы непосредственных боевых действий; эксплуатация на неподготовленных аэродромах, взлетных площадках; осуществление воздушнодесантных рейдов и операций; эвакуационные операции и некоторые другие. Для успешного решения этих задач самолеты ВТА должны обладать достаточной грузоподъемностью, хорошими взлетно-посадочными характеристиками, надежностью и живучестью. Совмещение в одном летательном аппарате таких требований оказалось затруднительно. Достижение рационального соотношения этих требований возможно несколькими техническими решениями, среди которых и дополнительная силовая установка. В середине 1960 -х гг. транспортный самолет C-160 Transall совместного производства Франции и ФРГ был модифицирован путем установки на него в дополнение к двум ТВД Man/RR Tyne RTY-2 Мu-22 мощностью 4549 к. Вт двух ТРД фирмы Rolls Royce RB-162. В развитии реактивных пассажирских самолетов с ДСУ условно можно выделить три периода: до 1960 -х гг. , для которого характерно использование ДСУ типа ЖРД; 1960 -е гг. , когда были широко развернуты проектно-конструкторские работы по пассажирским СВВП и СКВП; с начала 1970 -х гг. до настоящего времени, когда получила распространение концепция самолетов с ДСУ с "1, 5 двигателями". В Великобритании концерном Hawker Siddeley с 1946 г. была начата разработка пассажирского самолета Comet. В качестве двигателей использовались четыре ТРД, расположенных попарно в корневой части крыла. Первый полет Comet был выполнен в июле 1947 г. До 1950 г. велись работы по совершенствованию конструкции и силовой установки самолета. Взлетные характеристики самолета оказались неудовлетворительными ввиду недостаточной тяги четырех двигателей. Выходом из создавшегося положения было предложение установить на самолет ДСУ типа ЖРД, фирмы De Havilland. Фирма начала работы в области ЖРД еще в 1946 и в 1947 г. получила заказ на ЖРД Sprite для Comet. Совершенствование двигателей типа ТРД привело к тому, что уже в 1952 г. необходимость в ЖРД отпала. В начале 1960 -х в СССР были начаты работы по созданию пассажирских самолетов с ДСУ. В этот период перед разработчиками была поставлена задача создания на смену Ил-14 надежного и простого самолета с увеличенными скоростью и грузоподъемностью, оснащенного современным аэронавигационным оборудованием, но, в то же время, требовалось сохранить возможность его эксплуатации с грунтовых аэродромов местных воздушных линий. Эта задача была выполнена в КБ под руководством О. К. Антонова, где был создан самолет Ан-24, совершивший первый пассажирский полет в 1962 г. Силовая установка состояла из двух ТВД АИ-24 мощностью по 1876, 8 к. Вт. Эксплуатация Ан-24 на местных авиалиниях, особенно в горных условиях, а также при высоких температурах наружного воздуха, на ограниченно подготовленных взлетных полосах показала, что самолеты в подобных условиях либо не могут эксплуатироваться совсем, либо это приводит к большим непроизводительным потерям. Для преодоления указанных трудностей в 1963 г. на базе самолета Ан-24 была разработана модификация Ан-24 РВ, на котором устанавливалась ДСУ типа ТРД (РУ 19 А-300) (позднее - Ан-24 РТ). Дополнительный двигатель был размещен в хвостовой части гондолы правого маршевого двигателя. высоты.

