Высотная характеристика турбореактивного двигателя. Турбореактивный двигатель характеристики


СКОРОСТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Скоростная характеристика ТРД показывает изменение тяги и удельного расхода топлива от изменения скорости полета.

Скоростная характеристика строится при следующих условиях: Н = пост., п = пост., Тз = пост., т. е. при полете, ни постоянной (неизменной) высоте, при работе двигателя на 'постоянные числах оборотов и при неизменной темпера­туре газов перед турбиной.

Скоростная характеристика турбореактивного двигателя показана на рис. 49. Как видно из рисунка, тяга двигателя с увеличением скорости полета от нуля до 700—900 кмiчас медленно уменьшается, примерно до 80% от тяги, которую развивал двигатель при работе на месте (от РМАКС).При дальнейшем увеличении скорости тяга начинает возрастать.

Рис. 49. Скоростная характеристика ТРД.

Чем объяснить такой характер изменения тяги с увели­чением скорости полета?

Тяга, как мы знаем, определяется произведением секунд­ного расхода воздуха на разность скоростей воздушного Потока на выходе издвигателя и на входе в него:

 

 

До скорости полета 700—900 км/час секундный расход воздуха растет очень медленно, а разность скоростей с5 - со уменьшается очень сильно, поэтому тяга ТРД падает.

При скоростях полета свыше 700—900 км/час за счет скоростного напора секундный расход воздуха GСЕК начинает увеличиваться быстрее и, хотя разность скоростей с5 - сопродолжает уменьшаться, тяга ТРД начинает увеличи­ваться.

Удельный расход топлива с увеличением скорости полета непрерывно увеличивается.

Удельный расход топлива определяется по уравнению:

 

 

При увеличении скорости полета будут изменяться разность температур Т3 — Т2и удельная тяга.

С увеличением скорости полета за счет торможение потока увеличивается температура воздуха на входе в ком­прессор и соответственно увеличивается температура воз­духа на входе в камеру сгорания Т2.

Рис. 50. Изменение удельного расхода топлива по скорости полета.

При постоянной температуре газов за камерой сгорания Т3разность Т3 — Т2будет уменьшаться. Эта разность тем­ператур определяет количество тепла (а следовательно, и количество топлива), расходуемого на нагрев одного кило­грамма воздуха.

Удельная тяга с увеличением скорости полета умень­шается быстрее, чем разность температур Т3 — Т2, поэтому удельный расход топлива увеличивается.

Для выполненных турбореактивных двигателей удельный расход топлива при работе на месте (когда скорость полети с0= 0) на максимальных оборотах лежит в пределах 0,80—1,05 (кг топл/кг тяги в час) и при увеличении скорости полета до 1000 км/час повышается до 1—1,5 (кг топл/кг тяги в час).

Удельный расход топлива на скорости полета 1000 км/час, превышает удельный расход топлива при работе двигателя на земле на месте примерно на 35—40% (рис. 50).

Похожие статьи:

poznayka.org

Высотная характеристика турбореактивного двигателя

Высотная характеристика ТРД показывает изменение тяги и удельного расхода топлива от высоты полета.

Высотная характеристика снимается при испытании ТРД при следующих условиях: с0 = пост., n = пост., Т3 = пост, т. е. при полете на неизменной скорости, при работе двига­теля на постоянных числах оборотов и неизменной темпера­туре газов перед турбиной.

Высотная характеристика одного из выполненных турбо­реактивных двигателей приведена на рис. 47. Как видно из рисунка, с увеличением высоты полета тяга двигателя непре­рывно уменьшается и на высоте 10 км составляет около 46% от максимальной тяги, развиваемой двигателем на земле Н=0).

Падение тяги объясняется уменьшением удельного веса воздуха с высотой, следовательно, уменьшением секундного расхода воздуха, протекающего через двигатель с увеличением высоты полета.

С подъемом на высоту температура окружающего воз духа понижается, это улучшает работу компрессора. Сте­пень сжатия двигателя повышается. Поэтому с увеличением высоты полета удельный расход топлива уменьшается. На высоте 11 км удельный расход топлива ТРД составляет примерно 80% от удельного расхода на земле (рис, 48).

Рис. 47. Высотная характеристика ТРД.

Рис. 48. Изменение удельного расхода топлива по высоте полета.

Турбореактивный двигатель более экономичен на боль­ших высотах. Самолет с ТРД при полетах на высоте проле­тит большее расстояние и продержится в воздухе дольше, чем при полете на малой высоте.

Скоростная характеристика турбореактивного двигателя

Скоростная характеристика ТРД показывает изменение тяги и удельного расхода топлива от изменения скорости полета.

