турбореактивный двухконтурный двигатель. Двухконтурность двигателя это


Степень двухконтурности - это... Что такое Степень двухконтурности?

В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 18 мая 2010.
Схема турбовентиляторного двигателя

Степень двухконтурности — параметр турбореактивного двигателя, показывающий отношение расхода воздуха через внешний контур двигателя к расходу воздуха через внутренний контур. Чем больше величина этого параметра, тем больший КПД двигателя удаётся получить.

Термин «степень двухконтурности» относится к области реактивных двигателей, широко используемых в авиации. Он определяется как отношение между массовым расходом воздуха, проходящим через внешний контур двигателя к массовому расходу воздуха через внутренний контур двигателя.

Большая степень двухконтурности обеспечивает меньшую скорость реактивной струи, истекающей из сопла. Это уменьшает удельный расход топлива, но также уменьшает максимальную скорость и увеличивает вес двигателя.

Меньшая степень двухконтурности обеспечивает большую скорость реактивной струи, которая необходима для достижения высоких, обычно сверхзвуковых скоростей. Она увеличивает удельный расход топлива.

Ещё одно преимущество турбовентиляторного двигателя перед реактивными двигателями с малой степенью двухконтурности заключается в том, что холодный воздух из внешнего контура, смешиваясь с горячими газами из турбины, снижает давление на выходе из сопла. Это способствует снижению шумности двигателя[1].

Описание

Реактивные двигатели по большому счету способны вырабатывать большую мощность, чем они используют в первом контуре. Это происходит из-за ограничения по температуре перед турбиной, таким образом большая часть топлива просто сжигается. Тягу двигателя можно увеличить, используя форсажную камеру или водяное охлаждение турбины, но оба этих способа ведут к огромному уменьшению КПД. Тем не менее, это применялось в старых реактивных двигателях для увеличения тяги на взлете.

Британская двигателестроительная компания Роллс-Ройс одной из первых применила это явление в турбореактивном двигателе Conway, разработанном в начале 50-х годов XX века. Обычный реактивный двигатель был оснащен компрессором большего размера. Двигатель Конвэй имел довольно низкую степень двухконтурности (порядка 0.3), но экономия топлива уже была весьма ощутима, и его последователи (en:Rolls-Royce Sprey) получили широкое распространение.

Если двигатель пропускает два килограмма воздуха по внешнему контуру на каждый килограмм воздуха пропущенного по внутреннему то говорят что его степень двухконтурности равна двум (или 2:1). Большие степени двухконтурности обеспечивают больший КПД без сжигания дополнительного топлива. Суть заключена в уравнении Мещерского - тяга зависит линейно от скорости реактивной струи, а энергия квадратично. Чем меньше скорость воздуха тем больше КПД.

Таким образом, КПД может быть увеличен почти на 50%.

Турбореактивные двигатели обычно делятся на две категории: с высокой степенью двухконтурности (или турбовентиляторные) и ТРД с низкой степенью двухконтурности.

Современные двигатели всегда имеют некоторую степень двухконтурности. Она, главным образом, зависит от класса самолета. На перехватчиках она мала в силу необходимости достижения высоких скоростей. А на пассажирских самолетах она высока и напрямую сказывается на экономической эффективности.

Степени двухконтурности некоторых двигателей

Двигатель Самолёт Степень двухконтурности
en:Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 Конкорд 0:1
en:Snecma M88 Дассо Рафаль 0.30:1
Pratt & Whitney F100 F-16, F-15 0.34:1
General Electric F404 F/A-18, KAI T-50 Golden Eagle, F-117, X-29, X-31 0.34:1
en:Eurojet EJ200 Eurofighter Typhoon 0.4:1
РД-33 МиГ-29, Ил-102 0.49:1
АЛ-31Ф Су-27, Су-30, Chengdu J-10 0.59:1
en:Pratt & Whitney JT8D DC-9, MD-80, Boeing 727, Boeing 737 0.96:1
НК-32 Ту-160 1.4:1
en:Rolls-Royce Tay Gulfstream IV, Fokker 70, Fokker 100 3.1:1
en:Pratt & Whitney PW2000 Boeing 757, C-17 Globemaster III 5.9:1
Д-436 Як-42М, Бе-200, Ан-148 6.2:1
en:General Electric GEnx Boeing 787 8.5:1
en:Rolls-Royce Trent 900 Airbus A380 8.7:1
General Electric GE90 Boeing 777 9:1
en:Rolls-Royce Trent 1000 Boeing 787 11:1
en:Rolls-Royce RB3025 Boeing 777x 12:1

Примечания

dic.academic.ru

Степень двухконтурности двигателей — Documentation

Материал из Documentation.

