Двухконтурный двигатель – Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД и ТРДДФ).

         Лит.: Стечкин В.С., Теория реактивных двигателей, М., 1958; Клячкин А. Л., Теория воздушно-реактивных двигателей, М., 1969: High speed aerodynamics and jet propulsion, v. 12, L., 1959.

         С. З. Копелев.

        Рис. 1. Схемы двухконтурного турбореактивного двигателя; расположение вентилятора: а — заднее, б — переднее; сжигание дополнительного топлива: в — во внешнем контуре, г — в общей смесительной камере; 1 — вентилятор (компрессор) внешнего контура; 2 и 2¹ — компрессор и турбина низкого давления; 3 — 3¹ — компрессор и турбина высокого давления; 4 — камера сгорания внутреннего контура; 5 — камера сгорания внешнего контура; 6 — форсунки дополнительного топлива; 7—7¹ — реактивное сопло внутреннего и внешнего контура.

        Рис. 2. Схема (а) и общий вид (б) трёхвального двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД): 1 — вход воздуха во внешний контур; 2 — вход воздуха во внутренний контур; 3 — лопатки вентилятора; 4 и 4¹ — компрессор и турбина низкого давления; 5—5¹ —компрессор и турбина высокого давления; 6 — камера сгорания; 7 — турбина привода вентилятора; 8 — реактивное сопло.

dic.academic.ru

Турбореактивный одноконтурный двигатель (трд)

Основными элементами такого двигателя являются следующие (рис. 1.1):

1. Компрессор. Повышает давление воздуха, поступающего из входного устройства, и проталкивает его далее по тракту двигателя. Давление повышается в компрессоре в 8…10 раз и более.

2. Камера сгорания. В ней воздух смешивается с топливом, смесь воспламеняется, сгорает и на выходе из нее температура газадостигает в ТРД 1100…1300^оС (1400…1600 К).

3. Турбина. Предназначена для вращения ротора компрессора, установленного с ней на одном валу. Горячие газы, выходящие из камеры сгорания, обладают гораздо большим запасом энергии, чем сравнительно холодный воздух за компрессором. При расширении в турбине он способен в большой мере отдавать эту энергию. Поэтому давление газа понижается в турбине в значительно меньшей мере, чем оно повышалось в компрессоре. В результате за турбиной давление существенно превышает атмосферное давление.

4. Реактивное сопло. В нем за счет падения давления до атмосферного происходит значительное ускорение выходящего из турбины потока газа и выбрасывание реактивной струи с большой скоростью в направлении, противоположном направлению полета. В результате выбрасывания этой струи на двигатель действует сила отдачи, направленная по полету, т.е. сила тяги.

5. В рабочем процессе двигателя участвует также входное устройство (воздухозаборник). Он служит для забора воздуха из атмосферы и подвода его к двигателю ( в полете в нем может происходить также повышение давления воздуха). Воздухозаборник может быть рассчитан как на дозвуковые, так и на сверхзвуковые скорости полета. Так как в большинстве случаев воздухозаборник является частью конструкции самолета, он обычно не показывается на схемах двигателей.

Турбореактивный двигатель с форсажом (трдф)

Его схема отличается от схемы ТРД тем, что за турбиной установлена форсажная камера (рис. 1.2). В ней за счет дополнительного сжигания топлива температура газа повышается примерно до 2000 К. Это позволяет увеличить скорость реактивной струи на 30-40 % при незначительном увеличении массы двигателя, так как форсажная камера представляет собой тонкостенный канал. Поэтому тяга увеличивается, но при значительном ухудшении экономичности.

На сверхзвуковых скоростях полета включение форсажной камеры дает весьма большой прирост тяги. Поэтому такие двигатели применяются на самолетах, рассчитанных на сверхзвуковые скорости полета: МиГ-21, МиГ-23, МиГ-27, Су-17, Су-24, Ту-144 и др.

Двухконтурный турбореактивный двигатель без смешения потоков (трдд)

Это основной тип двигателей, применяемых в настоящее время на многих пассажирских лайнерах, транспортных и военно-транспортных самолетах. Первое авторское свидетельство на ТРДД было получено будущим академиком Архипом Михайловичем Люлька еще в 30-х годах ХХ века.

Поступающий в двигатель воздух разделяется на 2 части (рис. 1.3). Одна часть поступает за компрессором, как и в ТРД, в камеру сгорания, в турбину и сопло. Это – так называемый внутреннийконтур. Вторая же часть, пройдя только несколько первых ступеней компрессора, поступает далее внаружныйконтур, канал которого заканчивается вторым соплом (кольцевым). При том же расходе топлива, как в ТРД, тяга двигателя получается большей за счет увеличения отбрасываемой соплами массы воздуха и газа. Это делает такой двигатель значительно более экономичным, чем ТРД (на дозвуковых скоростях полёта). По такой схеме выполнены, например, двигатели Д-18Т, установленные на самолете Ан-124 «Руслан», а также проектируемый двигатель ПД-14.

