Турбореактивный двигатель. элементы конструкции

Содержание:

Принцип работы
Турбореактивные двигатели
Ранние образцы
Ранние образцы
Основные узлы ТВаД
Виды двигателей для авиамоделей
Принцип работы реактивного двигателя
Ссылки [ править ]
Применение
- Преимущества и недостатки

Принцип работы

Компрессор втягивает воздух, сжимает его и направляет в камеру сгорания. В ней сжатый воздух смешивается с топливом, которое воспламеняется. Горячие газы, образовавшиеся в результате горения, расширяются, заставляя 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. При горении топлива воздух, служащий рабочим телом, нагревается до 1500-2000 градусов Цельсия.

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, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. 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 (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). 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 (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), 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 (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) 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 для их изготовления используют жаропрочные сплавы и термобарьерные покрытия. А также применяется система охлаждения воздухом, отбираемым от средних ступеней компрессора.

Турбореактивные двигатели

Манометры для измерения давления газа: типы, особенности конструкции и действия измерителей

Такой тип двигателей был создан в первой половине 20-го века и начал находить себе массовое применение к концу Второй мировой войны. Первым в мире серийным турбореактивным самолетом был немецкий Me.262. ТРД были популярны вплоть до 60-ых годов, после чего их стали вытеснять ТРДД.

Современная фотография Me-262, сделанная в 2021 году Самый простой турбореактивный двигатель включает в себя следующие элементы:

Входное устройство
Компрессор
Камеру сгорания
Турбину
Реактивное сопло (далее просто сопло)

Можно сказать, что это минимальный набор для нормальной работы двигателя. А теперь рассмотрим что для чего нужно и зачем. Входное устройство — это расширяющийся* канал, в котором происходит подвод воздуха к компрессору и его предварительное сжатие. В нём кинетическая энергия входящего воздуха частично преобразуется в давление.

*здесь и дальше мы будем говорить про дозвуковые скорости. На сверхзвуковой скорости физика меняется, и там все совсем не так.

Компрессор — это устройство, в котором происходит повышение давление воздуха. Компрессор можно характеризовать такой величиной, как степень повышения давления. В современных двигателях оно уже начинает переступать за 40 единиц. Кроме того, в нем увеличивается температура (может быть, где-то до 400 градусов Цельсия).

Камера сгорания — устройство, в котором к сжатому воздуху (после компрессора) подводится тепло из-за горения топлива. Температура в камере сгорания очень высокая, может достигать 2000 градусов Цельсия. Вам может показаться, что давление газа в камере тоже сильно увеличивается, но это не так. Теоретически принято считать, что подвод тепла осуществляется при постоянном давлении. В реальности оно немного падает из-за потерь (проблема несовершенства конструкции).

Турбина — устройство, превращающее часть энергии газа после камеры сгорания в энергию привода компрессора. Так как турбины используются не только в авиации, можно дать более общее определение: это устройство, преобразующее внутреннюю энергию рабочего тела (в нашем случае рабочее тело — это газ) в механическую работу на валу. Как вы могли понять, турбина и компрессор находятся на одном валу и жестко связаны между собой. Если в компрессоре происходит повышение давления газа, то в турбине, наоборот, понижение, то есть газ расширяется.

Сопло — суживающийся канал, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую (оставшийся запас энергии газа после турбины). Как и в турбине, в сопле происходит расширение газа. Образуется струя, которая, вытекая из сопла, движет самолёт.

С основными элементами разобрались. Но все равно не очень понятно как оно работает? Тогда давайте ещё раз и коротко.