Термин «степень двухконтурности» относится к области реактивных двигателей, широко используемых в авиации. Он определяется как отношение между массовым расходом воздуха, проходящим через внешний контур двигателя, к массовому расходу воздуха через внутренний контур двигателя.[1]

Турбореактивные двигатели обычно делятся на две категории: с высокой степенью двухконтурности (или турбо­венти­ля­тор­ные) и ТРД с низкой степенью двухконтурности.[2]

Меньшая степень двухконтурности обеспечивает большую скорость реактивной струи, которая необходима для достижения высоких, обычно сверхзвуковых, скоростей полёта. Она увеличивает удельный расход топлива.[3]

Бóльшая степень двух­контур­нос­ти обеспечивает меньшую скорость реактивной струи, истекающей из сопла. Это уменьшает удельный расход топлива, но также уменьшает максимальную скорость и увеличивает вес двигателя.[4]

Мировое авиационное двигателестроение для гражданских самолётов идёт по пути повышения двухконтурности. То есть в двигатель ставят всё более крупные вентиляторы с относительно небольшой (по сравнению с турбиной) скоростью вращения. Для этого изобретаются сложные редукторы, способные надёжно переварить мощность в тысячи лошадиных сил. А на выходе — снижение расхода дорогого топлива.[5]

Snecma M88 — 0,30.[6]

Pratt & Whitney F100 — 0,34.[7]

General Electric F404 — 0,34.[8]

Eurojet EJ200 — 0,4.[9]

РД-33 — 0,47.[10]

АЛ-55И — 0,515.[11]

Д-30Ф-6 — 0,52.[12]

АЛ-31Ф — 0,56.[13]

АЛ-31Ф-М1 — 0,61.[14]

РД-1700 — 0,78.[15]

Д-30 — 0,85.[16]

Р95ТМ-300 — 0,86.[17]

Pratt & Whitney JT8D — 0,96.[18]

НК-8-2У — 1,05.[19]

НК-86 — 1,18.[20]

АИ-222-25Ф — 1,18.[21]

АИ-222-25 — 1,19.[22]

НК-86 — 1,3.[23]

НК-32 — 1,36.[24][25]

ДВ-2 — 1,4.[26]

НК-25 — 1,45.[27]

Д-30Е — 1,53.[28]

АИ-25ТЛ — 1,98.[29]

АИ-25 — 2,0.[30]

Д-30КП — 2,2.[31]

Д-30КП-2 — 2,24.[32]

Д-30КУ-2 — 2,31.[33]

Д-30К — 2,35.[34]

Д-30КУ — 2,45.[35]

Д-30КУ-154 — 2,50.[36]

Rolls-Royce Tay — 3,1.[37]

Д-30КП-3 — 3,62.[38]

НК-64 — 4,33.[39]

ПС-90А-76 — 4,4.[40]

SaM146 — 4,43.[41]

ПС-90 — 4,5.[42]

ПС-90А2 — 4,5.[43]

ПС-90А-76 — 4,5.[44]

Д-436-148 — 4,77.[45]

АИ-22 — 4,77.[46]

ПС-90А — 4,8.[47]

Д-436 — 4,91.[48]

Д-436Т1 — 4,91.[49]

Д-436ТП — 4,91.[50]

НК-56 — 5.[51]

Д-18Т — 5,6.[52]

Д-36 — 5,6.[53]

PW2000 — 5,9.[54]

ПД-14М — 7,2.[55]

Авиационный двигатель ПД-14

ПД-14 — 8,5.[56]

General Electric GEnx — 8,5.[57]

ПД-14А — 8,6.[58]

Trent 900 — 8,7.[59]

CFM LEAP-1B — 9.[60]

GE90 — 9.[61]

Trent XWB — 9,3.[62]

Trent 1000 — 11.[63]

Advance — 11.[64]

PW1100G — 12.[65]

PW1400G — 12.[66]

Rolls-Royce RB3025 — 12.[67]

UltraFan — 15.[68]

НК-93 — 16,6.[69]

НК-92 — 17.[70]

  1. ↑ [1]
  2. ↑ [2]
  3. ↑ [3]
  4. ↑ [4]
  5. ↑ Китайский синдром в авиации. 28 мая 2015
  6. ↑ Степень двухконтурности
  7. ↑ Степень двухконтурности
  8. ↑ Степень двухконтурности
  9. ↑ Степень двухконтурности
  10. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  11. ↑ NPO SATURN. Февраль 2011
  12. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  13. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  14. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  15. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  16. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  17. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  18. ↑ Степень двухконтурности
  19. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  20. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  21. ↑ [5]
  22. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  23. ↑ [6]
  24. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  25. ↑ [7]
  26. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  27. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  28. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  29. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  30. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  31. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  32. ↑ NPO SATURN. Февраль 2011
  33. ↑ [8]
  34. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  35. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  36. ↑ [9]
  37. ↑ Степень двухконтурности
  38. ↑ NPO SATURN. Февраль 2011
  39. ↑ [10]
  40. ↑ [11]
  41. ↑ NPO SATURN. Февраль 2011
  42. ↑ [12]
  43. ↑ Степень двухконтурности
  44. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  45. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  46. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  47. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  48. ↑ Степень двухконтурности
  49. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  50. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  51. ↑ [13]
  52. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  53. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  54. ↑ Степень двухконтурности
  55. ↑ [14]
  56. ↑ [15]
  57. ↑ Степень двухконтурности
  58. ↑ [16]
  59. ↑ Степень двухконтурности
  60. ↑ Степень двухконтурности
  61. ↑ Степень двухконтурности
  62. ↑ Степень двухконтурности
  63. ↑ Степень двухконтурности
  64. ↑ [17]
  65. ↑ Степень двухконтурности
  66. ↑ [18]
  67. ↑ Степень двухконтурности
  68. ↑ [19]
  69. ↑ Взлёт. 4.2006 (16) апрель
  70. ↑ [20]

newsruss.ru

Турбореактивный двигатель - это... Что такое Турбореактивный двигатель?

Проверить информацию.

Необходимо проверить точность фактов и достоверность сведений, изложенных в этой статье.На странице обсуждения должны быть пояснения.

