Турбореактивный двигатель. Гибридный турбореактивный двигатель


ГИБРИДНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к авиационному машиностроению, а более точно касается гибридного турбореактивного авиационного двигателя.

Под «гибридностью» понимается схема, позволяющая совмещать в двигателе тягу двигателей разного типа.

Так, известен гибридный автомобиль, который использует для привода ведущих колес разнородную энергию (Автомобильные новости. Гибридные автомобили, 15 марта 2011: http://carnews.topinfomaster.com/post_1300194213.html). Для этого современными автопроизводителями используется схема, позволяющая совмещать тягу двигателя внутреннего сгорания (ДВС) и электродвигателя. Это позволяет избежать работы ДВС в режиме малых нагрузок, а также реализовывать рекуперацию кинетической энергии, что повышает топливную эффективность силовой установки. Этот тип двигателя в автомобильной индустрии (Toyota Prius, Lexus, BMW 5, 6 и 7 серий), а также в судоходстве (Mochi Craft Long Range 23M) сегодня является наиболее подходящим решением. Он основывается на сочетании традиционного дизеля и электромотора. Они не соединяются напрямую. Если они завязаны на единый передаточный вал, то могут работать отдельно друг от друга. Это значит, что в некоторых случаях можно идти только на электричестве. Преимущества - отсутствие загрязнения и шума. Недостатки - уменьшенные скорость и автономность.

Известен гибридный ракетный двигатель (ГРД) - химический ракетный двигатель, использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях - жидком и твердом. В твердом состоянии может находиться как окислитель, так и горючее.

Известен гибридный ТРД/ПВРД фирмы Pratt&Whitney на самолете SR-71 blackbind (Сайт FreePapers.ru - 7 декабря 2010, http://freepapers.ru/85/istoriya-razvitiya-reaktivnogo-dvigatelya/3888.35649.list4.html), который работал как ТРД с форсажем до скорости M=2,4, а на более высоких скоростях воздух поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась и он работал как ПВРД. Такая схема позволяет расширить скоростной диапазон эффективности работ до M=3,2, но уступает ТРД и ПВРД по весовым характеристикам.

Известно использование топливных элементов во вспомогательных силовых установках самолета (Сайт - aviaport.ru. 29 марта 2007: http://www.aviaport.ru/digest/2007/03/29/118391.html).

Известен авиалайнер A320 ATRA (Advanced Technology Research Aircraft), оснащенный двумя электродвигателями на переднем колесе, который продемонстрировал, что мощности электротяги достаточно, чтобы проехать от начальной позиции до взлетно-посадочной полосы, не включая реактивные двигатели. Электродвигатели получали питание от бортовых топливных элементов самолета (Сайт - ozemle. net. 18 августа 2011 г. http://www.ozemle.net/category/dostijeniya/page/12).

Известно, что Airbus и DLR экспериментально доказали, что топливные элементы могут быть использованы в качестве наземной вспомогательной силовой установки, которая, подключенная к самолету, обеспечивает подачу электричества на освещение, кондиционирование салона и для других нужд в то время, когда авиационные двигатели отключены (сайт - aero-news.ru, 18 июля 2011 г.: http://www.aero-news.ru/airbus-i-dlr-eksperimentiruyut-s-toplivnymi-elementami/).

Известен электрический самолет на топливных элементах (заявка США №2003/0075643), летающий на небольшой высоте со схемой силовой установки, которая включает электромотор, батарею твердополимерных топливных элементов, отдельный воздухозаборник из атмосферы для батареи твердополимерных топливных элементов, топливный бак с запасенным водородом либо с химическим реагентом, который в результате реакции выделяет водород, электрический преобразователь, контроллер, самолетное оборудование, солнечные батареи, аккумуляторные батареи.

Выработанная электрическая мощность поступает в преобразователь, далее в систему энергоснабжения и оборудования самолета и к двум электромоторам, которые приводят во вращение воздушные винты легкого самолета.

Кроме получения электроэнергии от батареи топливных элементов предусмотрено дополнительное получение электроэнергии от солнечных батарей и запас ее в аккумуляторных батареях.

Данное техническое решение касается электродвигателя для легких местных самолетов без камеры сгорания.

Известен двухконтурный двигатель с комбинированной камерой сгорания (заявка США №2008/001038). В камере сгорания дополнительно для улучшения характеристик ТРДД размещены топливные элементы, работающие одновременно с основной камерой сгорания. Двигатель снабжен системой управления - контроллером, одной из задач которого является управление расходами топлива через камеру сгорания и топливными элементами. Полученная в топливном элементе электроэнергия используется потребителями бортовой сети самолета, например системой кондиционирования или другими системами. Хотя двигатель имеет конструктивно комбинированную камеру сгорания, его нельзя отнести к гибридным турбореактивным двигателем, так как он обеспечивает электроэнергией вспомогательные нужды, а для привода вентилятора используется традиционная тепловая энергия камеры сгорания.

Гибридных авиационных турбореактивных двигателей, совмещающих для привода вентилятора разнородную энергию, продуктов сгорания и электрическую, в основной силовой установке в патентной литературе не выявлено.

В основу изобретения положена задача создания гибридного авиационного турбореактивного двигателя, позволяющего уменьшить выброс токсичных веществ, снизить шум, особенно в зоне аэропортов, повысить топливную экономичность.

Технический результат - уменьшение выбросов токсичных веществ за период полетного цикла, снижение шума, в том числе в зоне аэропортов, повышение топливной экономичности.

Поставленная задача решается тем, что гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, при этом выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления, а выход электрохимического генератора - с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления, и контроллер, связанный с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и энергии продуктов сгорания.

Целесообразно, чтобы контроллер был связан с регулирующими органами, один из которых расположен в тракте топлива от его источника к камере и электрохимического генератора и регулирует распределение углеводородного топлива между электрохимическим генератором и камерой сгорания, а другой расположен в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором и регулирует распределение воздуха между электрохимическим генератором и камерой сгорания. Целесообразно также, чтобы электрохимический генератор содержал риформер и камеру дожигания, вход которой соединен с выходом батареи, а выход - с камерой смешения на выходе камеры сгорания.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом, где показана принципиальная схема гибридного турбореактивного авиационного двигателя, согласно изобретению.

Гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания 4, электрохимический генератор (ЭХГ) 8, расположенный вне камеры сгорания 4, связанные входами с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха.

ГТРД содержит также вентилятор 1, редуктор 2, компрессор 3, турбину 5 высокого давления, турбину 6 низкого давления, электродвигатель 7, связанный входом с электрохимическим генератором 8. Выход камеры сгорания 4 связан через турбину 5 высокого давления с турбиной 6 низкого давления, установленной на одном валу 16 с электродвигателем 7. На том же валу 16 установлен вентилятор 1, который через редуктор 2 приводится во вращение от турбины 6 и электродвигателя 7. На чертеже представлен двухвальный ГТРД, где компрессор 3 и турбина 5 установлены на другом валу 15. Однако возможен ГТРД одновального исполнения.

Кроме того, ГТРД содержит контроллер 20, выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор 8 и камеру сгорания 4.