Скоростная характеристика строится при следующих условиях: Н = пост., п = пост., Тз = пост., т. е. при полете, ни постоянной (неизменной) высоте, при работе двигателя на 'постоянные числах оборотов и при неизменной темпера­туре газов перед турбиной.

Скоростная характеристика турбореактивного двигателя показана на рис. 49. Как видно из рисунка, тяга двигателя с увеличением скорости полета от нуля до 700—900 кмiчас медленно уменьшается, примерно до 80% от тяги, которую развивал двигатель при работе на месте (от РМАКС). При дальнейшем увеличении скорости тяга начинает возрастать.

Рис. 49. Скоростная характеристика ТРД.

Чем объяснить такой характер изменения тяги с увели­чением скорости полета?

Тяга, как мы знаем, определяется произведением секунд­ного расхода воздуха на разность скоростей воздушного Потока на выходе из двигателя и на входе в него:

До скорости полета 700—900 км/час секундный расход воздуха растет очень медленно, а разность скоростей с5 - со уменьшается очень сильно, поэтому тяга ТРД падает.

При скоростях полета свыше 700—900 км/час за счет скоростного напора секундный расход воздуха GСЕК начинает увеличиваться быстрее и, хотя разность скоростей с5 - со продолжает уменьшаться, тяга ТРД начинает увеличи­ваться.

Удельный расход топлива с увеличением скорости полета непрерывно увеличивается.

Удельный расход топлива определяется по уравнению:

При увеличении скорости полета будут изменяться разность температур Т3 — Т2 и удельная тяга.

С увеличением скорости полета за счет торможение потока увеличивается температура воздуха на входе в ком­прессор и соответственно увеличивается температура воз­духа на входе в камеру сгорания Т2.

Рис. 50. Изменение удельного расхода топлива по скорости полета.

При постоянной температуре газов за камерой сгорания Т3 разность Т3 — Т2 будет уменьшаться. Эта разность тем­ператур определяет количество тепла (а следовательно, и количество топлива), расходуемого на нагрев одного кило­грамма воздуха.

Удельная тяга с увеличением скорости полета умень­шается быстрее, чем разность температур Т3 — Т2, поэтому удельный расход топлива увеличивается.

Для выполненных турбореактивных двигателей удельный расход топлива при работе на месте (когда скорость полети с0 = 0) на максимальных оборотах лежит в пределах 0,80—1,05 (кг топл/кг тяги в час) и при увеличении скорости полета до 1000 км/час повышается до 1—1,5 (кг топл/кг тяги в час).

Удельный расход топлива на скорости полета 1000 км/час, превышает удельный расход топлива при работе двигателя на земле на месте примерно на 35—40% (рис. 50).

studfiles.net

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 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

xn--b1aeclack5b4j.xn--j1aef.xn--p1ai

WikiZero - Турбореактивный двигатель

Wikipedia open wikipedia design. 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.

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 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 в

www.wikizero.com

Двигатель турбореактивный - Энциклопедия по машиностроению XXL

Решение о развитии реактивной истребительной авиации было принято Советским правительством еще в ходе Великой Отечественной войны. Весной 1946 г. начались летные испытания первых отечественных реактивных истребителей МиГ-9 и Як-15, а осенью того же года — летные испытания реактивного истребителя Ла-150. Истребитель МиГ-9 — цельнометаллический моноплан с двумя турбореактивными двигателями РД-20 (рис. 105) — был спроектирован ОКБ А. И. Микояна. Принятая в нем компоновка, характерная размещением двигателей непосредственно в фюзеляже и ставшая впоследствии классической для двухмоторных самолетов этого класса, значительно улучшила его аэродинамические качества. Истребитель Як-15 (рис. 106) был спроектирован ОКБ А. С. Яковлева на базе серийно строившегося самолета-истребителя Як-3 — с заменой поршневого двигателя турбореактивным двигателем РД-10 и с устройством специального экрана из жароупорной стали для защиты нижней поверхности фюзеляжа от действия горячих газов, выбрасываемых из выхлопного сопла. Опытный истребитель Ла-150 был построен по проекту, разработанному ОКБ С. А. Лавочкина.  [c.373] Рассмотрены устройство, эксплуатация и надежность авиационных газотурбинных двигателей (турбореактивных, турбовинтовых, двухконтурных), используемых в наземных технологических и энергетических установках. На основе опыта эксплуатации в авиации рекомендованы принципиальные схемы использования ГТД в электрогенераторных установках, нефтеперерабатывающих и газоперекачивающих агрегатах, дождевальных и распылительных установках для сельского хозяйства и т. д. Даны обоснования выбора основных параметров наземных установок. Изложены вопросы надежности установок, технология управления двигателями на различных режимах, особенности их эксплуатации.  [c.223]

