- Форсажна камера [ правити | правити код ]
- Гібридний ТРД / ПВРД [ правити | правити код ]
- Гібридний ТРД / РД [ правити | правити код ]
- Регульовані сопла [ правити | правити код ]
- Область застосування [ правити | правити код ]
- Двоконтурний турбореактивний двигун [ правити | правити код ]
- Управління вектором тяги (УВТ) / Відхилення вектора тяги (ОВТ) [ правити | правити код ]
- ТРДД з високим ступенем двоконтурного / турбовентиляторних двигун [ правити | правити код ]
- Область застосування [ правити | правити код ]
Наша сеть партнеров Banwar
open wikipedia design.
Турбореактивний двигун (ТРД, англомовний термін - turbojet engine) - повітряно-реактивний двигун (ВРД), в якому стиснення робочого тіла на вході в камеру згоряння і високе значення витрати повітря через двигун досягається за рахунок спільної дії зустрічного потоку повітря і компресора , Розміщеного в тракті ТРД відразу після вхідного пристрою, перед камерою згоряння.
У 1791 році англійський винахідник Джон Барбер запропонував ідею коловоротні двигуна з поршневим компресором, камерою згоряння і газовою турбіною. У 1909 році російський винахідник Н. В. Герасимов запатентував схему газотурбінного двигуна для створення реактивної тяги (турбореактивного двигуна) [1] [2] [3] . Патент на використання газової турбіни для руху літака отриманий в 1921 році французьким інженером Максимом Гійомом [Fr] .
Перший зразок турбореактивного двигуна продемонстрував англійський інженер Френк Уиттл 12 квітня 1937 року і створена ним невелика приватна фірма Power Jets [En] . Він ґрунтувався на теоретичних роботах Алана Гріффіта [En] .
Перше корисне застосування турбореактивного двигуна сталося в Німеччині на літаку Heinkel He 178 з ТРД HeS 3 [En] . ТРД розроблений Хансом фон Охайна майже одночасно з Уиттл - перший пуск в вересні 1937 року, виготовлявся фірмою Heinkel-Hirth Motorenbau. льотчик Еріх Варзіц здійснив перший політ 27 серпня 1939 року .
Компресор втягує повітря, стискає його і направляє в камеру згоряння. У ній стиснене повітря змішується з паливом, запалюється і розширюється. Розширений газ змушує обертатися турбіну, яка розташована на одному валу з компресором. Інша частина енергії переміщується в звужується сопло. В результаті спрямованого витікання газу з сопла на двигун діє реактивна тяга [4] .
Ключові характеристики ТРД наступні:
- Створювана двигуном тяга.
- Питома витрата палива (маса палива, що споживається за одиницю часу для створення одиниці тяги / потужності)
- Витрата повітря (маса повітря, що проходить через кожне з перетинів двигуна за одиницю часу)
- Ступінь підвищення повного тиску в компресорі
- Температура газу на виході з камери згоряння.
- Маса і габарити.
Ступінь підвищення повного тиску в компресорі є одним з найважливіших параметрів ТРД, оскільки від нього залежить ефективний ККД двигуна. Якщо у перших зразків ТРД ( Jumo-004 ) Цей показник становив 3, то у сучасних він досягає 40 ( General Electric GE90 ).
Для підвищення газодинамічної стійкості компресорів вони виконуються двохкаскадний ( НК-22 ) Або трехкаскадного ( НК-25 ). Кожен з каскадів працює зі своєю швидкістю обертання і приводиться в рух своїм каскадом турбіни. При цьому вал 1-го каскаду компресора (низького тиску), що обертається останнім (самим низькообертовий) каскадом турбіни, проходить всередині порожнього вала компресора другого каскаду (каскаду високого тиску для двухкаскадного двигуна, каскаду середнього тиску для трехкаскадного). Каскади двигуна також називають роторами низького, середнього і високого тиску.
Камера згоряння більшості ТРД має кільцеву форму і вал турбіна-компресор проходить всередині кільця камери. При надходженні в камеру згоряння повітря розділяється на 3 потоку.
Первинне повітря - надходить через фронтальні отвори в камері згоряння, гальмується перед форсунками і бере безпосередню участь у формуванні паливно-повітряної суміші. Безпосередньо бере участь в згорянні палива. Паливо-повітряна суміш в зоні згоряння палива в ВРД за своїм складом близька до стехиометрической .