Контроллер 20 связан с регулирующим органом 11, расположенным в тракте топлива от его источника к камере сгорания 4 и к ЭХГ 8 и регулирующим распределение углеводородного топлива между ЭХГ и камерой сгорания, и с регулирующим органом 9, расположенным в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором 3 и регулирующим распределение сжатого воздуха между ЭХГ 8 и камерой сгорания 4.

Конструктивно регулирующие органы могут быть выполнены в виде заслонки и предварительно тарированы.

Контроллер 20 меняет положение заслонок в зависимости от режима полета и управляющих воздействий пилота, обеспечивая тем самым потребный расход топлива и воздуха между каналами ЭХГ и камеры сгорания.

Электрохимический генератор (ЭХГ) 8 содержит батарею 12 элементов, например, твердотопливных. Однако возможно применение и других топливных элементов.

ЭХГ 8 может включать риформер 13, преобразующий поступающее углеводородное топливо в синтез-газ. Риформер 13 снабжен входами для подачи воздуха и углеводородного топлива, а выход соединен с входом батареи 12 топливных элементов. ЭХГ 8 может включать также камеру дожигания 14 синтез-газа, выходящего из батареи топливных элементов, вход которой соединен с выходом батареи 12, а выход - с камерой смешения 10 на выходе камеры сгорания 4. Выработанный риформером 13 синтез-газ поступает в батарею 12 твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ), работающих на выработанном синтез-газе, заслонка 17 связана с контроллером и разделяет воздушный поток на используемый для выработки синтез-газа в риформере 13 и на поступающий в качестве окислителя непосредственно в батареи 12 топливных элементов.

Электрохимический генератор 8 дополнительно может быть связан с внешними (бортовыми) потребителями электроэнергии.

Анализ вопросов согласования работы газодинамической и электрохимических составляющих ГТРД с ЭХГ на основе батареи топливных элементов на крейсерском и взлетном режиме показал целесообразность совмещения для привода вала 16 разнородных энергий - электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания.

В канал ЭХГ 8 на крейсерском режиме идет основная часть воздуха, покидающего компрессор 3, а именно от 70% до 90% в зависимости от параметров конкретного двигателя. Под полученный на этом расчетном режиме физический расход воздуха проектируется ЭХГ.

Для обеспечения надежной и эффективной работы ЭХГ на других режимах расход воздуха через ЭХГ изменяется в ограниченных пределах. Для этих целей используется заслонка 9, регулирующая долю воздуха, идущего в каждый из каналов через традиционную камеру сгорания или ЭХГ.

Перед турбиной высокого давления расположена камера смешения 10, в которую поступает газ из двух каналов (канал 18 от ЭХГ и канал 19 от камеры сгорания). Из камеры смешения 10 весь газ поступает на турбину 5 компрессора.

В двухвальном ГТРД выработанная в ЭХГ электрическая мощность подводится к электродвигателю 7 на валу 16 с вентилятором 1 и редуктором 2, как дополнительная к мощности турбины 6 вентилятора.

Гибридный авиационный турбореактивный двигатель работает следующим образом.

При включении двигателя на аэродроме контроллер 20 устанавливает в соответствующее запуску положение заслонки 9 подачи воздуха и 11 подачи топлива.

В камеру сгорания 4 поступает сжатый воздух после компрессора 3 за вычетом расхода воздуха, подаваемого ЭХГ. При запуске примерно 10% воздуха поступает в ЭХГ, 90% - в камеру сгорания.

При переходе на другие режимы контроллер переключает заслонки в положение, соответствующее текущему режиму полета. Например, на крейсерском режиме контроллер переключает положение заслонок в положение, когда 70-90% воздуха поступает в ЭХГ, а 30-10% - в камеру сгорания.

От работы батареи 12 топливных элементов и камеры сгорания 4 включаются электродвигатель 7 и турбина 6, которые приводят во вращение валы 15 и 16. Работа привода валов от электродвигателя и турбины снижает нагрузку на камеру сгорания, что уменьшает токсичные выбросы и шум.

Особенностью предложенной схемы гибридного ТРД является то, что ЭХГ работает на протяжении всего полета с расходом воздуха через него, близким к расчетному, а согласование режимов дросселирования и регулирования происходят по топливовоздушным каналам, связанным с традиционной камерой сгорания.

Таким образом, предложенный ГТРД совмещает в силовой установке для привода вала разнородную энергию - электроэнергию и тепловую энергию продуктов сгорания.

Это сочетание повышает экономичность за счет более высокого КПД использования топлива в топливных элементах, уменьшает выбросы загрязняющих веществ, повышает надежность, упрощает задачи регулирования ГТРД на режимах полетного цикла магистрального самолета по сравнению с аналогами.

edrid.ru

Гибридный двойной газотурбинный двигатель

Гибридный двойной газотурбинный двигатель является аналогом и воздушно-реактивного двигателя, и газовой турбины и представляет из себя турбину в турбине, расположенные соосно, главным отличием которого является то, что воздух (рабочее тело) в конфузорной части не сжимается, а разгоняется и направляется в сопла, где установлена или установлены камеры сгорания и где полученная воздушная смесь (или смеси) расширяется и смешивается между собой и направляется на лопатки ротора, на одном валу с которым может быть установлена дополнительная турбина или генератор. Достигаются следующие преимущества - меньше температура рабочего тела двигателя, более эффективное использование тепловой энергии, не требуется сжатие рабочего тела, простота конструкции и компактность, а поэтому и простота обслуживания, и возможность использования любого жидкого топлива. 1 ил.

 

Область техники. Промышленное машиностроение.

Уровень техники. Гибридный двойной газотурбинный двигатель (ГДГД) является таким же двигателем, как воздушно-реактивный двигатель или газовая турбина. И относится он к тому же уровню техники - авиа- и энергомашинодвигателестроению. Отличие их состоит в том, что ГДГД использует свободную энергию и для приращения кинетической энергии газа в сопле, и в виде механической энергии на валу дополнительной турбины (генератора) (С.П. Изотов, В.В. Шашкин и др. - Авиационные ГТД в наземных установках. 1.1. Основные понятия в работе ГТД, стр.5 - Л.: Машиностроение, Ленинград. отд., 1984).

Раскрытие изобретения. Гибридный двойной газотурбинный двигатель является аналогом и воздушно-реактивного двигателя и газовой турбины и представляет из себя турбину в турбине расположенные соосно, главным отличием которого является то, что воздух (рабочее тело) в конфузорной части не сжимается, а разгоняется и направляется в сопла, за которыми установлена или установлены камера сгорания и где полученная воздушная смесь (или смеси) расширяются и смешиваются между собой и направляются на лопатки ротора, на одном валу с которым может быть установлена дополнительная турбина или генератор. Эта конструкция похожа на газовую сварку (резку), где к горящему потоку газов подведен поток с кислородом и он превращается в направленный поток пламени, потом к этому потоку добавляются лопатки с соплами и она превращается в двигатель.

