Содержание
ИДЕНТИФИКАЦИЯ ВОЗДУШНЫХ РАДИОЛОКАЦИОННЫХ ЦЕЛЕЙ ПРИ ПОМОЩИ ЭФФЕКТА ДОПЛЕРА ОТ НАГРЕТОГО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ | Адалаева
1. Патент RU №2358284. МПК: G01S 13/08. Устройство устранения неоднозначных измерений дальности до целей, находящихся за пределами рабочей зоны радиолокационной станции/ Беляков Е.С., Кострова Т.Г., Антуфьев Р.В., Костров В.В.// Опубл. 10.06.2009. Бюл. № 16.
2. Патент RU №2149421. МПК: G01S 13/04. Способ радиолокационного обнаружения и сопровождения объектов и РЛС для его реализации / Беляев Б.Г., Голубев Г.Н., Жибинов В.А., Щекотов Ю.П.// Опубл. 20.05.2000. Бюл. № 14.
3. Патент RU №2389039. МПК: G01S 13/58. Способ измерения радиальной скорости воздушной цели в режиме перестройки частоты от импульса к импульсу по случайному закону при пониженном отношении сигнал-шум / Митрофанов Д.Г., Силаев Н.В., Майоров Д.А., Тулузаков В.Г., Немцов А.В. // Опубл. 20.05.2010. Бюл. № 13.
4. Патент RU №2341813. МПК: G01S 13/04. Подвижная наземная двухкоординатная РЛС кругового обзора метрового диапазона/ Башев В. В., Грачев О.Д., Зачепицкий А.А., Зяблов Н.Е., Кокурошников С.М., Малков М.А.// Опубл. 20.12.2008. Бюл. № 35.
5. Патент RU №2302077. МПК: H04B 1/04. Способ обработки сигнала / Анташев А.Б., Анташев В.Б.,Анташев Д.А.,Анташев П.В.// Опубл. 27.06.2007. Бюл. № 18.
6. Патент RU №2326401. МПК: G01S 13/34, H04D 7/00. Способ обнаружения сигнала / Анташев А.Б., Анташев В.Б., Анташев Д.А., Анташев П.В., Дементьев Р.С.// Опубл. 10.06.2008. Бюл. № 16.
7. Под ред. Соколов М. Вопросы перспективной радиолокации. — М.: Радиотехника. 2003. – 512 с.
8. Перунов Ю.М., Куприянов А.И. Радиоэлектронная борьба: радиотехническая разведка. — М.: Вузовская книга. 2016. – 190 с.
9. Радзиевский В.Г., Трифонов П.А. Обработка сверхширокополосных сигналов и помех. — М.: Радиотехника. 2009. – 288 с.
10. Панычев С.Н., Питолин В.М., Самоцвет Н.А. Универсальный показатель для оценки эффективности маскирующих и имитационных помех//Радиотехника. — 2016. — № 6. — С. 26-30.
11. Литвинов Н.
Н., Лаврентьев А.М. Анализ. Возможности маскировки зондирующих сигналов радиолокационных станций группировки противовоздушной обороны//Вестник Воздушно-космической обороны. — М.: ПАО «НПО «Алмаз». — 2017. — № 1 (13). — С. 38-43.
12. Головков А.А., Минаков В.Г. Синтез согласующе-фильтрующих устройств амплитуднофазовых манипуляторов при включении управляемого элемента последовательно источнику сигнала // Телекоммуникации. — 2005. — № 3. — С. 33-37.
13. Головков А.А., Головков В.А. Параметрический синтез амплитудно-фазовых модуляторов с различными вариантами включения нелинейного элемента относительно резистивного четырехполюсника//Радиотехника и электроника. — 2013. — № 8. — С. 609-618.
14. Головков А.А., Семенов А.А. Математическое и схемотехническое моделирование амплитудно-фазовых модуляторов с использованием резистивного согласующего устройства при последовательном соединении трехполюсного нелинейного элемента и цепи обратной связи // Нелинейный мир. — 2013. — № 6. — Т.
11. — С. 417-422.
15. Под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования — М.: Радиотехника. 2010. – 688 с.