Процесс разрушения при совместном действии усталости и ползучести материала характерен для ответственных деталей энергетических установок и двигателей рабочих лопаток стационарных газовых турбин и двигателей турбореактивных самолетов, трубопроводов и др.  [c.32]

На рис. П.84 представлена схема наиболее распространенного авиационного газотурбинного двигателя — турбореактивного двигателя. При движении самолета через входную часть двигателя поступает воздух, давление которого несколько повышается в диффузоре 5. В осевом компрессоре 1 происходит дальнейшее повышение давления воздуха, и он поступает в камеру сгорания 2, куда подается распыленное жидкое топливо. Образующиеся в камере сгорания газы поступают в газовую турбину 3, вырабатывая мощность, расходуемую на привод компрессора. Отработавшие в турбине газы удаляются через сопла 4 в атмосферу, создавая реактивную силу, движущую самолет.  [c.224]

В настоящее время особенно широкое применение газовая турбина получила в качестве двигателя для привода компрессора в авиационных реактивных двигателях (турбореактивные двигатели). В ближайшие годы следует ожидать дальнейшего развития газовых турбин и внедрения их в различные отрасли народного хозяйства. К числу причин, затрудняющих развитие газовых турбин, следует отнести необходимость работы лопаток рабочего колеса турбины при высоких температурах газа, проходящего по лопаткам, и необходимость иметь компрессор с высоким коэфициентом полезного действия.  [c.435]

Особенно широкое распространение за последние годы получили газовые турбины в авиации при установке их ка самолёты в сочетании с реактивными двигателями (турбореактивные двигатели).  [c.442]

Ракетные двигатели практически применяются на ракетных снарядах ближнего, среднего и дальнего радиуса действия в качестве самолетных ускорителей — либо как часть смешанной двигательной установки (ракетный двигатель+турбореактивный двигатель) для высотных высокоскоростных самолетов-перехватчиков, либо в качестве вспомогательного двигателя, работающего лишь во время старта в качестве силовых установок сверхзвуковых рельсовых тележек, а также для управления движением ракетных снарядов и самолетов.  [c.25]

Папример, предлагается устанавливать на первых ступенях ракет-носителей воздушно-реактивные двигатели — турбореактивные и прямоточные. Наиболее пригодны для подобного использования прямоточные двигатели с так называемым сверхзвуковым сгоранием (в этих двигателях топливо сгорает в воздушном потоке, движущемся со  [c.683]

Класс I Прямоточный воздушно-реактивный двигатель Турбореактивный двигатель Оборудование для химической промышленности Детали нагревательных печей Тепловое оборудование Орбитальные ракеты Ракетный зонд 800—1100 800—1100 800—1100 800—1100 800—1100 800—1100 800—1100 Тип 1А Короткое время работы (менее 1 ч) Тип ПА Продолжительное время работы (более 1 ч)  [c.18]

Датчики температуры торможения используются также для измерения температуры воздуха на входе в компрессор турбореактивного двигателя. Точное значение этой температуры необходимо для правильного выбора степени сжатия — одного из важных параметров управления на взлете.  [c.231]

Примером устаревания последнего вида может служить переворот, произведенный не сто.ть давно в авиации появлением турбореактивных двигателей, почти полностью вытеснивших поршневые двигатели внутреннего сгорания.  [c.37]

Турбореактивными двигателями оборудованы известные всему миру самолеты ИЛ-62, ТУ-154.  [c.113]

Для увеличения силы тяги нужно увеличивать либо массу поступающего воздуха Но. либо скорость с, с которой он вылетает, либо и то и другое вместе. Скорость с определяется тем, насколько расширяется воздух в камере, т. е. какая температура поддерживается в камере. Для увеличения количества воздуха, поступающего в дви-гатель, применяется компрессор, расположенный у входного отверстия двигателя и приводимый во вращение турбиной, помещенной у выходного отверстия турбину вращает вылетающая из двигателя струя газа. Такие воздушно-реактивные двигатели получили название турбореактивных. Турбореактивный двигатель может создать силу тяги и при скорости самолета v = О (т. е. на стоянке), в то время как воздушно-реактивный двигатель без турбины в этом случае тяги не создает (так как воздух в него не поступает). На самолетах, снабженных воздуш-  [c.576]

По типу рабочего процесса реактивные двигатели подразделяют на воздушно-реактивные (турбореактивные) и ракетные.  [c.113]

Итак, в конечном счете из уравнения моментов количества движения вытекает, что степень повышения давления в компрессоре турбореактивного двигателя падает с увеличением скорости полета. Результаты расчета по этой формуле при стартовой степени повышения давления = 4 и к = 1,4 представлены в следующей таблице  [c.47]

Основное назначение турбокомпрессорного устройства в турбореактивном двигателе состоит в том, чтобы создать в выходном сопле (за турбиной) большее полное давление, чем в диффузоре (перед компрессором)  [c.48]

