температура выхлопных газов самолета
Обновлено: 03.07.2024
Температура выхлопных газов самолета
Исследования, проведенные на рубеже 1940-1950-х годов, позволили разработать ряд аэродинамических и технологических решений, обеспечивающих безопасное преодоление звукового барьера даже серийными самолетами. Тогда казалось, что покорение звукового барьера создает неограниченные возможности дальнейшего увеличения скорости полета. Буквально за несколько лет было облетано около 30 типов сверхзвуковых самолетов, из которых значительное число было запущено в серийное производство.
Многообразие использованных решений привело к тому, что многие проблемы, связанные с полетами на больших сверхзвуковых скоростях, были всесторонне изучены и решены. Однако встретились новые проблемы, значительно более сложные, нежели звуковой барьер. Они вызваны нагревом конструкции летательного аппарата при полете с большой скоростью в плотных слоях атмосферы. Это новое препятствие в свое время назвали тепловым барьером. В отличие от звукового новый барьер нельзя охарактеризовать постоянной, подобной скорости звука, поскольку он зависит как от параметров полета (скорости и высоты) и конструкции планера (конструктивных решений и использованных материалов), так и от оборудования самолета (системы кондиционирования, охлаждения и т.п.). Таким образом, в понятие «тепловой барьер» входит не только проблема опасного нагрева конструкции, но также такие вопросы, как теплообмен, прочностные свойства материалов, принципы конструирования, кондиционирование воздуха и т.п.
Нагрев самолета в полете происходит главным образом по двум причинам: от аэродинамического торможения воздушного потока и от тепловыделения двигательной установки. Оба эти явления составляют процесс взаимодействия между средой (воздухом, выхлопными газами) и обтекаемым твердым телом (самолетом, двигателем). Второе явление типично для всех самолетов, и связано оно с повышением температуры элементов конструкции двигателя, воспринимающих тепло от воздуха, сжатого в компрессоре, а также от продуктов сгорания в камере и выхлопной трубе. При полете с большими скоростями внутренний нагрев самолета происходит также и от воздуха, тормозящегося в воздушном канале перед компрессором. При полете на малых скоростях воздух, проходящий через двигатель, имеет относительно низкую температуру, вследствие чего опасный нагрев элементов конструкции планера не происходит. При больших скоростях полета ограничение нагрева конструкции планера от горячих элементов двигателя обеспечивается посредством дополнительного охлаждения воздухом низкой температуры. Обычно используется воздух, отводимый от воздухозаборника с помощью направляющей, отделяющей пограничный слой, а также воздух, захватываемый из атмосферы с помощью дополнительных заборников, размещенных на поверхности гондолы двигателя. В двух- контурных двигателях для охлаждения используется также воздух внешнего (холодного) контура.
Таким образом, уровень теплового барьера для сверхзвуковых самолетов определяется внешним аэродинамическим нагревом. Интенсивность нагрева поверхности, обтекаемой потоком воздуха, зависит от скорости полета. При малых скоростях этот нагрев так незначителен, что повышение температуры может не приниматься во внимание. При большой скорости воздушный поток обладает высокой кинетической энергией, в связи с чем повышение температуры может быть значительным. Касается это равным образом и температуры внутри самолета, поскольку высокоскоростной поток, заторможенный в воздухозаборнике и сжатый в компрессоре двигателя, приобретает настолько высокую температуру, что оказывается не в состоянии отводить тепло от горячих частей двигателя.
Рост температуры обшивки самолета в результате аэродинамического нагрева вызывается вязкостью воздуха, обтекающего самолет, а также его сжатием на лобовых поверхностях. Вследствие потери скорости частицами воздуха в пограничном слое в результате вязкостного трения происходит повышение температуры всей обтекаемой поверхности самолета. В результате сжатия воздуха температура растет, правда, лишь локально (этому подвержены главным образом носовая часть фюзеляжа, лобовое стекло кабины экипажа, а особенно передние кромки крыла и оперения), но зато чаще достигает значений, небезопасных для конструкции. В этом случае в некоторых местах происходит почти прямое соударение потока воздуха с поверхностью и полное динамическое торможение. В соответствии с принципом сохранения энергии вся кинетическая энергия потока при этом преобразуется в тепловую и в энергию давления. Соответствующее повышение температуры прямо пропорционально квадрату скорости потока до торможения (или, без учета ветра – квадрату скорости самолета) и обратно пропорционально высоте полета.
Теоретически, если обтекание имеет установившийся характер, погода безветренна и безоблачна и не происходит переноса тепла посредством излучения, то тепло не проникает внутрь конструкции, а температура обшивки близка к так называемой температуре адиабатического торможения. Зависимость ее от числа Маха (скорости и высоты полета) приведена в табл. 4.
В действительных условиях повышение температуры обшивки самолета от аэродинамического нагрева, т. е. разница между температурой торможения и температурой окружения, получается несколько меньшей ввиду теплообмена со средой (посредством излучения), соседними элементами конструкции и т. п. Кроме того, полное торможение потока происходит лишь в так называемых критических точках, расположенных на выступающих частях самолета, а приток тепла к обшивке зависит также от характера пограничного слоя воздуха (он более интенсивен для турбулентного пограничного слоя). Значительное снижение температуры происходит также при полетах сквозь облака, особенно когда они содержат переохлажденные капли воды и кристаллики льда. Для таких условий полета принимается, что снижение температуры обшивки в критической точке по сравнению с теоретической температурой торможения может достичь даже 20-40%.
Таблица 4. Зависимость температуры обшивки от числа Маха
Тем не менее общий нагрев самолета в полете со сверхзвуковыми скоростями (особенно на малой высоте) иногда так высок, что повышение температуры отдельных элементов планера и оборудования приводит либо к их разрушению, либо, как минимум, к необходимости изменения режима полета. Например, при исследованиях самолета ХВ-70А в полетах на высотах более 21 ООО м со скоростью М = 3 температура входных кромок воздухозаборника и передних кромок крыла составляла 580-605 К, а остальной части обшивки 470-500 К.Последствия повышения температуры элементов конструкции самолета до таких больших значений можно оценить в полной мере, если учесть тот факт, что уже при температурах около 370 К размягчается органическое стекло, повсеместно употребляемое для остекления кабин, кипит топливо, а обычный клей теряет прочность. При 400 К значительно снижается прочность дюралюминия, при 500 К происходит химическое разложение рабочей жидкости в гидросистеме и разрушение уплотнений, при 800 К теряют необходимые механические свойства титановые сплавы, при температуре выше 900 К плавятся алюминий и магний, а сталь размягчается. Повышение температуры приводит также к разрушению покрытий, из которых анодирование и хромирование могут использоваться до 570 К, никелирование-до 650 К, а серебрение-до 720 К.