Вторинне повітря - надходить через бічні отвори в середній частині стінок камери згоряння і служить для їх охолодження шляхом створення потоку повітря з набагато більш низькою температурою, ніж в зоні горіння.
Третинний повітря - надходить через спеціальні повітряні канали в вихідний частини стінок камери згоряння і служить для вирівнювання поля температур робочого тіла перед турбіною.
З камери згоряння нагріте робоче тіло надходить на турбіну, розширюється, приводячи її в рух і віддаючи їй частину своєї енергії, а після неї розширюється в соплі і закінчується з нього, створюючи реактивну тягу.
Завдяки компресора ТРД (на відміну від ПВРД ) Може «чіпати з місця» і працювати при низьких швидкостях польоту, що для двигуна літака є обов'язковою умовою, при цьому тиск в тракті двигуна і витрату повітря забезпечуються тільки за рахунок компресора.
При підвищенні швидкості польоту тиск в камері згоряння і витрата робочого тіла ростуть за рахунок зростання напору зустрічного потоку повітря, який загальмовується у вхідному пристрої (так само, як в ПВРД) і надходить на вхід нижчого каскаду компресора під тиском вищим, ніж атмосферний, при цьому підвищується і тяга двигуна.
Діапазон швидкостей, в якому ТРД ефективний, зміщений в сторону менших значень, у порівнянні з ПВРД . Агрегат «турбіна-компресор», що дозволяє створювати велику витрату і високий ступінь стиснення робочого тіла в області низьких і середніх швидкостей польоту, є перешкодою на шляху підвищення ефективності двигуна в зоні високих швидкостей:
- Температура, яку може витримувати турбіна, обмежена, що накладає обмеження на кількість теплової енергії, що підводиться до робочого тіла в камері згоряння, а це веде до зменшення роботи, виробленої їм при розширенні.
- Турбіна поглинає частину енергії робочого тіла перед надходженням його в сопло.
В результаті максимальна швидкість виділення реактивного струменя у ТРД менше, ніж у ПВРД, що відповідно до формули для реактивної тяги ВРД на розрахунковому режимі, коли тиск на зрізі сопла дорівнює тиску навколишнього середовища, [5]
P = G ⋅ (cv) {\ displaystyle P = G \ cdot (cv)} 
де P {\ displaystyle P} 
G {\ displaystyle G} 
c {\ displaystyle c} 
v {\ displaystyle v} 
обмежує зверху діапазон швидкостей, на яких ТРД ефективний, значеннями M = 2,5 - 3 (M - число Маха ). На цих та більш високих швидкостях польоту гальмування зустрічного потоку повітря створює ступінь підвищення тиску, що вимірюється десятками одиниць, таку ж, або навіть більше високу, ніж у високонапірних компресорів, і ще більше стиснення стає небажаним, так як повітря при цьому нагрівається, а це обмежує кількість тепла, яке можна повідомити йому в камері згоряння. Таким чином, на високих швидкостях польоту (при M> 3) агрегат турбіна-компресор стає марним, і навіть контрпродуктивним, оскільки тільки створює додатковий опір в тракті двигуна, і в цих умовах більш ефективними стають прямоточні повітряно-реактивні двигуни.
Форсажна камера [ правити | правити код ]
Хоча в ТРД має місце надлишок кисню в камері згоряння, цей резерв потужності не вдається реалізувати безпосередньо - збільшенням витрат пального в камері - через обмеження температури робочого тіла, що надходить на турбіну. Цей резерв використовується в двигунах, обладнаних форсажною камерою, розташованою між турбіною і соплом. В режимі форсажу в цій камері спалюється додаткова кількість пального, внутрішня енергія робочого тіла перед розширенням в соплі підвищується, в результаті чого швидкість його закінчення зростає, і тяга двигуна збільшується, в деяких випадках, більш, ніж в 1,5 рази, що використовується бойовими літаками при польотах на високих швидкостях. У форсажній камері застосовується стабілізатор, функція якого полягає в зниженні швидкості за ним до близьконульових значень, що забезпечує стабільне горіння паливної суміші. При форсажі значно підвищується витрата палива, ТРД з форсажною камерою практично не знайшли застосування в комерційній авіації, за винятком літаків Ту-144 і Конкорд , Польоти яких уже припинилися.
Гібридний ТРД / ПВРД [ правити | правити код ]
В 1960-х роках в США був створений гібридний ТРД / ПВРД Pratt & Whitney J58 , Який використовували на стратегічному розвідника SR-71 Blackbird . До числа Маха М = 2,4 він працював як ТРД з форсажем, а на більш високих швидкостях відкривалися канали, по яких повітря з вхідного пристрою надходив в форсажну камеру, минаючи компресор, камеру згоряння і турбіну, подача палива в форсажну камеру збільшувалася, і вона починала працювати, як ПВРД. Така схема роботи дозволяла розширити швидкісний діапазон ефективної роботи двигуна до М = 3,2. У той же час двигун поступався за ваговими характеристиками як ТРД, так і ПВРД, і широкого поширення цей досвід не отримав.
Гібридний ТРД / РД [ правити | правити код ]
Двигуни цього типу при польоті в атмосфері в якості окислювача використовують кисень з атмосферного повітря, а при польоті за межами атмосфери в якості окислювача використовують рідкий кисень з паливних баків. Двигуни такого типу планувалося використовувати в проекті HOTOL і намічено в проекті Skylon [6] .
Регульовані сопла [ правити | правити код ]
ТРД, швидкість виділення реактивного струменя в яких може бути як дозвуковій, так і надзвуковий на різних режимах роботи двигунів, обладнуються регульованими соплами. Ці сопла складаються з поздовжніх елементів, званих стулками, рухливих відносно один одного і приводяться в рух спеціальним приводом, що дозволяє по команді пілота або автоматичної системи управління двигуном змінювати геометрію сопла. При цьому змінюються розміри критичного (самого вузького) і вихідного перерізів сопла, що дозволяє оптимізувати роботу двигуна при польотах на різних швидкостях і режимах роботи двигуна. [1]
Область застосування [ правити | правити код ]
ТРД найбільш активно розвивалися в якості двигунів для всіляких військових і комерційних літаків до 70-80-х років XX століття. В даний час ТРД втратили значну частину своєї ніші в авіабудуванні, будучи витісненими більш економічними двоконтурними ТРД (ТРДД).
- Зразки літальних апаратів, обладнаних ТРД
штурмовик Су-25 УБ з двома ТРД Р-95Ш.
надзвуковий авіалайнер Concorde з чотирма ТРДФ Rolls-Royce Olympus 593.
Двоконтурний турбореактивний двигун [ правити | правити код ]
Вперше двоконтурний ТРД запропонований творцем першого працездатного ТРД Френком Уїтлі на початку 1930-х років. Радянський учений і конструктор А. М. Люлька з 1937 року досліджував цей принцип і представив заявку на винахід двоконтурного турбореактивного двигуна (авторське свідоцтво 22 квітня 1941 року). Перші зразки ТРД з форсажними камерами створені в Rolls-Royce у другій половині 1940-х років, а Conway став першим серійним.
В основі двоконтурних ТРД (далі - ТРДД) принцип залучення додаткової маси повітря в створення тяги, щоб, перш за все, збільшити ККД реактивного двигуна в щільній атмосфері. Ця частина повітря нагнітається через зовнішній контур двигуна.
Пройшовши через вхідний пристрій, повітря потрапляє в компресор низького тиску, іноді званим вентилятором. Після чого потік розділяється на дві частини: у зовнішній контур і, минаючи камеру згоряння, далі в сопло, а інша частина у внутрішній контур ТРД, де зазвичай останні ступені турбіни приводять вентилятор.
Найбільш ефективні і потужні ТРДД роблять трёхкаскаднимі, дво- і трёхвальнимі. До двох роторам внутрішнього контуру, званого ще газогенератором, додається ще один, в якому вентилятор і останній каскад турбіни з'єднані валом, розташованому всередині валів газогенератора.
Параметром ТРДД є ступінь двоконтурного - відношення витрат маси повітря через зовнішній контур до витрати через внутрішній. Підвищення ККД досягається за рахунок зменшення різниці між швидкістю витікання газів з сопла і швидкістю літака за рахунок збільшення витрати повітря в двигуні, тобто збільшення площі входу в двигун. Це веде до зростання лобового опору і маси.