Воздух из атмосферы попадает во входное устройство, где немного сжимается и поступает в компрессор. В компрессоре давление воздуха растёт ещё сильнее, растёт и температура. После компрессора воздух поступает в камеру сгорания и, смешиваясь там с топливом, воспламеняется, что приводит к сильному возрастанию температуры, при, можно сказать, постоянном давлении. После камеры сгорания горячий сжатый газ попадает в турбину. Часть энергии газа расходуется на вращение компрессора турбиной (чтобы он мог выполнять свою функцию, описанную выше), другая часть энергии расходуется на, нужное нам, движение самолёта, из-за того, что газ, пройдя турбину, превращается в реактивную струю в сопле и вырывается из него (сопла) в атмосферу. На этом цикл завершается. Конечно, в реальности все процессы цикла проходят непрерывно.

Такой цикл называется циклом Брайтона, или термодинамическим циклом с непрерывным характером рабочего процесса и подводом тепла при постоянном давлении. По такому циклу работают все ГТД.

Цикл Брайтона в P-V координатах

Н-В — процесс сжатия во входном устройстве В-К — процесс сжатия в компрессоре К-Г — изобарический подвод тепла Г-Т — процесс расширения газа в турбине Г-С — процесс расширения газа в сопле С-Н — изобарический отвод тепла в атмосферу

Схематичная конструкция турбореактивного двигателя, где 0-0 — ось двигателя

ТРД может иметь и два вала. В таком случае компрессор состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД), а подвод работы будут осуществлять турбина низкого давления (ТНД) и турбина высокого давления (ТВД) соответственно. Такая схема более выгодная газодинамически.

Реальный двигатель такого вида в разрезе

Мы рассмотрели принцип работы самой простой схемы авиационного газотурбинного двигателя. Естественно, на современных «Эйрбасах и Боингах» устанавливаются ТРДД, конструкция которых заметно сложнее, но работает все по таким же законам. Давайте рассмотрим их.

Ранние образцы

Анализ конструкции дизеля qd32t и его технических характеристик

Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения на количество оборотов, которые они могли выполнять из-за отсутствия подходящих жаропрочных материалов для турбин. В британских двигателях, таких как Rolls-Royce Welland, использовались более качественные материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Первоначально Welland прошел типовой сертификат на 80 часов, позже был продлен до 150 часов между капитальными ремонтами в результате продленных 500 часов пробега, достигнутых в ходе испытаний. Несмотря на высокие требования к техническому обслуживанию, некоторые из первых реактивных истребителей все еще эксплуатируются со своими оригинальными двигателями.

Турбореактивный двигатель J85-GE-17A от General Electric (1970 г.)

General Electric в Соединенных Штатах имела хорошие возможности для входа в бизнес по производству реактивных двигателей благодаря своему опыту с высокотемпературными материалами, которые использовались в их турбокомпрессорах во время Второй мировой войны.

Впрыск воды был обычным методом, используемым для увеличения тяги, обычно во время взлета, в ранних турбореактивных двигателях, которые были ограничены их допустимой температурой входа в турбину. Вода увеличивала тягу на пределе температуры, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный след дыма.

Допустимые температуры на входе в турбину неуклонно увеличивались с течением времени как с введением лучших сплавов и покрытий, так и с введением и повышением эффективности конструкции охлаждения лопаток. На ранних двигателях пилот должен был следить за температурным пределом турбины и избегать его, как правило, во время запуска и при максимальных настройках тяги. Было введено автоматическое ограничение температуры, чтобы снизить рабочую нагрузку на пилот и снизить вероятность повреждения турбины из-за перегрева.

Ранние образцы

Технические характеристики и ньюансы конструкции киа рио

Турбореактивный двигатель J85-GE-17A от General Electric (1970 г.)

Основные узлы ТВаД

Рис. 1. Схема турбовального ГТД:

1- входное устройство; 2- компрессор; 3- камера сгорания; 4- турбина компрессора; 5- турбина винта (свободная турбина); 6- выходное устройство;
7 — вал отбора мощности

На примере ТВаД рассмотрим характерные сечения газотурбинного двигателя:

«Н» сечение невозмущенного потока, в этом сечении параметры воздуха соответствуют атмосферным;

«Вх» сечение на входе во входное устройство двигателя;

«В» сечение на входе в компрессор двигателя;

«К» сечение на выходе из компрессора двигателя, вход в камеру сгорания;

«Г» сечение на выходе камеры сгорания двигателя, вход в турбину;

«ТК» сечение на выходе из турбины компрессора (перед свободной турбиной);

«Т» сечение на выходе из турбин двигателя, вход в выходное устройство;

«С» сечение на выходе из двигателя.