После появления этого нового препятствия в увеличении скорости полета начались исследования с целью исключить либо смягчить его последствия. Способы защиты самолета от эффектов аэродинамического нагрева определяются факторами, препятствующими росту температуры. Кроме высоты полета и атмосферных условий, существенное влияние на степень нагрева самолета оказывают:
– коэффициент теплопроводности материала обшивки;
– величина поверхности (особенно лобовой) самолета; -время полета.
Отсюда следует, что простейшими способами уменьшения нагрева конструкции являются увеличение высоты полета и ограничение до минимума его продолжительности. Эти способы использовались в первых сверхзвуковых самолетах (особенно в экспериментальных). Благодаря довольно высокой теплопроводности и теплоемкости материалов, употребляемых для изготовления теплонапряженных элементов конструкции самолета, от момента достижения самолетом высокой скорости до момента разогрева отдельных элементов конструкции до расчетной температуры критической точки проходит обычно достаточно большое время. В полетах, продолжающихся несколько минут (даже на небольших высотах), разрушающие температуры не достигаются. Полет на больших высотах происходит в условиях низкой температуры (около 250 К) и малой плотности воздуха. Вследствие этого количество тепла, отдаваемого потоком поверхностям самолета, невелико, а теплообмен протекает дольше, что значительно смягчает остроту проблемы. Аналогичный результат дает ограничение скорости самолета на малых высотах. Например, во время полета над землей со скоростью 1600 км/ч прочность дюралюминия снижается только на 2%, а увеличение скорости до 2400 км/ч приводит к снижению его прочности на величину до 75% в сравнении с первоначальным значением.
Рис. 1.14. Распределение температуры в воздушном канале и в двигателе самолета «Конкорд» при полете с М = 2,2 (а) и температуры обшивки самолета ХВ-70А при полете с постоянной скоростью 3200 км/ч (б).
Однако необходимость обеспечения безопасных условий эксплуатации во всем диапазоне используемых скоростей и высот полета вынуждает конструкторов искать соответствующие технические средства. Поскольку нагрев элементов конструкции самолета вызывает снижение механических свойств материалов, возникновение термических напряжений конструкции, а также ухудшение условий работы экипажа и оборудования, такие технические средства, используемые в существующей практике, можно разделить на три группы. Они соответственно включают применение 1) теплостойких материалов, 2) конструктивных решений, обеспечивающих необходимую теплоизоляцию и допустимую деформацию деталей, а также 3) систем охлаждения кабины экипажа и отсеков оборудования.
В самолетах с максимальной скоростью М = 2,0-1-2,2 широко применяются сплавы алюминия (дюрали), которые характеризуются относительно высокой прочностью, малой плотностью и сохранением прочностных свойств при небольшом повышении температуры. Дюрали обычно дополняются стальными либо титановыми сплавами, из которых выполняются части планера, подвергающиеся наибольшим механическим или тепловым нагрузкам. Сплавы титана нашли применение уже в первой половине 50-х годов сначала в очень небольших масштабах (сейчас детали из них могут составлять до 30% массы планера). В экспериментальных самолетах с М
3 становится необходимым применение жаропрочных стальных сплавов как основного конструкционного материала. Такие стали сохраняют хорошие механические свойства при высоких температурах, характерных для полетов с гиперзвуковыми скоростями, но их недостатками являются высокая стоимость и большая плотность. Эти недостатки в определенном смысле ограничивают развитие высокоскоростных самолетов, поэтому ведутся исследования и других материалов.
В 70-х годах осуществлены первые опыты применения в конструкции самолетов бериллия, а также композиционных материалов на базе волокон бора или углерода. Эти материалы пока имеют высокую стоимость, но вместе с тем для них характерны малая плотность, высокие прочность и жесткость, а также значительная термостойкость. Примеры конкретных применений этих материалов при постройке планера приведены в описаниях отдельных самолетов.
Другим фактором, существенно влияющим на работоспособность нагреваемой конструкции самолета, является эффект так называемых термических напряжений. Возникают они в результате температурных перепадов между внешними и внутренними поверхностями элементов, а особенно между обшивкой и внутренними элементами конструкции самолета. Поверхностный нагрев планера приводит к деформации его элементов. Например, может произойти такое коробление обшивки крыла, которое приведет к изменению аэродинамических характеристик. Поэтому во многих самолетах используется паяная (иногда клееная) многослойная обшивка, которая отличается высокой жесткостью и хорошими изоляционными свойствами, либо применяются элементы внутренней конструкции с соответствующими компенсаторами (например, в самолете F-105 стенки лонжерона изготовляются из гофрированного листа). Известны также опыты охлаждения крыла с помощью топлива (например, у самолета Х-15), протекающего под обшивкой на пути от бака до форсунок камеры сгорания. Однако при высоких температурах топливо обычно подвергается коксованию, поэтому такие опыты можно считать неудачными.
Сейчас исследуются различные методы, среди которых нанесение изоляционного слоя из тугоплавких материалов путем плазменного напыления. Другие считавшиеся перспективными методы не нашли применения. Среди прочего предлагалось использовать «защитный слой», создаваемый путем вдува газа на обшивку, охлаждение «выпотеванием» посредством подачи на поверхность сквозь пористую обшивку жидкости с высокой температурой испарения, а также охлаждение, создаваемое плавлением и уносом части обшивки (абляционные материалы).
Довольно специфичной и вместе с тем очень важной задачей является поддержание соответствующей температуры в кабине экипажа и в отсеках оборудования (особенно электронного), а также температуры топливных и гидравлических систем. В настоящее время эта проблема решается путем использования высокопроизводительных систем кондиционирования, охлаждения и рефрижерации 1* , эффективной теплоизоляции, применения рабочих жидкостей гидросистем с высокой температурой испарения и т.д.