Краткое описание чертежа. Фигура 1.1 - Вход воздушного потока в ГДГД, 2 - Корпус, 3 - Ступени лопаток конфузора, 4 - Камеры сгорания, 5 - Ступени лопаток ротора, 6 - Генератор. Воздушный поток поступает в корпус ГДГД (2) и направляется на лопатки сужающейся части (3), где лопатки его разгоняют и направляют его в сопла, за которыми установлены камеры сгорания (4), и, расширяясь, он направляется на лопатки ротора (5) и генератора (6), расположенный по периметру турбины, который может быть стартером.

Осуществление изобретения. В авиастроении и энергетике давно используется большое разнообразие двигателей и турбин. Получилось разделение таких двигателей на газовые турбины, в которых полученную энергию используют в основном для производства электричества, и на воздушно-реактивные двигатели, в которых энергия используется для увеличения тяги двигателя. Однако технически возможно и прирастить тягу двигателя, и потом всю полученную энергию направить для ее преобразования на валу двигателя.

Тепловые двигатели решают задачу максимального использования тепла для преобразования его в механическую или электрическую энергию. Если взять обыкновенный тепловой двигатель, то температура отработанных газов значительно превышает температуру окружающей среды. Следовательно, не вся энергия тепла используется. Тепло - это и есть энергия, и ее нельзя отделять от процессов в двигателях. Это как капля краски в стакане воды - она медленно растворяется в ней, но если ее раскрутить - то она сразу растворится, поэтому надо уметь ее «растворять» и использовать. А чтобы отделить краску от воды - надо высушить стакан, а чтобы отделить тепло от воздуха (рабочего тела) - надо пропустить его через «сито» лопаток с соплами. Поэтому чтобы использовать максимально тепловую энергию - надо максимально добавлять воздух или пар (рабочее тело) и с помощью лопаток и одного или нескольких сопел преобразовывать ее на валу двигателя. В воздушно-реактивных двигателях используются двухконтурные двигатели, которые используют дополнительное количество воздуха и повышают эффективность двигателя. Главное отличие ГДГД от двухконтурного воздушно-реактивного двигателя в том, что там воздух просто прибавляется, а в данном случает он и добавляется и смешивается с другим потоком воздуха и используется энергия смешанных потоков. Для создания небольшой скорости потока достаточно работы камер сгорания внутренней турбины, а для большой скорости - можно задействовать работу камер сгорания внешней турбины.

Также большое отличие ГДГД от всех воздушно-реактивных и газотурбинных двигателей в том, что отсутствует спрямляющий аппарат (статор). Такой аппарат будет мешать ускорению потока. Это как прохождение воды через конус - она сама закручивается и ускоряется под силой тяжести. Также и воздух - он также сам стремится к вращательному движению. Поэтому воздух в ГДГД не сжимается, а ускоряется лопатками конфузорной части. Чем, теоретически, отличается сжатие воздуха и увеличение скорости потока воздуха, в данном случае для ускорения реакции окисления топлива? И в том и в другом случае к воздуху добавляется дополнительная энергия лопатками двигателя, только в одном случае она концентрируется, а в другом ускоряется и одно одинаково - чем выше скорость рабочего тела, тем выше скорость реакции топлива с кислородом. В настоящее время для повышения эффективности двигателей пытаются увеличить степень сжатия рабочего тела, но технические возможности упираются в пределы прочности современных материалов и, поэтому, как альтернативу, можно использовать увеличение скорости рабочего тела, где еще есть технические возможности для совершенствования. Преимущества ГДГД от других газотурбинных или воздушно-реактивных двигателей в том, что

- скорость потока рабочего тела можно регулировать также путем регулирования степени смешивания потоков, т.е. внутренняя турбина может двигаться относительно внешней,

- меньше температура рабочего тела,

- более эффективное использование тепловой энергии,

- не требуется сжатие рабочего тела,

- простота конструкции и компактность,

- а поэтому и простота обслуживания,

- и возможность использования любого жидкого топлива. ГДГД похож на воздушный смерч (торнадо), где внутри большого медленного воздушного потока вращается маленький быстрый воздушный поток. Их потоки перемешиваются и поддерживают движение друг друга.

Гибридный двойной газотурбинный двигатель является аналогом и воздушно-реактивного двигателя, и газовой турбины и представляет из себя турбину в турбине, расположенные соосно, главным отличием которого является то, что воздух (рабочее тело) в конфузорной части не сжимается, а разгоняется и направляется в сопла, где установлена (или установлены) камера сгорания и где полученная воздушная смесь (или смеси) расширяются и смешиваются между собой и направляются на лопатки ротора на одном валу, с которым может быть установлена дополнительная турбина или генератор.

www.findpatent.ru

Глава V. Двигатели-гибриды. В небе завтрашнего дня

Глава V. Двигатели-гибриды

Эта глава знакомит читателя с некоторыми новыми двигателями, представляющими разнообразные сочетания уже известных двигателей и обладающими замечательными свойствами, что позволяет думать об их почетном месте в авиации будущего.

Времена, когда единственным типом авиационного двигателя был поршневой, кажутся теперь младенческими годами авиации. Как взрослый человек иногда с сожалением вспоминает о своем детстве, когда не было никаких забот, пришедших вместе со зрелостью, так с некоторой грустью обращаются к этим временам иной раз конструкторы современных самолетов. Тогда не было нужды, как сейчас, выбирать из различных типов двигателей наиболее подходящий. А ведь двигатель каждого типа обладает своими особенностями, своими достоинствами и недостатками — как определить, какой из них лучший для проектируемого самолета?

Кроме того, тогда конструктор двигателя и конструктор самолета работали врозь, каждый сам по себе. Сделали новый двигатель — берите, ставьте на самолет. Теперь дело обстоит иначе. Новые, реактивные двигатели по самому характеру своей работы оказываются органически связанными с конструкцией самолета, на котором они установлены. И с каждым днем эта взаимозависимость усиливается.

Теперь, как правило, новый двигатель проектируется сразу под определенный самолет, а самолет — под двигатель. Да и как иначе, если иной раз обшивка самолета служит корпусом двигателя, а «носок» фюзеляжа — передней частью воздухозаборника!

Вот почему в нынешнее время ошибка в выборе двигателя и его увязке с самолетом оказывается подчас неисправимой. И самолет — результат большой, многолетней работы целого коллектива — устаревает, как говорят, на острие карандаша конструктора.

Неудивительно, что выбору наиболее подходящих двигателей, анализу наиболее выгодных областей их применения уделяется такое большое внимание. На эту тему написано немало научных работ, опубликовано немало статей. И все же, к сожалению, далеко не всегда удается получить определенное и четкое решение. Да, выбрать наиболее подходящий двигатель очень нелегко. И не только потому, что существует много различных конструкций. Чаще всего нельзя просто сказать — вот этот двигатель лучше. Этот оказывается лучшим в одних условиях полета, на одном режиме, а тот — на другом; один лучше по одним показателям, а другой — по другим. Но ведь устанавливать-то придется все-таки один!..

Впрочем, почему один? Может быть, есть смысл установить сразу два или даже три? Этот путь, действительно, используется.

Существует немало самолетов с комбинированными силовыми установками. На одном вместе с турбореактивным двигателем установлен прямоточный, на другом с прямоточным — ракетный и т. д.

