Большая Энциклопедия Нефти и Газа. Схема турбореактивный двигатель


Турбореактивный двигатель - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 1

Турбореактивный двигатель

Cтраница 1

Турбореактивный двигатель ( ТРД) - газотурбинный двигатель, тяга которого создается полностью за счет превращения тепловой энергии в кинетическую энергию потока газа, а возникающая при этом реакция используется как движущая сила.  [1]

Турбореактивные двигатели получили широкое применение в летательных аппаратах, развивающих большие дозвуковые и сверхзвуковые скорости полета, где они наиболее эффективны.  [3]

Турбореактивные двигатели ( одноконтурные и двухконтур-ные) могут быть снабжены форсажными камерами, которые позволяют существенно увеличивать взлетную и особенно полетную гягу, причем тем больше, чем больше скорость полета.  [4]

Турбореактивные двигатели ( ТРД) и турбореактивные двигатели с форсажной камерой ( ТРДФ) в прошлом имели наиболее широкое применение, что было обусловлено относительной простотой их конструкции и малой удельной массой. ТРД состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного сопла. Воздух получает предварительное повышение давления в воздухозаборнике ( от скоростного напора), а затем его давление повышается в компрессоре. Этим обеспечиваются благоприятные условия для процесса сгорания и эффективное использование тепла. Процесс сгорания осуществляется при почти постоянном давлении, а допустимая температура газа на входе в турбину определяется жаропрочностью материалов турбины и эффективностью ее охлаждения. Увеличение степени повышения давления воздуха в компрессоре як и температуры газов перед турбиной Тт является характерной чертой в развитии большинства типов ГТД.  [5]

Турбореактивные двигатели, используемые в высокоскоростной пилотируемой и беспилотной авиации, при работе на форсажных режимах обеспечивают существенное возрастание тяги, а значит, и тяговой мощности при увеличении скорости полета до больших сверхзвуковых значений. Однако турбореактивные двигатели в области дозвуковых скоростей полета уступают по тяговым характеристикам и, главное, в экономичности другим типам ГТД. Указанное обстоятельство обусловлено самим принципом работы двигателя, связанным с относительно большими потерями скоростной энергии и тепла с выхлопной струей на малых числах М полета.  [6]

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой отличается от ТРД наличием форсажной камеры, в которой происходит дополнительное сжигание топлива за турбиной.  [7]

Турбореактивный двигатель включает в себя систему газового компрессора, расположенную между впускным отверстием и камерами. Турбина, которая вращается благодаря энергии, возникающей из продуктов сгорания, приводит в движение компрессор. Остаточная энергия продуктов сгорания используется для создания тяги. Детальный расчет и схемы компонентов этой двигательной системы так же, если не более, разнообразны, как и детальный расчет и схемы поршневых двигателей. В работах [2, 3, 7, 14, 15] библиографии даны пространные описания и детальные расчетные данные для этих систем.  [9]

Турбореактивный двигатель с центробежным компрессором форсажной камеры не имеет. Из турбины газы проходят реактивное сопло, а затем, расширяясь, с большой скоростью истекают в атмосферу. Энергия рабочих газов, приобретенная в про-дессе сжатия воздуха и последующего подвода тепла из камер сгорания, частично затрачивается на вращение турбины и увеличение скорости струи газов, выходящих из реактивного сопла. Тяга создается за счет приращения скорости газов, истекающих из двигателя.  [11]

Турбореактивный двигатель способен развивать значительную тягу на месте и обеспечить взлет самолета.  [13]

Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства, компрессора, камер сгорания, газовой турбины и реактивного сопла.  [14]

Страницы:      1    2    3    4    5

www.ngpedia.ru

Турбореактивный двигатель Вики

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[ | код]

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[ | код]

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[ | код]

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[ | код]

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[ | код]

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[ | код]

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[ | код]

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[ | код]

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)[ | код]

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[ | код]

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[ | код]

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[ | код]

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)[ | код]

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[ | код]

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

Примечания[ | код]

  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.

ru.wikibedia.ru

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

Газотурбинный двигатель (ГТД, ТРД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.

Схема газотурбинного двигателя.

Сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, туда же подаётся топливо, которое, сгорая, образует большое количество продуктов сгорания под высоким давлением. Затем в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счёт вращения струёй газа лопастей, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой ГТД.

Одновальные и многовальные двигатели

Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.

Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т.д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.

Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальном числе оборотов и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.

Турбореактивный двигатель

Схема турбореактивного двигателя
  1. входное устройство;
  2. осевой компрессор;
  3. камера сгорания;
  4. рабочие лопатки турбины;
  5. сопло.