При дозвуковой, околозвуковой и не очень большой сверхзвуковой скорости полета, когда сжатие газа в компрессоре существенно преобладает над расширением в турбине, турбореактивный двигатель сохраняет все свои преимущества перед прямоточным реактивным двигателем.  [c.48]

В турбореактивном двигателе работа турбины используется практически целиком на привод компрессора Lt Ьк. Если пренебречь небольшими изменениями газовой постоянной и показателя адиабаты, то будем иметь  [c.56]

Доля работы компрессора ( к/2 ) обычно значительно больше половины, следовательно, на образование свободной мощности в турбореактивном двигателе тратится относительно малая часть располагаемой энергии.  [c.57]

Тяга турбореактивного двигателя определяется скоростью истечения из сопла  [c.57]

Как показано выше, в турбореактивном двигателе всегда выполняется равенство Li = Lk.  [c.57]

Для воздуха (А = 1,4, i = 287,3 Дж/(кг-К)) численный коэффициент в уравнении (109) т = 0,0404 [м с К° ]. Для выхлопных газов в турбореактивных двигателях к = 1,33, R = = 288,3 Дж/ (кг К)) т = 0,0396. Для пороховых газов в среднем можно считать т = 0,035.  [c.238]

Пример 10. Форсажная камера турбореактивного двигателя представляет собой установленную за турбиной цилиндрическую трубу с соплом регулируемого сечения на выходе. В камере происходит горение дополнительно впрыскиваемого топлива, вследствие чего повышается температура газа. Пусть параметры потока газа па входе в камеру р = 1,94-10 Н/м , Г =880 К, А,] = 0,4. Эти величины должны сохраняться постоянными независимо от величины подогрева газа, иначе будет изменен режим работы турбины и компрессора.  [c.250]

Рис. 9.2. Схема стенда для испытания турбореактивных двигателей 1 — входная шахта, 2 — двигатель на балансирном станке, 3 — эжектор,
Форсажная камера турбореактивного Шлихтинга функция 365, 371 двигателя 250 Фронт пламени 218 Фруда число 79, 81, 86 Функции газодинамические 233—245,  [c.597]

Компрессорные турбореактивные двигатели  [c.172]

Воздушно-реактивные двигатели. Турбореактивный двигатель (см. рис. 6.2) работает по термодинамическому циклу (рис. 6.3, а). На взлете воздух из атмосферы засасывается в воздухозаборник со скоростью до 150 — 200 м/с. В полете на больщих скоростях воздух подвергается динамическому сжатию в свободной струе и сверхзвуковом диффузоре до параметров, соответствующих точке в. Дальнейщее сжатие воздуха до точки к происходит в компрессоре. (В современных ТРД основным типом компрессора является многоступенчатый осевой.) Общая степень повышения давления в ТРД достигает 100 — 200.  [c.259]

В настояш,ее время используются несколько типов этих двигателей Турбореактивные (ТРД), турбовинтовые (ТВД), двухконтурные (ТРДД).  [c.4]

В настоящее время распространены три вида воздушно-реактив ных двигателей турбореактивные (сокращенно ТРД), пульсирующие (ПуВРД) и прямоточные (ПВРД).  [c.12]

Основные силовые установки самолетов. Ракетные двигатели в качестве основных силовых установок ставятся обычно на самолетах-перехватчиках. Для обеспечения полета на крейсерском режиме на таких самолетах имеются обычно другие двигатели (турбореактивные). Продолжительность работы ракетных двигателей самолетов-перехватчиков ограничена примерно десятью минутами. Рассмотрим в качестве примеров двигательные установки SEPR630 и Де Хэвиленд Спектр .  [c.39]

Транспортные ГТУ щироко применяются в качестве главных и форсажных двигателей самолетов (турбореактивных и турбовинтовых) и судов морского флота. Это связано с возможностью получения рекордных показателей по удельной мощности и габаритным размерам по сравнению с другими типами двигателей, несмотря на несколько завыщенные расходы топлива. Газовые турбины весьма перспективны как двигатели локомотивов, где их незначительные габариты и отсутствие потребности в воде являются особенно ценными. Транспортные ГТУ работают в щироком диапазоне нагрузок и пригодны для кратковременных форсировок.  [c.176]

Жаропрочные сплавы. Эти сила[1ы используют для деталей, рабо тающих при гемпературах до 300 С (поршни, головки цилиндров, крыльчатки, лопатки и диски осевых компрессоров турбореактивных двигателей, обшивка сверхзвуковых самолетов и т. д.). Жаропрочмь е сплавы имеют более сложный химический состав, чем рассмотреипыс, выше алюминиевые сплавы. Их дополнительно легируют железом, никелем п титаном.  [c.331]