Схема работы ТРД: 1. Забор воздуха 2. Компрессор низкого давления 3. Компрессор высокого давления 4. Камера сгорания 5. Расширение рабочего тела в турбине и сопле 6. Горячая зона; 7. Турбина 8. Зона входа первичного воздуха в камеру сгорания 9. Холодная зона 10. Входное устройство

Турбореактивный двигатель (ТРД, англоязычный термин — turbojet engine) — Воздушно-реактивный двигатель (ВРД), в котором сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. Во входном устройстве осуществляется рост статического давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы. В камере сгорания производится подвод теплоты. Часть энергии рабочего тела отнимается турбиной. В реактивном сопле формируется реактивная струя.

Ключевые характеристики

Ключевые характеристики ТРД следующие.

1. Создаваемая двигателем тяга.

2. Удельный расход топлива. (Масса топлива потребляемая за единицу времени для создания единицы тяги/мощности)

3. Расход воздуха. (Масса воздуха проходящего через каждое из сечений двигателя за единицу времени)

4. Степень повышения полного давления в компрессоре

5. Температура газа на выходе из камеры сгорания.

6. Масса и габариты.

Степень повышения полного давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД (Jumo-004) этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40 (General Electric GE90). Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Каскады двигателя также именуют роторами низкого и высокого давления.

ТРД J85 производства компании General Electric. Между 8 ступенями компрессора и 2 ступенями турбины расположена кольцевая камера сгорания.

Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока.

Первичный воздух — поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической.

Вторичный воздух — поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения.

Третичный воздух — поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной.

Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется, приводя её в движение и отдавая ей часть своей энергии, а после неё расширяется в сопле и истекает из него, создавая реактивную тягу.

ТРД ВК-1 КБ Климова, с редко использующимися центробежным компрессором и трубчатой камерой сгорания. Использовался на самолётах МиГ-15, МиГ-17

Благодаря компрессору ТРД (в отличие от ПВРД) может «трогать с места» и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является совершенно необходимым, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора.

При повышении скорости полёта давление в камере сгорания и расход рабочего тела растут за счёт роста напора встречного потока воздуха, который затормаживается во входном устройстве (так же, как в ПВРД) и поступает на вход низшего каскада компрессора под давлением более высоким, чем атмосферное, при этом повышается и тяга двигателя.

Диапазон скоростей, в котором ТРД эффективен, смещён в сторону меньших значений, по сравнению с ПВРД. Агрегат «турбина-компрессор», позволяющий создавать большой расход и высокую степень сжатия рабочего тела в области низких и средних скоростей полёта, является препятствием на пути повышения эффективности двигателя в зоне высоких скоростей:

  • Температура, которую может выдерживать турбина, ограничена, что накладывает ограничение на количество тепловой энергии, подводимой к рабочему телу в камере сгорания, а это ведёт к уменьшению работы, производимой им при расширении.
Повышение допустимой температуры рабочего тела на входе в турбину является одним из главных направлений совершенствования ТРД. Если для первых ТРД эта температура едва достигала 1000 К, то в современных двигателях она приближается к 2000 К. Это обеспечивается как за счёт применения особо жаропрочных материалов, из которых изготовляются лопатки и диски турбин, так и за счёт организации их охлаждения: воздух из средних ступеней компрессора (гораздо более холодный, чем продукты сгорания топлива) подается на турбину и проходит сквозь сложные каналы внутри турбинных лопаток.
  • Турбина поглощает часть энергии рабочего тела перед поступлением его в сопло.

В результате максимальная скорость истечения реактивной струи у ТРД меньше, чем у ПВРД, что в соответствии с формулой для реактивной тяги ВРД[1]

, (1)

где  — сила тяги, — секундный расход массы рабочего тела через двигатель, — скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя), — скорость полёта,ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями 2,5—3М. На этих и более высоких скоростях полёта торможение встречного потока воздуха создаёт степень повышения давления, измеряемую десятками единиц, такую же, или даже более высокую, чем у высоконапорных компрессоров, и ещё бо́льшее сжатие становится нежелательным, так как воздух при этом нагревается, а это ограничивает количество тепла, которое можно сообщить ему в камере сгорания. Таким образом, на высоких скоростях полёта (при M>3) агрегат турбина-компрессор становится бесполезным, и даже контрпродуктивным, поскольку только создаёт дополнительное сопротивление в тракте двигателя, и в этих условиях более эффективными становятся прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

Форсажная камера

Форсажная камера ТРД General Electric J79. Вид со стороны сопла. В торце находится стабилизатор горения с установленными на нём топливными форсунками, за которым видна турбина. F-18 Hornet на форсаже взлетает с палубы авианосца

Хотя в ТРД имеет место избыток кислорода в камере сгорания, этот резерв мощности не удаётся реализовать напрямую — увеличением расхода горючего в камере — из-за ограничения температуры рабочего тела, поступающего на турбину. Этот резерв используется в двигателях, оборудованных форсажной камерой, расположенной между турбиной и соплом. В режиме форсажа в этой камере сжигается дополнительное количество горючего, внутренняя энергия рабочего тела перед расширением в сопле повышается, в результате чего скорость его истечения возрастает, и тяга двигателя увеличивается, в некоторых случаях, более, чем в 1,5 раза, что используется боевыми самолётами при полетах на высоких скоростях. При форсаже значительно повышается расход топлива, ТРД с форсажной камерой практически не нашли применения в коммерческой авиации, за исключением самолётов Ту-144 и Конкорд, полеты которых уже прекратились.