Проблемы, связанные с тепловым барьером, должны решаться комплексно. Любой прогресс в этой области отодвигает барьер для данного типа самолетов в сторону большей скорости полета, не исключая его как такового. Однако стремление к еще большим скоростям приводит к созданию еще более сложных конструкций и оборудования, требующих применения более качественных материалов. Это заметным образом отражается на массе, закупочной стоимости и на затратах по эксплуатации и обслуживанию самолета.
Из приведенных в табл. 2 данных самолетов-истребителей видно, что в большинстве случаев рациональной считалась максимальная скорость 2200-2600 км/ч. Лишь в некоторых случаях считают, что скорость самолета должна превосходить М
3. К самолетам, способным развивать такие скорости, относятся экспериментальные машины Х-2, ХВ-70А и Т. 188, разведывательный SR-71, а также самолет Е-266.
1* Рефрижерацией называется принудительный перенос тепла от холодного источника к среде с высокой температурой при искусственном противодействии естественному направлению движения тепла (от теплого тела к холодному, когда имеет место процесс охлаждения). Простейшим рефрижератором является бытовой холодильник.
Как выхлопные газы самолетов влияют на климат
Самолеты выбрасывают в атмосферу огромное количество углекислого газа и водяного пара, оксиды азота и сажу. Воздействие этих компонентов на окружающую среду зависит от высоты полета.
Конденсационный след самолета
То, что самолеты своими выхлопными газами загрязняют окружающую среду, совершенно очевидно и не вызывает никаких сомнений. Да, собственно, любая хозяйственная деятельность человека наносит ущерб природе и способствует изменению климата. Вопрос лишь в том, сколь велик вклад того или иного ее вида в этот общий процесс.
Так вот, по мнению профессора Ульриха Шумана (Ulrich Schumann), директора Института физики атмосферы Немецкого аэрокосмического центра, на долю авиации приходится примерно 3 процента всего антропогенного парникового эффекта. Надо сказать, что далеко не все эксперты согласны с такой оценкой. Что вполне естественно, потому что эта цифра носит очень приблизительный, отчасти даже умозрительный характер. Ведь выхлопные газы самолетов содержат и двуокись углерода, и водяной пар, и оксиды азота, и мелкодисперсную сажу. Все эти компоненты оказывают на окружающую среду и на климат планеты отнюдь не однозначное, а иногда и разнонаправленное воздействие.
Углекислый газ распределяется равномерно
Профессор Ульрих Шуман
Дело в том, что авиационное топливо - керосин - представляет собой сложную смесь углеводородов. Углерод составляет в ней 86 процентов, водород - 14 процентов. При горении углерод соединяется с кислородом воздуха, так что сжигание каждого килограмма авиационного керосина пополняет атмосферу 3,15 килограммами углекислого газа. "Поскольку же углекислый газ - вещество весьма стабильное, он равномерно распределяется вокруг всего земного шара", - говорит профессор Шуман.
Кроме того, СО2 легко мигрирует и в вертикальном направлении, поэтому образовался ли он вблизи поверхности Земли или же на высоте 10-11 тысяч метров, где пролегают большинство коридоров гражданской авиации, не играет никакой роли. Поэтому несложно подсчитать, что примерно 2,2 процента всего антропогенного углекислого газа выбрасывают в атмосферу самолеты. На долю автомобильного транспорта приходится около 14 процентов, другие виды транспорта - морской, железнодорожный и прочие - производят в сумме 3,8 процента.
Воздействие конденсационного следа зависит от высоты
Гораздо сложнее оценить роль выбрасываемого авиацией водяного пара. То есть количественная оценка особого труда не составляет: известно, что при сжигании одного килограмма керосина образуется 1,23 килограмма водяного пара. А вот с качественной оценкой дело обстоит сложнее. При попадании горячих и влажных выхлопных газов в холодную окружающую среду пар конденсируется, образуя мельчайшие капельки воды, а на больших высотах, где температура забортного воздуха достигает 30-40-50 градусов ниже нуля, - мельчайшие льдинки. Эти капельки и льдинки порой хорошо видны с земли - в виде так называемого конденсационного следа, тянущегося за самолетом. Какое воздействие этот след оказывает на атмосферу, зависит от высоты полета.
"Тропосфера - это нижний, очень турбулентный слой атмосферы, в котором формируется погода, - поясняет профессор Шуман. - Над ней расположена тропопауза, слой, в котором с ростом высоты температура уже не снижается, а еще выше - стратосфера, для которой характерна высокая стабильность слоев, почти не перемешивающихся между собой".
Исследовательский самолет Немецкого аэрокосмического центра
Водяной пар и нагревает, и охлаждает
В стратосфере с ее крайне низким содержанием влаги - менее 0,01 промилле - льдинки конденсационного следа быстро испаряются. А вот в тропосфере, где воздушные массы могут быть до предела насыщены влагой, поведение конденсационного следа зависит от множества погодных факторов, говорит профессор Шуман: "Если влажность воздуха высока, кристаллики льда вбирают в себя дополнительно воду, растут, и из конденсационных следов могут сформироваться перистые облака. Они способствуют дальнейшей конденсации влаги из воздуха, в результате плотность и водность облаков увеличиваются".
Такое развитие событий наблюдается в 10-20 процентах случаев. "Иными словами, воздушный транспорт реально усиливает облачность на нашей планете", - подчеркивает ученый. Правда, тут уместен вопрос: хорошо это для климата или плохо? С одной стороны, облака отражают часть коротковолнового солнечного излучения обратно в космос. "Упрощенно можно сказать так: конденсационные следы отбрасывают на землю тень, а в тени прохладнее, чем на солнцепеке", - поясняет профессор Шуман. С другой стороны, кристаллики льда в таких облаках поглощают длинноволновое инфракрасное излучение, а затем направляют часть этого тепла на землю. Налицо два разнонаправленных эффекта, и какой из них превалирует, специалисты точно сказать не могут, хотя большинство экспертов склонны полагать, что нагрев все же несколько сильнее охлаждения.
vulkan_avia
Также во время наземного опробывания двигателей можно проверить работу передних и задних свечей. В чеклисте присутствует проверка магнето, во время которого из положения "Сумма" оно переключается в "Переднее" и "Заднее". Соответственно, одна из свечей при этом выключается. Если возникает ситуация, что из двух свечей нерабочая, то это определится по падению температуры выхлопных газов.