16. Подкорытов А.Н. Высокоточное определение координат потребителя в глобальных навигационных спутниковых системах c использованием уточненной эфемеридно-временной информации // Вестник Московского авиационного института. — М.: МАИ. 2011. — № 3. — Т. 18. — С. 233-239.
17. Подкорытов А.Н. Высокоточное местоопределение в абсолютном режиме в ГНСС с использованием разрешения целочисленной неоднозначности псевдофазовых измерений//Электронный журнал «Труды МАИ». — № 59.
18. Никитин Д.П., Валайтите А.А. Анализ качества высокоточной эфемеридно-временной информации для определения координат низкоорбитальных космических аппаратов//Электросвязь. 2016. № 11. С. 18-24.
19. Никитин Д.П., Валайтите А.А. Алгоритм высокоточного абсолютного местоопределения по сигналам ГНСС для низкоорбитальных космических аппаратов//Электросвязь. — 2016.
— № 11. — С. 12-17.
20. Куликов С.В., Гудаев Р.А., Балдычев М.Т., Гайчук Ю.Н. Решение задачи распознавания излучающих объектов на основе подхода к отождествлению их диаграмм направленности // Наукоемкие технологии. — 2015. — № 12. — С. 26-30.
21. Рогов Д.А., Бабишкин А.А., Гудаев Р.А., Чистяков С.В. Алгоритм распознавания типа излучающего объекта на основе спектрального портрета в воздушно-космическом пространстве на основании использования спектрального портрета//Труды ВКА имени А.Ф.Можайского. — СПб.: ВКА имени А.Ф.Можайского. — 2016. — Вып. 654. — С. 38-42.
22. Федотов Н.Г. Теория признаков распознавания образов на основе стохастической геометрии и функционального анализа. — М.: Физматлит. 2010. – 304 с.
23. SobolevV.S., FeshenkoA.A. Accurate Cramer-Rao Bounds for a Laser Doppler anemometer // IEEE transactions on instrumentation and measurement. — 2006. — V. 55. — № 2. — P. 659-665.
24. Parkinson B., Spilker J. Global Positioning System: Theory and Practice.
V. I, II. Washington, DC: American Institute of Aeronautics and Astronautics. — 1996.
25. Rodrigo F. Leandro. Precise point positioning with GPS a new approach for positioning, atmospheric studies, and signal analysis//Department of Geodesy and Geomatics Engineering University of New Brunswick. 2009.
26. Publication on Geodesy 68ESA’s Earth Observation Programmes: Advancing Earth Science Through New Sensing Technology. Ссылка активна на 30.06.2018. URL: http://earthzine.org/2007/10/29/esas-earth-observation-programmes-advancing-earth-science-throughnew-sensing-technology.
Следующие слова
|
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).
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 связи с этим при скоростях полёта, соответствующих М < 0,5 (где М — число Маха, см.(смотри) 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.
40 CFR § 87.1 — Определения. | Электронный свод федеральных правил (e-CFR) | Закон США
§ 87.1 Определения.
Определения в этом разделе относятся к этой детали. Определения применимы ко всем подразделам. Любые термины, не определенные в этом разделе, имеют значение, данное в Законе о чистом воздухе. Далее следуют определения:
Act означает Закон о чистом воздухе с поправками (42 U.S.C. 7401 и последующие).
Администратор означает Администратора Агентства по охране окружающей среды и любого другого должностного лица или сотрудника Агентства по охране окружающей среды, которому могут быть делегированы соответствующие полномочия.
Самолет имеет значение, данное в 14 CFR 1.1, который определяет воздушное судно как устройство, используемое или предназначенное для использования в полете в воздухе. Обратите внимание, что в соответствии с § 87.3 требования этой части обычно применяются только к силовым двигателям, используемым на определенных самолетах, для которых требуются сертификаты летной годности США.
Авиационный двигатель означает силовой двигатель, который установлен или изготовлен для установки на воздушном судне.
Авиационный газотурбинный двигатель означает турбовинтовой, турбовентиляторный или турбореактивный авиационный двигатель.
