Содержание

ТРД Википедия

Схема работы ТРД:
1. Забор воздуха
2. Компрессор низкого давления
3. 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.

История

В 1791 году английский изобретатель Джон Барбер предложил идею коловратного двигателя с поршневым компрессором, камерой сгорания и газовой турбиной. В 1909 году русский изобретатель Н. В. Герасимов запатентовал схему газотурбинного двигателя для создания реактивной тяги (турбореактивного двигателя)[1][2][3]. Патент на использование газовой турбины для движения самолёта получен в 1921 году французским инженером Максимом Гийомом

[fr].

Первый образец турбореактивного двигателя продемонстрировал английский инженер Фрэнк Уиттл 12 апреля 1937 года и созданная им небольшая частная фирма Power Jets[en]. Он основывался на теоретических работах Алана Гриффита[en].

Первое полезное применение турбореактивного двигателя произошло в Германии на самолёте Heinkel He 178 с ТРД HeS 3[en]. ТРД разработан Хансом фон Охайном почти одновременно с Уиттлом — первый пуск в сентябре 1937 года, изготовлялся фирмой Heinkel-Hirth Motorenbau. Лётчик Эрих Варзиц совершил первый полёт 27 августа 1939 года.

Принцип работы

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 перемещается в сужающееся сопло. В результате направленного истечения газа из сопла на двигатель действует реактивная тяга[4].

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 (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 ныне всё реже использующимися центробежным компрессором и трубчатой камерой сгорания. Создан на основе лицензионного Rolls-Royce Nene[en] для 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,

[5]

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

[6].

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]

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 Concorde с четырьмя ТРДФ Rolls-Royce Olympus 593.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Схема ТРДД с малой степенью двухконтурности.

Впервые двухконтурный ТРД предложен создателем первого работоспособного ТРД Фрэнком Уитлом в начале 1930-х годов. Советский учёный и конструктор А. М. Люлька с 1937 года исследовал этот принцип и представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство 22 апреля 1941 года). Первые образцы ТРД с форсажными камерами созданы в Rolls-Royce во второй половине 1940-х годов, а Conway стал первым серийным.

В основе двухконтурных ТРД (далее — ТРДД) принцип вовлечения дополнительной массы воздуха в создание тяги, чтобы, прежде всего, увеличить КПД реактивного двигателя в плотной атмосфере. Эта часть воздуха нагнетается через внешний контур двигателя.

Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, иногда называемым вентилятором. После чего поток разделяется на две части: во внешний контур и, минуя камеру сгорания, далее в сопло, а другая часть во внутренний контур ТРД, где обычно последние ступени турбины приводят вентилятор.

Наиболее эффективные и мощные ТРДД делают трёхкаскадными, двух- 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.

Параметром ТРДД является степень двухконтурности — отношение расхода массы воздуха через внешний контур к расходу через внутренний. Повышение КПД достигается за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения газов из сопла и скоростью самолёта за счёт увеличения расхода воздуха в двигателе, то есть увеличения площади входа в двигатель. Это ведёт к росту лобового сопротивления и массы.

ТРДД выполняют со смешением потоков контуров за турбиной и без смешения, с коротким внешним контуром. При смешении потоки смешиваются в особой камере и покидают двигатель через единое сопло с выровненной температурой. Наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя, но увеличивает КПД и снижает шум, создаваемый струёй.

ТРДД, подобно ТРД, могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами 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

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)

Турбовинтовой двигатель. Привод винта от вала турбины осуществляется через редуктор Устройство турбовинтового двигателя

Турбовинтовые двигатели (ТВД) или турбовальные двигатели (ТВЛД)[источник не указан 38 дней] 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.

В ТВЛД газ, исходящий их камеры сгорания, направляется, во-первых, на турбину, приводящую в движение компрессор, а во-вторых, на турбину, связанную с приводным валом. Приводной вал механически соединяется с редуктором, приводящим в движение несущий винт. Таким образом, в ТВЛД связь ротора и выходного вала является чисто газодинамической. Такое техническое решение преимущественно применяется для силовых установок вертолетов из-за большого момента инерции несущего винта. В случае механической связи несущего винта с газогенератором запуск двигателя требует наличия стартера большой мощности.

Ядерный турбореактивный двигатель

Использует для нагрева воздуха ядерный реактор вместо сжигания керосина. Главным недостатком является сильное радиационное заражение использованного воздуха. Преимуществом является возможность длительного полета[7].