Буквы, обозначающие сечения двигателя, используются в качестве индекса при обозначении величин, характеризующих параметры газа. Например, С_С — скорость истечения газа на выходе из двигателя, Р_К — давление газа за компрессором двигателя и.т. д.

Входное устройство.

Входное устройство предназначено для подвода к двигателю необходимого количества воздуха из атмосферы с минимальными гидравлическими потерями. Конструктивно выполнено как сужающийся канал, являющийся составной частью капотов. При движении воздуха во входном устройстве, как в любом сужающемся канале, происходит увеличение скорости, падение давления , снижение температуры .

Компрессор.

Компрессор предназначен для повышения давления воздуха. Компрессор конструктивно выполнен как лопаточная машина с вращающемся ротором. В компрессоре происходит повышение энергии воздуха за счет подводимой к его ротору механической энергии. Скорость потока в компрессоре несколько снижается. В компрессоре реализуется термодинамический процесс, приближенный к адиабатному. У вертолетных ТВаД обычно применяется осевой компрессор, т.е. воздух в компрессоре движется вдоль оси двигателя.

Камера сгорания.

Камера сгорания предназначена для подвода к воздуху тепла, в результате в камере сгорания происходит значительный рост температуры. При этом профиль проточной части камеры сгорания выбран таким, чтобы по мере продвижения газа происходило некоторое увеличение его скорости и снижение его давления. Термодинамический процесс в камере сгорания близок к изобарическому.

Турбина компрессора.

Турбина компрессора предназначена для привода во вращение ротора компрессора. Конструктивно выполнена как лопаточная машина, ротор которой с помощью вала связан с ротором компрессора и вращается заодно с ним. В турбине внутренняя энергия газа преобразуется в механическую т.е. и за счет этого вырабатывается механическая энергия, передаваемая через вал к ротору компрессора и расходуемая на его вращение.

Часть двигателя, включающая в себя компрессор, камеру сгорания, турбину компрессора, называется турбокомпрессором или газогенератором.

Свободная турбина.

Свободная турбина предназначена для выработки мощности, необходимой для передачи к главному редуктору вертолета. Процессы, происходящие в свободной турбине аналогичны тем, которые происходят в турбине компрессора.

Выходное устройство.

Выходное устройство двигателя (не регулируемое) представляет собой расширяющийся патрубок, обеспечивающий отвод отработанных газов в сторону от двигателя. В выходном устройстве двигателя ТВ2-117 газ, выходящий и свободной турбины активно смешивается с охлаждающим воздухом. В результате давление, температура и скорость газа снижаются.

Виды двигателей для авиамоделей

Реактивные двигатели на авиамодели бывают нескольких основных типов и двух классов: воздушно-реактивные и ракетные. Некоторые из них устарели, другие слишком затратные, но азартные любители управляемых авиамоделей пытаются опробовать новый двигатель в действии. Со средней скоростью полета в 100 км/час авиамодели становятся только интересней для зрителя и пилота. Популярнейшие типы двигателя отличаются для управляемых и стендовых моделей, в силу разного КПД, веса и тяги. Всего типов в авиамоделировании немного:

Ракетный;
Прямоточный воздушно-реактивный (ПРВД);
Пульсирующий воздушно-реактивный (ПуРВД);
Турбореактивный (ТРД);

Ракетный используется только на стендовых моделях, и то довольно редко. Его принцип работы отличается от воздушно-реактивного. Основным параметром здесь выступает удельный импульс. Популярен из-за отсутствия необходимости взаимодействия с кислородом и возможности работы в невесомости.