В связи с этим возникла необходмость разработать свое устройство, отвечающее нашим потребностям. На него разработано следующее задание:
Блок-схема устройства:
УСТРОЙСТВО КОНТРОЛЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ВЫХЛОПНЫХ ГАЗОВ ДВИГАТЕЛЯ АШ-82Т
Требования к рабочим параметрам:
Требования к схемотехнике:
- Схема должна обеспечивать одновременное измерение и отображение температур выхлопных газов для 14 цилиндров
- Схема должна обеспечивать возможность установки верхнего порогового значения температуры выхлопных газов
- Схема должна обеспечивать сравнение и индикацию превышения конкретными цилиндрами значения температурного порога и идентификацию или указание номеров этих цилиндров
- Схема должна обеспечивать возможность использования температурных датчиков разных типов (с различными ЭДС) и простую перенастройку устройства для работы с ними
- Схема должна обеспечивать определение выхода из строя температурного датчика и вывода информации об этом
Требования к индикации информации:
- Отображение температур 14 цилиндров должно быть наглядным и позволять одновременно максимально быстро оценивать общее состояние температур всех 14 цилиндров по критериям нахождения температуры в нормальном диапазоне или выхода ее за предельное значение
- Максимальное и минимальное значение температуры должно индицироваться в виде точного значения с указанием номера цилиндра, в котором измерено это значение
- Выход из строя датчика измерения температуры должен быть немедленно идентифицирован и отображен
Требования к элементной базе:
- Все элементы конструкции должны быть легкодоступны для замены и дешевы
Требования к конструкции:
- Конструкция должна обеспечивать унификацию и допускать использование различных датчиков без существенных изменений
- Конструкция должна обеспечивать быструю установку верхнего порогового значения температуры из кабины пилотов
- Конструкция должна обеспечивать малую (до 3 метров) длину компенсационных проводов термопар (при их наличии)
- Блоки конструкции, располагаемые в мотогондоле, должны быть пыле- влаго- защищенными, ударопрочными (выдерживать падение с высоты 1м) и вибростойкими (выдерживать виброускорения до 160 м/с2)
- Оболочка и крепление соединительных и компенсационных проводов между датчиками и измерителями должны обеспечивать термоизоляцию от выпускных коллекторов и других нагретых частей двигателя и стойкость к вибрациям и многократным изломам проводов
- Сборка блоков конструкции, монтаж и отладка устройства в целом должны быть простыми, доступными персоналу без специальной квалификации и не требовать специфического оборудования и материалов
- Конструкция должна обеспечивать легкую (в течении одного часа одним человеком) замену датчика температуры при выходе его из строя
Варианты установки датчиков EGT на Lycoming
АШ-82Т
Установку термопар предлагается производить в компенсационных трубах (между приёмной трубой и выхлопным коллектором, в связи с их лёгким демонтажом и доработкой. Крепление термопары обязательно вворачиванием в резьбовую втулку, без всяких хомутов. Сами термопары желательно взять с реактивных двигателей по причине их надёжного крепления и высокого качества изготовления.
Синхронизация карбов по . температуре выхлопных газ
ов.
Всем привет!
Есть задача синхронизировать два карба. На работе есть один вакууметр, думаю либо сделать перекид на шлангах (дабы можно было использовать один вакууметр).
И тут я попадаю на сайт где описана синхронизация карбов на самолете. Методика мен показалась боле чем логичной.
"[em]Не буду останавливаться на барометрическом - погрешность его больше. Хочу рассказать о контроле по температуре выхлопных газов. Во первых, в руководстве по эксплуатации оговорено, что разница в температуре двух целиндров не должна превышать 25 градусов, а максимальная температура не должна превышать 625 градусов (! - важно, иначе это прогар поршня). Осталось дело за малым - как это сделать? Для этих целей мы приспособили мультиметр с термопарами. Я был поражен когда увидел как изменяется температура от небольшого поворота регулирующей гайки. Сначала я выставил по бумажке одинаковое положение плунжеров карбюраторов. Затем завел двигатель и каково было мое удивление, когда я увидел что разница достигает 100 градусов! Поворот на треть оборота регулировки позволил ликвидировать разницу. Надо заметить, что выставляя одинаково, с точностью до градуса, все равно есть погрешность измерения, но она не превышает 4 градуса, что лежит в установленных пределах. Рекомендую производить операцию по измерению температуры и регулировке не реже раз в 25 часов, т.е. при замене свечей. Эта регулировка позволит: - развивать Вашему двигателю максимальную мощность, - быть уверенным, что смазка по цилиндрам поступает одинаково и нет опасности “масляного голодания”. - контролировать максимальную температуру выхлопных газов, чтобы не допустить прогара поршня из-за бедной смеси. (Максимальная температура для ROTAX - 625 градусов)[/em]"
Что скажете? Полагаю, что прикрутив термопары на одинаковом расстоянии от цилиндров можно получить весьма точный результат.
Сегодня заганал в темный гараж, и прогрел байк. Цвет выхлопного колена переднего и заднего цилиндров отличалась. Похоже имеет место рассинхронизация.
Самолет, поезд, автомобиль: как транспорт воздействует на климат
По мнению экспертов, декарбонизация транспорта устранит 26% выбросов CO в атмосферу. Но эксперты установили, что выполнение этого ставит «сложные» вопросы. И в этом они почти наверняка правы. Достаточно вспомнить забастовку «Желтых Жилетов» во Франции, чьи протесты показывают, насколько хрупок баланс между решительными действиями климата и продолжающимся экономическим ростом и удобством. Но не должны ли правительства позволять региональным операторам полетов потерпеть неудачу и вместо этого инвестировать в высокоскоростную железную дорогу? Ответ не так прост.