Примечания

wikiredia.ru

Турбореактивный двигатель. Элементы конструкции. | АВИАЦИЯ, ПОНЯТНАЯ ВСЕМ.

Здравствуйте, друзья!

Турбореактивный двигатель.

В этой  статье вернемся к моим любимым двигателям. Я уже ранее говорил о том, что турбореактивный двигатель в современной авиации – основной. И упоминать его в той или иной теме мы еще будем часто.  Поэтому пришла пора окончательно определиться с его конструкцией. Конечно же не углубляясь во всевозможные дебри и тонкости :-). Итак авиационный турбореактивный двигатель. Каковы основные части его конструкции, и как они взаимодействуют между собой.

1.Компрессор   2.Камера сгорания  3.Турбина  4. Выходное устройство или реактивное сопло.

Компрессор сжимает воздух до необходимых величин, после чего воздух поступает в камеру сгорания, где подогревается до необходимой температуры за счет сгорания топлива и далее уже получившийся газ поступает на турбину, где отдает часть энергии вращая ее (а она, в свою очередь компрессор), а другая часть при дальнейшем разгоне газа в реактивном сопле превращается в импульс тяги, которая и толкает самолет вперед. Этот процесс достаточно хорошо виден в ролике в статье о двигателе, как тепловой машине.

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором.

Компрессоры бывают трех видов. Центробежные, осевые и смешанные. Центробежные обычно представляют собой колесо, на  поверхности которого выполнены  каналы, закручивающиеся от центра к периферии, так называемая крыльчатка.При ее вращении воздух отбрасывется по каналам центробежной силой от центра к периферии, сжимаясь сильно разгоняется и далее попадая в расширяющиеся каналы (диффузор) тормозится и вся его энергия разгона тоже превращается в давление. Это немного похоже на старый аттракцион, который раньше в парках был, когда люди становятся по краю большого горизонтального  круга, опираясь спиной на специальные вертикальные спинки, этот круг вращается, наклоняясь в разные стороны и люди не падают, потому что их держит (прижимает) центробежная сила. В компрессоре принцип тот же.

Этот компрессор достаточно прост и надежен, но для создания достаточной степени сжатия нужен большой диаметр крыльчатки, что не могут себе позволить самолеты, особенно небольших размеров. Турбореактивный двигатель просто не влезет в фюзеляж. Поэтому применяется он мало. Но в свое время  он был применен  на двигателе ВК-1 (РД-45), который устанавливался на знаменитый истребитель МИГ-15, а также на самолеты ИЛ-28 и ТУ-14.

Крылчатка центробежного компрессора на одном валу с турбиной.

Крыльчатки центробежного компрессора.

Двигатель ВК-1. В разрезе хорошо видна крыльчатка центробежного компрессора и далее две жаровые трубы камеры сгорания.

Истребитель МИГ-15

В основном сейчас используется осевой компрессор. В нем на одной вращающейся оси (ротор) укреплены металлические диски (их называют рабочее колесо), по венцам которых размещены так называемые «рабочие лопатки». А между венцами вращающихся рабочих лопаток размещены венцы неподвижных лопаток ( они бычно крепятся на наружном корпусе), это так называемый направляющий аппарат (статор). Все эти лопатки имеют определенный  профиль и несколько закручены, работа их в определенном смысле похожа на работу все того же крыла или лопасти вертолета, но только в обратном направлении. Теперь уже не воздух действует на лопатку, а лопатка на него. То есть компрессор совершает механическую работу (над воздухом :-)). Или еще более нагляднее :-).  Все знают вентиляторы, которые так приятно обдувают в жару. Вот вам пожалуйста, вентилятор и есть рабочее колесо осевого компрессора, только лопастей конечно не три, как в вентиляторе, а побольше.

Примерно так работает осевой компрессор.

Конечно очень упрощенно, но принципиально именно так. Рабочие лопатки «захватывают» наружный воздух, отбрасывают его внутрь двигателя, там лопатки направляющего аппарата определенным образом  направляют его на следующий ряд рабочих лопаток и так далее. Ряд рабочих лопаток вместе с рядом следующих за ними лопаток направляющего аппарата образуют ступень. На каждой ступени происходит сжатие на определенную величину. Осевые компрессоры бывают с разным количеством ступеней. Их может быть пять, а может быть и 14. Соответственно и степень сжатия может быть разная, от 3 до 30 единиц и даже больше.  Все зависит от типа и назначения двигателя (и самолета соответственно).