ТРДД виконують зі змішанням потоків контурів за турбіною і без змішування, з коротким зовнішнім контуром. При змішуванні потоки змішуються в особливій камері і залишають двигун через єдине сопло з рівною температурою. Наявність камери змішання призводить до збільшення габаритів і маси двигуна, але збільшує ККД і знижує шум, створюваний струменем.
ТРДД, подібно ТРД, можуть бути забезпечені регульованими соплами і форсажними камерами для надзвукових військових літаків.
Управління вектором тяги (УВТ) / Відхилення вектора тяги (ОВТ) [ правити | правити код ]
Спеціальні поворотні сопла на деяких ТРДД дозволяють відхиляти закінчується з сопла потік робочого тіла щодо осі двигуна. ОВТ призводить до додаткових втрат тяги двигуна за рахунок виконання додаткової роботи по повороту потоку і ускладнює керування літаком. Але ці недоліки повністю компенсуються значним підвищенням маневреності і скороченням розбігу літака при зльоті та пробігу при посадці, аж до вертикальних зльоту і посадки. ОВТ використовується виключно у військовій авіації.
ТРДД з високим ступенем двоконтурного / турбовентиляторних двигун [ правити | правити код ]
Часом в популярній літературі ТРДД з високим ступенем двоконтурного (вище 2) називають турбовентиляторними. В англомовній літературі цей двигун називається turbofan з додаванням уточнення high bypass (висока двоконтурний), скорочено - hbp. ТРДД з високим ступенем двоконтурного виконуються, як правило, без камери змішання. Внаслідок значного вхідного діаметра таких двигунів їх сопло зовнішнього контуру досить часто роблять укороченим з метою зниження маси двигуна.
Область застосування [ правити | правити код ]
Можна сказати, що з 1960-х і донині в літаковому авіадвигунобудуванні - ера ТРДД. ТРДД різних типів є найбільш поширеним класом ВРД, використовуваних на літаках, від високошвидкісних винищувачів-перехоплювачів з ТРДДФсм з малим ступенем до гігантських комерційних і військово-транспортних літаків з ТРДД з високим ступенем двоконтурного.
ТРДД з високим ступенем двоконтурного TF-39 (вид ззаду)
У вінтовентіляторниє двигуна потік холодного повітря створюється двома співісними, що обертаються в протилежних напрямках, багатолопатеву шаблевидними гвинтами, що приводяться в рух від турбіни через редуктор. Ступінь двоконтурності таких двигунів досягає 90.
На сьогодні відомий лише один серійний зразок двигуна цього типу - Д-27 ( ЗМКБ «Прогрес» ім. академіка О. Г. Івченка, г. Запорожье, Україна. ), Який використовували на літаку Як-44 з крейсерською швидкістю польоту 670 км / год, і на Ан-70 з крейсерською швидкістю 750 км / год.
Турбогвинтові двигуни (ТВД) або турбовальние двигуни (ТВЛД) [ джерело? ] Відносяться до ВРД непрямої реакції.
Конструктивно ТВД схожий з ТРД, в якому потужність, що розвивається останнім каскадом турбіни, передається на вал повітряного гвинта (Зазвичай через редуктор). Цей двигун не є, строго кажучи, реактивним (реакція вихлопу турбіни складає не більше 10% його сумарної тяги), проте зазвичай їх відносять до ВРД. Турбогвинтові двигуни використовуються в транспортній і цивільної авіації при польотах з крейсерськими швидкостями 400-800 км / ч.
У ТВЛД газ, що виходить їх камери згоряння, направляється, по-перше, на турбіну, що приводить в рух компресор, а по-друге, на турбіну, пов'язану з приводним валом. Приводний вал механічно з'єднується з редуктором, що приводить в рух несучий гвинт. Таким чином, в ТВЛД зв'язок ротора і вихідного вала є чисто газодинамической. Таке технічне рішення переважно застосовується для силових установок вертольотів через велику моменту інерції несучого гвинта. У разі механічного зв'язку несучого гвинта з газогенератором запуск двигуна вимагає наявності стартера великої потужності.
Використовує для нагріву повітря ядерний реактор замість спалювання гасу. Головним недоліком є сильне радіаційне зараження використаного повітря. Перевагою є можливість тривалого польоту [7] .