Но так ли уж это хорошо? Ведь когда работает один из двигателей, другой становится «мертвым» грузом. К тому же иной раз установленные на самолете двигатели работают на различных топливах, что сильно усложняет дело.

Вот если бы удалось сконструировать двигатель, который сочетал в себе достоинства двух, а может быть, и трех разных двигателей, не обладая в то же время их недостатками! Умеют же мичуринцы создавать новые сорта растений и породы животных, совмещая в них лучшие качества исходных форм? Неужели нельзя воспользоваться этим плодотворным методом и в нашем случае? Ведь, наверное, создать «двигатели-гибриды» проще, чем гибриды живые!

По этому пути начинают идти конструкторы. Правда, пока идут они еще робко, на ощупь, но, можно думать, впереди их ждут большие творческие удачи. И, значит, авиация сделает еще один шаг вперед.

По-разному можно представить себе двигатели-гибриды. Вот, например, один из них (кстати сказать, не только нашедший практическое применение в авиации, но и сделавший это с большим успехом) — знакомый уже нам турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ведь форсажная камера — по существу, прямоточный двигатель). Правда, такой гибрид как бы составлен из двух разных двигателей. Спереди — турбореактивный, сзади — прямоточный. Какой-нибудь гибрид яблока, полученный по этому методу, с одного бока был бы, допустим, бумажным ранетом, с другого — антоновкой, а у грейпфрута одна половина была бы лимоном, а другая — апельсином. Не очень, как видно, совершенный метод гибридизации! Но даже такой, «упрощенный» гибрид двух двигателей оказался замечательным. Ведь именно он позволил впервые преодолеть «звуковой барьер», превысить скорость звука в горизонтальном полете.

Еще один двигатель-гибрид, тоже уже нашедший широкое применение в авиации, представляет собой как бы сочетание турбореактивного и турбовинтового двигателей. Если в турбореактивном двигателе вся тяга создается реактивной струей газов, а в турбовинтовом почти вся тяга — винтом (на долю струи в нем приходится очень небольшая часть тяги), то в их гибриде тяга распределяется примерно поровну между винтом и струей. Неудивительно, что и по своим свойствам гибрид оказывается промежуточным между обоими исходными двигателями.

Чтобы получить такой гибрид, обычный турбореактивный двигатель как бы помещают внутрь канала, в котором вращается многолопастный воздушный винт небольшого диаметра или даже несколько таких винтов, установленных один за другим. Подобный винт правильнее назвать, пожалуй, высоконапорным вентилятором. Этот вентилятор приводится во вращение турбиной турбореактивного двигателя — обычно для этого за турбиной устанавливается еще одно специальное турбинное колесо. Холодный воздух, отбрасываемый назад вентилятором, создает реактивную тягу так же, как и горячая струя выхлопных газов двигателя.

Такие двигатели получили название турбовентиляторных, или двухконтурных. Легко видеть, о каких двух контурах тут идет речь, — это тракты, или каналы, по которым текут горячие газы и холодный воздух. Подобные гибридные двигатели обладают значительными преимуществами при больших дозвуковых скоростях полета, в этих случаях они расходуют меньше топлива, чем турбореактивные и турбовинтовые. А ведь эта область скоростей полета очень важна, с такими скоростями летают современные реактивные пассажирские самолеты. Поэтому турбовентиляторные двигатели и пользуются ныне большим успехом, в особенности в гражданской авиации. Они устанавливаются на ряде новых реактивных лайнеров, в частности, на отечественных самолетах «ТУ-124», летающих на трассах Аэрофлота.

Но уже созданные двигатели-гибриды далеко не исчерпывают всех имеющихся возможностей. Новые, более совершенные гибриды позволят шагнуть еще дальше по пути развития авиации.

Предложены различные конструкции двигателей-гибридов, которым, может быть, суждено стать двигателями авиации завтрашнего дня.

Первым таким двигателем может быть назван турбопрямоточный. Он представляет собой сочетание турбореактивного и прямоточного двигателей. Но ведь мы уже знаем такой гибрид — это турбореактивный двигатель с форсажной камерой. Правда, подобное сочетание, как было отмечено, носит несколько «кустарный» характер. А ведь можно органически слить оба двигателя! Так это и сделано в турбопрямоточном двигателе. В нем турбореактивный двигатель расположен в центральном теле сверхзвукового прямоточного двигателя, для которого такое тело необходимо. По существу, выходит, что турбопрямоточный двигатель представляет собой турбореактивный, помещенный в окружающий его воздушный канал…

Мы уже знаем, что в турбореактивном двигателе газы, поступающие на лопатки турбины, приходится сильно охлаждать с помощью свежего воздуха. Но от этого катастрофически снижается тяга, без которой невозможен сверхскоростной полет.

Двигатели-гибриды.

А нельзя ли сделать так, чтобы газы, выходящие из камеры сгорания, служили только для создания тяги и вытекали бы с большой скоростью из двигателя, минуя турбину? При этом не будет необходимости охлаждать их, скорость истечения намного повысится — следовательно, увеличится и драгоценная тяга двигателя. Но что же тогда будет с турбиной? Как заставить ее вращаться и развивать мощность, нужную для компрессора двигателя? Ведь эта мощность поистине огромна: в некоторых двигателях она превосходит 50 тысяч лошадиных сил!

Но, может быть, такие газы для вращения турбины можно получить с помощью ракетного двигателя, не нуждающегося, как известно, в атмосферном воздухе? Установить для этого простой и легкий жидкостный ракетный двигатель перед турбиной, подобрать топливо так, чтобы продукты сгорания имели как раз ту температуру, которая нужна для турбины, — и задача решена.

Такой двигатель, названный турборакетным, будет обладать рядом достоинств своих «родителей» — турбореактивного и ракетного. В частности, мощность его турбины не снижается с высотой, как у турбореактивного двигателя, то есть он становится высотным, как и ракетный. Турборакетный двигатель окажется очень эффективным для скоростных самолетов.

И, наконец, последний пример.

Хорошо известна основная слабость прямоточного двигателя. Несравненный по своим качествам при полете с большими сверхзвуковыми скоростями, он оказывается совершенно беспомощным при взлете и малых скоростях полета. Самолет с прямоточным двигателем должен иметь еще один двигатель — для взлета. Обычно для этой цели устанавливается либо турбореактивный, либо ракетный двигатель.

Но, может быть, создание нового двигателя, сочетающего в себе свойства прямоточного и ракетного, позволило бы достигнуть лучших результатов? Так родилась идея еще одного двигателя-гибрида — ракетно-прямоточного. В этом двигателе, похожем на обычный сверхзвуковой прямоточный, в центральном теле установлен жидкостный ракетный двигатель. Ракетный двигатель работает на взлете и на очень больших высотах, где тяга прямоточного двигателя из-за малой плотности атмосферного воздуха очень низка. Но на ряде режимов работают оба двигателя. При этом показатели у «гибрида» лучше, чем у исходных двигателей в отдельности. Ракетно-прямоточный двигатель может быть использован для самолетов с очень большой скоростью и высотой полета.