Группу первых степеней компрессора, нагнетающих воздух и во внутренний и во внешний контур, часто называют вентилятором.

studfiles.net

турбореактивный двухконтурный двигатель — это… Что такое турбореактивный двухконтурный двигатель?

Рис. 1. Схемы ТРДД.

турбореакти́вный двухко́нтурный дви́гатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора наружного контура. Внутренний контур содержит компрессор, турбины компрессора и вентилятора и камеру сгорания. Поток сжатого воздуха наружного контура и поток газа внутреннего контура, вытекающего из турбины вентилятора, используются для получения реактивной тяги с помощью отдельных реактивных сопел или одного общего сопла, в котором смешиваются потоки (рис. 1). Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться форсажные камеры сгорания для увеличения тяги путём сжигания дополнительного топлива (рис. 2). Введение второго контура при отсутствии форсажа являет основным средством повышения экономичности ТРД вследствие уменьшения потерь энергии с отбрасываемой струёй, обусловленного уменьшением её среднемассовой скорости. Экономичность ТРДД зависит от параметров рабочего процесса и уменьшается с повышением скорости полёта. Поэтому нефорсированные ТРДД применяются в основном на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах, на которых они с 60-х гг. стали основным типом двигателя. ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) широко применяются на сверхзвуковых самолётах для повышения экономичности при полёте с дозвуковой скоростью, а также для расширения диапазона изменения характеристик двигателя.

Важнейшим параметром ТРДД является степень двухконтурности т. Находящиеся в эксплуатации ТРДД дозвуковых самолётов имеют m = 0,5—2 и, как правило, смешение потоков в общем реактивном сопле, или m = 4—8 и раздельное истечение потоков (в этом случае вентилятор одноступенчатый).

Значения удельного расхода топлива в дозвуковом ТРДД находятся в пределах С_уд = 0,08—0,058 кг/(Н·ч) при Маха числе полёта М_∞ = 0,8 на высоте H = 11 км. Меньшие значения относятся к ТРДД с большей степенью двухконтурности. ТРДД сверхзвуковых самолётов имеют при М_∞ = 2,2 и H = 11 км на нефорсированном режиме С_уд = 0,13—0,14 кг/(Н·ч) и до 0,2 кг/(Н·ч) на полном форсаже.

Для ТРДД дозвуковых самолётов наибольший интерес представляет дроссельная характеристика на крейсерском режиме полёта (рис. 3), показывающая изменение экономичности двигателя в зависимости от режима его работы. На протекание дроссельной характеристики ТРДД сильно влияет значение степени двухконтурности на расчётном режиме m_p. Для ТРДДФ сверхзвуковых манёвренных самолётов важны высотно-скоростные характеристики в полном диапазоне изменения условий полёта (рис. 4). Дросселирование здесь производится в основном изменением подачи форсажного топлива. Протекание высотно-скоростных характеристик ТРДД обеспечивается принятой программой регулирования, задающей закон изменения параметра регулирования в зависимости от внешних условий, например n_к = f(p*_вх, T*_вх) или n_к = const, где n_к — частота вращения компрессора, p*_вх и T*_вх — полное давление и температура торможения воздуха на входе в двигатель. На рис. 4 виден характерный для ТРДДФ широкий диапазон изменения тяги при изменении условий полёта и режима работы двигателя.

По конструкции ТРДД разделяются на одно-, двух- и трёхвальные, с передним и задним вентиляторами. Передний вентилятор работает всегда на оба контура (см. рис. 1 и 2), задний — только на наружный контур (свободная турбовентиляторная приставка). Наибольшее распространение получили двух- и трёхвальные ТРДД с передним вентилятором. Второе название ТРДД — турбовентиляторный двигатель — также нашло широкое распространение, но его чаще применяют, имея в виду ТРДД с большой степенью двухконтурности.

Впервые ТРДД был предложен А. М. Люлькой в 1937. Первые ТРДД для пассажирских самолётов были созданы во 2-й половине 50-х гг. (за рубежом — «Конуэй» английской фирмы «Роллс-Ройс», в СССР — Д-20П в ОКБ П. А. Соловьёва).

Литература:
Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М. 1979.

А. Л. Пархомов.

Рис. 2. Схемы ТРДД с форсажом.

Рис. 3. Дроссельные характеристики ТРДД для дозвуковых самолётов.

Рис. 4. Высотно-скоростные характеристики ТРДДФ.

Энциклопедия «Авиация». — М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.

avia.academic.ru

Двухконтурный турбореактивный двигатель со смешением потоков (трдДсм)

В ряде случаев оказывается целесообразным воздух, поступающий из вентилятора во второй контур, не выпускать далее через отдельное кольцевое сопло, а смешивать с газами, выходящими из турбины, и направлять затем в общее сопло. Этот тип двигателей называется ТРДД со смешением потоков за турбиной (ТРДДсм, рис. 1.4). Такую схему имеют, например, двигатели

Д-30КП самолета Ил-76, ПС-90А самолетов Ту-204, Ту-214, Ил-96 и др.