Характеристический уровень имеет значение, указанное в Приложении 6 к Приложению 16 ИКАО (по состоянию на июль 2008 г.). Характеристический уровень представляет собой расчетный уровень выбросов для каждого загрязняющего вещества на основе статистической оценки измеренных выбросов в результате нескольких испытаний.
Класс TP означает все авиационные турбовинтовые двигатели.
Класс TF означает все турбовентиляторные или турбореактивные авиационные двигатели или авиационные двигатели, предназначенные для применений, которые в противном случае выполнялись бы турбореактивными и турбовентиляторными двигателями, за исключением двигателей классов T3, T8 и TSS.
Класс T3 означает все авиационные газотурбинные двигатели семейства моделей JT3D.
Класс T8 означает все авиационные газотурбинные двигатели семейства моделей JT8D.
Класс TSS означает все авиационные газотурбинные двигатели, используемые для приведения в движение самолетов, предназначенных для работы на сверхзвуковых скоростях полета.
Двигатель коммерческого самолета означает любой авиационный двигатель, используемый или предназначенный для использования «авиаперевозчиком» (включая тех, кто занимается «внутриштатными воздушными перевозками») или «коммерческим эксплуатантом» (включая тех, кто занимается «внутриштатными авиаперевозками») в качестве эти термины определены в подзаголовке 7 раздела 49Кодекса Соединенных Штатов и раздела 14 Свода федеральных правил.
Газотурбинный двигатель коммерческого самолета означает турбовинтовой, турбовентиляторный или турбореактивный двигатель коммерческого самолета.
Дата введения или дата введения означает дату изготовления первого отдельного серийного двигателя данной модели двигателя или семейства двигателей, подлежащих сертификации. Сюда не входят испытательные двигатели или другие двигатели, не введенные в эксплуатацию.
Дата изготовления означает дату, когда FAA (или другой компетентный орган для двигателей, сертифицированных за пределами США) выдает изготовителю документацию, подтверждающую, что данный двигатель соответствует всем применимым требованиям. Эта дата не может быть раньше даты завершения сборки двигателя. Если производитель не получает такую документацию от FAA (или другого компетентного органа для двигателей, сертифицированных за пределами США), дата изготовления означает дату окончательной сборки двигателя.
Производный двигатель для целей сертификации выбросов означает двигатель, который имеет такие же или аналогичные характеристики выбросов, что и двигатель, на который распространяется сертификат типа США, выданный в соответствии с 14 CFR, часть 33.
Эти характеристики указаны в § 87.48.
Назначенный сотрудник программы EPA означает директора отдела оценки и стандартов, 2000 Traverwood Drive, Ann Arbor, Michigan 48105.
Секретарь DOT означает министра транспорта и любого другого должностного лица или сотрудника Департамента транспорта, которому могут быть делегированы соответствующие полномочия.
Двигатель означает отдельный двигатель. Группа идентичных двигателей вместе составляет модель или подмодель двигателя.
Модель двигателя означает обозначение изготовителя двигателя для группы двигателей и/или подмоделей двигателей в рамках одного семейства сертификатов типа двигателя, когда такие двигатели имеют аналогичную конструкцию, в том числе аналогичны конструкции основного двигателя и камеры сгорания.
Подмодель двигателя означает группу двигателей с практически идентичной конструкцией, особенно в отношении конструкции основного двигателя и камеры сгорания, а также других характеристик, связанных с выбросами.
Двигатели из подмодели двигателя должны содержаться в одной модели двигателя. Для целей этой части исходная конфигурация модели двигателя считается подмоделью. Например, если производитель сначала выпускает модель двигателя, обозначенную ABC, а затем вводит новую подмодель ABC-1, модель двигателя состоит из двух подмоделей: ABC и ABC-1.
Семейство сертификатов типа двигателя означает группу двигателей (включающую одну или несколько моделей двигателей, включая подмодели и производные двигатели для целей сертификации по выбросам этих моделей двигателей), которые, по определению FAA, имеют достаточно общую конструкцию, чтобы их можно было сгруппировать вместе под сертификат типа.
EPA означает Агентство по охране окружающей среды США.
За исключением средств, позволяющих регулярно производить и продавать двигатели, которые не соответствуют (или не полностью соответствуют) другим применимым стандартам. (Обратите внимание, что это определение применяется только в отношении запасных двигателей и что термин «за исключением» имеет свое простое значение в других контекстах.
