Тяга (авиация)

Формирование теории авиационной тяги происходило одновременно с развитием аэродинамики, механики полёта и двигательных установок. В ранней моторной авиации основным движителем стал воздушный винт, приводимый поршневым двигателем. Теория винта развивалась от представления об изменении импульса проходящей через ометаемую площадь массы воздуха к лопастной теории, рассматривающей отдельные сечения лопасти как вращающиеся аэродинамические профили^[6][7].

Теория реактивной тяги опирается на законы сохранения импульса и энергии и развитие газовой динамики. В отечественной аэромеханической школе существенную роль сыграли исследования Н. Е. Жуковского, связанные с теорией движителей. Практическое развитие турбореактивных двигателей в 1930—1940-х годах, а затем двухконтурных схем привело к расширению диапазона скоростей авиации и изменению принципов согласования массового расхода воздуха и скорости реактивной струи^[8][9].

В современной авиационной науке рассматривается не только тяга изолированного двигателя, но и результирующая продольная сила двигательной установки в составе самолёта. На неё влияют воздухозаборник, сопло, мотогондола, пилон, отбор воздуха и мощности, а также аэродинамическое взаимодействие силовой установки с планером^[10].

Большинство авиационных движителей создаёт тягу за счёт увеличения количества движения некоторой массы рабочего тела. Основные различия определяются способом передачи энергии потоку, массовым расходом, характерным приращением скорости и зависимостью характеристик от режима полёта.

Потребная тяга (${\displaystyle T_{\text{потр}}}$) — величина тяги, необходимая для поддержания заданного режима движения самолёта. В установившемся прямолинейном горизонтальном полёте при обычном направлении вектора тяги

${\displaystyle T_{\text{потр}}=D.}$

Если аэродинамическое качество определяется как ${\displaystyle K=L/D}$, а подъёмная сила приблизительно равна весу, то

${\displaystyle T_{\text{потр}}\approx {\frac {W}{K}}.}$

Зависимость потребной тяги от скорости для дозвукового самолёта обычно имеет минимум. На малых скоростях велика доля индуктивного сопротивления, а на больших возрастает сопротивление, связанное со скоростным напором. Минимальная потребная тяга для заданной конфигурации соответствует области максимального аэродинамического качества^[16][5].

Располагаемая тяга (${\displaystyle T_{\text{расп}}}$) — тяга, которую силовая установка способна развивать при данных внешних условиях и выбранном режиме работы. Она зависит от высоты и скорости полёта, температуры воздуха, положения органов управления и эксплуатационных ограничений двигателя^[17][9].

Избыточная тяга определяется разностью

${\displaystyle \Delta T=T_{\text{расп}}-T_{\text{потр}}.}$

Положительный избыток тяги позволяет увеличивать скорость или высоту полёта. Для анализа набора высоты используется также избыток мощности:

${\displaystyle \Delta P=(T_{\text{расп}}-T_{\text{потр}})V.}$

В упрощённой энергетической постановке вертикальная скорость набора высоты может быть представлена как

${\displaystyle V_{y}={\frac {\Delta P}{W}}.}$

При ${\displaystyle T_{\text{расп}}=T_{\text{потр}}}$ запас тяги отсутствует и соответствующий установившийся режим становится предельным для данных условий^[5][3].

Тяговооружённость определяется отношением тяги к весу ${\displaystyle T/W}$ и используется для оценки энергетических возможностей самолёта. Однако она не учитывает аэродинамическое сопротивление, качество, изменение массы, высоту полёта и ограничения двигателя, поэтому сама по себе не определяет лётные характеристики^[2].

Тяга воздушно-реактивного двигателя не является постоянной величиной. С высотой изменяются давление, температура и плотность воздуха, а вместе с ними массовый расход и рабочие параметры компрессора, турбины и сопла. В большинстве режимов располагаемая тяга с увеличением высоты уменьшается, однако конкретная зависимость определяется схемой двигателя и законом его регулирования^[1][9].