В турбокомнрессорпых реактивных двигателях, нлп, как их называют, турбореактивных двигателях (ТРД), воздух, после сжатия в диффузоре дополнительно сжимается в турбокомпрессоре, который приводится во вращение газовой турбиной, расположеп-ной после камеры сгорания. Эффективность работы таких двигателей вследствие повышения степени сжатия значительно больше, чем  [c.290]

Малотоксичная камера сгорания авиационного двигателя ЛТ9Д разработана на базе конструкции серийной камеры сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя 1Т9Д-7, имевшей неудовлетворительные эмиссионные характеристики. Обеспечение качества прбцесса смесеобразования в этих камерах достигается ор-  [c.32]

В турбореактивных двигателях и в экспериментальных установках для исследования шума турбулентных струй аэроакусти-ческое взаимодействие в главной своей части обусловлено чувствительностью турбулентной струи к акустическим возмущениям, зависящим в общем случае от частоты, интенсивности и мод воздействующего звука. Такая чувствительность определяется в ос-  [c.126]

Характерные особенности закрученного потока наиболее полно подходят для создания эффективной схемы конвективных и конвективно-пленочных систем охлаждения лопаток проточной части ГТД. В турбинных двигателях IV—VI поколений прослеживается тенденция использования больших степеней понижения давления газа в ступени (я > 2), что обусловливает возможность применения вихревых энергоразделителей (ВЭ) в охлаждаемых лопатках. По прогнозу к 2000 г. будут вводиться в эксплуатацию перспективные двухконтурные турбореактивные двигатели со степенью повышения давления в компрессоре до л = 60, с последней центробежной ступенью компрессора и противоточной камерой сгорания в этом случае на охлаждение соплового аппарата второй ступени удобно подвести воздух высокого давления из внутреннего кожуха камеры сгорания, и использование ВЭ становится перспективным.  [c.367]

В турбореактивном двигателе, схема которого изображена на рис. 89, имеется компрессор 1, вращаемый газовой турбиной 2, находящейся в струе выбрасываемых газов. Воздух, поступающий в такой двигатель, сжимается не только в результате скоростного напора, но и компрессором. В обычных воздущно-реактивных двигателях сила тяги возникает только при движении самолета, тогда как турбореактивный двигатель, засасывая воздух компрессором, обладает тягой и при неподвижном самолете.  [c.114]

Разновидностью турбореактивного двигателя является турбовинтовой двигатель. В турбовинтовых двигателях ббльщая часть мощности газовой турбины (90—93%) идет на вращение воздущ-ного винта, который сообщает относительно небольшую скорость большой массе воздуха и тем самым создает тягу. Остальная часть мощности газовой турбины расходуется на вращение компрессора. Воздух с продуктами сгорания, выходя после турбины из сопла,  [c.114]

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

Обычно температура затормошенного газа в выходном сопле значительно выше температуры заторможенного газа в диффузоре (Г > Уд). Тогда из равенства работ компрессора и турбины вытекает, что степень уве-диченпя давления воздуха в компрессоре выше степени уменьшения давления в турбине т. е. при Т) Т1 1 имеется избыточное давление в реактивном сопле двигателя. Это необходимо для того, чтобы скорость истечения из сопла Ша и соответственно реактивная тяга были достаточно велики (как на старте, так и в полете). Турбореактивный двигатель развивает обычно значительную стартовую тягу.  [c.57]

Исли дав.чение 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]

mash-xxl.info

Высотные характеристики турбореактивных двигателей - Энциклопедия по машиностроению XXL

из "Эксплуатационные характеристики авиационных газотурбинных двигателей "

Высотнымй характеристиками, или характеристиками по высоте полета турбореактивных двигателей называют зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты полета лри задаиной программе регулирования двигателя. Высотные характеристики подобно скоростным часто дополняют кривыми изменения температуры газа перед турбиной, часового расхода топлива,, а также других важных в эксплуатации параметров. [c.65] С поднятием на высоту используют те же программы регулирования двигателя, что по скорости полета. Мы ограничимся здесь анализом высотных характеристик одновальных ТРД, построенных для программы регулирования на максимальную тягу. [c.65] Допущение постоянства к. п. д. компрессора и турбины на больших высотах (Я 15 км) является достаточно приближенным. Известно, что на больших высотах наступает падение чисел Рейнольдса, отнесенных к хорде лопаток — характерному линейному размеру компрессорных и турбинных решеток. В результате этого у ТРД небольших разд1еров может наступить падение к. п. д. указанных элементов. [c.66] Также приближенным оказывается допущение о неизменности коэффициента полноты сгорания с поднятием двигателя на высоту. На очень больших высотах понижение давления в топливной системе и в амерах сгорания приводит к резкому ухудшению смесеобразования и к падению механической полноты сгорания топлива. Сохранение высокой полноты сгорания требует применения специальных испарительных камер сгорания, многоканальных форсунок, катализаторов реакции сгорания и т. д. [c.66] Увеличение суммарной степени сжатия оказывается тем значительнее, чем больше абсолютное значение стендовой степени сжатия компрессора (тгкр) и чем меньше скорость полета (рис. 3.9). [c.67] Рассмотрим теперь, как изменяется весовой расход воздуха через ТРД i . поднятием на высоту (рис. ЗЛО). [c.67] Из выражения расхода воздуха, написанного для соплового аппарата турбины. [c.67] С поднятием на высоту до Я=11 км удельная тяга возрастает в о бычном диапазоне значений тгк и Гз на 40—60%. [c.69] Основным фактором изменения полной тяги. по высоте полета является падение расхода воздуха, обусловленное непрерыв-лым уменьшением наружного давления. Однако падение тяги лроисходит медленнее, чем снижение Gb. Оно задерживается ростом удельной тяги. При пятикратном уменьшении наружного давления расход воздуха падает примерно в три раза, а тяга ТРД не больше, чем в два раза. [c.69] Падение тяги усиливается при уменьшении скорости полета, снижении Як и росте Гз. [c.69] На высотах, больших 11 км, наружная температура сохраняет неизменное значение 7 н = 216,5°К вплоть до высоты Л=25—30 км. На этих высотах (во всей изотермической области) имеем я = onst. Следовательно, удельная тяга здесь также постоянна. Падение же расхода воздуха и полной тяги двигателя ускоряется. Теперь оно происходит пролорционально атмосферному давлению, т. е. [c.69] Увеличение скорости истечения из реактивного сопла при неизменной скорости полета приводит к увеличению потерь с выходной скоростью и к падению тягового к. п. д. [c.70] С поднятием на высоту (см. рис. 3.11). Чем больше tih приближается к единице, тем меньше на него влияет увеличение s. [c.70] Расчеты показывают, что при высоких значениях Г1н определяющим элементом является повышение эффективного к. п. д. Таким образом, с поднятием на высоту общий к. п. д. ТРД растет. Этот факт характеризует улучшение экономичности работы двигателя на высоте. [c.70] Так как при постоянной скорости полета удельный расход топлива обратно пропорционален общему к. п. д. [c.70] ТО С поднятием на высоту вплоть до Я=11 км величина Суд непрерывно снижается (см. рис. 3.11). [c.70] Дальнейший подъем на высоту (когда Я 11 км) не оказывает влияния на величину УД- Исключением являются те случаи,. [c.70] В качестве иллюстрации высотной характеристики ТРД на рис. 3.12 приведена характеристика двигателя Эвон . [c.71]

Вернуться к основной статье

mash-xxl.info

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

 турбореактивный двигатель турбореакти́вный дви́гатель

Энциклопедия «Техника». — М.: Росмэн. 2006.