) Освобожденные двигатели должны соответствовать нормативным условиям, указанным для исключений в этой части и других применимых правилах. Исключенные двигатели считаются «подпадающими под действие» стандартов этой части, даже если они не обязаны соответствовать другим применимым требованиям. Двигатели, освобожденные в отношении определенных стандартов, должны соответствовать другим стандартам, от которых они не освобождены.
Освобождение означает разрешение (через формальный индивидуальный процесс) производить и продавать двигатели, которые не соответствуют (или не полностью соответствуют) другим применимым стандартам. Освобожденные двигатели должны соответствовать нормативным условиям, указанным для исключения в этой части и других применимых правилах. Освобожденные двигатели считаются «подпадающими под действие» стандартов этой части, даже если они не обязаны соответствовать другим применимым требованиям. Двигатели, освобожденные в отношении определенных стандартов, должны соответствовать другим стандартам в качестве условия освобождения.
Выбросы с выхлопными газами означают вещества, выбрасываемые в атмосферу из выпускных патрубков выхлопных газов, измеряемые с помощью процедур испытаний, указанных в подразделе G настоящей части.
FAA означает Министерство транспорта США, Федеральное авиационное управление.
Выбросы при сбросе топлива означает сырое топливо, исключая углеводороды в выхлопных газах, выбрасываемых из авиационных газотурбинных двигателей во время всех обычных наземных и летных операций.
Надлежащее инженерное суждение включает в себя принятие решений в соответствии с общепринятыми научными и инженерными принципами и всей соответствующей информацией в соответствии с положениями 40 CFR 1068.5.
Приложение 16 ИКАО означает том II Приложения 16 к Конвенции о международной гражданской авиации (включено посредством ссылки в § 87.8).
Авиационный газотурбинный двигатель, находящийся в эксплуатации, означает авиационный газотурбинный двигатель, находящийся в эксплуатации.
Военный самолет означает самолет, принадлежащий, эксплуатируемый или произведенный для продажи вооруженным силам или другому органу федерального правительства, отвечающему за национальную безопасность (включая, помимо прочего, Министерство обороны), и другие самолеты, считающиеся военными самолетами в соответствии с международным правом и конвенциями.
Новые средства, относящиеся к самолету или авиационному двигателю, которые никогда не вводились в эксплуатацию.
Эксплуатант означает любое лицо или компанию, которая владеет или эксплуатирует воздушное судно.
Дата прекращения производства или дата прекращения производства означает дату окончания временных разрешений на поэтапный отказ.
Номинальная выходная мощность (rO) означает максимальную мощность/тягу, доступную для взлета в стандартных дневных условиях, утвержденных для двигателя FAA, включая вклад в прогрев, где это применимо, но исключая любой вклад из-за впрыска воды, выраженный в киловаттах или килоньютонах (как применимо) и округляется не менее чем до трех значащих цифр.
Коэффициент номинального давления (rPR) означает соотношение между давлением на входе в камеру сгорания и давлением на входе в двигатель, достигаемое двигателем, работающим на номинальной мощности, округленное как минимум до трех значащих цифр.
Round имеет значение, данное в 40 CFR 1065.1001.
Дым означает вещество в выбросах отработавших газов, которое препятствует пропусканию света при измерении с помощью процедур испытаний, указанных в подразделе G настоящей части.
Число задымленности означает безразмерное значение, определяющее количество выбросов дыма, рассчитанное в соответствии с Приложением 16 ИКАО.
Запасной двигатель означает двигатель, установленный (или предназначенный для установки) на воздушном судне, находящемся в эксплуатации, для замены существующего двигателя, за исключением случаев, описанных в § 87.50(c).
Стандартные дневные условия означают следующие условия окружающей среды: температура = 15 °C, удельная влажность = 0,00634 кг h3O/кг сухого воздуха и давление = 101,325 кПа.
Дозвуковые средства, относящиеся к воздушным судам, которые не являются сверхзвуковыми воздушными судами.
Сверхзвуковые средства, относящиеся к воздушным судам, которые сертифицированы для полета со скоростью, превышающей скорость звука.