Скоростной разведчик SR-71 с гибридными ТРД/ПВРД.

Гибридный ТРД / ПВРД

Турбопрямоточный двигатель J58

В 1960-х годах в США был создан гибридный ТРД / ПВРД Pratt & Whitney J58, использовавшийся на стратегическом разведчике SR-71 Blackbird. До скорости М=2,4 он работал как ТРД с форсажем, а на более высоких скоростях открывались каналы, по которым воздух из входного устройства поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась, и она начинала работать, как ПВРД. Такая схема работы позволяла расширить скоростной диапазон эффективной работы двигателя до М=3,2. В то же время двигатель уступал по весовым характеристикам как ТРД, так и ПВРД, и широкого распространения этот опыт не получил.

Регулируемые сопла

Регулируемое сопло ТРДДФ F-100 самолёта F-16 створки максимально открыты Регулируемое сопло ТРДФ АЛ-21 регулируемые створки максимально закрыты

ТРД, скорость истечения реактивной струи в которых может быть как дозвуковой, так и сверхзвуковой на различных режимах работы двигателей, оборудуются регулируемыми соплами. Эти сопла состоят из продольных элементов, называемых створками, подвижных относительно друг друга и приводимых в движение специальным приводом, позволяющим по команде пилота или автоматической системы управления двигателем изменять геометрию сопла. При этом изменяются размеры критического (самого узкого) и выходного сечений сопла, что позволяет оптимизировать работу двигателя при полётах на разных скоростях и режимах работы двигателя.[1]

Область применения

ТРД наиболее активно развивались в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолётов до 70-80-х годов XX века. В настоящее время ТРД потеряли значительную часть своей ниши в авиастроении, будучи вытесненными более экономичными двухконтурными ТРД (ТРДД).

  • Образцы летательных аппаратов, оборудованных ТРД
  • Штурмовик Су-25 УБ с двумя ТРД Р-95Ш.

  • Сверхзвуковой авиалайнер Конкорд с четырьмя ТРДФ Rolls-Royce/Snecma Olympus 593

  • Сверхзвуковой авиалайнер - летающая лаборатория Ту-144ЛЛ с четырьмя ТРДФ НК-321

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Схема ТРДД с малой степенью двухконтурности. 1 — Вентилятор. 2 — Компрессор низкого давления. 3 — Компрессор высокого давления. 4 — Камера сгорания. 5 — Турбина высокого давления. 6 — Турбина низкого давления. 7 — Сопло. 8 — Вал ротора высокого давления. 9 — Вал ротора низкого давления.

На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года). В основу двухконтурных ТРД (далее — ТРДД), в англоязычной литературе — Turbofan, положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.

Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора.

Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности, то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур.

, (2)

где  — степень двухконтурности, и  — расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.

Принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом.Согласно формуле полетного КПД ВРД

, (3)

его повышение в ТРДД достигается за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета .Уменьшение тяги, которое, согласно формуле (1), вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Увеличение расхода воздуха через двигатель достигается увеличением площади фронтального сечения входного устройства двигателя (увеличением диаметра входа в двигатель), что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности — тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.

Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М.

Все ТРДД можно разбить на 2 группы: со смешением потоков за турбиной и без смешения.

В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя.

Например, длина ТРДД АИ-25, устанавливаемого на самолёте Як-40 — 2140 мм, а ТРДДсм АИ-25ТЛ, устанавливаемого на самолёте L-39 — 3358 мм.

ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолётов.

Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)

Отклоняемые створки сопла с ОВТ. ТРДД Rolls-Royce Pegasus поворотные сопла которого позволяют осуществлять вертикальные взлет и посадку. Устанавливается на самолёте Harrier.

Специальные поворотные сопла, на некоторых ТРДД, позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолётом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневренности и сокращением разбега самолёта при взлете и пробега при посадке, до вертикальных взлета и посадки включительно. ОВТ используется исключительно в военной авиации.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель

Порою в популярной литературе ТРДД с высокой степенью двухконтурности (выше 2) называют турбовентиляторными. В англоязычной литературе этот двигатель называется turbofan с добавлением уточнения high bypass (высокая двухконтурность), сокращённо — hbp. ТРДД с высокой степенью двухконтурности выполняются, как правило, без камеры смешения. По причине большого входного диаметра таких двигателей их сопло внешнего контура достаточно часто делают укороченным с целью снижения массы двигателя.

Область применения

Можно сказать, что с 1960-х и по сей день в самолётном авиадвигателестроении — эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространённым классом ВРД, используемых на самолётах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолётов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

  • ТРДД с высокой степенью двухконтурности TF-39 (вид сзади)

Як-44 с винтовентиляторными двигателями Д-27

Винтовентиляторный двигатель

У винтовентиляторного двигателя поток холодного воздуха создаётся двумя соосными, вращающимися в противоположных направлениях, многолопастными саблевидными винтами, приводимыми в движение от турбины через редуктор. Степень двухконтурности таких двигателей достигает 90.

На сегодня известен лишь один серийный образец двигателя этого типа — Д-27 (ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко, г. Запорожье, Украина.), использовавшийся на самолёте Як-44 с крейсерской скоростью полёта 670 км/ч, и на Ан-70 с крейсерской скоростью 750 км/ч.