Прямоточный сжигает воздух из окружающей среды, который всасывается из входного диффузора в камеру сгорания. Воздухозаборник в этом случае направляет кислород в двигатель, который благодаря внутреннему строению заставляет нагнетать давление у свежего потока воздуха. Во время работы, воздух подходит к воздухозаборнику со скоростью полета, но во входном сопле она резко уменьшается в несколько раз. За счет замкнутого пространства нагнетается давление, которое при смешивании с топливом выплескивает из обратной стороны выхлоп с огромной скоростью.

Пульсирующий работает идентично прямоточному, но в его случае сгорание топлива непостоянное, а периодичное. При помощи клапанов топливо подается только в необходимые моменты, когда в камере сгорания начинает падать давление. В своем большинстве реактивный пульсирующий двигатель совершает от 180 до 270 циклов впрыскивания топлива в секунду. Чтобы стабилизировать состояние давления (3,5 кГ/см2), используется принудительная подача воздуха с помощью насосов.

Турбореактивный двигатель, устройство которого вы рассматривали выше, обладает самым скромным расходом топлива, за счет чего и ценятся. Единственным их минусов является низкое соотношение веса и тяги. Турбинные РД позволяют развить скорость модели до 350 км/ч, при этом холостой ход двигателя держится на уровне 35 000 оборотов в минуту.

Принцип работы реактивного двигателя

За работу двигателя отвечает реактивная тяга. Для создания реактивной тяги необходима определенная жидкость, которая подается из задней части двигателя и по ходу ее продвижения увеличивается ее скорость движения вперед. Работу тяги отлично объясняет один из законов Ньютона, звучит он так «Любое действия вызывает равное противодействие».

Вместо жидкости в ТРД используется горючая смесь (газы и воздух со сгоревшими частичками топлива). Благодаря этой смеси самолет толкает вперед и позволяет ему лететь дальше.

Разработки таких двигателей начались в тридцатых годах. Первыми кто начал разрабатывать двигатели такого типа стали немцы и англичане. Но в гонке вооружений одержали победу ученные из Германии, так как они выпустили самый первый в мире самолет с ТРД под названием «Ласточка», данный самолет впервые взлетел в небеса над Люфтваффом. Спустя некоторое время появился и Английский самолет «Глостерский метеор»

Также сверхзвуковые двигатели принято считать турбореактивными, но они отличаются более совершенными модификациями, в отличие от ТРД.

Устройство двигателя имеет четыре главные детали, а именно:

Компрессор.
Камера горения.
Турбина.
Выхлоп.

Компрессор

В компрессоре находиться несколько турбин, с помощью которых происходит засасывание и сжатие воздуха. Во время сжатия воздуха, его давление и температура начинает нагнетаться и расти.

Камера горения

После того как воздух проходит турбину и его сжимает до необходимых размеров. Часть сжатого воздуха поступает в камеру горения, где воздух начинает смешиваться с топливом, после чего его поджигают. Благодаря этому увеличивается тепловая энергия воздуха. После смесь выходит из камеры с большой скорости и расширяется.

Турбина

После выхода эта смесь снова попадает в турбину, с помощью высокой энергии газа лопасти в турбине начинают свое вращение. Турбина тесно связанна с компрессором, который находиться в начале двигателя. Благодаря этому турбина начинает свою работу. Остатки воздуха выходят в выхлоп. В момент выхода смеси температура достигает рекордных размеров. Но она продолжает повышать свою температуру с помощью эффекта Дросселирования. После того как температура воздуха доходит до своего пика, она начинает идти на спад и выходит из турбины.