В полете поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются.

Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—40 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.

Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы (имеется более прогрессивная конструкция - кольцевая камера сгорания, не состоящая из отдельных труб, а выполненная цельным кольцевым элементом). В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространенными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолетах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подается в камеру сгорания уже на выходе из нее, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.

Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.

Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.

Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащенные системами охлаждения и термобарьерные покрытия.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) — модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Между турбиной и соплом устанавливается дополнительная форсажная камера, в которой сжигается дополнительное горючее. В результате происходит увеличение тяги (форсаж) до 50 %, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.

Турбовинтовой двигатель

Схема турбовинтового двигателя

1 — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — турбокомпрессор.

В турбовинтовом двигателе (ТВД) основное тяговое усилие обеспечивает воздушный винт, соединённый через редуктор с валом турбокомпрессора. Для этого используется турбина с увеличенным числом ступеней, так что расширение газа в турбине происходит почти полностью и только 10—15 % тяги обеспечивается за счёт газовой струи.

Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов, оснащённых ТВД, 600—800 км/ч.

Турбовальный двигатель

Турбовальный двигатель (ТВаД) — модификация ТВД с перпендикулярным расположением ведущего вала. Применяется в вертолётах.

Двухконтурные двигатели

Дальнейшее повышение эффективности двигателей связано с появлением так называемого внешнего контура. Часть избыточной мощности турбины передаётся компрессору низкого давления на входе двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя

1 — компрессор низкого давления; 2 — внутренний контур; 3 — выходной поток внутреннего контура; 4 — выходной поток внешнего контура.

Турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) или Двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД).

Воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству сгорающего воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности меньше 4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов.

Турбовентиляторный двигатель

Схема турбовентиляторного двигателя

1 — вентилятор; 2 — защитный обтекатель; 3 — турбокомпрессор; 4 — выходной поток внутреннего контура; 5 — выходной поток внешнего контура.

Турбовентиляторный реактивный двигатель (ТВРД) - это ТРДД со степенью двухконтурности m=2—10. Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.

Винтовентиляторный двигатель

Дальнейшим развитием ТВРД с увеличением степени двухконтурности m=20 — 90 является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД). В отличие от турбовинтового двигателя, лопасти движителя ТВВД имеют саблевидную форму, что позволяет перенаправить часть воздушного потока в компрессор и повысить давление на входе компрессора. Такой движитель получил название винтовентилятор и может быть как открытым, так и закапотированным кольцевым обтекателем. Второе отличие - винтовентилятор приводится от турбины не напрямую, как вентилятор, а через редуктор.

Наземные двигательные установки

Другие модификации газотурбинных двигателей используются в качестве силовых установок на судах (газотурбоходы), железнодорожном (газотурбовозы) и другом наземном транспорте, а также на электростанциях, в том числе, передвижных, и для перекачки природного газа. Принцип работы практически не отличается от турбовинтовых двигателей.

Газовая турбина с замкнутым циклом

В газовой турбине с замкнутым циклом рабочий газ циркулирует без контакта с окружающей средой. Нагрев (перед турбиной) и охлаждение (перед компрессором) газа производится в теплообменниках. Такая система позволяет использовать любой источник тепла (например, газоохлаждаемый ядерный реактор). Если в качестве источника тепла используется сгорание топлива, то такое устройство называют турбиной внешнего сгорания. На практике газовые турбины с замкнутым циклом используются редко.

Конструкторы газотурбинных двигателей

См. также

Ссылки

Wikimedia Foundation. 2010.

biograf.academic.ru

Турбореактивный двигатель Википедия

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 повышен

ruwikiorg.ru

Турбореактивный двигатель - Вики

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

ru.wikiredia.com

Турбореактивный двухконтурный двигатель - Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

(перенаправлено с «»)Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 18 июня 2017; проверки требуют 11 правок. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 18 июня 2017; проверки требуют 11 правок.

Газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины.

В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.

Сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, куда также подаётся топливо, которое, сгорая, образует большое количество газообразных продуктов сгорания под высоким давлением. Затем в газовой турбине энергия давления продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счёт вращения лопаток, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, и считается полезной работой двигателя. Газотурбинные двигатели имеют самую большую удельную мощность среди ДВС, до 6 кВт/кг.

В качестве топлива может использоваться любое горючее, которое можно диспергировать: бензин, керосин, дизельное топливо, мазут, природный газ, судовое топливо, водяной газ, спирт и измельчённый уголь.

encyclopaedia.bid

Турбореактивный двигатель — википедия фото

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

org-wikipediya.ru