Углеродные следы могут вводить в заблуждение
Авиация является одним из наиболее быстро растущих потребителей ископаемого топлива, причем на долю авиакомпаний приходится около 3,5% всех антропогенных выбросов парниковых газов. Это может показаться небольшим, но один трансатлантический рейс из Лондона в Нью-Йорк может увеличить ваш личный углеродный след на столько же, сколько весь бюджет отопления среднего европейца.
На больших высотах следы – белые линии, которые мы видим на небе – образуются вслед за самолетом. Эти высокогорные облака слишком тонкие, чтобы отражать много солнечного света, но кристаллы льда внутри них могут задерживать тепло. В отличие от низкоуровневого облака, которое имеет эффект чистого охлаждения, инверсии вносят значительный вклад в глобальное потепление, эффективно увеличивая долю авиационной промышленности в выбросах парниковых газов до, примерно, 4,9%.
По большей части экологическая выгода высокоскоростного железнодорожного транспорта воспринимается как должное. Большинство, но не все, исследования показывают, что высокоскоростная железная дорога может компенсировать выбросы от авиации, если она сможет привлечь достаточно пассажиров с альтернативных воздушных маршрутов. Но относительное климатическое воздействие авиации на другие виды транспорта зависит не только от двигателей и высоты.
Мы можем сравнить выбросы различных видов транспорта путем расчетов, производимых каждым из них при перемещении одного пассажира на один километр. Это эффективно сравнивает, сколько CO выходит из выхлопных газов каждого транспортного средства, но он игнорирует выбросы парниковых газов при строительстве и обслуживании транспортных средств, инфраструктуры – таких как пути, взлетно-посадочные полосы и аэропорты – и при производстве топлива.
Согревающие эффекты различных парниковых газов происходят в разные периоды времени, от нескольких дней кратковременного интенсивного потепления до веков мягкого воздействия. Чтобы обеспечить общую единицу измерения воздействия различных газов, эффекты потепления стандартизированы в течение определенного периода времени. Обычно используемый период времени составляет 100 лет. Но если бы это было пять лет, эффект от следов привел бы к более глобальному потеплению, чем у всех автомобилей в мире. Они поднимают температуру атмосферы короткими, интенсивными всплесками. На более длительных сроках, например, 20 лет, краткосрочные эффекты менее важны и делают авиацию намного лучше – полет выглядит менее опасно, чем некоторые автомобили на таком же расстоянии.
Это еще не вся история, хотя энергозатраты для разных способов передвижения варьируются. При прямом сжигании ископаемого топлива в двигателях, например, реактивного керосина в самолетах, выделяются парниковые газы. В высокоскоростном рельсе с электроприводом поезд не производит выбросов, за исключением ископаемых видов топлива, используемых для производства этого электричества в других местах.
Сравнение жизненных циклов
Подход жизненного цикла дает лучшее понимание того, где происходят выбросы, и сравнивает виды транспорта на гораздо более ровном игровом поле. Это помогает нам понять, что большинство выбросов парниковых газов в воздушном и автомобильном транспорте происходит от полетов и вождения, тогда как в железнодорожных перевозках на климатические эффекты преобладают выбросы, создаваемые самой инфраструктурой. Выбросы от работающих поездов, как правило, ниже из-за сильной зависимости от электричества. Но есть все еще выбросы от производства и обслуживания технологий возобновляемой энергии.
Все режимы скоростных путешествий обходятся окружающей средой. Возможность точного сравнения энергетических потребностей и выбросов различных транспортных средств является первым шагом на пути к их влиянию на климат. Правительства часто пытаются побудить людей изменить свое поведение и сократить количество рейсов, которые они совершают. Но в случае скоростной ж/д трассы постоянная доступность региональных рейсов означает, что только 4% водителей и только 1% пассажиров самолетов могут изменить свое поведение. Легко указывать пальцем на авиацию и рассматривать железную дорогу как низкоуглеродную альтернативу. Но правительства должны учитывать и тщательно сбалансировать истинное воздействие транспорта на климат на каждом этапе его развития.
[Правильный Выхлоп] Пламегаситель, температура, удаление катализатора с ZD30
Ohayo Gozaimasu! (уважительно привествую . с яп.)
Собственно, хочу поделиться своими наблюдениями и кое-каким опытом.
Ведь установил уже более 10 штук (2016.). (Обновление, больше 20ти штук 2017г.). (Обновление больше 40шт на 2020г).
Знакомьтесь! Схема штатной выхлопной системы Patrol Y61 ZD30. На выходе из турбины стоит у нас каталитический нейтрализатор, он же "катализатор" в простонародье) (НЕ сажевый катализатор/Не сажевый фильтр! Вот так выглядит сажевый фильтр с датчиками и системой продувки)
Наш катализатор достаточно старой конфигурации и в разрезе выглядит близко к этому:
А так выглядят соты катализатора, когда он от нашей великолепной солярки и корректно работающих форсунок с ТНВД … попросту забивается, оплавляется и помирает, так сказать.
Первое частое, популярное решение, разрезать банку, выкинуть остатки катализатора и заварить обратно, приводит к появлению резонансных шумов и неприятного звука выхлопа. Способ этот хоть и не гуманный, но вполне себе допустимый.
Второе частое решение, вырезать этот катализатор и вварить прямую трубу. Просто, гениально, доступно.
А вот тут то мы и перейдем к тому, почему мне захотелось набросать пару строк по этой банальной процедуре.
Так выглядит продолжение выпускного тракта на ZD30
Зачем удалять катализатор. Важно!
1) Для того, чтобы улучить отведение тепла и выхлопных газов. Тем самым убрав подпор воздуха в магистрали, улучшить продуваемость камер сгорания в двигателе, и тем самым снизить температуру самих газов (!) в камерах сгорания и как следствие температуру всего двигателя. 2) Улучшить пропускаемость выхлопного тракта, тем самым позволить "дышать" двигателю, и как следствие, улучшить динамические показатели последнего. (Далее объясню как и почему).
Итак, прибегнем к более продвинутым умам и SkyNet, и разберемся, как влияет температура выхлопного тракта на КПД двигателя. А мы с вами же взрослые дядьки, и знаем, что большая часть энергии от детонации топлива уходит у нас не на вращательную энергию, а в тепло, которое вылетает на улицу:
Цитата: Потери в выхлопную трубу.