Осевой компрессор достаточно эффективен. Но и очень  сложен как теоретически, так и конструктивно.  И еще у него есть существенный недостаток:  его сравнительно          легко повредить. Все посторонние предметы с бетонки  и птиц вокруг аэродрома он       как говорится принимает на себя и не всегда это обходится без последствий.

Камера сгорания. Она опоясывает ротор двигателя после компрессора сплошным кольцом, либо в виде отдельных труб (они называются жаровые трубы). Для организации процесса горения в комплексе с воздушным охлаждением она вся «дырчатая». Отверстий много, они разного диаметра и формы. В жаровые трубы подается через специальные форсунки топливо (авиационный керосин), где и сгорает, попадая в область высоких температур.

Турбореактивный двигатель (разрез). Хорошо видны 8-ми ступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, 2-ухступенчатая турбина и выходное устройство.

Далее горячий газ попадает на турбину. Она похожа на компрессор, но работает, так сказать, в противоположном направлении. ЕЕ раскручивает горячий газ по тому же принципу, как воздух детскую игрушку- пропеллер. Неподвижные лопатки в ней находятся не за вращающимися рабочими, а перед ними и называются сопловым аппаратом. Ступеней у турбины немного, обычно от одной до трех-четырех. Больше и не надо, ведь для привода компрессора хватит, а остальная энергия газа потратится в сопле на разгон и получение тяги. Условия работы турбины мягко говоря «ужасные». Это самый нагруженный узел в двигателе. Турбореактивный двигатель имеет очень большую частоту вращения (до 30000 об/мин). Представляете какая центробежная сила действует на лопатки и диски! Да плюс факел из камеры сгорания с температурой от 1100 до 1500 градусов Цельсия. Вобщем ад :-). Иначе не скажешь. Я был свидетелем, когда при взлете самолета Су-24МР оборвалась рабочая лопатка турбины одного из двигателей. История поучительная, обязательно о ней расскажу в дальнейшем. В современных турбинах применяются достаточно сложные системы охлаждения, а сами они (особенно рабочие лопатки) изготавливаются из особых жаропрочных и жаростойких сталей. Эти стали достаточно дороги, да и весь турбореактивный двигатель в плане материалов очень недешев. В 90-е годы, в эпоху всеобщего разрушения на этом нажились многие нечистые на руку люди, в том числе и военные. Об этом тоже как-нибудь позже…

СУ-24МР

После турбины – реактивное сопло. В нем, собственно, и возникает тяга турбореактивного двигателя. Сопла бывают просто сужающиеся, а бывают сужающе-расширяющиеся. Кроме того бывают неуправляемые (такое сопло на рисунке), а бывают управляемые, когда их диаметр меняется в зависимости от режима работы. Более того сейчас уже есть сопла, которые меняют направление вектора тяги, то есть попросту поворачиваются в разные стороны.

Турбореактивный двигатель – очень сложная система. Летчик управляет им из кабины всего лишь одним рычагом – ручкой управления двигателем (РУД). Но на самом деле этим он лишь задает нужный ему режим. А все остальное берет на себя автоматика двигателя. Это тоже большой и сложный комплекс и еще скажу очень хитроумный. Когда еще будучи курсантом изучал автоматику, всегда удивлялся, как конструкторы и инженеры все это понапридумывали:-), а рабочие-мастера изготовили.  Сложно… Но зато интересно 🙂 …

Вот и все пока. Вкратце опять  не получилось :-). Но я все же надеюсь, что вам было интересно. До следующей встречи.

P.S. А вот вам напоследок атракцион, о котором я выше писал. Я на нем в детстве-то не катался, а сейчас их просто нет у нас. Так что знаю только в теории :-).

Вот такой он был, может и сейчас где-то работает...

Фото кликабельны.

Related posts:

  1. Турбореактивный двигатель, как тепловая машина. Принцип работы. Просто.
  2. Элементы конструкции самолета.

avia-simply.ru

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

dic.academic.ru

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

Рис. 1. Схема ТРД.

турбореакти́вный дви́гатель (ТРД) — разновидность воздушно-реактивного двигателя, в котором для повышения давления применён турбокомпрессор. Основные составные части ТРД (рис. 1): 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) показано на рис. 2 и 3. 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 (рис. 3). Теоретически при очень высокой скорости полёта работа цикла и тяга уменьшаются до нуля, несмотря на продолжающийся рост расхода воздуха. Дроссельная характеристика ТРД показана на рис. 4.