Конечно, кроме перечисленных, есть и другие двигатели-гибриды. Но еще больше существует возможностей для их создания. Кто знает, какой из них станет двигателем будущего…

Поделитесь на страничке

Следующая глава >

tech.wikireading.ru

Турбореактивный двигатель — Википедия. Что такое Турбореактивный двигатель

Схема работы ТРД: 1. Забор воздуха 2. Компрессор низкого давления3. 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.

Принцип работы

Компрессор втягивает воздух, сжимает его и направляет в камеру сгорания. В ней сжатый воздух смешивается с топливом, воспламеняется и расширяется. Расширенный газ заставляет вращаться турбину, которая расположена на одном валу с компрессором. Остальная часть энергии направляется в сужающее сопло, образуя реактивную тягу, которая является основной движущей силой. [1]

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 (НК-22) или трехкаскадными (НК-25). Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своим каскадом турбины. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последним (самым низкооборотным) каскадом турбины, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (каскада высокого давления для двухкаскадного двигателя, каскада среднего давления для трехкаскадного). Каскады двигателя также именуют роторами низкого, среднего 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 на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла равно давлению окружающей среды,[2]

P=G⋅(c−v){\displaystyle P=G\cdot (c-v)}, (1)

где P{\displaystyle P} — сила тяги,G{\displaystyle G} — секундный расход массы рабочего тела через двигатель,c{\displaystyle c} — скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя),v{\displaystyle v} — скорость полёта,ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями M = 2,5 — 3 (M — число Маха). 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. В форсажной камере применяется стабилизатор, функция которого состоит в снижении скорости за ним до околонулевых значений, что обеспечивает стабильное горение топливной смеси. 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 числа Маха 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.

Гибридный ТРД / РД

Двигатели этого типа при полете в атмосфере в качестве окислителя используют кислород из атмосферного воздуха, а при полете за пределами атмосферы в качестве окислителя используют жидкий кислород из топливных баков. Двигатели такого типа планировалось использовать в проекте HOTOL и намечено в проекте Skylon[3].

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] (недоступная ссылка)

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.

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. Таким образом, наиболее эффективные и мощные ТРДД делают трёхкаскадными и трёхвальными. К двум роторам внутреннего контура, называемого ещё газогенератором, добавляется ещё один, в котором вентилятор и последний каскад турбины соединены валом, расположенном внутри валов газогенератора.

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

m=G2/G1{\displaystyle m=G_{2}/G_{1}}, (2)

где m{\displaystyle m} — степень двухконтурности,G1{\displaystyle G_{1}} и G2{\displaystyle G_{2}} — расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.

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

ηn=21+cv{\displaystyle \eta _{n}={\frac {2}{1+{\frac {c}{v}}}}}, (3)

его повышение в ТРДД достигается за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла c{\displaystyle c} и скоростью полета v{\displaystyle v}.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.

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 взлёт 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 усложняет управление самолётом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением манёвренности и сокращением разбега самолёта при взлёте и пробега при посадке, вплоть до вертикальных взлёта и посадки. 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.

Ядерный турбореактивный двигатель

Использует для нагрева воздуха ядерный реактор вместо сжигания керосина. Главным недостатком является сильное радиационное заражение использованного воздуха. Преимуществом является возможность длительного полета[4].

Примечания

  1. ↑ Турбореактивный двигатель с осевым компрессором.
  2. ↑ 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
  3. ↑ Александр Грек. Человек, который купил космодром // Популярная механика. — 2017. — № 11. — С. 54.
  4. ↑ Андрей Суворов. Ядерный след // Популярная механика. — 2018. — № 5. — С. 88-92.

wiki.sc

Турбореактивный двигатель — Википедия

Схема работы ТРД: 1. Забор воздуха 2. Компрессор низкого давления3. 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.

Принцип работы

Компрессор втягивает воздух, сжимает его и направляет в камеру сгорания. В ней сжатый воздух смешивается с топливом, воспламеняется и расширяется. Расширенный газ заставляет вращаться турбину, которая расположена на одном валу с компрессором. Остальная часть энергии направляется в сужающее сопло, образуя реактивную тягу, которая является основной движущей силой. [1]

Видео по теме

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 (НК-22) или трехкаскадными (НК-25). Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своим каскадом турбины. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последним (самым низкооборотным) каскадом турбины, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (каскада высокого давления для двухкаскадного двигателя, каскада среднего давления для трехкаскадного). Каскады двигателя также именуют роторами низкого, среднего 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 на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла равно давлению окружающей среды,[2]

P=G⋅(c−v){\displaystyle P=G\cdot (c-v)}, (1)

где P{\displaystyle P} — сила тяги,G{\displaystyle G} — секундный расход массы рабочего тела через двигатель,c{\displaystyle c} — скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя),v{\displaystyle v} — скорость полёта,ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями M = 2,5 — 3 (M — число Маха). 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. В форсажной камере применяется стабилизатор, функция которого состоит в снижении скорости за ним до околонулевых значений, что обеспечивает стабильное горение топливной смеси. 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 числа Маха 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.

Гибридный ТРД / РД

Двигатели этого типа при полете в атмосфере в качестве окислителя используют кислород из атмосферного воздуха, а при полете за пределами атмосферы в качестве окислителя используют жидкий кислород из топливных баков. Двигатели такого типа планировалось использовать в проекте HOTOL и намечено в проекте Skylon[3].

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] (недоступная ссылка)

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.

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. Таким образом, наиболее эффективные и мощные ТРДД делают трёхкаскадными и трёхвальными. К двум роторам внутреннего контура, называемого ещё газогенератором, добавляется ещё один, в котором вентилятор и последний каскад турбины соединены валом, расположенном внутри валов газогенератора.

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

m=G2/G1{\displaystyle m=G_{2}/G_{1}}, (2)

где m{\displaystyle m} — степень двухконтурности,G1{\displaystyle G_{1}} и G2{\displaystyle G_{2}} — расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.

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

ηn=21+cv{\displaystyle \eta _{n}={\frac {2}{1+{\frac {c}{v}}}}}, (3)

его повышение в ТРДД достигается за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла c{\displaystyle c} и скоростью полета v{\displaystyle v}.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.

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 взлёт 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 усложняет управление самолётом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением манёвренности и сокращением разбега самолёта при взлёте и пробега при посадке, вплоть до вертикальных взлёта и посадки. 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.

Ядерный турбореактивный двигатель

Использует для нагрева воздуха ядерный реактор вместо сжигания керосина. Главным недостатком является сильное радиационное заражение использованного воздуха. Преимуществом является возможность длительного полета[4].

Примечания

  1. ↑ Турбореактивный двигатель с осевым компрессором.
  2. ↑ 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
  3. ↑ Александр Грек. Человек, который купил космодром // Популярная механика. — 2017. — № 11. — С. 54.
  4. ↑ Андрей Суворов. Ядерный след // Популярная механика. — 2018. — № 5. — С. 88-92.

wiki2.red

ГИБРИДНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к авиационному машиностроению, а более точно касается гибридного турбореактивного авиационного двигателя.

Под «гибридностью» понимается схема, позволяющая совмещать в двигателе тягу двигателей разного типа.