Уровень 0 относится к двигателю, на который распространяются стандарты уровня 0 NOX, указанные в § 87.21.
Уровень 2 означает двигатель, на который распространяются стандарты уровня 2 NOX, указанные в § 87.21.
Уровень 4 относится к двигателю, на который распространяются стандарты уровня 4 NOX, указанные в § 87.21.
Уровень 6 относится к двигателю, на который распространяются стандарты уровня 6 NOX, указанные в § 87.23.
Уровень 8 относится к двигателю, на который распространяются стандарты уровня 8 NOX, указанные в § 87.23.
Турбовентиляторный двигатель означает газотурбинный двигатель, предназначенный для создания тяги за счет выхлопных газов и воздуха, который проходит в обход процесса сгорания и ускоряется в воздуховодном пространстве между внутренним (основным) корпусом двигателя и внешним кожухом вентилятора двигателя.
Турбореактивный двигатель означает газотурбинный двигатель, который сконструирован так, чтобы вся его тяга создавалась за счет выхлопных газов.
Турбовинтовой двигатель означает газотурбинный двигатель, основная часть тяги которого создается за счет гребного винта, приводимого в движение турбиной, обычно через редуктор.
Турбовальный двигатель означает газотурбинный двигатель, предназначенный для привода роторной трансмиссии, или газотурбинный двигатель, не используемый для движения.
Воздушное судно, зарегистрированное в США, означает воздушное судно, занесенное в Реестр США.
Мы (нас, наш) означает Администратора Агентства по охране окружающей среды и любых уполномоченных представителей.
[77 FR 36379, 18 июня 2012 г.]
В чем разница между газотурбинными двигателями?
|
Скачать эту статью в формате .PDF Этот тип файла включает в себя графику и схемы с высоким разрешением, когда это применимо.  |
Турбовентиляторный двигатель GEnx в настоящее время используется в самолетах Boeing 747-8 и Boeing 787 Dreamliner. В двигателе, который на 15% более экономичен по топливу по сравнению с двигателем GE CF6, используются лопасти вентилятора из углеродного волокна и корпус вентилятора для снижения веса. (Любезно предоставлено GE Aviation)
Газовая турбина является одним из наиболее широко используемых видов силовых установок для современных авиационных двигателей. Ядро двигателя, определяемое как компрессор, горелка и турбина, также известно как газогенератор, поскольку на выходе получаются горячие выхлопные газы. Компрессор и турбина определяются как турбомашины, в которых энергия добавляется или извлекается из непрерывного потока за счет динамического и аэродинамического действия вращающихся лопастей.
Общие детали газотурбинного двигателя
Впускное отверстие
Впускное отверстие двигателя подает в двигатель свободный поток воздуха.
В центре внимания воздухозаборника является замедление входящего воздуха и преобразование его кинетической энергии в статическое давление.
На этом поперечном сечении типичного реактивного двигателя показаны секции, разделенные на две области: холодную и горячую. Горячая секция — это когда сгорание происходит за счет добавления топлива к воздушному потоку, обеспечиваемому впуском холодной секции.
• Дозвуковые воздухозаборники: Дозвуковые самолеты не превышают скорость звука. Можно максимизировать рост давления, используя либо более длинный диффузор, либо больший угол расхождения диффузора (отношение площади диффузора).
Схема потока для дозвукового воздухозаборника делится на внешний (внешний/вверх по потоку) и внутренний сегменты. Внешнее ускорение возникает при низкоскоростном режиме работы с большой тягой (т. е. в условиях взлета), что увеличивает скорость на входе и снижает давление на входе. Следовательно, входная зона предназначена для минимизации внешнего ускорения во время взлета, чтобы внешнее замедление происходило в крейсерских условиях.
На типичном дозвуковом воздухозаборнике поверхность воздухозаборника представляет собой непрерывную гладкую кривую, имеющую некоторую толщину изнутри наружу. Впускная кромка или изюминка, самая верхняя часть впускного отверстия, относительно толстая.