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 6 (рис. 5; остальные позиции те же, что на рис. 1). 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 летательных аппаратов 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 Х. 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 E28/39 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 другие 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.

Литература:
Иноземцев Н. В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс. М., 1955;
Грин В., Кросс Р., Реактивные самолёты мира, М., 1957;
Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели, 3 изд., М., 1969;
Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975.

А. М. Люлька, С. Д. Решедько.

Рис. 2. Зависимости тяги и удельного расхода топлива.

Рис. 3. Зависимости тяги и удельного расхода топлива ТРДФ.

Рис. 4. Дроссельная характеристика ТРД.

Рис. 5. Схема ТРДФ.

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

avia.academic.ru

Турбореактивный двигатель - это... Что такое Турбореактивный двигатель?


Турбореактивный двигатель
        авиационный Газотурбинный двигатель, в котором тяга создаётся струей газов, вытекающих из реактивного сопла. ТРД применяются на сверхзвуковых самолётах как маршевые двигатели либо как подъёмные двигатели на самолётах вертикального взлёта и посадки. Атмосферный воздух, поступающий в ТРД при полёте, сжимается в Воздухозаборнике и далее в Турбокомпрессоре. Сжатый воздух подаётся в камеру сгорания, в которую впрыскивается жидкое химическое топливо (обычно авиационный керосин). Образовавшиеся при сгорании газы частично расширяются в турбине, вращающей компрессор; окончательное расширение газов происходит в реактивном сопле. Тяга ТРД может быть значительно увеличена (примерно на 30—40%) путём дополнительного сжигания топлива в форсажной камере (См. Форсажная камера), расположенной между турбиной и реактивным соплом. Для увеличения диапазона устойчивой работы компрессора ТРД и ТРД с форсажной камерой могут выполняться по двухвальной (двухкаскадной) схеме, при которой турбокомпрессор составляется из двух механически не связанных последовательных каскадов. Перспективно использование ТРД на первых ступенях воздушно-космических самолётов (См. Воздушно-космический самолёт). См. также Авиационный двигатель.

         В. И. Бакулев.

        

        Принципиальная схема двухвального турбореактивного двигателя с форсажной камерой для сверхзвуковых самолетов: 1 — воздухозаборник; 2 — осевой компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — форсажная камера; 6 — реактивное сопло.

Большая советская энциклопедия. — М.: Советская энциклопедия. 1969—1978.

  • Турборакетный двигатель
  • Турбостроение

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 — см. в ст. Реактивный двигатель. Энциклопедия «Техника». М.: Росмэн. 2006. Турбореактивный двигатель (ТРД) разновидность воздушно реактивного дв …   Энциклопедия техники

  • 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

dic.academic.ru

Турбореактивный двигатель: применение и устройство

Турбореактивный двигатель является газотурбинным устройством, у которого тяга создается за счет преобразования энергии (тепловой) в кинетическую потока газа. При этом возникающая реакция применяется в качестве движущей силы.

Наибольшее распространение и эффективность турбореактивный двигатель получил в летательных аппаратах, которые способны развивать большие скорости полета (сверхзвуковые самолеты).

Существуют одно- и двухконтурные устройства, которые снабжаются форсажными камерами, существенно позволяющими повысить взлетную и полетную тягу. При этом при более высоком показателе тяги увеличивается скорость полета.

Широта применения турбореактивных двигателей обусловлена относительной простотой их устройства и малым удельным весом. Агрегат состоит из камеры сгорания, турбины, компрессора и выхлопного сопла, представляющего сужающую трубу, которая располагается внутри выпускного коллектора.

Воздух приобретает в заборнике предварительное увеличение давления (благодаря скоростному напору), которое затем повышается в компрессоре. Это позволяет создать благоприятные условия для процессов сгорания и эффективно использовать тепло. Допустимая температура при входе в турбину газа зависит от жаропрочности материалов и эффективности охлаждения турбины. Повышение давления воздуха и температуры газов является характерной особенностью большинства типов газотурбинных устройств.

Турбореактивный двигатель, используемый в беспилотной и высокоскоростной авиации, обеспечивает существенное увеличение тяги на форсажных режимах, а, следовательно, и тяговой мощности при достижении сверхзвуковой скорости. Однако агрегаты, применяемые в области дозвуковых полетов, по тяговым параметрам и экономичности уступают другим видам газотурбинных двигателей.