Так, известен гибридный автомобиль, который использует для привода ведущих колес разнородную энергию (Автомобильные новости. Гибридные автомобили, 15 марта 2011: http://carnews.topinfomaster.com/post_1300194213.html). Для этого современными автопроизводителями используется схема, позволяющая совмещать тягу двигателя внутреннего сгорания (ДВС) и электродвигателя. Это позволяет избежать работы ДВС в режиме малых нагрузок, а также реализовывать рекуперацию кинетической энергии, что повышает топливную эффективность силовой установки. Этот тип двигателя в автомобильной индустрии (Toyota Prius, Lexus, BMW 5, 6 и 7 серий), а также в судоходстве (Mochi Craft Long Range 23M) сегодня является наиболее подходящим решением. Он основывается на сочетании традиционного дизеля и электромотора. Они не соединяются напрямую. Если они завязаны на единый передаточный вал, то могут работать отдельно друг от друга. Это значит, что в некоторых случаях можно идти только на электричестве. Преимущества - отсутствие загрязнения и шума. Недостатки - уменьшенные скорость и автономность.

Известен гибридный ракетный двигатель (ГРД) - химический ракетный двигатель, использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях - жидком и твердом. В твердом состоянии может находиться как окислитель, так и горючее.

Известен гибридный ТРД/ПВРД фирмы Pratt&Whitney на самолете SR-71 blackbind (Сайт FreePapers.ru - 7 декабря 2010, http://freepapers.ru/85/istoriya-razvitiya-reaktivnogo-dvigatelya/3888.35649.list4.html), который работал как ТРД с форсажем до скорости M=2,4, а на более высоких скоростях воздух поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась и он работал как ПВРД. Такая схема позволяет расширить скоростной диапазон эффективности работ до M=3,2, но уступает ТРД и ПВРД по весовым характеристикам.

Известно использование топливных элементов во вспомогательных силовых установках самолета (Сайт - aviaport.ru. 29 марта 2007: http://www.aviaport.ru/digest/2007/03/29/118391.html).

Известен авиалайнер A320 ATRA (Advanced Technology Research Aircraft), оснащенный двумя электродвигателями на переднем колесе, который продемонстрировал, что мощности электротяги достаточно, чтобы проехать от начальной позиции до взлетно-посадочной полосы, не включая реактивные двигатели. Электродвигатели получали питание от бортовых топливных элементов самолета (Сайт - ozemle. net. 18 августа 2011 г. http://www.ozemle.net/category/dostijeniya/page/12).

Известно, что Airbus и DLR экспериментально доказали, что топливные элементы могут быть использованы в качестве наземной вспомогательной силовой установки, которая, подключенная к самолету, обеспечивает подачу электричества на освещение, кондиционирование салона и для других нужд в то время, когда авиационные двигатели отключены (сайт - aero-news.ru, 18 июля 2011 г.: http://www.aero-news.ru/airbus-i-dlr-eksperimentiruyut-s-toplivnymi-elementami/).

Известен электрический самолет на топливных элементах (заявка США №2003/0075643), летающий на небольшой высоте со схемой силовой установки, которая включает электромотор, батарею твердополимерных топливных элементов, отдельный воздухозаборник из атмосферы для батареи твердополимерных топливных элементов, топливный бак с запасенным водородом либо с химическим реагентом, который в результате реакции выделяет водород, электрический преобразователь, контроллер, самолетное оборудование, солнечные батареи, аккумуляторные батареи.

Выработанная электрическая мощность поступает в преобразователь, далее в систему энергоснабжения и оборудования самолета и к двум электромоторам, которые приводят во вращение воздушные винты легкого самолета.

Кроме получения электроэнергии от батареи топливных элементов предусмотрено дополнительное получение электроэнергии от солнечных батарей и запас ее в аккумуляторных батареях.

Данное техническое решение касается электродвигателя для легких местных самолетов без камеры сгорания.

Известен двухконтурный двигатель с комбинированной камерой сгорания (заявка США №2008/001038). В камере сгорания дополнительно для улучшения характеристик ТРДД размещены топливные элементы, работающие одновременно с основной камерой сгорания. Двигатель снабжен системой управления - контроллером, одной из задач которого является управление расходами топлива через камеру сгорания и топливными элементами. Полученная в топливном элементе электроэнергия используется потребителями бортовой сети самолета, например системой кондиционирования или другими системами. Хотя двигатель имеет конструктивно комбинированную камеру сгорания, его нельзя отнести к гибридным турбореактивным двигателем, так как он обеспечивает электроэнергией вспомогательные нужды, а для привода вентилятора используется традиционная тепловая энергия камеры сгорания.

Гибридных авиационных турбореактивных двигателей, совмещающих для привода вентилятора разнородную энергию, продуктов сгорания и электрическую, в основной силовой установке в патентной литературе не выявлено.

В основу изобретения положена задача создания гибридного авиационного турбореактивного двигателя, позволяющего уменьшить выброс токсичных веществ, снизить шум, особенно в зоне аэропортов, повысить топливную экономичность.

Технический результат - уменьшение выбросов токсичных веществ за период полетного цикла, снижение шума, в том числе в зоне аэропортов, повышение топливной экономичности.

Поставленная задача решается тем, что гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, при этом выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления, а выход электрохимического генератора - с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления, и контроллер, связанный с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и энергии продуктов сгорания.

Целесообразно, чтобы контроллер был связан с регулирующими органами, один из которых расположен в тракте топлива от его источника к камере и электрохимического генератора и регулирует распределение углеводородного топлива между электрохимическим генератором и камерой сгорания, а другой расположен в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором и регулирует распределение воздуха между электрохимическим генератором и камерой сгорания. Целесообразно также, чтобы электрохимический генератор содержал риформер и камеру дожигания, вход которой соединен с выходом батареи, а выход - с камерой смешения на выходе камеры сгорания.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом, где показана принципиальная схема гибридного турбореактивного авиационного двигателя, согласно изобретению.

Гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания 4, электрохимический генератор (ЭХГ) 8, расположенный вне камеры сгорания 4, связанные входами с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха.

ГТРД содержит также вентилятор 1, редуктор 2, компрессор 3, турбину 5 высокого давления, турбину 6 низкого давления, электродвигатель 7, связанный входом с электрохимическим генератором 8. Выход камеры сгорания 4 связан через турбину 5 высокого давления с турбиной 6 низкого давления, установленной на одном валу 16 с электродвигателем 7. На том же валу 16 установлен вентилятор 1, который через редуктор 2 приводится во вращение от турбины 6 и электродвигателя 7. На чертеже представлен двухвальный ГТРД, где компрессор 3 и турбина 5 установлены на другом валу 15. Однако возможен ГТРД одновального исполнения.

Кроме того, ГТРД содержит контроллер 20, выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор 8 и камеру сгорания 4.

Контроллер 20 связан с регулирующим органом 11, расположенным в тракте топлива от его источника к камере сгорания 4 и к ЭХГ 8 и регулирующим распределение углеводородного топлива между ЭХГ и камерой сгорания, и с регулирующим органом 9, расположенным в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором 3 и регулирующим распределение сжатого воздуха между ЭХГ 8 и камерой сгорания 4.