• Сверхзвуковые воздухозаборники: Сверхзвуковые самолеты по-прежнему необходимы для замедления потока до дозвуковых скоростей, прежде чем воздух достигнет компрессора. Воздушный поток имеет число Маха от 0,4 до 0,7, когда он достигает поверхности двигателя. Диффузия потока от сверхзвукового к дозвуковому потоку, также известная как возврат тарана, включает толчки. Нормальный ударный воздухозаборник представляет собой простейший сверхзвуковой диффузор. Скачки, имеющие узкую входную кромку, используются для одиночного нормального скачка (90° перпендикулярно потоку) при числах Маха менее 1,6.
Наклонные впускные патрубки обеспечивают более высокое восстановление полного давления. Торможение сверхзвукового потока достигается серией косых толчков (под определенным углом к потоку), за которыми следует слабый прямой скачок.
В косом скачке сверхзвуковой поток обращается в себя; с увеличением числа косых скачков потери на скачках уменьшаются, особенно при больших числах Маха.
Осесимметричный воздухозаборник внешнего сжатия представляет собой конусообразный диффузор, создающий конический удар. Из-за того, что поток над конусом по своей природе является трехмерным, поле течения между ударной волной и конусом больше не является однородным. Эффект приводит к более слабой ударной волне, чем для клина того же угла.
Компрессор
Компрессоры используются для повышения давления воздуха перед его подачей в камеру сгорания.
• Центробежные компрессоры: Эти компрессоры использовались в первых реактивных двигателях и до сих пор используются в турбореактивных и турбовальных двигателях. Они поворачивают воздушный поток перпендикулярно оси вращения. Вращающееся рабочее колесо перемещает воздух, который собирается в улитке или улитке. Между рабочим колесом и улиткой может быть диффузор.
• Осевые компрессоры: Вместо перпендикулярного потока осевые компрессоры подают воздух параллельно оси вращения. Компрессор состоит из нескольких рядов роторов и статоров; которые представляют собой серию воздушных крыльев. Роторы соединены с центральным валом и вращаются с высокой скоростью, сообщая момент импульса жидкости. Статоры закреплены, которые соединяются с внешним корпусом, увеличивают давление, удерживая поток от закручивания по спирали вокруг оси, возвращая его к параллельной оси (действуя как диффузоры). Длина лопасти и площадь кольцевого пространства уменьшаются по всей длине компрессора, уменьшая проходное сечение. Это компенсирует увеличение плотности жидкости при ее сжатии.
Горелка
Горелка или камера сгорания расположена между компрессором и турбиной в виде кольца. Здесь топливо смешивается с воздухом под высоким давлением и сжигается для создания выхлопных газов высокой температуры, которые вращают силовую турбину и создают тягу.
Некоторые из желаемых свойств горелок заключаются в достижении полного сгорания с минимальными выбросами выхлопных газов, низкой общей потерей давления, низкими потерями тепла через стенки и эффективным охлаждением. Однако многие из этих свойств конкурируют друг с другом; следовательно, оптимальная конструкция горелки является компромиссной.
• Кольцевые камеры сгорания: Состоящие из ряда цилиндрических горелок, расположенных вокруг общего кольца, камеры сгорания с кольцевыми камерами функционируют независимо друг от друга. На входе в каждую камеру находится диффузор, который может снизить скорость от типичного выхода компрессора (100-150 м/с) до средней скорости объемного потока (20-30 м/с) в зоне горения. Он подает воздух в зону горения в виде стабильного и равномерного поля потока. Это более старый метод проектирования горелки.
• Кольцевые камеры сгорания: Кольцевая камера сгорания является более современной конструкцией. Это одиночная горелка с кольцевым поперечным сечением, которая подает газ на турбину.
Сама зона горения занимает кольцевое пространство. Улучшенная зона горения обеспечивает однородность, простоту конструкции, уменьшенную линейную площадь поверхности и меньшую длину системы.
Турбина
Турбина похожа на компрессор тем, что состоит из нескольких рядов роторов и статоров. Ступень турбины начинается с неподвижного ряда лопаток, называемого направляющим аппаратом сопла, за которым следует ряд вращающихся лопаток. Турбина преобразует тепловую энергию в кинетическую, расширяясь через сопла, а затем в механическую энергию вращения во вращающемся роторе.