Турбореактивный двигатель (ТРД) — разновидность воздушно-реактивного двигателя, в котором для повышения давления применён турбокомпрессор. Основные составные части ТРД : воздухозаборник 1, компрессор 2, камера сгорания 3, турбина 4, реактивное сопло 5. При полёте набегающая струя воздуха частично тормозится в воздухозаборнике, и давление воздуха повышается. Из компрессора, где происходит дальнейшее повышение давления, сжатый воздух поступает в камеру сгорания, куда впрыскивается топливо. Продукты сгорания топлива с высокой температурой поступают на турбину, которая соединена валом с компрессором. В турбине газ расширяется и совершает работу, необходимую для сжатия воздуха в компрессоре. За турбиной газ имеет давление и температуру, позволяющие при его дальнейшем расширении в реактивном сопле получить скорость истечения струи, превышающую скорость поступающего в двигатель воздуха (скорость полёта). Положительная разность количества движения газа и воздуха обеспечивает образование реактивной тяги двигателя. В конце 30-х — начале 40-х гг. поршневые двигатели винтовых самолётов уже не обеспечивали роста тяги, требовавшегося в связи с ростом скоростей полёта, что дополнительно усугублялось падением кпд винта. На смену ПД пришли ТРД. Изменение тяги Р, а также удельного расхода топлива Суд в зависимости от Маха числа М(∞) (скорости полёта).. Из них видно, что с увеличением скорости полёта тяга ТРД возрастает практически на всех высотах. Именно это свойство характеристики ТРД обеспечило их широкое распространение. Кроме того, масса ПД требуемой мощности с увеличением расчётной скорости полёта возрастает до неприемлемых значений, в то время как увеличение массы ТРД с ростом расчётной максимальной скорости полёта оказывается небольшим, так как в лопаточных машинах повышение мощности турбокомпрессора сопровождается увеличением главным образом изгибающих напряжений в лопатках турбокомпрессора, что влияет на увеличение массы ТРД незначительно. Поэтому удельная масса, представляющая собой отношение массы двигателя к тяге, у ПД резко увеличивается, а у ТРД уменьшается при увеличении скорости полёта. Возрастание тяги ТРД при увеличении скорости полёта объясняется непрерывным ростом расхода воздуха через двигатель, однако при постоянной температуре газа перед турбиной с ростом скорости полёта одновременно уменьшается работа термодинамического цикла и соответственно удельная тяга двигателя; взаимное влияние расхода воздуха и удельной тяги определяет вид тяговых характеристик. При малых скоростях полёта, приблизительно до 300 км/ч, вследствие слабого вначале увеличения расхода воздуха абсолютная тяга несколько снижается, а затем возрастает, особенно резко у форсированных ТРД . Теоретически при очень высокой скорости полёта работа цикла и тяга уменьшаются до нуля, несмотря на продолжающийся рост расхода воздуха. Основными параметрами ТРД являются температура газа перед турбиной Т*г и степень повышения давления воздуха в компрессоре (π)*к. В общем случае эти параметры независимы. Однако развитие ТРД связано с ограничением температуры газа перед турбиной вследствие ограничения жаропрочности её деталей. Поэтому каждому значению Т*г соответствует оптимальное значение степени повышения давления, обеспечивающее максимальную тягу или наилучшую экономичность. Наличие оптимума по степени повышения давления следует, например, из того, что при двух предельных её значениях, а именно минимальном, равном единице, и максимальном, при котором температура за компрессором достигает значения, равного температуре газа перед турбиной Т*г, и подвод теплоты в камере сгорания оказывается невозможным, работа цикла обращается в нуль. При снижении температуры газа перед турбиной, повышении скорости полёта и ухудшении кпд составных частей двигателя оптимальная степень повышения давления снижается. Скорость полёта, при которой оптимальное значение (π)*к снижается настолько, что давление в реактивном сопле оказывается равным давлению в воздухозаборнике, называется скоростью «вырождения» ТРД. Выше этой скорости целесообразно уже применение ПВРД. При повышении температуры газа перед турбиной, а также при повышении кпд составных частей двигателя оптимальное значение (π)*к повышается, увеличивается и максимальная скорость полёта самолётов с ТРД. Прогресс в материаловедении и развитие методов охлаждения двигателя позволили к 90-м гг. достичь значения температуры газа перед турбиной Т*г = 1700—1800 К; рассматриваются температуры газа перед турбиной, близкие значениям, соответствующим стехиометрическому соотношению топлива и воздуха в камере сгорания, то есть Т*г = 2300—2500 К. Степени повышения давления воздуха в компрессоре имеют значения (π)*к = 10—15 (в одноконтурных ТРД). ТРД был первым типом газотурбинного двигателя, получившим широкое практическое применение в авиации. Постоянная потребность увеличивать тягу, особенно с ростом скорости полёта, привела к появлению класса форсированных ТРД (ТРДФ — ТРД с форсажом), в которых между турбиной и реактивным соплом располагается форсажная камера сгорания. ТРД разделяются: по числу роторов турбокомпрессора — на одно- и двухвальные; по типу компрессоров — на ТРД с центробежным и осевым компрессорами; по типу камеры сгорания — на ТРД с индивидуальными и кольцевыми камерами; по типу реактивного сопла — на ТРД с осесимметричным или плоским, нерегулируемым или регулируемым соплами, с управлением вектором тяги, с реверсивным устройством. В 60—80-х гг. широкое распространение получили турбореактивные двухконтурные двигатели, в том числе с форсажной камерой. Как составная часть ТРД используется в различных комбинированных двигателях. Историческая справка. Впервые идея использования турбокомпрессора в двигателе для ЛА изложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909. Основы теории ВРД в СССР были опубликованы в 1929 Б. С. Стечкиным. Начало работ по созданию ТРД относится к 1930—37. В этот период в СССР начал работы по ТРД А. М. Люлька, в Великобритании Ф. Уиттл запатентовал схему ТРД с центробежным компрессором, во Франции теорией ТРД занимался М. Руа, в Германии с 1936 над созданием ТРД работал X. Охайн. Создание первых ТРД относится к 1937. В Германии на фирме «Хейнкель-Хирт» был испытан созданный по проекту Охайна двигатель тягой 2500 Н; в Великобритании на фирме «Пауэр джетс» прошёл испытания разработанный по проекту Уиттла двигатель U. В 1939 в Германии состоялся полёт самолёта Не-178 с двигателем HeS3B тягой 4900 Н, а в 1941 в Великобритании — полёт самолёта Глостер Е28/39 с двигателем W тягой 3820 Н. В годы 2-й мировой войны начаты работы над ТРД в США и Японии. В СССР первый этап работы вплоть до окончания Великой Отечественной войны связан с работами Люльки, приведшими к созданию первых двигателей из семейства АЛ. После войны к созданию ТРД подключились коллективы КБ, возглавляемые В. Я. Климовым и А. А. Микулиным. Существенный вклад в теорию ТРД внесли В. В. Уваров, Н. В. Иноземцев, К. В. Холщевников и др. учёные ЦИАМ, ЦАГИ, ВВИА. В разработке отечественных ТРД последующих поколений большая роль принадлежит коллективам КБ под руководством В. А. Добрынина, А. Г. Ивченко, С. П. Изотова, Н. Д. Кузнецова, В. А. Лотарева, П. А. Соловьёва, С. К. Туманского.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.

.

  • турбогенератор
  • тяговая подстанция

Смотреть что такое "турбореактивный двигатель" в других словарях:

  • Турбореактивный двигатель — военного самолёта. ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ТРД), тепловой двигатель, в котором используется газовая турбина, а реактивная тяга образуется при истечении продуктов сгорания из реактивного сопла. Часть работы турбины расходуется на сжатие и… …   Иллюстрированный энциклопедический словарь

  • ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ТРД) турбокомпрессорный двигатель, в котором тяга создается прямой реакцией потока сжатых газов, вытекающих из сопла. Разновидность турбореактивных двигателей турбореактивный двухконтурный двигатель …   Большой Энциклопедический словарь

  • ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, авиационный двигатель (вид газовой ТУРБИНЫ), в котором энергия вырабатывается реактивной силой расширяющихся газов. Спереди в компрессор поступает воздух, нагнетается в камеру сгорания, смешивается с горючим и… …   Научно-технический энциклопедический словарь

  • ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ТРД), тепловой двигатель, в котором используется газовая турбина, а реактивная тяга образуется при истечении продуктов сгорания из реактивного сопла. Часть работы турбины расходуется на сжатие и нагревание воздуха (в компрессоре). Наибольшее… …   Современная энциклопедия

  • Турбореактивный двигатель — состоит из компрессора, системы сгорания, турбины и сопла, которое представляет собой сужающуюся трубу, помещенную внутри выпускной трубы. Поток горячего сжатого газа, поступающий из турбины, попадая в сопло, преобразуется в высокоскоростную… …   Официальная терминология

  • турбореактивный двигатель — ГТД, в котором энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию струй газов, вытекающих из реактивного сопла (сопел). [ГОСТ 23851 79] Тематики двигатели летательных аппаратов EN turbojet engine DE Strahlturbine FR turboréacteur …   Справочник технического переводчика

  • Турбореактивный двигатель — Эта статья или раздел нуждается в переработке. Пожалуйста, улучшите статью в соответствии с правилами написания статей …   Википедия

  • турбореактивный двигатель — (ТРД), турбокомпрессорный двигатель, в котором тяга создаётся прямой реакцией потока сжатых газов, вытекающих из сопла. Разновидность турбореактивного двигателя  турбореактивный двухконтурный двигатель. * * * ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ… …   Энциклопедический словарь

  • турбореактивный двигатель — turboreaktyvinis variklis statusas T sritis fizika atitikmenys: angl. jet engine; turbojet; turbo jet engine vok. Turbinenluftstrahltriebwerk, m; Turbostrahltriebwerk, m; Turbotriebwerk, m rus. турбореактивный двигатель, m pranc. turbojet, m;… …   Fizikos terminų žodynas

  • турбореактивный двигатель — turboreaktyvinis variklis statusas T sritis Energetika apibrėžtis Kompresorinis oro reaktyvinis variklis, kuriame dujų turbinos darbas eikvojamas kompresoriui sukti, o iš turbinos reaktyviąja tūta ištekančių dujų potencinė energija sukuria… …   Aiškinamasis šiluminės ir branduolinės technikos terminų žodynas

Книги

  • Огненное сердце, Л. М. Кузьмина. В 30-е годы, когда царствовал поршневой мотор, никому не известный инженер Люлька взял на себя смелость утверждать, что дни этого мотора сочтены, он берется создать такой двигатель, который… Подробнее  Купить за 230 руб
  • Огненное сердце, Л. М. Кузьмина. В 30-е годы, когда царствовал поршневой мотор, никому не известный инженер Люлька взял на себя смелость утверждать, что дни этого мотора сочтены. И что он берется создать такой двигатель,… Подробнее  Купить за 200 руб
Другие книги по запросу «турбореактивный двигатель» >>

dic.academic.ru