Конструктивно регулирующие органы могут быть выполнены в виде заслонки и предварительно тарированы.

Контроллер 20 меняет положение заслонок в зависимости от режима полета и управляющих воздействий пилота, обеспечивая тем самым потребный расход топлива и воздуха между каналами ЭХГ и камеры сгорания.

Электрохимический генератор (ЭХГ) 8 содержит батарею 12 элементов, например, твердотопливных. Однако возможно применение и других топливных элементов.

ЭХГ 8 может включать риформер 13, преобразующий поступающее углеводородное топливо в синтез-газ. Риформер 13 снабжен входами для подачи воздуха и углеводородного топлива, а выход соединен с входом батареи 12 топливных элементов. ЭХГ 8 может включать также камеру дожигания 14 синтез-газа, выходящего из батареи топливных элементов, вход которой соединен с выходом батареи 12, а выход - с камерой смешения 10 на выходе камеры сгорания 4. Выработанный риформером 13 синтез-газ поступает в батарею 12 твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ), работающих на выработанном синтез-газе, заслонка 17 связана с контроллером и разделяет воздушный поток на используемый для выработки синтез-газа в риформере 13 и на поступающий в качестве окислителя непосредственно в батареи 12 топливных элементов.

Электрохимический генератор 8 дополнительно может быть связан с внешними (бортовыми) потребителями электроэнергии.

Анализ вопросов согласования работы газодинамической и электрохимических составляющих ГТРД с ЭХГ на основе батареи топливных элементов на крейсерском и взлетном режиме показал целесообразность совмещения для привода вала 16 разнородных энергий - электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания.

В канал ЭХГ 8 на крейсерском режиме идет основная часть воздуха, покидающего компрессор 3, а именно от 70% до 90% в зависимости от параметров конкретного двигателя. Под полученный на этом расчетном режиме физический расход воздуха проектируется ЭХГ.

Для обеспечения надежной и эффективной работы ЭХГ на других режимах расход воздуха через ЭХГ изменяется в ограниченных пределах. Для этих целей используется заслонка 9, регулирующая долю воздуха, идущего в каждый из каналов через традиционную камеру сгорания или ЭХГ.

Перед турбиной высокого давления расположена камера смешения 10, в которую поступает газ из двух каналов (канал 18 от ЭХГ и канал 19 от камеры сгорания). Из камеры смешения 10 весь газ поступает на турбину 5 компрессора.

В двухвальном ГТРД выработанная в ЭХГ электрическая мощность подводится к электродвигателю 7 на валу 16 с вентилятором 1 и редуктором 2, как дополнительная к мощности турбины 6 вентилятора.

Гибридный авиационный турбореактивный двигатель работает следующим образом.

При включении двигателя на аэродроме контроллер 20 устанавливает в соответствующее запуску положение заслонки 9 подачи воздуха и 11 подачи топлива.

В камеру сгорания 4 поступает сжатый воздух после компрессора 3 за вычетом расхода воздуха, подаваемого ЭХГ. При запуске примерно 10% воздуха поступает в ЭХГ, 90% - в камеру сгорания.

При переходе на другие режимы контроллер переключает заслонки в положение, соответствующее текущему режиму полета. Например, на крейсерском режиме контроллер переключает положение заслонок в положение, когда 70-90% воздуха поступает в ЭХГ, а 30-10% - в камеру сгорания.

От работы батареи 12 топливных элементов и камеры сгорания 4 включаются электродвигатель 7 и турбина 6, которые приводят во вращение валы 15 и 16. Работа привода валов от электродвигателя и турбины снижает нагрузку на камеру сгорания, что уменьшает токсичные выбросы и шум.

Особенностью предложенной схемы гибридного ТРД является то, что ЭХГ работает на протяжении всего полета с расходом воздуха через него, близким к расчетному, а согласование режимов дросселирования и регулирования происходят по топливовоздушным каналам, связанным с традиционной камерой сгорания.

Таким образом, предложенный ГТРД совмещает в силовой установке для привода вала разнородную энергию - электроэнергию и тепловую энергию продуктов сгорания.

Это сочетание повышает экономичность за счет более высокого КПД использования топлива в топливных элементах, уменьшает выбросы загрязняющих веществ, повышает надежность, упрощает задачи регулирования ГТРД на режимах полетного цикла магистрального самолета по сравнению с аналогами.

edrid.ru

Турбореактивный двигатель | Наука и техника

Накануне в американском штате Атланта состоялась Международная экологическая конференция «Waterkeeper@Alliance». Единственным делегатом от России на ней был кировский эколог и координатор проекта «Хранители реки Вятка» Григорий Поскрёбышев. Есть только одно «но». Организаторы «Хранителей Вятки» сотрудничают с международным альянсом «Хранителей воды» и под видом экологии учат молодёжь проводить пикеты и влиять на политическую обстановку в стране. Молодёжная революцияДля достижения цели Григорий Поскрёбышев разработал пятишаговый алгоритм. Первый шаг - экспедиция вдоль реки, чтобы визуально понять, где нужно взять пробу на анализ. Лабораторный анализ воды – следующий шаг. Затем проводится молодёжная акция по уборке мест активного отдыха людей. Самый интересный шаг - №4. На этой стадии экологи пишут письма чиновникам, проводят «круглые столы» и пикеты. Завершающий – пятый шаг – написание книги «100 российских рек». В ней устами знаменитых людей будет рассказано о пользе, которую принесли экологи-общественники не только региону, но и стране. После этого организация перейдёт на следующий этап работы – подготовленные к общению с властью молодые лидеры должны внедриться в эту самую власть и менять ситуацию в России на более масштабном уровне. Кировский эколог признаётся, что в России подобных экологических движений немало, но они не так активны. А вятский народ хватский – помимо энергии обзавёлся ещё и зарубежными связями. Собственно, зарубежные друзья отчасти и помогли Григорию Поскрёбышеву отправиться на конференцию в Штаты. Об этом он заявлял в интервью кировским СМИ.Американский след Есть в Кирове ещё один проект – «Чисто Вятка». Григорий Поскрёбышев также имеет к нему отношение, однако идея и руководство проектом принадлежат Ольге Шаклеиной. Помимо общения с подписчиками в социальных сетях, организаторы проекта работают с городскими школьниками и студентами, организуют для них семинары, учат проводить пикеты и общаться с властью.«Мы заставляем людей становиться гражданами, чтобы они чувствовали себя причастными ко всему социуму, а не только к своей семье, двору. Это партисипативная демократия», - объясняет Григорий суть своей работы.По словам кировчан, деньги на свою деятельность они получают в основном от малого и среднего бизнеса на Вятке. Посильную помощь по защите региональной природы оказывает «Чисто Вятке», судя по всему, мэрия. Государственные гранты из России экологам не нужны – суммы слишком скромные.С другой стороны, ещё в ноябре 2012 года в Кирове побывали координатор проектов Фонда Сороса гражданка США Родин Сара Шон и директор программ Фонда Сороса в России Елена Ковалевская. Зачем им понадобилась поездка в Киров? Вероятно, они могли посвятить командировку знакомству с активистами местных НКО и обговорить планы по сотрудничеству. Это происходило на фоне принятия 134-ФЗ «О внесении изменений в статью 28 Федерального закона «О некоммерческих организациях» и Федерального закона «О порядке формирования и использования целевого капитала некоммерческих организаций».В частности, иностранные гости общались с координатором проекта «Чисто Вятка» Ольгой Шаклеиной и лидером объединения «Хранители Вятки», членом Кировского регионального отделения партии «Яблоко» Григорием Поскрёбышевым. Партийная принадлежность вообще-то не гарантирует ему нейтральность при проведении и организации «экологических» пикетов.Гости очень заинтересовались в продолжении проекта «Чисто Вятка» на грантовые средства института «Открытое общество» (то есть фонда Сороса). Результатом визита американский НКОшников в Киров стало принятие решения продолжить работу с местными активистами и создать постоянное представительство института «Открытое общество» в Кировской области уже в 2013 году. Заметим, в 2012 году кировские экологи работали под патронажем Московской хельсинкской группы и МПО «Мемориал». Логично, что американцы могут помочь кировским общественникам финансово. К примеру, в начале текущего года представители проекта «RussianProject» «Института «Открытое общество» подтвердили намерения о сотрудничестве с кировскими экологами и пообещали выделить неплохой грант. Средства, как нам видится, могут пойти на обучение местных активистов методикам подготовки и проведения гражданских проектов.Сам Григорий Поскрёбышев говорит, что с Фондом «Открытое общество» никогда не работал. Однако поделился радостной новостью – в ближайшее время в Кирове откроется постоянное представительство международного альянса «Хранители воды», которое возглавит предположительно Ольга Шаклеина. - «Хранители Вятки» – единственная в России программа этого альянса, - с гордостью говорит Григорий. У него также есть задумки расширить сферу работы «Хранителей Вятки» сначала до выхода в районы Кировской области и заниматься там, например, лесовосстановлением и созданием парков. Не важно, что в деревнях и районах парки и деревья растут сами по себе. Вероятно, у авторов своё понимание  целесообразности... В перспективе экологи хотят выйти в регионы и даже в другие страны. Например, в Белоруссию или Украину. Если опустить детали, настораживает выбор стран, поскольку Белоруссия является членом Таможенного союза с Россией, а Украина – потенциальным участником надгосударственного объединения на постсоветском пространстве.Исковерканная историяВ Википедии сказано, что институт «Открытое общество» (Фонд Сороса) - это международная благотворительная организация, учреждённая финансистом и филантропом Джорджем Соросом. Фонд инициирует и поддерживает программы в области образования, культуры и искусства, здравоохранения и гражданских инициатив.Между тем сам Сорос известен в том числе тем, что сыграл важную роль в падении коммунистических режимов в Восточной Европе в ходе «бархатных» революций 1989 года. Эксперты полагают, что он причастен к подготовке и проведению грузинской«революции роз» 2003 года. Хотя сам Сорос утверждал, будто его роль в этих вещах преувеличена.Примечательно, что Михаил Касьянов вспоминал, как при получении Россией поддержки МВФ в 1998 году «Джордж Сорос заявил, что России необходима девальвация и что МВФ недооценивает серьёзность проблемы. Рынок открылся и тут же «умер».Если посмотреть, с кем выстраивали отношения представители фонда, интересная получится картина. Например, среди получателей грантов в Казахстане - общественный фонд «Молодёжная информационная служба Казахстана» инеправительственное учреждение «Эко Мангистау».Молодёжная организация стремится развивать гражданскую активность молодёжи Казахстана через обучение, расширениеинформационного обмена и сотрудничества между молодыми людьми. Имеет опыт проведения республиканских эдвокаси-кампаний, направленных на защиту молодёжи Казахстана. К слову, цель эдвокаси-кампании – изменение политики власти на местном или государственном уровне. Среди форм работы с населением используются СМИ, обучающие семинары и пикеты.«Эко Мангистау», помимо сохранения окружающей среды, повышает гражданскую активность местного населения через участие в мероприятиях как экологической, так гражданской направленности. Примечательно, что именно в Мангистауской области находится Жанаозен, где в декабре 2011 года расстреляли бастующих людей. Это случилось почти сразу после создания Таможенного союза России, Беларуси и Казахстана. Туда же потом ездил, защищая права расстрелянных повстанцев и собирая их родственников и их самих на митинги против действующего президента и режима, известный казахстанский политик Булат Абилов. Важная деталь - в 1998-1999 годах Абилов был членом правления фонда «Сорос-Казахстан». Сейчас он выступает за выход Казахстана из Таможенного союза, распространяя идею поглощения казахстанской экономики агрессивным российским государством. Аналогичная история связана с Узбекистаном. Учебники по культурологии и истории, выпущенные Фондом Сороса, были подвержены критике. Учебник культурологии написал доктор химических наук, впервые решивший выступить на общественные темы. А материалы по истории оказались переполненными безумным количеством грамматических ошибок, вымыслов, домыслов и передёргиваний. Специалисты заявляли: книги призваны внушить школьникам, что все жители России — ущербные, её история — цепь неудач и позора, а образцом для подражания является запад. Подтверждение этой информации легко найти в Википедии и в интернет-публикациях СМИ.При таком раскладе неудивительно, что единый учебник истории Отечества, предложенный Путиным, вызвал осуждение. Ведь в нём предполагалась идея формирования национальной гордости за историю России, которая суть победа над любым внешним нападением. В любых условиях.Таким образом, схема работы организаций, финансируемых фондом «Открытое общество», по всему миру одна – попытки свержения действующего режима. Почему этого не понимают люди, разрешающие организациям, подобным Соросу, работать в России, пока не ясно.

Секреты дипломатииВпрочем, кировский эколог Григорий Поскрёбышев, не скрывающий, что учит школьников на примере борьбы за пресную воду проводить хорошо организованные пикеты и влиять на решения чиновников, считает результатом своей работы рост патриотизма. Якобы по результатам соцопроса, проведённого федеральными структурами, после участия в акциях «Чисто Вятки» и «Хранителей Вятки» молодёжь не хочет уезжать из Кирова и связывает с ним свои планы на будущее. «У иностранцев есть какие-то корыстные цели – может быть, разведка, может, аналитика.   Это очень изящная интеллектуальная игра. В этом суть дипломатии, геополитики и работы социальных активистов – не попасть под влияние и сделать что-то хорошее, - говорит Поскрёбышев. – А может, у них есть реальное желание помочь нищим неразвитым русским, которые могут строить сложные ракеты, термоядерные бомбы, но не могут элементарно построить своих граждан в ряд и сказать: идём вот туда. У нас нет менеджмента, а в Америке есть».Зато эколог с уважением относится к губернатору Кировской области Никите Белых, который пускает в регион инвесторов. Ведь американские деньги – это те же инвестиции, которые, как известно, не пахнут.

Иван Пономарёв/ Деловая Вятка/ 

http://delovaya-vyatka.livejournal.com 

s30659950696.mirtesen.ru