В потоке в турбине преобладают благоприятные градиенты давления. Изменения давления могут быть довольно большими, а пограничные слои в турбине менее подвержены остановке по сравнению с компрессором. Охлаждение турбин является серьезной проблемой; таким образом, они предназначены для работы в условиях высоких температур и агрессивных сред.
Форсунка
Форсунка предназначена для преобразования тепловой энергии в кинетическую для получения высокой скорости выхлопа.
Тяга сопла, или общая тяга, состоит из импульса и тяги давления. Максимальная полная тяга достигается, когда сопло полностью расширено или давление окружающей среды равно давлению выхлопных газов.
• Дозвуковое сопло: Для ускорения дозвукового потока поперечное сечение канала должно уменьшаться в направлении потока. Когда воздуховод заканчивается наименьшим поперечным сечением, получается сужающееся сопло. Давление на выходе из сопла ниже атмосферного. В результате поток ускоряется или расширяется до атмосферного или местного давления на выходе. Чем выше летит самолет, тем больше увеличивается скорость в соответствии с более низким атмосферным давлением окружающей среды. Предел достигается, когда струя выбрасывается со скоростью звука, и говорят, что сопло засорено. Как только реализуется состояние дросселирования, массовый расход сопла становится максимальным, и условия остаются неизменными независимо от снижения атмосферного давления. Следовательно, сужающееся сопло никогда не может создать сверхзвуковой поток.
• Сверхзвуковое сопло: Для обеспечения высоких скоростей выхлопа, необходимых для сверхзвукового полета, используется сужающееся-расширяющееся (CD) сопло для создания сверхзвуковой скорости выхлопа. Конструкция сопла CD состоит из сужающегося канала, за которым следует расширяющийся канал. Увеличение площади поперечного сечения сопла CD ускоряет сверхзвуковой поток. Сверхзвуковое сопло или сопло CD требует большой разницы давлений, чтобы разогнать газ до сверхзвуковой скорости в горловине и дополнительно создать сверхзвуковой поток в расширяющейся части CD. Значительная разница давлений может быть создана за счет уменьшения противодавления или выходного давления окружающей среды ниже по потоку.
Регулируемые сопла позволяют сверхзвуковому самолету адаптироваться к изменяющимся условиям давления окружающей среды и настройкам мощности двигателя для сверхзвукового полета. А адаптирующиеся к высоте сопла могут изменять форму угла сопла сопла для достижения оптимальной производительности.
Проблема возникает при чрезмерном или недостаточном расширении патрубка. В условиях недорасширения давление падает поперек волн расширения, и выхлопной шлейф расширяется за выходное отверстие сопла, снижая эффективность на больших высотах. Для перерасширенных сопел давление повышается из-за косых ударных волн и смеси дозвуковых и сверхзвуковых потоков. Выхлопной шлейф пережимается высоким давлением окружающего воздуха, что снижает его эффективность на малых высотах. Чрезмерное расширение может привести к образованию в шлейфе областей со сложными волновыми узорами, которые создают бело-желтое люминесцентное свечение, поскольку низкое давление выхлопных газов пытается соответствовать высокому атмосферному давлению.
Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель — простейший тип газовой турбины. Большое количество окружающего воздуха втягивается во впускное отверстие двигателя благодаря компрессору. В задней части впускного отверстия воздух поступает в компрессор.
Давление увеличивается, когда воздух проходит ряды лопастей. На выходе из компрессорной секции давление воздуха выше, чем в набегающем потоке. В секции горелки топливо смешивается с воздухом и воспламеняется. Горячий выхлоп поступает в основном из окружающего воздуха и проходит через турбину после выхода из горелки. Турбина извлекает энергию из горячего воздушного потока, заставляя лопасти вращаться в потоке. В реактивном двигателе энергия, извлекаемая турбиной, приводит в действие компрессор, соединяя его и турбину с центральным валом. Остальная часть горячего выхлопа используется для создания тяги за счет увеличения его скорости через сопло. Поскольку выходная скорость больше, чем набегающий поток, создается тяга. В поток добавляется очень мало топлива, поэтому массовый расход на выходе почти равен массовому расходу набегающего потока.