Турбовинтовой двигатель (ТВД)

Турбовинтовой двигатель. Привод винта от вала турбины осуществляется через редуктор Устройство турбовинтового двигателя

Турбовинтовые или турбовальные двигатели (ТВД) относятся к ВРД непрямой реакции. Конструктивно ТВД схож с ТРД, в котором мощность, развиваемая последним каскадом турбины, передаётся на вал воздушного винта (обычно через редуктор). Этот двигатель не является, строго говоря, реактивным (реакция выхлопа турбины составляет не более 10 % его суммарной тяги), однако традиционно их относят к ВРД.

Турбовинтовые двигатели используются в транспортной и гражданской авиации при полётах с крейсерскими скоростями 400—800 км/ч.

Вариант этого двигателя с вертикальным выходным валом редуктора используется для привода винтов вертолётов, такие двигатели называют также турбовальными.

Примечания

  1. ↑ Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов. Авторы: В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер, В. В. Поляков, В. А. Сосунов, С. М. Шляхтенко. Под редакцией С. М. Шляхтенко. 2-е издание, переработанное и дополненное. М.: Машиностроение, 1987
В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 17 ноября 2011.

dvc.academic.ru

Степень двухконтурности - Энциклопедия по машиностроению XXL

В настоящее время наметилось четкое разделение двухконтурных ТРД на три группы группа двигателей с малыми степенями двухконтурности (т = 0,3. .. 0,9), средними (т = 1,0. .. 2,5) и большими (т = 4. .. 8) и более.  [c.80]

В двигателях с малой степенью двухконтурности наивыгоднейшая степень повышения давления воздуха во втором контуре находится в пределах 2,5. .. 3,5, а в двигателях с большой степенью двухконтурности 1,4. .. 1,8. Такие низконапорные осевые лопаточные машины принято называть вентиляторами. В связи с тем, что через вентилятор проходит количество воздуха в несколько раз больше, чем через первый контур, а Яв сравнительно низкие, имеются некоторые отличия в выборе геометрических и газодинамических параметров, определяющих особенности работы вентилятора.  [c.81]

На рис. 4.2 приведены зависимости максимальной степени двухконтурно-сти (у) от параметров рабочего процесса основного контура (Гд и п ) при  [c.79]

Физическая модель изменения степени двухконтурности по скорости и высоте полета  [c.89]

Рассмотрим два типичных случая изменения степени двухконтурности в зависимости от скорости и высоты полета (рис. 4.8)  [c.89]

Рис. 4.8. Физическая модель изменения степени двухконтурности по скорости и высоте полета а — перераспределение профиля осевых скоростей на входе в компрессор низкого давления (лопатка с разграничительными полками) б —деформация струи на входе в компрессор низкого давления  [c.89]

Во втором случае изменение степени двухконтурности осуществляется за счет деформации струи на входе в компрессор (рис. 4.8, б). Так например, при увеличении параметра у возрастает проходное сечение струи, втекающей во второй контур (/ ) соответственно сужается струя на входе ь компрессор первого контура (/I). При уменьшении параметра у, наоборот, сужается струя иа входе в компрессор второго контура и расширяется на входе в компрессор первого контура.  [c.90]

Изменение степени двухконтурности двигателя при дросселировании  [c.100]

Изменение степени двухконтурности  [c.109]

На рис. 4.35 показано влияние степени двухконтурности на изменение Суд двухконтурного ТРД по скорости полета. Чем больше у, тем меньше стендовое значение Суд и тем меньше  [c.113]

Изменение степени двухконтурности двигателя  [c.118]

Влияние степени двухконтурности на дроссельные характеристики двигателя на крейсерском режиме полета  [c.122]

Пусть потребная тяга самолета для полета с дозвуковой скоростью на высоте сохраняет постоянное значение. Это значит, что. двигатель на крейсерском режиме также должен развивать постоянную тягу. Тогда, с увеличением степени двухконтурности  [c.122]

Увеличение степени двухконтурности при неизменных параметрах рабочего процесса исходного ТРД приводит к непрерывному снижению скоростей истечения из контуров, а следовательно, к снижению уровня шума.  [c.181]

Важным параметром любого ТРДД является степень двухконтурности у = = тцн/швв, определяемая отношением расхода воздуха Швн во внешнем контуре к расходу воздуха во внутреннем контуре. В зависимости от  [c.274]

В книге рассмотрены характеристики двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) с большой (10 и более) степенью двухконтурности и вентилятором с поворотными лопатками. Приведены способы расчета характеристик ТРДД и вентилятора. Дан выбор параметров таких двигателей.  [c.219]

В книге уделяется внимание рассмотрению ряда важных вопросов, которые до последнего времени мало освещались в учебной литературе для авиационных высших технических учебных заведений особенностям характеристик двухвальных ДТРД, в том числе при большой степени двухконтурности оценке влияния на работу и параметры двигателя потерь по воздушно-газовому тракту, а также наружных условий (включая влажность атмосферы) методам борьбы с неустойчивой работой компрессора характеристикам по уровню шума кратким сведениям по эксплуатационной надежности двигателя.  [c.2]

Д — ст епень подогрева газа за цикл Gb— весовой расход воздуха Gr — то же, газа Gr — то же, топлива X—степень энергообмена / — степень двухконтурности (коэффициент распределения воздуха между кон- турами)  [c.3]

Для ДТРД, предназлаченных для сверхзвуковых скоростей полета, целесообразно осуществить регулирование на оптимальную степень двухконтурности. При этом с целью улучшения экономичности работы двигателя следует на стенде и дозвуковых скоростях полета увеличивать степень двухконтурности на сверхзвуковых скоростях полета, наоборот, целесообразно у уменьшать (вплоть до 0), переводя ДТРД на режим работы ТРД.  [c.78]