… мы подошли к самым известным и, по мнению специалистов, самым большим потерям тепловой энергии в выхлопную трубу. Считают данные потери весьма просто, используя соотношение:
k2.4 = (Tмин/Tмакс)•100%
где Тмакс и Тмин — соответственно максимальная и минимальная температуры газа в фазе РАСШИРЕНИЕ.
Как известно, двигатель работает в очень широком диапазоне режимов. Значения Тмакс и Тмин тесно коррелированны с режимом работы двигателя. Минимальная величина потерь к 2.4 соответствует холостому ходу. Максимальные потери к 2.4 характерны для режима максимальной нагрузки и частоты вращения вала. В этом случае Тмакс = 2500 °С, Тмин =1100 °С,
В случае с газовым топливом данные потери еще больше, так как выше температура выхлопных газов. Напомним, что паровоз работал при температуре пара 150 °С.
Чем объясняется высокая температура выхлопных газов в двигателях, работающих на легком топливе? Дело в том, что в камере сгорания топливо сгорает не полностью, а только на 70…80 %.
Далее, когда поршень движется вниз, продолжается его догорание. Это позволяет двигателю поддерживать высокое давление в цилиндре (рис. 4), а следовательно, и температуру выхлопных газов.
С повышением частоты вращения вала время на догорание сокращается, а температура выхлопных газов повышается. Наступает момент, когда топливо догорает уже в выхлопной трубе. Как пример, на спортивных машинах выхлопные трубы, находящиеся непосредственно у двигателя, раскаляются докрасна."
Что в свою очередь тянет за собой 2 вещи:
1) Убирая родной катализатор, который принимал на себя первый основной удар горячих газов из турбины и отводил тепло (кстати, в стоке обратите на него внимание — катализатор хитрой формы и с двойной рубашкой и термо прокладками), тем самым именно КАТАЛИЗАТОР предохранял остальный тракт от прогарания.
2) Как раз таки катализатор, при движении на высоких оборотах (по трассе), помогал двигателю дожигать смесь.
Его вырезали, кто это будет делать? А почему его инженеры поставили в аккурат на выходе из турбины? почему не чуть ниже, ведь подкапотка у нас ой ой ой какая тесная.
Исходя из вышесказанного, я сам поставил себе и чисто по человечески рекомендую ставить ПЛАМЕГАСИТЕЛЬ.
Цитата из Wiki: Пламегаситель представляет собой резонатор глушителя предварительного действия, который можно считать альтернативой катализатору выхлопной системы автомобиля. Главная задача устройства – снижение энергии и температуры выхлопных газов, чтобы оптимизировать работу основных элементов выпускной системы.
Пламегаситель выглядит именно вот так:
Принцип действия видно на этой картинке из всё того-же СкайНета :
Но, я руководствуясь золотым правилом построения выхлопных систем "Больше сечение можно, меньше нельзя", предпочитаю пламегаситель прямого типа, без перегородки внутри, по типу вот такого, но двухкамерный! :
И тут у нас всплывает очень важный "холивар" на тему, что лучше "Пламегаситель" или "Стрингер" он же "Стронгер", он же "Турбинка", он же "Прямоток".
Так вот, у именитых по типу MEGAN Racing производителей компонентов выхлопных систем — нет такой позиции, как "стронгер". Как вы могли заметить и на конвейерах в выхлопные системы они не устанавливаются никогда, да и не устанавливались.
И, собственно, как выяснили ребята с паблика "Выхлопные системы" на драйве, которые делают порой совершенно чумовые кастомные вещи — Стрингера делает наш сосед "очки НННада?!", он же КНР, он же Китай — для клиентов из РФ, которым, каким-то чудесным образом, вбили в голову, что это типо крутая вещь, увеличивает мощность, снижает шум и т.п. и т.п. Даже когда я подбираю нужный пламегаситель, от продавцов компонентов выхлопных систем слышу — "вот берите стронгер!" Я -"Нет, спасибо, мне нужен именно пламегаситель." Ответ прост — на сронгерах маржа очень большая, 100-200%, вот и впаривают, типо "тюнегх".
В общем, если вам лень искать отчеты людей, кто уже перепробовал на своем кошельке многие непонятные вещи по типу "стронгеров/турбинок", то рассказываю — все они поголовно плевались от ухудшения звука выхлопа, посторонних шумах и "звона" на высоких оборотах, а самое главное для меня это жалобы и в снижении динамики. Кое-кто пошел дальше и доказал, произведя "продувку" с замерами, что данный стрингер уменьшает сечение трубы, создает ненужные завихрения, которые в свою очередь создают подпорку воздуха и мешают свободному выходу выхлопных газов, особенно на турбо моторах.
Итак вернемся к нашим PATROL's.
1) Напоминаю правило, что больше можно, меньше нельзя.
На просторах Драйва найдена была фотография, как не нужно делать:
Я то понимаю зачем человек так сделал… подобрал какую не какую трубу, вставил меньшее в большее и обварил. Быстро, просто, удобно…плохо.
2) Забегая вперед, скажу, что сняв родной пламегаситель/катализатор с Патруля и аккуратно отрезав входной и выходной фланец с кусочком идущего от него трубы мы увидим, что трубы-то у нас разного диаметра. От горячей части трубы выходит чуть меньше, далее за катализатором и вся трасса идет на 55мм трубе, если мне память не изменяет. Что тоже наводит на определенные мысли о теплообмене, экологии, и пр.
3) Примеряем пламегаситель к еще не обрезанному катализатору. Пламегаситель берем на 60мм в диаметре исходя из пункта 1 чуть выше.
4) Я "рассшивал" родной катализатор вот таким образом, чтобы не потерять в диаметре и оставить посадочную "юбку", лепестки все отгибаются и отрезаются аккуратно.
4) Начинаем приваривать, предварительно выставив "углы" входа выхода примерив всю конструкцию, сваренную "на прихватках" конкретно по месту на машине. Прихватили, примерили, подкорректировали, обвариваем.