Турбовинтовой двигатель
В турбовинтовом двигателе горячий выхлоп используется для вращения винта, а не для создания тяги на выходе из двигателя.
Двумя основными частями турбовинтовой силовой установки являются основной двигатель и воздушный винт. Основной двигатель очень похож на турбореактивный, за исключением того, как он обрабатывает энергию выхлопных газов. Вместо расширения горячего выхлопа через сопло для создания тяги турбовинтовой двигатель использует большую часть энергии выхлопа для вращения турбины. К приводному валу, который, в свою очередь, соединяется с коробкой передач, может быть присоединена дополнительная ступень турбины. Гребной винт соединяется с коробкой передач, которая создает большую часть тяги.
Тяга, создаваемая скоростью выхлопа, мала, поскольку большая часть энергии выхлопа активной зоны используется для вращения приводного вала. Турбовинтовые (и турбовентиляторные) двигатели обычно имеют двухконтурный двигатель, в котором отдельная турбина и вал приводят в действие вентилятор и коробку передач соответственно. Турбовинтовые используются только для низкоскоростных самолетов, таких как грузовые самолеты.
Пропеллеры становятся менее эффективными по мере увеличения скорости самолета.
Турбовентиляторный двигатель
Pratt
Современные авиакомпании используют турбовентиляторные двигатели для движения своих самолетов по воздуху. Это связано с их высокой тягой и топливной экономичностью. Турбореактивный двигатель является наиболее современной модификацией базовой газовой турбины. В ТРДД два вентилятора окружают основной двигатель. Один вентилятор находится в передней части основного двигателя, а другой — в задней. Вентилятор и турбина вентилятора соединены с дополнительным валом вентилятора. Вал вентилятора проходит через основной вал в двухконтурном двигателе. Для достижения более высокой эффективности некоторые двигатели имеют дополнительные золотники.
Турбовентилятор работает за счет захвата поступающего воздуха во впускное отверстие. Часть воздуха проходит через вентилятор в основной компрессор, а затем в горелку. Теплоотвод проходит через активную зону, вентиляторные турбины и выходит из сопла.
Этот процесс аналогичен процессу турбореактивного двигателя. Остальной поступающий воздух перенаправляется вокруг двигателя после прохождения вентилятора. Воздух, проходящий через вентилятор, имеет несколько большую скорость, увеличенную от набегающего потока.
Отношение количества воздуха, перенаправленного вокруг двигателя, к количеству воздуха, проходящего через сердечник, известно как коэффициент двухконтурности. ТРДД с малой степенью двухконтурности более экономичны, чем базовые ТРД. Турбовентиляторный двигатель создает большую тягу для почти равного количества топлива, используемого активной зоной, потому что расход топлива немного изменяется при добавлении вентилятора. В результате турбовентилятор обеспечивает высокую эффективность использования топлива.
Воздух, проходящий через сердечник, а также воздух, проходящий вокруг двигателя, составляют тягу. Благодаря тому, что воздухозаборник охватывает передний вентилятор и имеет много лопастей, он может эффективно работать на более высоких скоростях, чем простой пропеллер.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой
На этом изображении Pratt
Форсажная камера используется в сверхзвуковых самолетах, таких как Concorde, и отключается после достижения крейсерской скорости. Многие современные истребители используют ТРДД с малой степенью двухконтурности, оснащенные форсажными камерами для эффективных крейсерских условий и создания высокой тяги в воздушных боях, а также на ТРД для полета на сверхзвуковых скоростях, преодолевая резкое возрастание сопротивления вблизи скорости звука. Форсажная камера впрыскивает топливо непосредственно в горячий выхлоп. Сопло базового ТРД удлиняется и за соплом устанавливается кольцо пламегасителей. Дополнительное топливо впрыскивается через обручи в струю горячего выхлопа. Сгорающее топливо создает дополнительную тягу, но с неэффективной скоростью.
Горящее топливо предлагает простой механический способ увеличения тяги, но с неэффективной скоростью. Расчет тяги такой же, как у обычного турбореактивного двигателя, за исключением того, что значение тяги на выходе — это тяга на выходе из форсажной камеры.