Установка PУ-19 A-300 позволила: а) повысить безопасность полета; б) расширить эксплуатационные возможности самолета; в) улучшить летные и взлетно-посадочные характеристики. Размещение ДСУ в правой гондоле с одной стороны было удобно, так как удачно реализовывалось совмещение топливной масляной системы АИ-24 и РУ-19 А 300. Кроме того, ДСУ использовалась для автономного запуска МСУ. С другой стороны, отказ левого двигателя приводил к появлению момента рыскания от работы как правого маршевого двигателя, так и от ДСУ для устранения этого явления целесообразно было бы размещать ДСУ в хвостовой части фюзеляжа (но при этом возросли бы потери, связанные с увеличением длины магистралей систем). На левой стороне правой гондолы располагался воздухозаборник ДСУ. На базе Ан-24 было разработано 30 модификаций самолета, в том числе в 1969 г. транспортный самолет Ан-26, предназначенный для перевозки на линиях средней протяженности, а также специальный самолет для аэрофотосъемки Ан-30. В отличие от самолета Ан-24 мощность силовой установки самолета Ан-26 выше, использованы маршевые двигатели АИ-24 ВТ мощностью 2075, 52 к. Вт, в качестве ДСУ - РУ 19 А-300. Так же, как и на Ан-24 РВ, ДСУ используется для запуска основных двигателей, взлета, набора высоты. В нашей стране комплексный анализ проблемы создания пассажирских самолетов короткого взлета и посадки, а также исследование применения ДСУ на гражданских самолетах в начале 1970 -х гг. был проведен сотрудниками Гос. НИИ ГА. Результаты этих исследований были опубликованы в печати. Анализируя взлетно-посадочные характеристики самолетов И. К. Колпакчиев в работе отмечает, что одним из путей уменьшения взлетной дистанции самолета является увеличение его стартовой тяговооруженности путем установки дополнительных двигателей с малым удельным весом. После проведения сравнительного анализа транспортной эффективности обычных самолетов с силовой установкой оптимальной для крейсерского полета, СКВП с обдуваемыми закрылками, СКВП с ДСУ, СВВП с ДСУ (с комбинированной СУ) и СВВП с поворотными несущими винтами был сделан вывод о том, что модификация обычных самолетов в СКВП путем установки дополнительных подъемных двигателей может улучшить технико-экономические показатели этих самолетов и расширить сферы применения тяжелых самолетов на аэродромах с малыми длинами летных полей.

Варианты силовой установки самолёта На гидросамолете А-251 использованы два поршневых бензиновых двигателя чешского производства М 332 С: Мощность взлётная 2 х170 л. с. Обороты воздушного винта (100%) 3000 об/м Мощность крейсерская 2 х127, 5 л. с. Удельный расход топлива (крейс. ) 216 г/лс. ч Масса сухого 2 х122 кг Применение такого двигателя была обусловлено следующими соображениями: приемлемая мощность для уже устоявшейся конструкции, а это на тот момент взлетный вес 1700 -1800 кг; работа двигателя на автомобильном бензине, что устраивало по условиям и местам эксплуатации гидросамолета; надежность, большой ресурс, ремонтопригодность и неприхотливость; наличие двигателей у производителя (это 7 лет тому назад) и сравнительно невысокая цена. Однако к завершению постройки первого опытного образца цена двигателя сильно подросла, наличие двигателей, да и существование самого завода “LOM” обросло противоречивой информацией. Гидросамолет, как, обычно к завершению совсем не похудел и завалил за 2 тонны. На память приходят высказывание опытного летчика испытателя о том, что у нас при начале проектирования самолета закладывают двигатель с минимальной мощностью, к завершению постройки мотор требуется вдвое мощней, на западе же берут сразу мотор с избытком мощности, к завершению все и сходится. Так, примерно, у нас и получилось. Ясно, что самолет тяжеловат, и рассматриваются пути дальнейших модернизаций с установкой иных силовых установок. Проведенные оценки показали, что суммарная взлётная мощность двигателей должна начинаться от значения 400 л. с. , а крейсерская – от 300 л. с. При этом возможно рассмотрение 1, 2 и 4 -х двигательных вариантов.

1. Однодвигательный вариант самолёта, предназначенного для полётов в труднодоступных областях должен иметь очень надёжный двигатель, в настоящее время это ТВД. Наилучшим вариантом является применение двигателя из семейства 250 фирмы Rolls-Royce, или новейшего турбовинтового двигателя RR 500: RR 500 250 -B 17/F 2 Мощность взлётная 400 л. с. 450 л. с. Обороты воздушного винта (100%) 2090 об/м 2013 об/м Мощность крейсерская 320 л. с. 314 л. с. Удельный расход топлива (крейс. ) 311 г/лс. ч 305 г/лс. ч Масса сухого 102 кг 93 кг Более дешёвым, но переразмеренным вариантом является применение турбовинтового двигателя М 601 или его прототипа PT 6 A(малый размер, серия от 11 до 36), имеющий межремонтный ресурс 3600 ч. :

М-601 РТ 6 А-34 Мощность взлётная 750 л. с. 750 л. с. Обороты воздушного винта (100%) 2080 об/м 2200 об/м Мощность крейсерская 320 л. с. Удельный расход топлива (крейс. ) 417 г/лс. ч 368 г/лс. ч Масса сухого 202 кг В России развёртывается производство двигателей ТВД-400/500 и АИ-450: АИ-450 Мощность взлётная 765 л. с. Обороты воздушного винта (100%) Мощность крейсерская 300 л. с. Удельный расход топлива (крейс. ) 297 г/лс. ч Масса сухого 103 кг

2. Для двухмоторного варианта необходимы двигатели мощностью 200 -300 лс. Хорошим, но дорогим вариантом является применение новейших турбовинтовых двигателей RR 300. В силу небольших размеров, двигатель имеет повышенный расход топлива: Мощность взлётная 2 х300 л. с. Обороты воздушного винта (100%) Мощность крейсерская 2 х180 л. с. Удельный расход топлива (крейс. ) 388 г/лс. ч Масса сухого 2 х80 кг

Современным подходом, особенно для территорий не обеспеченных бензином 100 LL, является применение турбодизелей, пока имеется лишь двигатель SR 305 -230 фирмы SMA с относительно большим для амфибии весом: Мощность взлётная 2 х230 л. с. Обороты воздушного винта (100%) 2200 об/м Мощность крейсерская 2 х172, 5 л. с. Удельный расход топлива (крейс. ) 156 г/лс. ч Масса сухого 2 х195 кг Стандартным вариантом является применение авиационных двигателей Lycoming и Continental, работающих на бензине 100 LL. В России получил распространение двигатель Lycoming IO-360 -ES: Мощность взлётная 2 х210 л. с. Обороты воздушного винта (100%) 2800 об/м Мощность крейсерская 2 х157, 5 л. с. Удельный расход топлива (крейс. ) 216 г/лс. ч Масса сухого 2 х138 кг

3. Четырёхдвигательный вариант безусловно не критикуем с точки зрения безопасности полёта, особенно при продолженном взлёте, однако возможность нормальной эксплуатации такого самолёта напрямую зависит от эксплуатационных характеристик двигателя (лёгкий запуск без подогрева, электрический ВИШ, минимальное количество дополнительных органов управления, автоматический контроль параметров, и т. д. ). Такой двигатель есть, это семейство Rotax 912/914. Наряду с отлаженной эксплуатацией в условиях России на автомобильных бензинах, двигатель имеет высокие и современные технические характеристики (высокие обороты и редуктор): Rotax 912 Rotax 914 Мощность взлётная 4 х100 л. с. Обороты воздушного винта (100%) 2388 об/м Мощность крейсерская 4 х75 л. с. Удельный расход топлива (крейс. ) 195 г/лс. ч Масса сухого 4 х62, 5 кг 4 х115 л. с. 2388 об/м 4 х85 л. с. 200 г/лс. ч 4 х75 кг Заканчивается разработка двухтактного дизеля Gemini 100: Gemini 100 Gemini 125 turbo Мощность взлётная 4 х100 л. с. Обороты воздушного винта (100%) Мощность крейсерская 4 х75 л. с. Удельный расход топлива (крейс. ) Масса сухого 4 х70, 5 кг 4 х125 л. с. 2500 об/м 4 х93, 5 л. с. 177 г/лс. ч 171 г/лс. ч 4 х77. 1