5) Готовый результат. Я делал тройной шов. Первый, как на фото выше. Второй шов ниже него и третий выше него, для того, чтобы придать жесткости конструкции. (На дизеле повышенные вибрации от детонации). Поэтому если будете делать не сами, не поленитесь и проконтролируйте этот момент, чтобы второй раз туда не лазить (ОЧЕНЬ ! ОЧЕНЬ! геморно откручивать от турбины! Каждый раз сливать ОЖ! Многие СТО посылают куда подальше после 4х часов тщетных попыток победить ZD30, и дай бог, чтобы ничего не обломали;)
6) Бывает такое, что охота побыстрей собрать, и многие забывают о такой мелочи, как шлифануть фланцы.
После шлифовки обязательно необходимо пройти плоским напильником, чтобы проверить и устранить "бугры" для лучшего прилегания.
7) Готовый результат установленный на ZD30 ^^
Нигде не трет, все встало отлично, запас хороший, теперь можно гонять)
Вот такие вот дела. Казалось бы, чего уж проще вырезать катализатор.
Если вдруг есть вопросы по существу заданной темы — давайте постараемся всем миром разобраться))
Цена пламегасителя 1900рублей из нержавейки.
Цена метра трубы (популярный метод) 500-700рублей.
Всем спасибо за внимание!
Если было полезно — нажмите на заветные кнопочки "поделиться", вам мелочь, а кому-то в помощь на будущее и экономия $, пост, как средство защиты от "знатоков" выхлопных дел.
UPdate1:
Интересное "эконом" решение по самостоятельному изготовлению пламегасителя из огнетушителя можно глянуть тут (цена вопроса 200-300р):
www.drive2.ru/l/8550046/
UPdate2:
В личном блоге, кстати говоря, выложено видео как мы готовимся к свапу V8 в патрол, и в видео, как раз таки я затрагиваю тему глушителя, посмотреть можно тут:
www.drive2.ru/b/461476576123421650/
UPdate3:
Картинка из книги "Турбонаддув. Проектирование, установка и испытания систем турбонаддува". Белл Корки.
В помощь, чтобы подобрать сечение выхлопной трубы.
6.3.2. Инфракрасное излучение самолетов
Можно назвать несколько основных источников излучения, обуславливающих суммарное излучение самолета в целом как объекта: отраженное от планера самолета излучение Солнца, Земли, Луны и других источников; собственное тепловое излучение удлинительной трубы и сопла турбореактивного двигателя или выхлопных патрубков поршневых двигателей; собственное тепловое излучение струи выхлопных газов (факела);собственное тепловое излучение обшивки самолета, возникающее за счет аэродинамического нагрева при полете с большими скоростями [7,8]. Можно назвать и дополнительные источники излучения, возникающие, например, при ведении стрельбы из пушечных установок или при запусках ракет различных классов за счет излучения факелов их двигателей [5,6].
Для расчета отраженного от самолета излучения необходимо знать характеристики излучения Солнца, конфигурацию поверхности самолета и спектральную степень ее черноты. Планеры современных самолетов
изготавливаются из алюминиевых сплавов. Для полированного алюминия степень черноты лежит в пределах 0.039 - 0.057, а для окисленного в пределах 0.11 -0.19.
Зависимость степени черноты от длины волны для алюминия приведена на рис. 26. Из рисунка видно, что степень черноты с увеличением длины волны уменьшается, то есть увеличивается зеркальный эффект отражения. Следует учитывать зависимость степени черноты металлов не только от длины волны, температуры, но и от угла визирования поверхности.
Так, для полированного никеля по нормали к поверхности степень черноты равна 0.045, а под углом 85° градусов к нормали она увеличивается в несколько раз и составляет 0.14. Поэтому элементы обшивки самолета при одной и той же температуре будут излучать в разных направлениях разную энергию, что позволяет при достаточной разрешающей способности ИК устройств разведки получать тепловое изображение самолета.
Турбореактивный двигатель самолета является интенсивным излучателем, так как в процессе сгорания авиационного топлива выделяется большое количество тепла. Поверхности деталей во внутренней полости двигателя омываются со скоростью 300 - 400 м/с газовым потоком, нагретым до температуры 1000°К. Наивысшую температуру имеют лопатки газовой турбины. Максимальная температура газов, поступающих в турбину, определяется допустимым нагревом материала лопастей турбины. Поэтому инфракрасное излучение нового авиационного двигателя испытываемого на стенде может нести значительную информацию о его характеристиках.
При длительном полете максимальное значение температуры выхлопных газов должно поддерживаться в пределах 500 - 600 градусов цельсия. При полетах с малой скоростью температура выхлопных газов может снижаться до 350 - 400 градусов цельсия. Таким образом, изменение интенсивности ИК излучения на различных длинах волн излучаемого спектра содержит информацию о режиме работы двигателя и скорости полета самолета.
Современная инфракрасная аппаратура позволяет легко обнаруживать и отслеживать самолет типа "Боинг - 707" на расстояниях свыше 30 км.
В отличии от турбореактивного двигателя турбовентиляторные двигатели засасывают значительно больше воздуха, избыток которого проходит через двигатель и выбрасывается назад, создавая дополнительную тягу.
Температура выхлопных газов турбовентиляторных двигателей ниже, чем у турбореактивных, и вследствии этого их излучение составляет примерно 3/4 излучения турбореактивных двигателей. Указанная особенность позволяет по интенсивности и спектру инфракрасного излучения двигателя определять его тип.
С
труя газов реактивного двигателя является характерным источником инфракрасного излучения турбореактивного самолета. В общем балансе инфракрасного излучения турбореактивного самолета на долю факела двигателя приходится примерно 20 - 25 %. В реактивном двигателе благодаря избытку кислорода топливная смесь сгорает более полно, чем в двигателях поршневых самолетов, и факел выходящих газов не содержит раскаленных частиц углерода с большим уровнем инфракрасного излучения. В результате процесса горения образуется углекислый газ и пары воды. Следовательно, по спектру инфракрасного излучения можно определить, является двигатель реактивным или поршневым. В спектре излучения факела турбореактивного двигателя самолета наиболее интенсивные полосы инфракрасного излучения приходятся на длины волн 2.7 и 4.3 мкм. Первая из них появляется от суммарного излучения паров воды и углекислого газа, а вторая - главным образом в результате излучения нагретого углекислого газа.
В спектре инфракрасного излучения горячих выбросов поршневого самолета появляются дополнительные составляющие.