Скорость полёта одновременно влияет на полное давление и температуру перед двигателем, массовый расход и входной импульс воздуха. Поэтому зависимости чистой тяги от числа Маха различны у турбореактивных, турбовентиляторных и прямоточных двигателей. Высокая температура наружного воздуха может дополнительно ограничивать максимальную располагаемую тягу вследствие уменьшения плотности воздуха и температурных ограничений двигателя^[9].

Для винтовой установки связь тяги и скорости удобно характеризовать через тяговую мощность

${\displaystyle P_{T}=TV,}$

где ${\displaystyle P_{T}}$ — тяговая мощность. При одной и той же мощности на валу тяга зависит от поступательной скорости и КПД винта, поэтому прямое сравнение винтового и реактивного двигателей только по номинальной величине тяги некорректно^[6].

Энергетическая эффективность движителя определяется не только величиной создаваемой силы, но и энергией, остающейся в ускоренном потоке. В идеализированном случае при заданной тяге энергетически выгоднее ускорять большую массу рабочего тела на небольшую разность скоростей, чем малую массу — на большую. Этим объясняется высокий движительный КПД воздушных винтов на умеренных скоростях и развитие турбовентиляторных двигателей высокой степени двухконтурности^[1][9].

Для сравнительной оценки силовых установок используются движительный, термический и общий коэффициенты полезного действия, удельный расход топлива, удельная тяга, масса и габариты установки. Увеличение степени двухконтурности способно повысить движительный КПД, но одновременно увеличивает размеры вентилятора и мотогондолы, массу и установочное сопротивление^[10].

Винтовентиляторные и открытороторные схемы рассматриваются как один из способов обеспечить большой массовый расход воздуха при более высоких скоростях, чем характерные для традиционных воздушных винтов. Их эффективность определяется аэродинамикой лопастей, взаимным влиянием рядов винтов, компоновкой и акустическими ограничениями^[18][7].

В газотурбинном двигателе изменение тяги связано прежде всего с изменением подачи топлива и частоты вращения роторов. В зависимости от схемы регулируются также направляющие аппараты компрессора, перепуск воздуха, площадь реактивного сопла и другие элементы^[19].

На современных газотурбинных двигателях применяются цифровые системы управления FADEC, преобразующие команду экипажа в управляющие воздействия с учётом текущего состояния двигателя и эксплуатационных ограничений^[20].

В эксплуатации выделяют малый газ, крейсерские, номинальные, взлётные и, для соответствующих двигателей, форсажные режимы. Конкретные наименования и допустимая продолжительность работы устанавливаются документацией конкретного двигателя. Переход между режимами имеет конечную длительность и ограничивается динамикой роторов, температурой газа и запасом газодинамической устойчивости компрессора^[19].

Работа движителя изменяет поле скоростей и давлений около летательного аппарата, а планер, в свою очередь, влияет на условия работы двигателя. При определении установленной тяги учитываются воздухозаборник, мотогондола, пилон, крыло и реактивная струя. Существенное значение имеют внешнее сопротивление элементов установки, неравномерность потока перед воздухозаборником и изменение обтекания крыла под действием струи^[10][15].

Струя воздушного винта, вентилятора или реактивного двигателя способна изменять локальные скорости и распределение давления на крыле. В схемах с энергетической механизацией этот эффект используется для увеличения подъёмной силы, но одновременно изменяет аэродинамические моменты и характеристики устойчивости^[22].

На больших углах атаки и скольжения неоднородность или закрутка потока перед входом в двигатель может уменьшать запас газодинамической устойчивости компрессора. Эти явления учитываются при выборе формы и расположения воздухозаборника и при разработке алгоритмов автоматического управления двигателем^[1][19].

На наземных испытательных стендах реактивный двигатель устанавливается в силовую систему, передающую осевое усилие на измерительные преобразователи. Одновременно регистрируются давления, температуры, массовые расходы, частоты вращения роторов и другие параметры, необходимые для определения режима двигателя и приведения результатов к заданным атмосферным условиям^[23][24].

Точность результата определяется всей измерительной цепью. Учитываются калибровка силовых преобразователей, нулевое смещение, нелинейность, гистерезис, температурные эффекты, вибрации, несоосность и паразитные нагрузки от трубопроводов и коммуникаций. Для винтовых движителей дополнительно измеряются крутящий момент и частота вращения, позволяющие определить мощность на валу^[23][24].

Тяга может определяться расчётно — по интегральному балансу импульса и давления в выбранном контрольном объёме. При численном исследовании сопел и внешнего течения применяются методы вычислительной гидродинамики (CFD). Полученный результат зависит от расчётной сетки, граничных условий и принятой модели турбулентности и поэтому требует сопоставления с экспериментальными данными^[25][15].

В полёте непосредственное измерение силы, передаваемой двигателем планеру, значительно сложнее, чем на наземном стенде. Поэтому тягу восстанавливают по известным характеристикам двигателя и зарегистрированным параметрам либо совместно определяют с аэродинамическим сопротивлением из уравнений движения самолёта. Современные методы обработки лётных испытаний позволяют рассматривать такую задачу как параметрическую идентификацию^[26].

Математические модели тяги используются при проектировании силовых установок, расчёте лётных характеристик, разработке систем управления и обработке результатов испытаний. По уровню физической детализации применяются эмпирические зависимости, компонентные термогазодинамические модели и динамические модели переходных процессов^[9][19].

В компонентной модели газотурбинный двигатель представляется системой взаимосвязанных элементов — воздухозаборника, компрессора, камеры сгорания, турбины и сопла. Рабочая точка определяется на основе уравнений сохранения массы и энергии, баланса мощностей и характеристик отдельных узлов. В динамических моделях дополнительно учитываются инерция роторов и изменение параметров газового тракта во времени^[9][19].

Расчётные модели могут использоваться непосредственно в составе цифровых систем управления для определения параметров, которые трудно измерять в полёте. Такие модели иногда обозначаются как бортовые или «виртуальные двигатели»^[20]. Наряду с физическими моделями исследуются методы идентификации по экспериментальным данным, в том числе модели на основе рекуррентных нейронных сетей^[27].

Подробное математическое моделирование авиационных двигателей представляет самостоятельную инженерную область; в статье о тяге оно рассматривается только в связи с определением и прогнозированием тяговых характеристик.

Тяга непосредственно входит в уравнения движения самолёта и вместе с аэродинамическим сопротивлением и массой определяет продольное ускорение. На взлёте увеличение запаса тяги относительно сопротивления способствует более быстрому набору скорости, однако длина разбега зависит также от массы, характеристик крыла и механизации, состояния взлётно-посадочной полосы и атмосферных условий^[2][5].

Максимальная установившаяся скорость в заданных условиях достигается в области, где располагаемая и потребная тяга становятся равными:

${\displaystyle T_{\text{расп}}=T_{\text{потр}}.}$

При дальнейшем увеличении скорости аэродинамическое сопротивление превосходит располагаемую тягу и установившийся горизонтальный полёт становится невозможен^[17][3].

Набор высоты определяется прежде всего избытком мощности. Поэтому режим максимальной скороподъёмности и режим максимального избытка тяги в общем случае различаются. По мере роста высоты запас располагаемой тяги и мощности обычно уменьшается, что связано с приближением к практическому и абсолютному потолку самолёта^[5][3].

При маневрировании рост перегрузки и угла атаки обычно сопровождается увеличением аэродинамического сопротивления. Поэтому способность самолёта сохранять или восстанавливать энергетическое состояние зависит от сочетания тяговооружённости и аэродинамического качества. При отказе одного двигателя многодвигательного самолёта одновременно уменьшается суммарная тяга и возникает несимметричный момент, вследствие чего энергетические возможности оказываются связаны с устойчивостью и управляемостью^[2].

Работа авиационной силовой установки сопровождается шумом и, для двигателей с химическим топливом, выбросами продуктов сгорания. Эти характеристики не определяются одной величиной тяги: существенны скорость реактивной струи, параметры вентилятора и компрессора, организация процесса горения и режим работы двигателя. Переход к большим массовым расходам при меньшей скорости струи способствует снижению реактивной составляющей шума, однако увеличивает значение аэродинамического и тонального шума вентилятора и других элементов двигателя^[28].