В первом случае изменение степени двухконтурности ДТРД в зависимости от скорости и высоты полета осуществляется за счет перераспределения профиля осевых скоростей на входе в компрессор. Например, с увеличением (а следовательно, параметра у) возрастает скорость с]  [c.90]

С уменьшением числа оборотов геометрически неизменяемого одновального ДТРД степень двухконтурности его сначала увеличивается (рис. 4.11). Такая закономерность объясняется тем, что весовой расход воздуха через данный контур зависит главным образом от степени сжатия компрессора. При дросселировании двигателя степень сжатия в первом контуре, имеющая более высокое исходное значение, уменьшается более интенсивно, чем во втором контуре. Это приводит к тому, что расход воздуха через первый контур падает гораздо интенсивнее, чем через второй контур, в результате чего степень двухконтурности увеличивается.  [c.92]

Уменьшение степени двухконтурно сти можно объяснить также тем, что расход воздуха ДТРД падает с поднятием на высоту более интенсивно, чем у исходного ТРД (Стрд =Gi ). Это видно из рис. 4.41.  [c.119]
Рис. 4.41. Изменение расхода воздуха в контурах и степени двухконтурности одновального ДТРД с поднятием на высоту
ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДТРД ПРИ БОЛЬШИХ СТЕПЕНЯХ ДВУХКОНТУРНОСТИ  [c.120]

Использование ДТРД с большими степенями двухконтурно-сти в гражданской авиации дает возможность значительно снизить эксплуатационные расходы (примерно на 20—25%) и обеспечить быстрый рост пассажирских перевозок.  [c.121]

Влияние степени двухконтурности на падение тяги ДТРД при разбеге самолета  [c.121]

Ниже приведены значения R для скорости отрыва самолета VoTp = 70 м/сек при различных степенях двухконтурности  [c.121]

Рис, 4.44. Влияние степени двухконтурности на закономерность изменения Суд при дросселировании ДТРД в полете  [c.122]

Влияние степени двухконтурносТи на взлетную тягу ДТРД  [c.122]

Заметим, что ДТРД с большой степенью двухконтурности при выключенной системе форсажа может обеспечить на дозвуковых скоростях полета исключительно хорошую экономичность, а при включенной системе форсирования — очень большую степень увеличения тяги.  [c.125]

Накопленный конструкторско-производственный опыт по созданию ДТРД еще мал. Однако имеются уже убедительные данные, показывающие, что кропотливая совместная работа конструкторов, технологов и металлургов может привести к значительному упрощению конструкции, удешевлению производства ДТРД, особенно при большой степени двухконтурности, повышению надежности в эксплуатации. В этом отношении весьма интересен опыт английской фирмы Роллс-Ройс, сконструировавшей ДТРД R o-12. Темп повышения ресурса этого двигателя  [c.126]

Влияние степени двухконтурности ДТРД на уровень шума  [c.181]

На рис. 8.6 показано влияние степени двухконтурности на скорость истечения газа из ДТРД при оптимальном распределе-  [c.181]

На рис. 8.7 дано влияние степени двухконтурности и температуры газа перед турбиной на относительный уровень шума ДТРД. Из рисунка видно, что увеличение г/ от О до 1,5 снижает  [c.182]

mash-xxl.info

Что такое Двухконтурный турбореактивный двигатель

Определение «Двухконтурный турбореактивный двигатель» по БСЭ:

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД)авиационный Воздушно-реактивный двигатель, в котором поступающий в него воздух делится на два потока, проходящих через внутренние и внешние контуры. Первый ДТРД с эжектором предложен в 1887 киевским изобретателем Ф. Р. Гешвендом. Первый ДТРД с вентилятором — в 1932 К. Э. Циолковским. В 1939 А. М. Люлька разработал проект ДТРД с компрессором и с разделением потоков воздуха на входе. В 1939 французский инженер Р. Аниксионназ и Р. Имберт предложили ДТРД с различным числом роторов вентилятора и компрессора внутреннего контура, как соединённых зубчатой передачей, так и механически не связанных.В 1947 советский инженер В. Ф. Павленко разработал проект ДТРД с разделением потоков воздуха за компрессором. ДТРД с теплообменником во внешнем контуре и с дополнительным газовым компрессором во внутреннем контуре между турбиной и реактивным соплом, предназначенным для снижения давления за турбиной ниже атмосферного, предложен в 1948 советский инженер М. Г. Дубинским, С. 3. Копелевым и А. О. Мацуком. В 1953 немецкий инженер К. Лейст получил патент на ДТРД с биротативным (т. е. имеющим внутренний и наружный ротор) компрессором внутреннего контура, у которого один из двух вращающихся в противоположном направлении роторов (наружный) несёт рабочие лопатки вентилятора внешнего контура.Тяга ДТРД складывается из сил реакции потоков воздуха и продуктов сгорания, получивших ускорение во внутреннем и внешнем контурах и вытекающих через два самостоятельных (рис. 1, а, в) или одно общее (рис. 1, б, г) Реактивное сопло. Внешний контур представляет собой кольцевой канал, в котором находится вентилятор или компрессор, располагающийся за турбокомпрессором (рис. 1, а) или перед ним (рис. 1, 6). Переднее расположение вентилятора даёт возможность использовать его для сжатия воздуха, поступающего во внутренний контур. ДТРД, у которых степень двухконтурности (отношение расходов воздуха через внешний и внутренний контур) больше единицы, принято называть турбовентиляторными двигателями. Степень двухконтурности различных типов ДТРД — от 0,5 до 8. Степень повышения давления воздуха в компрессоре внутреннего контура от 10 до 26, внешнего — от 1,5 до 2,5. Повышение температуры газа перед турбиной существенно улучшает характеристики ДТРД. У современных ДТРД она достигает 1600 К (см. Газотурбинный двигатель). Ротор ДТРД выполняется двухвальным, а иногда и трёхвальным (рис. 2) с разной частотой вращения каждого вала.Основная особенность ДТРД состоит в том, что при одной и той же затрате энергии сообщается меньшее ускорение значительно большей массе воздуха, чем в обычном турбореактивном двигателе (ТРД). Благодаря этому тяга на взлёте и в полёте с дозвуковой скоростью увеличивается, а удельный расход топлива уменьшается. У ДТРД со степенью двухконтурности 1 взлётная тяга на 25% больше, чем у ТРД, с такой же тягой на скорости 1000 км/ч и существенно меньший шум, создаваемый реактивной струей благодаря меньшей её скорости. ДТРД широко применяются в СССР и за рубежом на дозвуковых, преимущественно пассажирских самолётах (например, Ил-62, Ту-134, «Боинг-727»)и самолётах с вертикальными пли укороченными взлётом и посадкой. С увеличением скорости полёта более 1000 км/ч тяга ДТРД резко уменьшается из-за малой скорости реактивной струи. Для увеличения этой скорости сжигается дополнительное количество топлива во внешнем контуре (рис. 1, в) или в общей смесительной камере (рис. 1, г). Это делает выгодным применение ДТРД и на сверхзвуковых самолётах (см. также Авиационный двигатель).Лит.: Стечкин В.С., Теория реактивных двигателей, М., 1958. Клячкин А. Л., Теория воздушно-реактивных двигателей, М., 1969: High speed aerodynamics and jet propulsion, v. 12, L., 1959.С. З. Копелев.Рис. 1. Схемы двухконтурного турбореактивного двигателя. расположение вентилятора: а — заднее, б — переднее. сжигание дополнительного топлива: в — во внешнем контуре, г — в общей смесительной камере. 1 — вентилятор (компрессор) внешнего контура. 2 и 21 — компрессор и турбина низкого давления. 3 — 31 — компрессор и турбина высокого давления. 4 — камера сгорания внутреннего контура. 5 — камера сгорания внешнего контура. 6 — форсунки дополнительного топлива. 7-71 — реактивное сопло внутреннего и внешнего контура.Рис. 2. Схема (а) и общий вид (б) трёхвального двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД): 1 — вход воздуха во внешний контур. 2 — вход воздуха во внутренний контур. 3 — лопатки вентилятора. 4 и 41 — компрессор и турбина низкого давления. 5-51 -компрессор и турбина высокого давления. 6 — камера сгорания. 7 — турбина привода вентилятора. 8 — реактивное сопло.

Расскажите вашим друзьям что такое - Двухконтурный турбореактивный двигатель. Поделитесь этим на своей странице.

xn----7sbbh7akdldfh0ai3n.xn--p1ai

турбореактивный двухконтурный двигатель - это... Что такое турбореактивный двухконтурный двигатель?

Рис. 1. Схемы ТРДД.

турбореакти́вный двухко́нтурный дви́гатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора наружного контура. Внутренний контур содержит компрессор, турбины компрессора и вентилятора и камеру сгорания. Поток сжатого воздуха наружного контура и поток газа внутреннего контура, вытекающего из турбины вентилятора, используются для получения реактивной тяги с помощью отдельных реактивных сопел или одного общего сопла, в котором смешиваются потоки (рис. 1). Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться форсажные камеры сгорания для увеличения тяги путём сжигания дополнительного топлива (рис. 2). Введение второго контура при отсутствии форсажа являет основным средством повышения экономичности ТРД вследствие уменьшения потерь энергии с отбрасываемой струёй, обусловленного уменьшением её среднемассовой скорости. Экономичность ТРДД зависит от параметров рабочего процесса и уменьшается с повышением скорости полёта. Поэтому нефорсированные ТРДД применяются в основном на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах, на которых они с 60-х гг. стали основным типом двигателя. ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) широко применяются на сверхзвуковых самолётах для повышения экономичности при полёте с дозвуковой скоростью, а также для расширения диапазона изменения характеристик двигателя.

Важнейшим параметром ТРДД является степень двухконтурности т. Находящиеся в эксплуатации ТРДД дозвуковых самолётов имеют m = 0,5—2 и, как правило, смешение потоков в общем реактивном сопле, или m = 4—8 и раздельное истечение потоков (в этом случае вентилятор одноступенчатый).

Значения удельного расхода топлива в дозвуковом ТРДД находятся в пределах Суд = 0,08—0,058 кг/(Н·ч) при Маха числе полёта М∞ = 0,8 на высоте H = 11 км. Меньшие значения относятся к ТРДД с большей степенью двухконтурности. ТРДД сверхзвуковых самолётов имеют при М∞ = 2,2 и H = 11 км на нефорсированном режиме Суд = 0,13—0,14 кг/(Н·ч) и до 0,2 кг/(Н·ч) на полном форсаже.

Для ТРДД дозвуковых самолётов наибольший интерес представляет дроссельная характеристика на крейсерском режиме полёта (рис. 3), показывающая изменение экономичности двигателя в зависимости от режима его работы. На протекание дроссельной характеристики ТРДД сильно влияет значение степени двухконтурности на расчётном режиме mp. Для ТРДДФ сверхзвуковых манёвренных самолётов важны высотно-скоростные характеристики в полном диапазоне изменения условий полёта (рис. 4). Дросселирование здесь производится в основном изменением подачи форсажного топлива. Протекание высотно-скоростных характеристик ТРДД обеспечивается принятой программой регулирования, задающей закон изменения параметра регулирования в зависимости от внешних условий, например nк = f(p*вх, T*вх) или nк = const, где nк — частота вращения компрессора, p*вх и T*вх — полное давление и температура торможения воздуха на входе в двигатель. На рис. 4 виден характерный для ТРДДФ широкий диапазон изменения тяги при изменении условий полёта и режима работы двигателя.

По конструкции ТРДД разделяются на одно-, двух- и трёхвальные, с передним и задним вентиляторами. Передний вентилятор работает всегда на оба контура (см. рис. 1 и 2), задний — только на наружный контур (свободная турбовентиляторная приставка). Наибольшее распространение получили двух- и трёхвальные ТРДД с передним вентилятором. Второе название ТРДД — турбовентиляторный двигатель — также нашло широкое распространение, но его чаще применяют, имея в виду ТРДД с большой степенью двухконтурности.

Впервые ТРДД был предложен А. М. Люлькой в 1937. Первые ТРДД для пассажирских самолётов были созданы во 2-й половине 50-х гг. (за рубежом — «Конуэй» английской фирмы «Роллс-Ройс», в СССР — Д-20П в ОКБ П. А. Соловьёва).

Литература:Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М. 1979.

А. Л. Пархомов.

Рис. 2. Схемы ТРДД с форсажом.

Рис. 3. Дроссельные характеристики ТРДД для дозвуковых самолётов.

Рис. 4. Высотно-скоростные характеристики ТРДДФ.

Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.

avia.academic.ru

ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДВУХКОНТУРНЫЙ - это... Что такое ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДВУХКОНТУРНЫЙ?

ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДВУХКОНТУРНЫЙ создаёт тягу за счёт реакции выходящих из реактивного сопла газов, а также за счет поступаления части воздуха от компрессора низкого давления (вентилятора), что увеличивает общую массу воздуха, участвующего в создании силы тяги.

Широкое распространение получили турбореактивные двигатели двухконтурные без форсажной камеры (ТРДД) для самолётов с дозвуковой скоростью полёта и с форсажной камерой (ТРДДФ) для самолётов со сверхзвуковой скоростью полёта. ТРДД и ТРДДФ конструируют как по двухвальной, так и по трёхвальной схеме. В наружный контур двигателя часть воздуха (тем большая, чем больше степень двухконтурности) поступает от компрессора низкого давления (вентилятора), что увеличивает общую массу воздуха, участвующего в создании силы тяги. Это позволяет повысить экономичность ТРДД во всём эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полёта ЛА.

ТРДД с большими степенями двухконтурности применяются на транспортных самолётах, а ТРДДФ с малыми степенями двухконтурности — на сверхзвуковых самолётах. Одновременное улучшение характеристик двигателей на малых и больших скоростях полёта ЛА достигается увеличением числа регулирующих факторов, что имеет место в турбореактивных двухконтурных двигателях с изменяемым рабочим процессом (ТРДДИ и ТРДД ФИ), а также в турбореактивных трёхконтурных двигателях (ТРТД).

ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ТВлД), авиационный газотурбинный двигатель, создающий основную силу тяги воздушной струёй, образуемой вентилятором (компрессором низкого давления).

ТВлД является разновидностью двухконтурного турбореактивного двигателя — ДТРД. Воздух, поступающий в ТВлД и ДТРД, делится на два потока: внутренний — в первом контуре и внешний — во втором. У ТВлД через второй контур проходит в 10–12 раз больше воздуха, чем через первый. ТВлД состоит из вентилятора (компрессора низкого давления), турбокомпрессора, камеры сгорания, выходного сопла. Наибольшее распространение получили ТВлД в двухроторном варианте с многоступенчатой турбиной: первые её ступени, составляющие «турбину высокого давления», вращают компрессор высокого давления, последние ступени ( «турбина низкого давления») вращают вентилятор.

По своим характеристикам ТВлД занимают промежуточное положение между одноконтурными турбореактивными (ТРД) и турбовинтовыми двигателями (ТВД). Основными преимуществами ТВлД по сравнению с одноконтурными ТРД являются высокая экономичность и улучшенные характеристики тяги при взлёте, малых и средних скоростях полёта, а перед ТВД — улучшенные скоростные и высотные характеристики. В 70-х гг. ТВлД находят всё более широкое применение на пассажирских и транспортных самолётах. Так, на аэробусе Ил-86 установлены четыре ТВлД НК-86 с тягой около 128 кН (13000 кгс), разработанные под руководством Н. Д. Кузнецова. На самолёте Ил-76 имеются четыре ТВлД Д-ЗОКП с несколько меньшей тягой, созданные в КБ во главе с П. А. Соловьёвым [Д-ЗОКУ с тягой около ИЗ кН (11 500 кгс) используются на Ил-62М].

voennaya.academic.ru