Следующим источником инфракрасного излучения самолета является поверхность обшивки, нагреваемая за счет аэродинамического
торможения при полете со сверхзвуковыми скоростями. При скоростях, превышающих М=2, инфракрасное излучение за счет аэродинамического нагрева становится настолько большим, что представляет интерес для разработчиков систем обнаружения и распознавания самолетов. Точки на поверхности самолета, где поток полностью останавливается, называются точками полного торможения потока. В таких точках кинетическая энергия движущегося воздушного потока преобразуется в потенциальную энергию, приводя к повышению температуры и давления. Эта температура называется температурой торможения Тт и определяется формулой
где : Тоо - абсолютная температура воздуха до торможения; М - число Маха, равное отношению скорости газового потока к скорости распространения звука в тех же условиях. Эта зависимость представлена на рис. 27.
Приведенные значения температур соответствуют состоянию равновесия. Время для достижения равновесия зависит от коэффициента излучения поверхности, а также тепловых характеристик материалов, находящихся внутри тела.
О снижении инфракрасной сигнатуры вертолетов. Ударный Z-10
Обнаружение и живучесть вертолетов на поле боя существенно зависит от уровня их инфракрасного излучения, а также от методов, оборудования и систем, используемых потенциальным противником. Системы автоматического обнаружения, распознавания и идентификации летающих объектов использую, помимо прочего, методы термообнаружения, которые основаны на обнаружении инфракрасного излучения, испускаемого отслеживаемым объектом.
Высокая температура выхлопных газов являются основным фактором обнаружения вертолета, выполняющего воздушные боевые действия. Чтобы повысить боевую эффективность и живучесть военных вертолетов, ведется разработка различных типов инфракрасных подавителей.
Из-за малой высоты и относительно низкой скорости полета современные боевые средства, такие как ракетное оружие, оснащенное системами инфракрасного наведения, представляют собой одну из наиболее важных угроз для вертолетов, выполняющих боевые задачи. Особенно значимым в вертолетной авиации является инфракрасное излучение выхлопных газов, выбрасываемых в окружающую среду.
Z-10. Как понизили ракетную уязвимость?
Китайские военные показали модернизированный ударный вертолет Z-10 с более мощным двигателем с уменьшенной инфракрасной сигнатурой. Двигатель имеет выхлопные отверстия, обращенные вверх, а не набок, как у ранней модели.
Согласно официальным фотографиям, опубликованным на WeChat 8 февраля, модернизированный Z-10 участвовал в военных учениях в составе 80-й группы армий НОАК.
С выхлопом от двигателей, направленных вверх, а не наружу, можно снизить инфракрасную сигнатуру вертолета, таким образом, будет меньше вероятность захвата вертолета зенитными ракетами с тепловой ГСН. Однако такая конструкция увеличит лобовое сопротивление, повысив требования к мощности силовой установки вертолета. Поэтому двигатель более мощный и взят из экспортной версии Z-10ME.
С более мощными двигателями Z-10 может нести больше дополнительных броневых листов, полезных нагрузок и даже даст возможность установить РЛС управления огнем на верхней части несущего ротора для обеспечения большей дальности ударов и более высокой точности поражения целей, сообщили различные государственные СМИ.
Малая инфракрасная сигнатура является важным показателем малозаметности
«Инфракрасный стелс» является областью стелс технологии, направленной на снижение инфракрасных сигнатур, т.е на то, что уменьшает восприимчивость платформы для инфракрасного управляемого оружия и датчиков инфракрасного наблюдения, и, следовательно, повышает общую живучесть платформы.
Система выхлопных каналов от двигателя является источником сильной инфракрасной энергии, которая может быть обнаружена ракетами теплового наведения и/или различными видами систем обработки инфракрасных изображений для задач целеуказания/слежения.
В отношении первых, вообще говоря, ракета с тепловым наведением получает сигналы наведения по инфракрасной энергии, образуемой выхлопом двигателя так, что количество выделяемой инфракрасной энергии является одним из первичных определяющих факторов точности ракеты и, следовательно, поражающей способности. Относительно последних, системы обработки инфракрасного изображения обнаруживают и усиливают инфракрасную энергию для обнаружения и/или целеуказания.
Смешивание горячих выхлопов двигателя с холодным воздухом, эффективно снижает температуру выхлопных газов. В инфракрасной системе подавления температура выхлопных газов снижается с
Большинство настоящих инфракрасных защитных систем сосредоточены на достижении тщательного сочетания холодного воздуха и выхлопных газов для снижения температуры и неравномерного смешивания, что позволяет использовать «горячие точки». Охлаждение самой выхлопной трубы происходит в некоторых случаях с помощью охлаждающей пленки. Инфракрасная система подавления (IRSS) является необязательной и может быть добавлена отдельно.
Смешивание больших количеств наружного воздуха с выхлопом двигателя может значительно уменьшить общую температуру газа до выброса выхлопа двигателя за борт, таким образом, понижая ИК сигнатуру летательного аппарата.
Также желательным является минимизировать попадание горячего выхлопа двигателя на нахо-дящуюся рядом конструкцию летательного аппарата так, чтобы избежать образования «горячих пятен», отдельно от первичного источника, связанного со шлейфом на сопле/шлейфом выхлопа. Недостатком является то, что операция смешивания может уменьшить скорость выхлопного потока так, что скорость выхлопа станет слишком низкой, для выброса выхлопа достаточно далеко от фюзеляжа, чтобы избежать таких «горячих пятен». Дополнительный недостаток заключается в том, что если выхлопной газ не имеет достаточной скорости, чтобы преодолеть поток, отбрасываемый винтом вниз, выхлопной газ может быть повторно засосан в двигатели, что может снизить эффективность двигателей.
Соответственно, желательно обеспечить систему подавления инфракрасного излучения, которая уменьшает полную ИК сигнатуру летательного аппарата, конструктивно компактна, маскирует ИК энергию, испущенную/излученную газотурбинным двигателем для заданного угла обзора/азимута, и минимизирует попадание выхлопа двигателя на находящуюся рядом структуру летательного аппарата, при поддержании эксплуатационных характеристик летательного аппарата.
Читайте также: