Энциклопедия по машиностроению XXL. Турбокомпрессорный реактивный двигатель


Воздушно-реактивный двигатель - Большая советская энциклопедия

Реактивный двигатель, двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела;в результате истечения…

Турбокомпрессорный двигатель, газотурбинный двигатель. Применяемые в авиации Т. д. разделяются на турбовинтовые двигатели, в которых основная тяга создаётся воздушным винтом, и турбореактивные…

М-число, отношение скорости v течения жидкости или газа к скорости звука а в данной точке потока М = v/a. Обычно М-ч. называют Маха числом. В советской литературе М-ч. иногда называют числом…

Воздушно-реактивный двигатель (ВРД), реактивный двигатель, в котором для сжигания горючего используется кислород, содержащийся в атмосферном воздухе. ВРД приводит в движение летательные аппараты (самолёты, вертолёты, самолёты-снаряды). Сила тяги в ВРД возникает в результате истечения рабочих газов из реактивного сопла. Для получения большой скорости истечения газов из сопла воздух, поступающий в камеру сгорания ВРД, подвергается сжатию. В зависимости от способа сжатия воздуха ВРД делятся на турбокомпрессорные (ТРД), пульсирующие (ПуВРД) и прямоточные (ПВРД).

Турбокомпрессорные ВРД (ТРД) имеют компрессор с приводом от газовой турбины, что позволяет независимо от скорости полёта создавать сжатие воздуха, обеспечивающее большие скорости истечения газов из выходного (реактивного) сопла и большую силу тяги. ТРД широко применяется на самолётах, вертолётах, беспилотных самолётах-снарядах. ТРД можно устанавливать на катерах, гоночных автомобилях, аппаратах на воздушной подушке и др. (см. Турбокомпрессорный двигатель).

Пульсирующий ВРД (ПуВРД) имеет (рис. 1) входной диффузор (для сжатия воздуха под влиянием кинетической энергии набегающего потока), отделённый от камеры сгорания входными клапанами, и длинное цилиндрическое выходное сопло. Горючее и воздух подаются в камеру сгорания периодически. При сгорании смеси давление в камере повышается, так как клапаны на входе автоматически закрываются, а столб газов в длинном сопле обладает инерцией. Газы под давлением с большой скоростью вытекают из сопла, создавая силу тяги. К концу процесса истечения давление в камере сгорания падает ниже атмосферного, клапаны автоматически открываются и в камеру поступает свежий воздух, впрыскивается топливо; цикл работы двигателя повторяется. ПуВРД способен создавать тягу на месте и при небольших скоростях полёта. Когда клапаны закрыты, ПуВРД имеет большое аэродинамическое сопротивление по сравнению с другими типами ВРД, небольшую тягу и используется лишь для аппаратов со скоростью полёта меньше звуковой.

В прямоточном ВРД (ПВРД) во входном диффузоре (рис. 2) воздух сжимается за счёт кинетической энергии набегающего потока воздуха. Процесс работы непрерывен, поэтому стартовая тяга у ПВРД отсутствует. При скоростях полёта ниже половины скорости звука (ниже 500 км/ч) повышение давления воздуха в диффузоре незначительно, поэтому получаемая сила тяги мала. В связи с этим при скоростях полёта, соответствующих М < 0,5 (где М — число Маха, см. М-число), ПВРД не применяется; при М = 3 (скорость полёта около 3000 км/ч) давление в камере сгорания повышается примерно в 25 раз. ПВРД могут работать как на химическом (керосин, бензин и др.), так и на атомном горючем. При установке ПВРД на самолётах с меняющейся скоростью полёта, например на истребителях-перехватчиках, входное устройство должно иметь регулируемые размеры и изменяемую форму для наилучшего использования скоростного напора набегающего потока воздуха. Реактивное сопло также должно иметь регулируемые размеры и форму. Взлёт самолёта-перехватчика с ПВРД производится при помощи ракетных двигателей (на жидком или твёрдом топливе) и только после достижения скорости полёта, при которой воздух в диффузоре имеет достаточно высокое давление, начинает работу ПВРД. Основные преимущества ПВРД: способность работать на значительно больших скоростях и высотах полёта, чем ТРД; большая экономичность по сравнению с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), так как в ПВРД используется кислород воздуха, а в ЖРД кислород вводится в виде одного из компонентов топлива, транспортируемого вместе с двигателем; отсутствие движущихся частей и простота конструкции. Главные недостатки ПВРД: отсутствие статической (стартовой) тяги, что требует принудительного старта; малая экономичность при дозвуковых скоростях полёта. Применение ПВРД наиболее эффективно для полёта с большими сверхзвуковыми скоростями. ПВРД со сверхзвуковой скоростью сгорания топлива (в камере сгорания) называется гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). Его применение целесообразно на летательных аппаратах при скоростях полёта, соответствующих М = 5—6. Области применения различных типов двигателей показаны на рис. 3.

Лит.: Бондарюк М. М., Ильяшенко С. М., Прямоточные воздушно-реактивные двигатели, М., 1958.

Г. С. Скубачевский.

allencyclopedia.ru

Турбокомпрессорный двигатель Википедия

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.

Основные принципы работы

Одну из простейших конструкций газотурбинного двигателя, для понятия его работы, можно представить как вал, на котором находится два диска с лопатками, первый диск — компрессора, второй — турбины, в промежутке между ними установлена камера сгорания.

Простейшая схема газотурбинного двигателя Схема турбореактивного двигателя

Принцип работы газотурбинного двигателя:

  • всасывание и сжатие воздуха в лопаточном компрессоре, подача его в камеру сгорания;
  • смешение сжатого воздуха с топливом для образования топливо-воздушной смеси (ТВС) и сгорание этой смеси;
  • расширение газов из-за её нагрева при сгорании топливо-воздушной смеси, что формирует вектор давления газа, направленный в сторону меньшего сопротивления (в направлении лопаток турбины), передача энергии (давления) газа лопатками турбины на диск или вал, в котором эти лопатки закреплены;
  • привод во вращение диска турбины и, вследствие этого, передача крутящего момента по валу с диска турбины на диск компрессора.[1]

Увеличение количества подаваемого топлива (добавление «газа») вызывает генерирование большего количества газов высокого давления, что, в свою очередь, ведёт к увеличению числа оборотов турбины и диска(ов) компрессора и, вследствие этого, увеличению количества нагнетаемого воздуха и его давления, что позволяет подать в камеру сгорания и сжечь больше топлива. Количество топливо-воздушной смеси зависит напрямую от количества воздуха, поданного в камеру сгорания. Увеличение количества ТВС (топливо-воздушной смеси) приведёт к увеличению давления в камере сгорания и температуры газов на выходе из камеры сгорания и, вследствие этого, позволяет создать бо́льшую энергию выбрасываемых газов, направленную для вращения турбины и повышения реактивной силы.

Как и во всех циклических тепловых двигателях, чем выше температура сгорания, тем выше топливный коэффициент полезного действия (если точнее, чем выше разница между «нагревателем» и «охладителем»). Сдерживающим фактором является способность стали, никеля, керамики или других материалов, из которых состоит двигатель, выдерживать температуру и давление. Значительная часть инженерных разработок направлена на то, чтобы отводить тепло от частей турбины. Большинство турбин также пытается рекуперировать тепло выхлопных газов, которое, в противном случае, теряется впустую. Рекуператоры — это теплообменники, которые передают тепло выхлопных газов сжатому воздуху перед сгоранием. При комбинированном цикле тепло передается системам паровых турбин. И при комбинированном производстве тепла и электроэнергии (когенерация) отработанное тепло используется для производства горячей воды.

Чем меньше двигатель, тем выше должна быть частота вращения вала(ов), необходимая для поддержания максимальной линейной скорости лопаток, так как длина окружности (путь, проходимый лопатками за один оборот), прямо зависит от радиуса ротора. Максимальная скорость турбинных лопаток определяет максимальное давление, которое может быть достигнуто, что приводит к получению максимальной мощности, независимо от размера двигателя. Реактивный двигатель вращается с частотой около 10000 об/мин и микротурбина — с частотой около 100000 об/мин.[2][3]

Для дальнейшего развития авиационных и газотурбинных двигателей рационально применять новые разработки в области высокопрочных и жаропрочных материалов для возможности повышения температуры и давления. Применения новых типов камер сгорания, систем охлаждения, уменьшения числа и массы деталей и двигателя в целом возможно в прогрессе применение альтернативных видов топлива, изменение самого представления конструкции двигателя.

Газотурбинная установка (ГТУ) с замкнутым циклом

В ГТУ 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 двигателем внешнего сгорания. На практике ГТУ с замкнутым циклом используются редко.

Газотурбинная установка (ГТУ) с внешним сгоранием

Большинство ГТУ представляют собой двигатели внутреннего сгорания, но также возможно построить ГТУ внешнего сгорания, которая, фактически, является газотурбинной версией теплового двигателя.[источник не указан 2545 дней]

При внешнем сгорании в качестве топлива используется пылевидный уголь или мелкоистолчённая биомасса (например, опилки). Внешнее сжигание газа используется как непосредственно, так и косвенно. В прямой системе сквозь турбину проходят продукты сгорания. В косвенной системе используется теплообменник, и через турбину проходит чистый воздух. Тепловой КПД ниже в системе внешнего сгорания косвенного типа, однако лопасти не подвергаются воздействию продуктов сгорания.

Одновальные и многовальные газотурбинные двигатели

Простейший газотурбинный двигатель имеет только один вал, куда устанавливается турбина, которая приводит во вращение 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 в движение компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта[4] или корабля, мощные электрогенераторы и так далее), так и дополнительные каскады компрессора самого двигателя, расположенные перед основным. Разбиение компрессора на каскады (каскад низкого давления, каскад высокого давления — КНД и КВД соответственно[5], иногда между ними помещается каскад среднего давления, КСД, как, например, в двигателе НК-32 самолёта Ту-160) позволяет избежать помпажа на частичных режимах.

Также преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальной скорости вращения и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плохая приёмистость 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 лёгкий 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 стартёр для разгона при пуске только ротора высокого давления.

Система запуска

Для запуска ГТД нужно раскрутить его ротор до определённых оборотов, чтобы компрессор начал подавать достаточное количество воздуха (в отличие от объёмных компрессоров, подача инерционных (динамических) компрессоров квадратично зависит от частоты вращения и поэтому на малых оборотах практически отсутствует), и поджечь подаваемое в камеру сгорания топливо. Со второй задачей справляются свечи зажигания, зачастую установленные на специальных пусковых форсунках, а раскрутка выполняется стартером той или иной конструкции:

  • электростартер, зачастую являющийся стартёр-генератором, то есть после запуска переключающимся в режим генератора постоянного тока 27 вольт. Таковы, например, ГС-24 вспомогательного двигателя ТА-6Б или СТГ-18 турбовинтового двигателя АИ-24 самолёта Ан-24;
  • воздушный турбостартер (ВТС) — небольшая воздушная турбина, получающая воздух от системы отбора (от ВСУ или соседнего работающего двигателя) или наземной установки воздушного запуска (УВЗ). Такие стартёры стоят на двигателях Д-30КП самолёта Ил-76, ТВ3-117 вертолётов Ми-8 и Ми-24 и многих других;
  • турбостартер (ТС) — небольшой турбовальный двигатель, рассчитанный только на раскрутку ротора основного двигателя, на котором он и установлен. Такие стартёры стоят, например, на двигателе АИ-25ТЛ учебно-тренировочного самолёта L-39 и НК-12МВ дальнего бомбардировщика Ту-95. Сам ТС имеет электрозапуск.[6]

Типы газотурбинных двигателей

Турбореактивный двигатель

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

В полёте 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—45 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, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. 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 подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, 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 для их изготовления используют жаропрочные сплавы и термобарьерные покрытия. А также применяется система охлаждения воздухом, отбираемым от средних ступеней компрессора.

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.

Основные параметры турбореактивных двигателей различных поколений Поколение/ период Температура газа перед турбиной, °C Степень сжатия газа, πк* Характерные представители Где установлены
1 поколение1943-1949 гг. 730-780 3-6 BMW 003, Jumo 004 Me 262, Ar 234, He-162
2 поколение1950-1960 гг. 880-980 7-13 J 79, Р11-300 F-104, F4, МиГ-21
3 поколение1960-1970 гг. 1030-1180 16-20 TF 30, J 58, АЛ-21Ф-3 F-111, SR 71,МиГ-23Б, Су-24
4 поколение1970-1980 гг. 1200-1400 21-25 F 100, F 110, F404,РД-33, АЛ-31Ф F-15, F-16, МиГ-29, Су-27
5 поколение2000-2020 гг. 1500-1650 25-30 F119-PW-100, EJ200, F414, АЛ-41Ф1 F-22, F-35, ПАК ФА,Су-35С

Начиная с 4-го поколения рабочие лопатки турбины выполняются из монокристаллических сплавов, охлаждаемые.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) со смешением потоков: 1 — компрессор низкого давления; 2 — внутренний контур; 3 — выходной поток внутреннего контура; 4 — выходной поток внешнего контура.

В турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) 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 прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности <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. Применение второго контура в двигателях для военной авиации позволяет охлаждать горячие части двигателя, это позволяет увеличивать температуру газов перед турбиной, что способствует дополнительному повышению тяги.

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

Турбовентиляторный двигатель

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя без смешения потоков (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. Применяется в гражданской авиации, двигатель имеет большой назначенный ресурс и малый удельный расход топлива на дозвуковых скоростях.

Турбовинтовентиляторный двигатель

Дальнейшим развитием ТВРД с увеличением степени двухконтурности m=20—90 является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД). В отличие от турбовинтового двигателя, лопасти двигателя ТВВД имеют саблевидную форму, что позволяет перенаправить часть воздушного потока в компрессор и повысить давление на входе компрессора. Такой двигатель получил название винтовентилятор и может быть как открытым, так и закапотированным кольцевым обтекателем. Второе отличие — винтовентилятор приводится от турбины не напрямую, а, как винт, через редуктор. Двигатель наиболее экономичен, но при этом крейсерская скорость полёта ЛА, с такими типами двигателей, обычно не превышает 550 км/ч, имеются более сильные вибрации и "шумовое загрязнение".

Пример ТВВД — Д-27 грузового самолёта Ан-70.

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.[7] 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 — например, Ан-12, Ан-22, C-130. Крейсерская скорость самолётов, оснащённых ТВД, 500—700 км/ч.

Вспомогательная силовая установка (ВСУ)

ВСУ — небольшой газотурбинный двигатель, являющийся автономным источником энергии на борту. Простейшие ВСУ могут выдавать только сжатый воздух, отбираемый от компрессора турбины, который используется для запуска маршевых (основных) двигателей, либо для работы системы кондиционирования на земле (пример, ВСУ типа АИ-9, применяемая на вертолётах и самолёте Як-40). Более сложные ВСУ, помимо источника сжатого воздуха, выдают электрический ток в бортовую сеть, то есть являются полноценным автономным энергоузлом, обеспечивающем нормальное функционирование всех бортовых систем самолёта без запуска основных двигателей, а также при отсутствии наземных аэродромных источников энергии. Такова, например, ВСУ ТА-12 самолётов Ан-124[8], Ту-95МС, Ту-204, Ан-74 и других.

Турбовальный двигатель

Такой двигатель чаще всего имеет свободную турбину. Вся турбина поделена на две части, между собой механически несвязанные. Связь между ними только газодинамическая. Газовый поток, вращая первую турбину, отдает часть своей мощности для вращения компрессора и далее, вращая вторую, тем самым через вал этой (второй) турбины приводит в действие полезные агрегаты. Реактивное сопло на турбовальном двигателе отсутствует. Выходное устройство для отработанных газов соплом не является и тяги не создаёт.

Выходной вал ТВаД, с которого снимается вся полезная мощность, может быть направлен как назад, через канал выходного устройства, так и вперед, либо через полый вал турбокомпрессора, либо через редуктор вне корпуса двигателя.

Редуктор — непременная принадлежность турбовального двигателя. Скорость вращения как ротора турбокомпрессора, так и ротора свободной турбины велика настолько, что это вращение не может быть напрямую передано на приводимые агрегаты. Они просто не смогут выполнять свои функции и даже могут разрушиться. Поэтому между свободной турбиной и полезным агрегатом обязательно ставится редуктор для снижения частоты вращения приводного вала.

Компрессор у ТВаД может быть осевым (если двигатель мощный) либо центробежным. Часто компрессор бывает и смешанным по конструкции, в нём есть как осевые, так и центробежные ступени. В остальном принцип работы этого двигателя такой же, как и у ТРД.

Основное применение турбовальный двигатель находит в авиации, по большей части, на вертолётах. Полезная нагрузка в этом случае — несущий винт вертолёта. Известным примером могут служить широко распространённые вертолёты Ми-8 и Ми-24 с двигателями ТВ2-117 и ТВ3-117.

Турбостартёр

ТС — агрегат, устанавливаемый на газотурбинном двигателе и предназначенный для его раскрутки при запуске.

Такие устройства представляют собой миниатюрный, простой по конструкции турбовальный двигатель, свободная турбина которого раскручивает ротор основного двигателя при его запуске. В качестве примера: турбостартёр ТС-21, используемый на двигателе АЛ-21Ф-3, который устанавливается на самолёты типа Су-24[9], или ТС-12, устанавливаемый на авиационные двигатели НК-12 самолётов Ту-95 и Ту-142. ТС-12 имеет одноступенчатый центробежный компрессор, двухступенчатую осевую турбину привода компрессора и двухступенчатую свободную турбину. Номинальные обороты ротора компрессора в начале запуска двигателя — 27 тысяч мин–1, по мере раскрутки ротора НК-12 за счёт роста оборотов свободной турбины ТС-12 противодавление за турбиной компрессора падает и обороты возрастают до 30 тысяч мин–1.

Турбостартёр ГТДЭ-117 двигателя АЛ-31Ф также выполнен со свободной турбиной, а стартёр С-300М двигателя АМ-3, стоявшего на самолётах Ту-16, Ту-104 и М-4 — одновальный и раскручивает ротор двигателя через гидромуфту.[10]

Судовые установки

Используются в судовой промышленности для снижения веса. General Electric LM2500 и LM6000 — характерные модели этого типа машин.

Суда, использующие турбовальные газотурбинные двигатели называют газотурбоходами. Они являются разновидностью теплохода. Это чаще всего суда на подводных крыльях, у которых гребной винт приводит в движение турбовальный двигатель механически через редуктор или электрически через генератор, который он вращает. Либо это суда на воздушной подушке, которая создаётся при помощи ГТД.

Например, газотурбоход «Циклон-М» с 2 газотурбинными двигателями ДО37. Пассажирских газотурбоходов за российскую историю было всего два. Последнее очень перспективное судно «Циклон-М» появилось в 1986 году. Более таких судов не строили. В военной сфере в этом плане дела обстоят несколько лучше. Примером является десантный корабль «Зубр», самое большое в мире судно на воздушной подушке.

Железнодорожные установки

Локомотивы, на которых стоят турбовальные газотурбинные двигатели, называются газотурбовозами (разновидность тепловоза). На них используется электрическая передача. ГТД вращает электрогенератор, а вырабатываемый им ток, в свою очередь, питает электродвигатели, приводящие локомотив в движение. В 1960-е годы в СССР проходили довольно успешную опытную эксплуатацию три газотурбовоза. Два пассажирских и один грузовой. Однако они не выдержали соревнования с электровозами и в начале 1970-х годов проект был свёрнут. Но в 2007 году по инициативе ОАО «РЖД» был изготовлен опытный образец грузового газотурбовоза, работающий на сжиженном природном газе. ГТ1 успешно прошёл испытания, позднее был построен второй газотурбовоз, с той же силовой установкой, но на другой ходовой части, машины эксплуатируются.

Перекачка природного газа
Газотурбинный двигатель НК-12СТ, используется на магистральных газопроводах ООО «Газпром трансгаз Москва» с 1981 года. По состоянию на 2018 год, в ООО «Газпром Трансгаз Москва» эксплуатируется тридцать таких двигателей.

Принцип работы газоперекачивающей установки практически не отличается от турбовинтовых двигателей, ТВаД используются здесь в качестве привода мощных насосов, а в качестве топлива используется тот же самый газ, который они перекачивают. В отечественной промышленности для этих целей широко применяются двигатели, созданные на базе авиационных — НК-12 (НК-12СТ)[11], НК-32 (НК-36СТ), так как на них можно использовать детали авиадвигателей, выработавшие свой лётный ресурс.

Электростанции

Турбовальный газотурбинный двигатель может использоваться для привода электрогенератора на электростанциях, основу которой составляют один или несколько таких двигателей. Такая электростанция может иметь электрическую мощность от двадцати киловатт до сотен мегаватт.

Однако, газотурбинный двигатель, помимо вращения, также производит большое количество тепла, которое также может быть использовано для производства электроэнергии или теплоснабжения, поэтому наиболее эффективно его применение совместно с котлом-утилизатором. Полученный в котле-утилизаторе пар подаётся подаётся в паротурбинную установку, в таком случае вся установка в целом называется парогазовой, либо подаётся в сетевой подогреватель для использования в теплофикации, в таком случае установка называется газотурбинной ТЭЦ.

Парогазовая установка является одним из самых распространённых и эффективных источников электроэнергии, её КПД выше, чем у отдельных паросиловых и газотурбинных установок.

Танкостроение

Первые исследования в области применения газовой турбины в танковых двигателях проводились в Германии Управлением вооружённых сухопутных сил начиная с середины 1944 года. Первым массовым танком с газотурбинным двигателем стал С-танк.

Установка блочного силового агрегата (двигатель - трансмиссия) в танк M1A1

Турбовальные двигатели (ТВаД) установлены на советском танке Т-80 (двигатель ГТД-1000Т) и американском М1 Абрамс. Газотурбинные двигатели, устанавливаемые на танках, имеют при схожих с дизельными размерах гораздо бо́льшую мощность, меньший вес и меньшую шумность, меньшую дымность выхлопа. Также ТВаД лучше удовлетворяет требованиям многотопливности, гораздо легче запускается, — оперативная готовность танка с ГТД, то есть запуск двигателя и последующий вход в рабочий режим всех его систем, занимает несколько минут, что для танка с дизельным двигателем в принципе невозможно, а в зимних условиях при низких температурах дизелю требуется достаточно длительный предпусковой прогрев, который не требуется ТВаД. Из-за отсутствия жёсткой механической связи турбины и трансмиссии на застрявшем или просто упёршемся в препятствие танке двигатель не глохнет. В случае попадания воды в двигатель (утоплении танка) достаточно выполнить так называемую холодную прокрутку ГТД для удаления воды из газовоздушного тракта и после этого двигатель можно запускать — на танке с дизельным двигателем в аналогичной ситуации происходит гидроудар, ломающий детали цилиндро-поршневой группы и непременно требующий замены двигателя.

Однако из-за низкого КПД газотурбинных двигателей, установленных на тихоходных (в отличие от самолётов) транспортных средствах, требуется гораздо большее количество возимого топлива для сравнимого с дизельным двигателем километрового запаса хода. Именно из-за расхода топлива, невзирая на все достоинства, танки типа Т-80 поэтапно выводятся из эксплуатации. Неоднозначным оказался опыт эксплуатации танковых ТВаД М1 Абрамс в условиях высокой запылённости (например в песчаных пустынях). В отличие от него, Т-80 благополучно может эксплуатироваться в условиях высокой запылённости, — конструктивно хорошо продуманная система очистки поступающего в двигатель воздуха на Т-80 надёжно защищает ГТД от песка и пыли. «Абрамсы», напротив, «задохнулись» — во время двух кампаний против Ирака при прохождении пустынь довольно много «Абрамсов» встали, так как их двигатели забились песком[источник не указан 248 дней].

Автостроение
STP Oil Treatment Special на выставке в зале славы музея трассы Indianapolis Motor Speedway показана вместе с газотурбинным двигателем Pratt & Whitney. A 1968 Howmet TX — единственный в истории газотурбинный двигатель, принёсший победу в автомобильной гонке.

Множество экспериментов проводилось с автомобилями, оснащёнными газовыми турбинами.

В 1950 году дизайнер Ф. Р. Белл и главный инженер Морис Вилкс в британской компании Rover Company анонсировали первый автомобиль с приводом от газотурбинного двигателя. Двухместный JET1 имел двигатель, расположенный позади сидений, решётки воздухозаборника по обеим сторонам машины, и выхлопные отверстия на верхней части хвоста. В ходе испытаний автомобиль достиг максимальной скорости 140 км/ч, на скорости турбины 50000 об/мин. Автомобиль работал на бензине, парафиновом или дизельном маслах, но проблемы с потреблением топлива оказались непреодолимыми для производства автомобилей. В настоящее время он выставлен в лондонском Музее науки.

Команды Rover и British Racing Motors (Формула-1) объединили усилия для создания Rover-BRM, автомобиля с приводом от газовых турбин, который принял участие в гонке 24 часа Ле-Мана 1963 года, управляемого Грэмом Хиллом и Гитнером Ричи. Этот автомобиль показал среднюю скорость 173 км/ч, максимальную — 229 км/ч.

Американские компании Ray Heppenstall, Howmet Corporation и McKee Engineering объединились для совместной разработки собственных газотурбинных спортивных автомобилей в 1968 году, Howmet TX приняла участие в нескольких американских и европейских гонках, в том числе завоевав две победы, а также принимала участие в гонке 24 часа Ле-Мана 1968 года. Автомобили использовали газовые турбины Continental Motors Company, благодаря которым, в конечном итоге, ФИА было установлено шесть посадочных скоростей для машин с приводом от турбин.

На гонках автомобилей с открытыми колёсами, революционное полноприводное авто 1967 года STP Oil Treatment Special с приводом от турбины, специально подобранной легендой гонок Эндрю Гранателли и управляемое Парнелли Джонсом, почти выиграло в гонке «Инди-500»; авто с турбиной STP компании Pratt & Whitney обгоняло почти на круг авто, шедшее вторым, когда у него неожиданно отказала коробка передач за три круга до финишной черты. В 1971 году глава компании Lotus Колин Чепмен представил авто Lotus 56B F1, с приводом от газовой турбины Pratt & Whitney. У Чепмена была репутация создателя машин-победителей, но он вынужден был отказаться от этого проекта из-за многочисленных проблем с инерционностью турбин (турболагом).

Оригинальная серия концептуальных авто General Motors Firebird была разработана для автовыставки Моторама 1953, 1956, 1959 годов, с приводом от газовых турбин.

Единственная серийная модель «семейного» газотурбинного автомобиля для использования на дорогах общего пользования была выпущена Chrysler в 1963-1964 года. Компания передала пятьдесят собранных вручную машин в кузовах итальянского ателье Ghia добровольцам, которые испытывали новинку в обычных дорожных условиях до января 1966 года. Эксперимент прошёл удачно, но компания, не располагавшая средствами для постройки нового моторного производства, отказалась от массового выпуска автомобиля с ГТД. После ужесточения экологических стандартов и взрывного роста цен на нефть компания, с трудом пережившая финансовый кризис, отказалась от продолжения разработок[12].[13]

Контроль параметров работы ГТД

Как и у любого теплового двигателя, у ГТД есть множество параметров, которые необходимо контролировать для эксплуатации двигателя в безопасных, а по возможности и экономичных режимах. Измеряются с помощью приборов контроля.

  • Обороты — контролируются для оценки режима работы двигателя и недопущения опасных режимов. У многовальных двигателей, как правило, контролируются обороты всех валов — например, на Як-42 для контроля оборотов всех трёх валов каждого двигателя Д-36 установлен трёхстрелочный тахометр ИТА-13[14], на Ан-72 и Ан-74, оснащённых такими же двигателями Д-36 — три двухстрелочных тахометра, два стоят на приборной доске пилотов и показывают один обороты роторов вентиляторов, второй обороты роторов ВД, третий установлен на пульте предполётной подготовки и показывает обороты роторов НД.
  • Температура выходящих газов (ТВГ) — температура газов за турбиной двигателя, как правило, за последней ступенью[5], так как температура перед турбиной слишком высока для надёжного измерения. Температура газов показывает тепловую нагрузку на турбину и измеряется с помощью термопар. Также от термопар может работать автоматика, срезающая расход топлива или вовсе выключающая двигатель при превышении ТВГ — СОТ-1 на двигателе ТА-6[1], РТ-12 на двигателе НК-8 и так далее.

Конструкторы газотурбинных двигателей и основанные ими КБ

См. также

Источники

Ссылки

Литература

wikiredia.ru

Воздушно-реактивные двигатели (ВРД). Турбореактивные двигатели (ТРД)

    РЕАКТИВНЫЕ И ГАЗОТУРБИННЫЕ ТОПЛИВА — топлива для авиационных воздушно-реактивных двигателей (турбореактивных, турбовинтовых и прямо- [c.210]

    РЕАКТИВНЫЕ И ГАЗОТУРБИННЫЕ ТОПЛИВА — топлива для авиационных воздушно-реактивных двигателей (турбореактивных, турбовинтовых и прямоточных), а также для газотурбинных установок (стационарных и транспортных — железнодорожных и судовых). [c.272]

    Пламена, стабилизированные газовыми струями, дают возможность проводить интенсивные исследования пламен предварительно перемешанных смесей. Поскольку механизм стабилизации определяется свойствами основного потока и свойствами стабилизирующей струи, в исследованиях возможны самые разнообразные комбинации переменных 1) возможен более надежный контроль характеристик пламени и его различных зон путем изменения физических и химических параметров 2) путем разумного подбора различных параметров можно глубже анализировать процессы переноса, принимающие участие в общем процессе стабилизации пламени 3) стабилизация струями может дать интересные результаты при изучении технологических процессов и процессов получения различных химических соединений 4) этот метод можно использовать при изучении загрязнения атмосферы продуктами сгорания кроме того, им можно воспользоваться для уменьшения количества продуктов неполного горения, выбрасываемых в атмосферу различными двигателями 5) в турбореактивных или прямоточных воздушно-реактивных двигателях этот метод можно использовать в качестве нестационарного (съемного) стабилизатора пламени. Таким образом, при использовании этого метода в реактивной авиации, очевидно, потребуется небольшое количество воздуха от компрессора в тех случаях, когда необходимо пользоваться дожиганием в форсажных камерах. Но в тех случаях, когда такого дожигания не требуется, подачу воздуха можно прекратить, и одновременно с этим исчезнет сопротивление, неизменно возникающее при использовании плохообтекаемых стабилизаторов. Очевидно также, что для стабилизации пламени можно использовать конкретные системы различных видов и получить лучшие [c.330]

    Существуют разные тины воздушно-реактивных двигателей. Кроме турбореактивных известны турбовинтовые и прямоточные двигатели. [c.17]

    С. т. прямоточного воздушно-реактивного двигателя растет с увеличением скорости полета. С. т. турбореактивных двигателей с увеличением скорости на малых скоростях немного уменьшается, а затем начинает расти. С. т. жидкостного ракетного двигателя и ракетного двигателя твердого топлива не зависит от скорости полета. В этом и заключается основное преимущество реактивных двигателей по сравнению с винтомоторными установ- [c.559]

    Воздушно-реактивные двигатели с компрессором, приводимым в движение газовой турбиной, носят название турбореактивных или газотурбинных воздушно-реактивных двигателей. [c.69]

    В воздушно-реактивных двигателях (ВРД) топливо сжигается в камере сгорания в струе сжатого воздуха. Продукты горения проходят через газовую турбину, приводящую в движение компрессор для сжатия воздуха и винт самолета (турбовинтовые двигатели у самолетов ИЛ-18, АН-10, АН-24, ТУ-114, ТУ-134) или только компрессор в последнем случае выходящая из сопла струя создает реактивную силу тяги (турбореактивные двигатели у ТУ-104, ТУ- 24, ТУ-154), В качестве топлива для ВРД применяют полученный перегонкой нефти керосиновый дистиллят с темп. кип. 150—250 °С (реактивное топливо ТС-1) или 150— 280°С (топливо Т-1) для сверхзвуковых самолетов, сильно нагревающихся в полете, используют более высококипящее топливо Т-б (темп. кип. 200—315 °С) из дистиллята дизельного топлива. [c.188]

    Воздушно-реактивные двигатели являются в настоящее время основными в авиации. Из них наиболее распространены турбореактивные двигатели (ТРД) они устанавливаются главным образом на самолетах, летающих со скоростью до 2—3,5 М [1]. Наметилась тенденция к применению ТРД и на беспилотных самолетах-снарядах. [c.46]

    Большинство самолетов оснащено в настоящее время воздушно-реактивными двигателями — турбовинтовыми (ТВД) и турбореактивными (ТРД). В воздушно-реактивных двигателях процесс сгорания происходит в камерах сгорания, куда подается со скоростью 40—60 м/с сжатый компрессором воздух и впрыскивается жидкое топливо. Воспламенение топлива производится электрической искрой. Образовавшиеся газы в ТВД расширяются в турбине, вращающей компрессор для сжатия воздуха и воздушный винт, который создает основную тягу. В ТРД газы расширяются в турбине, вращающей компрессор, а затем в реактивном сопле тяга создается в результате истечения газов из сопла. [c.82]

    В результате исследований последних десяти лет для воздушно-реактивных двигателей был разработан ряд топлив на основе нефтепродуктов прямой гонки, термического и каталитического крекинга. Одно из существенных требований, предъявляемых к турбореактивным топливам,— возможность получать их в весьма больших количествах для удовлетворения потребностей авиации. По данным зарубежных авторов [ 1 ], в военное время производство реактивных топлив может составить до 20—25% от добываемой нефти. [c.46]

    Большинство летательных аппаратов в настоящее время оснащено газотурбинными — турбовинтовыми (ТВД) и турбореактивными (ТРД) двигателями. В газотурбинных двигателях процесс сгорания топлива осуществляют в камерах сгорания, куда подают сжатый турбокомпрессором воздух и впрыскивают жидкое топливо. Воспламеняется топливо от электрической искры. Подача воздуха и топлива, сгорание топлива и образование горячей струи газов происходят одновременно и непрерывно, в едином потоке. Образовавшиеся газы в ТВД и ТРД используют по-разному. В ТВД они расширяются в турбине, вращающей компрессор для сжатия воздуха и воздушный винт, который создаст основную тягу окончательное расширение газов осуществляется в реактивном сопле, причем струей газов, вытекающих из сопла, создается дополнительная (8-12 % от общей) тяга. В ТРД газы сгорания расширяются в турбине, вращающей компрессор, а затем в реактивном сопле тяга создается в результате истечения газов из сопла. В современных ТРД газы после турбины направляют в форсажную камеру, в которой дополнительно сжигается часть топлива. Из форсажной камеры газы поступают в реактивное сопло с более высокой температурой и с большей скоростью, благодаря чему увеличивается сила тяги. [c.335]

    Для обеспечения надежности работы воздушно-реактивных газотурбинных двигателей (ГТД) используют смазочные масла. Например, в турбореактивных авиационных двигателях масло применяют для смазки и охлаждения крупногабаритных высокоскоростных подшипников качения турбокомпрессорного агрегата (газовой турбины, компрессора), шестерен коробки привода агрегатов и других узлов трения оно используется также как гидравлическая жидкость в различных системах регулирования и автоматики. В турбовинтовых двигателях масло служит еще и для смазки и охлаждения тяжелонагруженного силового редуктора. [c.239]

    Все современные типы авиационных, автомобильных и стационарных двигателей внутреннего сгорания основаны на использовании хим. (потенциальной) энергии, заключенной в топливе. В поршневых двигателях внутреннего сгорания хим. энергии сжигаемого топлива преобразуется в работу вращения коленчатого вала двигателя. В турбореактивных двигателях хим. энергия сжигаемого топлива преобразуется в кинетич. энергия газов, часть к-рой расходуется на работу вращения газовой турбины, а затем газы, вытекая из сопла двигателя, создают реактивную силу (тягу). В прямоточных воздушно-реактивных двигателях хим. энергия сжигаемого топлива преобразуется в кинетич. энергию газов, к-рые, вытекая из сопла, создают реактивную силу (тягу). [c.160]

    ТРД— сокращенное название турбореактивного двигателя. Называется также ТК ВРД, т. е. турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель или газотурбинный двигатель. [c.665]

    В современной транспортной авиации широко применяются реактивные двигатели различных типов, постепенно вытесняющие поршневые двигатели. На внутренних и международных авиалиниях Советского Союза эксплуатируются скоростные самолеты ТУ-104 и ТУ-124 с турбореактивными двигателями и самолеты ИЛ-18, АН-10, АН-24 и ТУ-114 с турбовинтовыми двигателями. В ближайшее время на воздушных линиях большой дальности Появится новый тин скоростного самолета ИЛ-62 с газотурбинными двигателями. [c.3]

    Разновидностью турбореактивных двигателей являются турбовинтовые двигатели (ТВД), отличающиеся тем, что кроме компрессора и обслуживающих, в том числе топливных агрегатов, турбина приводит во вращение через редуктор воздушный винт (рис. 8). У турбовинтового двигателя тяга в основном создается воздушным винтом и лишь частично газами, истекающими через реактивное сопло в атмосферу. Тяга, создаваемая винтом, Превышает в 7—10 раз тягу, создаваемую непосредственно истекающими газами. [c.20]

    Спецификации на реактивные топлива. Оптимальные характеристики топлив для воздушных турбореактивных двигателей еще не полностью изучены, и в этом направлении ведутся исследовательские работы. По мере появления новых данных изменяются и уточняются технические требования на реактивные топлива. Достаточно сказать, что только за последние 8 лет в США появилось пять спецификаций на реактивные топлива, причем имеются все [c.27]

    Камеры сгорания турбореактивного двигателя (ТРД), сопло, стабилизаторы пламени и камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где указанная температура сохраняется в течение нескольких секунд или минут. 1370 Все детали прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где напряжения ниже, чем в турбореактивном двигателе. 1090 Лопасти газовой турбины, сопло и камеры сгорания турбореактивного двигателя.................. 98 0 [c.13]

    Секции компрессора и диски турбины турбореактивного двигателя камеры сгорания системы дожигания этого двигателя и секции охладителя прямоточного воздушно-реактивного двигателя..................... 820 [c.13]

    ПУЛЬСИРУЮЩИЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ.В отличие от турбореактивных и прямоточных двигателей, в к-рых воздух течет через двигатель непрерывно, П. в.-р. д. работают по принципу периодического действия, подобно обычному порншевому двигателю. При работе пульсирующего двигателя происходит периодическое засасывание воздуха, его сжатие, нагревание и расширение. [c.493]

    Хорошо отработанные камеры горения реактивных или турбореактивных двигателей с удачно организованными зонами газификации не дают мутного пламени даже на жидком углеводородистом топливе (керосине) благодаря рационально подобранному распределению воздуха, внедряемого в газифицирующийся и горящий поток с помощью распределительного воздушно-струйного аппарата. Появление желтой мути в хвосте такой камеры свидетельствует о несовершенстве организации процесса или разрегулировке. [c.16]

    К сожалению, авторы описанных здесь опытов не рассмотрели вопроса о механизме обратной связи, который заставляет процесс горения возмущаться в ритме акустических колебаний. Чтобы привести пример одного из вероятных механизмов обратной связи в воздушно-реактивных двигателях, можно сослаться на мнение Ннколь-сона и Радклиффа, изучавших аналогичные процессы в форсажных камерах турбореактивных двигателей ). Они объясняют возбуждение акустических колебаний возникновением переменного тенлонодвода вследствие зависимости полноты сгорания от коэффициента избытка воздуха и от величины скорости потока перед зоной горения. Если согласиться с этой точкой зрения, то весь анализ вибрационного горения можно будет построить аналогично задаче, рассмотренной в 23—25. Единственным отличием будут иные краевые условия, однако это не может оправдать повторения всех выкладок в настоящем параграфе. [c.471]

    При проектировании камер сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей или турбореактивных форсажных камер одной из главных задач является стабилизация пламени. Проблема стабилизации возникает в связи с тем, что высокие скорости тепловыделения на единицу объема (что равноценно большим расходам горючего и окислителя) и малые поперечные сечения, необходимые для таких камер сгорания, приводят к тому, что скорости на входе во много раз превышают нормальную скорость пламени горючей смеси. Обычно в качестве стабилизаторов применяют тела илохообтекаемой формы, причем чаще всего системы из V-образных желобов. О количественных характеристиках таких стабилизаторов имеется сравнительно немного данных, хотя некоторые эмпирические правила установлены. По этой причине нельзя было установить механизмы стабилизации и срыва, однако удалось сделать некоторые качественные выводы. [c.195]

    ВРД ПРЯМОТОЧНЫЙ - простейший воздушно-реактивный двигатель, в к-ром сжатие воздуха осуществляется только скоростным напором, а топливо подводится в камеру сгорания при постоянном давлении. Тепловая энергия в ПВРД преобразуется в полезную тяговую работу принципиально по той же схеме, что и в турбореактивном двигателе. При запуске двигателя тоиливо-воздушная смесь воспламеняется от авиац. свечи, установленной на нек-ром расстоянии за форсунками. В дальнейшем при установившейся работе двигателя она выключается, и смесь воспламеняется в результате соприкосновения с горячими газами. Т-ра газа на выходе из камеры сгорания может быть 2000° и более, а скорость 400—500 м1сек. [c.110]

    Из всех типов воздушно-реактивных двигателей только трубокомпрессорные нуждаются в смазке. Бескомпрессорные воздушно-реактивные двигатели не имеют враш,аюш ихся агрегатов, и для них не требуется смазываюш,ее масло (за исключением небольшого количества для смазки сервоприводов и вспомогательных механизмов). В настояш ее время получили распространение два типа турбокомпрессорных двигателей турбореактивные (ТРД) и турбовинтовые (ТВД). Турбореактивные двигатели имеют высокооборотный турбо-компрессорный агрегат, состояш,ий из воздушного компрессора центробежного или осевого типа и газовой турбины. Турбокомпрессор-ный агрегат укрепляется на подшипниках, для смазки которых необходима подача масла. ТВД дополнительно имеют воздушный винт, вращающийся от турбокомпрессорного агрегата через шестеренчатый редуктор, шестерни которого работают при очень высоких нагрузках. В связи с этим условия смазки в ТРД и ТВД существенно различаются. Поэтому в настоящее время используют две группы масел для реактивных двигателей масла для ТРД и масла для ТВД. [c.411]

    Подробное изложение теории турбореактивного двигателя см. в книге Теория воздушно-реактивных двигателей/Под ред. С. М. Шляхтенко.— М. Машиностроение. 1987. [c.55]

    Исли давление за турбиной выше, чем перед компрессором, то приведенная скорость истечения при одинаковых условиях полета у турбореактивного двигателя выше, чем у прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Но в последнем возможны более высокие температуры. Поэтому прямоточный воздушно-реактивный двигатель может развивать большие удельные тяги даже при меньших давлениях в реактивном сопле. Однако для увеличения тяги в турбореактивном двигателе можно поместить за турбиной вторую камеру сгорания (так называемую форсажную камеру), в которой газ может дополнительно нагреваться до такой же температуры, как и в прямоточном воздушно-реактивном двигателе. В этом случае тяга турбореактивного двигателя существенно возрастает. [c.57]

    Благодаря этим работам советская воздушно-реактивная авиация в настоящее время вышла на первое место в мире. Советские самолеты с турбореактивными и турбовинтовыми двигателями ТУ-104, ТУ-104Б, ТУ-114, АН-10 и Ил-18 получили общее признание как у нас в стране, так и за рубежом. На советских самолетах с воздушно-реактивными двигателями установлены мировые достижения по скорости, дальности й высоте полета. [c.478]

    ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. Идея создания воздушно-реактивного двигателя для передвижения летательных аппаратов впервые выдвинута в России в 1849 г. воен. ипж. Третес-ским, предложившим использовать струю воздуха или газа для перемещения аэростата. В 1886 г. М. Н. Сорокин, разрабатывая эту идею, предложил сконструировать двигатель, в к-ром сипа тяги создавалась реакцией отбрасываемого воздуха или гааа, как и в современных ВРД. В 1906 г. [c.670]

    Впервые схема турбовинтового двигателя предложена в 1914 г. лейт. флота М. Никольским. Двигатель Никольского имел камеру сгорания, в ней сжигались жидкие компоненты смеси. Продукты сгорания из камеры направлялись на лопатки трехступенчатой газовой турбины, при помощи к-рой приводился в движение воздушный винт. Автором двухконтурной схемы турбореактивного двигателя является известный советский авиаконструктор. В 1942 г. К. Я. Бахчиванджи совершил первый в мире полет на реактивном самолете. В 1947 г. впервые в истории авиации полковник Полунин продемонстрировал фигуры высшего пилотажа на реактивном самолете конструкции Яковлева (по данным [c.672]

    Двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД). Некоторые воздушно-реактивные двигатели имеют второй контур, снабженный низконапорным компрессором. Такие двигатели называются двухконтурными турбореактивными двигателями (ДТРД) (рис. 75). [c.145]

chem21.info

Карл Гильзин - Воздушно-реактивные двигатели

Один из основных законов течения всякой жидкости, а следовательно, и воздуха (этот закон носит имя открывшего его русского академика Даниила Бернулли) гласит, что кинетическая энергия может быть преобразована в потенциальную энергию, в энергию давления. Чтобы увеличить давление быстро текущего газа, его нужно плавно затормозить, постепенно уменьшить его скорость. Вот почему воздух, с огромной скоростью покидающий крыльчатку, поступает в так называемый диффузор, который является второй важнейшей частью центробежного компрессора. В диффузоре, кольцом охватывающем крыльчатку, установлены криволинейные, изогнутые лопатки, хорошо видные на рис. 11. Каналы между этими лопатками представляют собой как бы расширяющиеся трубы - их проходные сечения постепенно увеличиваются, а это как раз и нужно для того, чтобы затормозить воздух. Входя в каналы диффузора с большим давлением и большой скоростью, воздух покидает эти каналы с малой скоростью, но зато с еще большим давлением.

Наличие лопаток в диффузоре вовсе не является обязательным - торможение воздуха с повышением его давления можно осуществить и в безлопаточном диффузоре, представляющем собой просто кольцевой канал вокруг крыльчатки.

Центробежный компрессор имеет большой диаметр, а длина его сравнительно невелика. У осевого компрессора, наоборот, диаметр меньше, но длина значительно больше. Это объясняется тем, что осевой компрессор устроен совсем не так, как центробежный: воздух течет в нем не от центра к периферии, а вдоль оси компрессора; поэтому он и назван осевым.

Рис. 9. Отечественный турбореактивный двигатель РД-500 с центробежным компрессором: а - общий вид; б - устройство

Рис. 10. Отечественный турбореактивный двигатель РД-10 с осевым компрессором: а - общий вид; б - устройство

Рис. 11. Центробежный компрессор турбореактивного двигателя РД-500

Осевой компрессор представляет собой ряд установленных друг за другом колес, по окружности которых укреплены легкие металлические лопатки (рис. 12). Эти лопатки в поперечном сечении имеют профиль, похожий на дужку лопасти винта или крыла самолета. Вообще каждое отдельное колесо напоминает собой небольшой винт или вентилятор, имеющий много коротких лопастей.

Рис. 12. Осевой компрессор турбореактивного двигателя РД-10

Так же, как и винт, каждое колесо компрессора (оно называется рабочим колесом) отбрасывает воздух назад с большой скоростью и вместе с тем закручивает его по направлению своего вращения. Но в отличие от винта рабочее колесо компрессора не только ускоряет движение воздуха, но и сжимает его. Давление воздуха за колесом больше, чем перед ним, хотя это повышение давления и меньше, чем в крыльчатке центробежного компрессора. Однако сжатие воздуха в осевом компрессоре происходит не только в рабочем колесе. Как и в диффузоре центробежного компрессора, за рабочим колесом происходит дополнительное сжатие воздуха: скорость его уменьшается, а давление растет. Роль диффузора в осевом компрессоре выполняет так называемый неподвижный направляющий аппарат. Этот аппарат представляет собой ряды неподвижных лопаток, установленных между вращающимися рабочими колесами и похожих по форме на лопатки этих колес. Воздух, попадающий из вращающихся колес в каналы между неподвижными лопатками, тормозится в них так же, как это происходит с воздухом в каналах между лопатками диффузора центробежного компрессора. Скорость воздуха при таком торможении уменьшается и становится обычно такой же, какой она была перед рабочим вращающимся колесом. Давление воздуха при этом соответственно растет. Направление движения воздуха в этих каналах также изменяется, в результате чего за неподвижными лопатками скорость потока имеет обычно то же направление, что и до поступления на вращающееся колесо.

Каждое вращающееся колесо с последующим рядом неподвижных лопаток представляет собой ступень компрессора. В одной ступени давление воздуха увеличивается обычно на 20-30%, но так как таких ступеней осевой компрессор имеет несколько, от 5 до 15 и даже более, то выходящий из осевого компрессора воздух обычно имеет давление, большее, чем в случае центробежного компрессора.

В современных турбореактивных двигателях чаще применяется осевой компрессор. Это объясняется тем, что в осевом компрессоре можно получить большие степени сжатия воздуха, чем в центробежном. Увеличение степени сжатия воздуха в компрессоре, как об этом будет сказано ниже, является одним из важных направлений развития турбореактивных двигателей. Кроме того, через осевой компрессор может пройти за секунду больше воздуха, чем через центробежный компрессор такого же диаметра. Тяга же турбореактивного двигателя, как мы знаем, прямо пропорциональна секундному количеству протекающего через него воздуха.

Центробежный компрессор применялся на большинстве турбореактивных двигателей в те времена, когда эти двигатели только появились. Он применяется и теперь обычно в тех случаях, когда решающими факторами являются надежность в эксплуатации и простота изготовления двигателя.

Для вращения компрессора требуется затрачивать значительно большую мощность, чем для вращения воздушного винта. Работа сжатия воздуха зависит от того, как сильно он сжимается, сколько его сжимается и каков коэффициент полезного действия компрессора, т. е. какая часть всей мощности компрессора затрачивается на полезную работу сжатия. В новейших турбореактивных двигателях компрессор ежесекундно сжимает десятки килограммов воздуха, увеличивая его давление в 6-7 раз и более. Неудивительно, что несмотря на очень высокий коэффициент полезного действия компрессора, часто превышающий 80%, мощность, потребная для привода компрессора, достигает в мощных турбореактивных двигателях почти 50 000 лошадиных сил! Конечно, если бы для привода компрессора пришлось установить обычный поршневой двигатель, то реактивных самолетов с большой скоростью полета не существовало бы. Самые мощные из известных поршневых авиационных двигателей развивают мощность не больше 4000 лошадиных сил. Можно было бы создать и двигатели такой огромной мощности, как 50 000 лошадиных сил, хотя это и очень трудная задача. Но такие двигатели имели бы столь большие размеры и вес, что для них нужно было бы построить самолеты огромных размеров. Такие самолеты могли бы летать, конечно, только с очень небольшой скоростью, так как сопротивление их было бы очень велико.

В турбореактивных двигателях для вращения компрессора применяется не поршневой двигатель, а двигатель другого типа - газовая турбина. Этим и объясняется название - турбокомпрессорный реактивный или просто турбореактивный двигатель.

Турбина устанавливается в турбореактивном двигателе за компрессором. Но прежде чем попасть в турбину, воздух, сжатый компрессором, поступает в камеру сгорания двигателя, которая находится между компрессором и турбиной.

Камера сгорания представляет собой одну из важнейших частей турбореактивного двигателя; в ней происходит сгорание топлива, на котором работает двигатель. Обычно этим топливом является керосин, хотя может применяться и бензин. То обстоятельство, что турбореактивные двигатели работают не на бензине, а на керосине, является их дополнительным преимуществом, так как из нефти можно получить значительно больше керосина, чем бензина. Кроме того, удельный вес керосина больше, чем бензина; это значит, что в те же топливные баки самолета может поместиться по весу больше топлива и, следовательно, с этим топливом самолет сможет дальше улететь. Правда, есть у керосина и недостатки. Он, например, менее летуч, чем бензин, а поэтому хуже сгорает в двигателе, что особенно неблагоприятно сказывается при полете на большой высоте, где условия горения и без того ухудшаются. Поэтому ученые и исследователи стремятся найти такое топливо для турбореактивных двигателей, которое обладало бы достоинствами керосина, но было лишено его недостатков.

На рис. 13 показано устройство камеры сгорания турбореактивного двигателя РД-500. Таких камер на двигателе установлено 9; поэтому на диффузоре центробежного компрессора этого двигателя, показанном на рис. 11, можно видеть 9 патрубков, по которым воздух, выходящий из компрессора, подводится к камерам сгорания. Схема работы камеры сгорания показана также на рис. 13. Топливо - керосин - впрыскивается в движущийся с большой скоростью воздушный поток и сгорает в нем. Сгорание топлива в потоке воздуха, движущемся с большой скоростью, связано с очень сложными физическими процессами; о них будет подробнее рассказано ниже, в главе 7. Такое сгорание трудно изучить и трудно добиться, чтобы оно протекало хорошо, а ведь без этого нельзя создать и хорошего турбореактивного двигателя.

profilib.org

реактивный двигатель — Техника. Современная энциклопедия

реакти́вный дви́гатель

Двигатель, тяга которого создаётся реакцией (отдачей) вытекающей из него струи рабочего тела. Под рабочим телом применительно к двигателям понимают вещество (газ, жидкость, твёрдое тело), с помощью которого тепловая энергия, выделяющаяся при сгорании топлива, преобразуется в полезную механическую работу. Основа реактивного двигателя – камера сгорания, где сжигается топливо (источник первичной энергии) и генерируется рабочее тело – раскалённые газы (продукты сгорания топлива).

Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя:

1 – воздух; 2 – впрыск горючего; 3 – стабилизатор пламени; 4 – камера сгорания; 5 – сопло; 6 – форсунки

По способу генерирования рабочего тела реактивные двигатели подразделяются на воздушно-реактивные (ВРД) и ракетные двигатели (РД). В воздушно-реактивных двигателях топливо сгорает в воздушном потоке (окисляется кислородом воздуха), превращаясь в тепловую энергию раскалённых газов, которая в свою очередь переходит в кинетическую энергию движения реактивной струи. В зависимости от способа подачи воздуха в камеру сгорания различают турбокомпрессорные, прямоточные и пульсирующие воздушно-реактивные двигатели.

Схема пульсирующего воздушно-реактивного двигателя:

1 – воздух; 2 – горючее; 3 – клапанная решётка; 4 – форсунки; 5 – свеча зажигания; 6 – камера сгорания; 7 – сопло

В турбокомпрессорном двигателе воздух в камеру сгорания нагнетается компрессором. Такие двигатели являются основным типом авиационного двигателя. Они подразделяются на турбовинтовые, турбореактивные и пульсирующие воздушно-реактивные двигатели.

Схема турбовинтового реактивного двигателя:

1 – воздух; 2 – воздушный винт; 3 – компрессор; 4 – камера сгорания; 5 – газовая турбина; 6 – сопло; 7 – горячие газы; 8 – жидкое топливо; 9 – форсунки

Турбовинтовой двигатель (ТВД) – турбокомпрессорный двигатель, в котором тяга в основном создаётся воздушным винтом, приводимым во вращение газовой турбиной, и частично прямой реакцией потока газов, вытекающих из реактивного сопла.

Схема турбореактивного двигателя:

1 – воздух; 2 – компрессор; 3 – газовая турбина; 4 – сопло; 5 – горячие газы; 6 – камера сгорания; 7 – жидкое топливо; 8 – форсунки

Турбореактивный двигатель (ТРД) – турбокомпрессорный двигатель, в котором тяга создаётся прямой реакцией потока сжатых газов, вытекающих из сопла. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель – реактивный двигатель, в котором периодически поступающий в камеру сгорания воздух сжимается под действием скоростного напора. Имеет небольшую тягу; использовался в основном на до-звуковых летательных аппаратах. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) – реактивный двигатель, в котором непрерывно поступающий в камеру сгорания воздух сжимается под действием скоростного напора. Имеет большую тягу при сверхзвуковых скоростях полёта; отсутствует статичная тяга, поэтому для ПВРД необходим принудительный старт.

Источник: Техника. Современная энциклопедия на Gufo.me

gufo.me

Турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель (ТКВРД) - Энциклопедия по машиностроению XXL

из "Избранные труды Теория тепловых двигателей "

Турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель (рис. 48) имеет компрессор для сжатия воздуха, турбину, приводящую в движение компрессор, и камеру сгорания. Компрессор может быть выполнен центробежным или осевым. [c.106] Камера сгорания выполняется в виде отдельных цилиндров для предохранения ходовой части двигателя от высоких температур. Поэтому для горячих частей обычно учитывается температурное расширение. [c.107] Очевидно, что приращение живой силы воздуха определится работой, эквивалентной площади 1234 диаграммы, за вычетом работы, эквивалентной всем гидравлическим потерям, т. е. [c.107] Член ULr складывается из потерь при сжатии воздуха L , т.е. потерь в диффузоре двигателя и компрессоре, и из потерь при расширении газа Lrp в турбине, в камере сгорания и в конфузоре двигателя. [c.107] Заменим действительную индикаторную диаграмму цикла 1234 теоретической — 12 3 4, в которой линии сжатия 12 ) и расширения 3 4 ) суть адиабаты, а линия подвода тепла 2 3 — изобара. [c.108] Пусть ад.с/ гс = - гр/- ад.р = /Зр, где ад.с — адиабатическая работа сжатия, эквивалентная площади bl2 d, а ад.р адиабатическая работа расширения, эквивалентная площади Ь4 3 d. [c.108] Строго говоря, показатель адиабаты расширения отличается от показателя адиабаты сжатия, так как температура и состав газа при расширении иные, чем при сжатии кроме того, при расширении весовое количество газа больше, чем при сжатии, на величину добавленного к каждому килограмму сжатого воздуха 1/ аЬо) килограмм топлива, но для установления закономерностей и для ориентировочных подсчетов мы будем считать все по воздуху, принимая к — 1)/к = 0,286. Ошибка от такого допущения будет порядка 3-4% в сторону уменьшения приращения живой силы. [c.109] Определим значение опт, при котором можно получить максимальное приращение живой силы и, следовательно, наибольшую тягу. [c.109] Значение опт растет с увеличением тут, Т / и уменьшением температуры Тх наружного воздуха. [c.109] Для температур, которые имеют место в практике, опт = 4-5. [c.109] Рассмотрим влияние е на эффективный к. н. д. двигателя. [c.110] Можно показать, что при данной скорости полета степень сжатия, соответствующая максимальному г/е, больше, чем опт, соответствующая максимальной тяге. [c.110] Сопоставление этих графиков показывает, что максимум к. п. д. получается при больших степенях сжатия, чем максимум тяги, но при выборе обычно исходят из условия получения максимальной тяги как величины, определяющей габариты и вес двигателя. Потеря в экономичности при этом незначительная вследствие пологости кривой т/е па рабочих значениях е. [c.111] На силу тяги и к. п. д. двигателя оказывает значительное влияние температура наружного воздуха чем ниже эта температура, тем выше, при прочих равных условиях, тяга и к. п. д. двигателя. Оптимальное значение степени сжатия при более низких температурах сдвигается в сторону больших значений е. [c.111] Перейдем теперь к рассмотрению зависимости эффективного к. п. д. турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя от подогрева воздуха. При исследовании будем предполагать, что двигатель работает всегда на опт, соответствующей максимальной тяге. [c.111] Для этого в числителе уравнения (59) вынесем за скобку последний член Уй (ввиду простоты математического преобразования написание этого выражения опускаем). В полученном выражении вместо адиабатических работ сжатия и расширения подставим их выражения через степень сжатия, тогда получим уравнение, с помощью которого можно подсчитать числовые значения гуе. [c.112] Двигатель, удовлетворяющий режиму максимальной скорости, подвергается поверочному расчету для режимов малых скоростей (страги-вание с места, взлет), так как известно, что они изменяются в зависимости от типа компрессора. [c.113]

Вернуться к основной статье

mash-xxl.info

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

Проверить информацию.

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

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

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

Ключевые характеристики

Ключевые характеристики ТРД следующие.

1. Создаваемая двигателем тяга.

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

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

4. Степень повышения полного давления в компрессоре

5. Температура газа на выходе из камеры сгорания.

6. Масса и габариты.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

, (1)

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

Форсажная камера

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

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

Скоростной разведчик SR-71 с гибридными ТРД/ПВРД.

Гибридный ТРД / ПВРД

Турбопрямоточный двигатель J58

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

Регулируемые сопла

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

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

Область применения

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

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

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

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

Двухконтурный турбореактивный двигатель

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

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

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

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

, (2)

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

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

, (3)

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

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

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

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

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

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

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

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

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

ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель

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

Область применения

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

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

Як-44 с винтовентиляторными двигателями Д-27

Винтовентиляторный двигатель

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

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

Турбовинтовой двигатель (ТВД)

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

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

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

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

Примечания

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

biograf.academic.ru