На современных сверхзвуковых самолетах устанавливаются двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой, которая расположена за так называемой камерой смешения, обеспечивающей перемешивание воздуха, поступающего в неё из вентилятора, и газа, поступающего из турбины

По этой схеме выполнены двигатели самолетов Миг-29, Су-27, Ту-160, многих самолетов ВВС США, НАТО и др.

Все рассмотренные выше двигатели создают силу тяги непосредственно за счет реакции (отдачи) струи газов, выбрасываемой из сопла. Поэтому они называются двигателями прямой реакции.

Для повышения давления воздуха, поступающего в камеру сгорания, в них используется компрессор, приводимый во вращение газовой турбиной. Поэтому их называютгазотурбинными двигателями (ГТД).

Кроме того, все они засасывают воздух из атмосферы, а выбрасывают из сопла воздух или продукты сгорания топливо-воздушной смеси, поэтому называются воздушно-реактивными двигателями (ВРД).

Двигатели непрямой реакции

Рис. 1.5. Схема вертолетного

турбовального двигателя (ТВаД)

На легких самолетах и вертолетах вспомогательного назначения еще устанавливаются часто поршневые двигатели (ПД),аналогичные бензиновым двигателям автомобилей, или газотурбинные двигатели непрямой реакции следующих типов:

Турбовальные двигатели (тВаД)

Так называются двигатели, устанавливаемые на вертолетах (рис. 1.5). В его турбине газы расширяются до атмосферного давления. В результате мощность турбины оказывается значительно больше, чем необходимо для вращения компрессора. Избыток мощности передается через выходной вал двигателя и редуктор на несущий винт вертолета.

Турбовинтовые двигатели (твд)

ТВД отличается от ТВаД, главным образом, тем, что в полете со скоростью

600-900 км/ч оказывается целесообразным иметь за турбиной давление несколько выше атмосферного. Тогда в сопле, установленном за турбиной (рис. 1.6), газы приобретают скорость, несколько большую скорости полета, и за счет этого создается (в дополнение к тяге винта) небольшая реактивная тяга (как и у ТРД). Избыточная мощность турбины передается через вал на воздушный винт, расположенный обычно впереди двигателя.

Так как частота вращения турбины имеет порядок ~10об/мин, а тянущего воздушного винта ~10об/мин, то в передней части ТВД устанавливается зубчатая передача (редуктор).

На некоторых самолётах на турбовинтовые двигатели устанавливаются не обычные воздушные винты, а два многолопастных соосных воздушных винта, вращающихся в противоположные стороны (рис. 1.7). Такие водушные винты называются винтовнтиляторами, а ГТД, приводящие их во вращение –турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД).

studfiles.net

Турбореактивный двигатель — это… Что такое Турбореактивный двигатель?

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

Ключевые характеристики

Ключевые характеристики ТРД следующие.

1. Создаваемая двигателем тяга.

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

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

4. Степень повышения полного давления в компрессоре

5. Температура газа на выходе из камеры сгорания.

6. Масса и габариты.

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

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.

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

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

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

• Температура, которую может выдерживать турбина, ограничена, что накладывает ограничение на количество тепловой энергии, подводимой к рабочему телу в камере сгорания, а это ведёт к уменьшению работы, производимой им при расширении.

Повышение допустимой температуры рабочего тела на входе в турбину является одним из главных направлений совершенствования ТРД. Если для первых ТРД эта температура едва достигала 1000 К, то в современных двигателях она приближается к 2000 К. Это обеспечивается как за счёт применения особо жаропрочных материалов, из которых изготовляются лопатки и диски турбин, так и за счёт организации их охлаждения: воздух из средних ступеней компрессора (гораздо более холодный, чем продукты сгорания топлива) подается на турбину и проходит сквозь сложные каналы внутри турбинных лопаток.

• Турбина поглощает часть энергии рабочего тела перед поступлением его в сопло.

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

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

Форсажная камера

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

Гибридный ТРД / ПВРД

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

Регулируемые сопла

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

Область применения

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

• Образцы летательных аппаратов, оборудованных ТРД

• Штурмовик Су-25 УБ с двумя ТРД Р-95Ш.

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

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

Двухконтурный турбореактивный двигатель

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель

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

Область применения

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

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

Винтовентиляторный двигатель

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

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

Турбовинтовой двигатель (ТВД)

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

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

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

Примечания

1. ↑ Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов. Авторы: В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер, В. В. Поляков, В. А. Сосунов, С. М. Шляхтенко. Под редакцией С. М. Шляхтенко. 2-е издание, переработанное и дополненное. М.: Машиностроение, 1987

dic.academic.ru