Авиация Газотурбинный двигатель - Турбореактивный двигатель

22 января 2011


Оглавление:
1. Газотурбинный двигатель
2. Одновальные и многовальные двигатели
3. Турбореактивный двигатель
4. Турбовинтовой двигатель
5. Двухконтурные двигатели
6. Наземные двигательные установки



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

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

Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.

Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки и участвует непосредственно в окислении топлива. Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа, постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива, поступающего через форсунки в парообразном состоянии.

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

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

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

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой

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


«Основные параметры турбореактивных двигателей различных поколений»
Поколение/
период
Т-ра газа
перед турбиной
°C
Степень сжатия
газа, πк
Характерные
представители
Где установлены
1 поколение
1943-1949 гг.
730-780 3-6 BMW 003, Jumo 004 Me 262, Ar 234, He 162
2 поколение
1950-1960 гг.
880-980 7-13 J 79, Р11-300 F-104, F4, МиГ-21
3 поколение
1960-1970 гг.
1030-1180 16-20 TF 30, J 58, АЛ 21Ф F-111, SR 71,
МиГ-23Б, Су-24
4 поколение
1970-1980 гг.
1200-1400 21-25 F 100, F 110, F404,
РД-33, АЛ-31Ф
F-15, F-16,
МиГ-29, Су-27
5 поколение
2000-2020 гг.
1500-1650 25-30 F119-PW-100, EJ200,
F414, АЛ-41Ф
F-22, F-35,
ПАК ФА


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



Просмотров: 6110


<<< ВСУ-10
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель >>>