Данное обстоятельство обусловлено принципом работы устройства, который связан со сравнительно высокими потерями тепла и скоростной энергии с выхлопной струей на низких числах полета (М).

Турбореактивный двигатель своими руками собрать непросто, для этого необходимо досконально знать его устройство и принципы работы всех элементов.

Прибор включает в свой состав систему газового компрессора, которая располагается между камерами и впускным отверстием. Благодаря создаваемой в результате сгорания топлива энергии, турбина приводит в движение компрессор и обеспечивает тягу.

Детальные схемы и расчеты компонентов двигательной системы, как и поршневых моторов, очень разнообразны. В различных источниках можно найти подробные расчетные данные и простые описания для данных систем, что позволяет сделать самодельный турбореактивный двигатель.

Агрегаты, в которых установлены центробежные насосы, не имеют форсажной камеры. Газы, выходя из турбины, попадают в реактивное сопло, после чего истекают в атмосферу с большой скоростью. Тяга создается посредством приращения скорости газов, выходящих из двигателя.

fb.ru

Турбореактивный двухконтурный двигатель - это... Что такое Турбореактивный двухконтурный двигатель?


Турбореактивный двухконтурный двигатель
Турбореактивный двухконтурный двигатель
(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. Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться форсажные камеры сгорания для увеличения тяги путём сжигания дополнительного топлива . 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 самолетах 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 Суд = 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 Суд = 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 , показывающая изменение экономичности двигателя в зависимости от режима его работы. На протекание дроссельной характеристики ТРДД сильно влияет значение степени двухконтурности на расчётном режиме mp. Для ТРДДФ сверхзвуковых манёвренных самолётов важны высотно-скоростные характеристики в полном диапазоне изменения условий полёта . 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
nк = f(р*вх, Т*вх) или
nк = const,
где nк — частота вращения компрессора, р*вх и Т*вх — полное давление и температура торможения воздуха на входе в двигатель.
По конструкции ТРДД разделяются на одно-, двух- и трёхвальные, с передним и задним вентиляторами. Передний вентилятор работает всегда на оба контура, 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).

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

.

  • Турбопрямоточный двигатель
  • Турбулентное течение

Смотреть что такое "Турбореактивный двухконтурный двигатель" в других словарях:

  • ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ТРДД) воздушно реактивный двигатель, в котором поступающий в него воздух делится на 2 потока, проходящих через внутренние и внешние контуры. Внутренний контур турбореактивный двигатель, внешний кольцевой канал с вентилятором, создающий… …   Большой Энциклопедический словарь

  • турбореактивный двухконтурный двигатель — (ТРДД), воздушно реактивный двигатель, в котором поступающий в него воздух делится на 2 потока, проходящих через внутренний и внешний контуры. Внутренний контур  турбореактивный двигатель, внешний  кольцевой канал с вентилятором, создающим… …   Энциклопедический словарь

  • Турбореактивный двухконтурный двигатель — 13. Турбореактивный двухконтурный двигатель ТРДД D. Zweistroim Luftstrahltriebwerk Е. Turbofan engine F. Turboréacteur à double flux Турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива,… …   Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

  • турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… …   Энциклопедия «Авиация»

  • турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… …   Энциклопедия «Авиация»

  • турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… …   Энциклопедия «Авиация»

  • турбореактивный двухконтурный двигатель — Рис. 1. Схемы ТРДД. турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур,… …   Энциклопедия «Авиация»

  • ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ТРДД) турбореактивный двигатель с внутр. и нар. контурами движения воздуха (газа) и вентилятором, обслуживающим только нар. или оба контура (см. рис.). Тяга ТРДД создаётся реактивными соплами внутр. и нар. контуров или общим соплом, перед к рым… …   Большой энциклопедический политехнический словарь

  • Двухконтурный турбореактивный двигатель — (см. Турбореактивный двухконтурный двигатель). Авиация: Энциклопедия. М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994 …   Энциклопедия техники

  • Двигатель авиационный — тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и пр.). С момента зарождения авиации и до конца Второй мировой войны единственным практически используемым Д.а. был поршневой двигатель… …   Энциклопедия техники

dic.academic.ru

Отправить ответ

avatar
  Подписаться  
Уведомление о