Ссылки [ править ]

. Исследовательский центр Гленна НАСА . Проверено 6 мая 2009 года .
Максим Гийом, «Propulseur par réaction sur l’air», французский патент (подана: 3 мая 1921 г .; выдана: 13 января 1922 г.)
Эллис, Гай (15 февраля 2016 г.). . Эмберли. ISBN 978-1-44564901-6.
. PBS . Проверено 26 марта 2010 года .
. BBC . Проверено 26 марта 2010 года .
Фрэнк Уиттл, , британский патент No. 347 206 (подано 16 января 1930 г.).
Экспериментальные и прототипы реактивных истребителей ВВС США, Дженкинс и Лэндис, 2008 г.
Warsitz, Lutz 2009 , Pen and Sword Books, Англия, ISBN 978-1-84415-818-8 , стр. 125.
Listemann, Фил Х. (6 сентября 2016), , Philedition, стр. 3, ISBN 978-291859095-8
Хитон, Колин Д .; Льюис, Анн-Мариен; Тиллман, Барретт (15 мая 2012 г.). . Voyageur Press. ISBN 978-1-61058434-0.
, стр. .
Маттингли, Джек Д. (2002). . AIAA. ISBN .
Ларсон, Джордж К. (апрель – май 2010 г.), , Air & Space , 25 (1): 80
«Всемирная энциклопедия авиационных двигателей — 5-е издание» Билла Ганстона , Sutton Publishing, 2006, стр.192
Симс, Коннектикут, Честер, История металлургии суперсплавов, Proc. 5-й симпозиум. по суперсплавам, 1984.
. Полет . Flightglobal.com: 448. 25 октября 1945 . Проверено 14 декабря 2013 года .
Роберт В. Гарвин, «Начиная что-то большое» , ISBN 978-1-56347-289-3 , стр. 5
«Летчик-испытатель» Брайан Трубшоу, Sutton Publishing 1999, ISBN 0 7509 1838 1 , Приложение VIIIb
. Архивировано из 9 мая 2016 года . Дата обращения 16 мая 2016 . Рис.26
«Компромиссы в конструкции воздухозаборника» Собестер, Журнал авиастроения, том 44, № 3, май – июнь 2007 г., рис. 12
«Всемирная энциклопедия авиационных двигателей — 5-е издание» Билла Ганстона , Sutton Publishing, 2006, стр.160
^ Cumpsty, Николас (2003). «3,1». Реактивное движение (2-е изд.). Издательство Кембриджского университета. ISBN 0-521-54144-1.
. Исследовательский центр Гленна НАСА . Проверено 6 мая 2009 года .
, Раздел 6.3
«Теория газовой турбины» Коэн, Роджерс, Сараванамуттоо, ISBN 0 582 44927 8 , стр. 72-73, рис. 3.11
SAMI 2010 • 8-й Международный симпозиум IEEE по прикладному машинному интеллекту и информатике • 28–30 января 2010 г. • Херлани, Словакия (Передовые методы управления турбореактивными двигателями) (Р. Андога *, ***, Л. Фезо *, **, Л. Мадарас * и Й. Юдичак ****

Применение

Сфера применения двухконтурных турбореактивных двигателей очень широкая. Они смогли охватить практически всю авиацию, потеснив собой ТРД и ТВД. Главный недостаток реактивных моторов – их неэкономичность – удалось частично победить, так что сейчас большинство гражданских и практически все военные самолеты оснащены ТРДД. Для военной авиации, где важны компактность, мощность и легкость моторов, используются ТРДД с малой степенью двухконтурности (к<1) и форсажными камерами. На пассажирских и грузовых самолетах устанавливаются ТРДД со степенью двухконтурности к>2, что позволяет сэкономить немало топлива на дозвуковых скоростях и снизить стоимость перелетов.

Двухконтурные турбореактивные двигатели с малой степенью двухконтурности на военном самолете.

СУ-35 с установленными на нем 2мя двигателями АЛ-41Ф1С

Преимущества и недостатки

Двухконтурные турбореактивные двигатели имеют огромное преимущество в сравнении с ТРД в виде значительного сокращения расхода топлива без потерь мощности. Но при этом их конструкция более сложная, а вес намного больше. Понятно, что чем больше значение степени двухконтурности, тем экономичнее мотор, но это значение можно увеличить только одним способом – за счет увеличения диаметра второго контура, что даст возможность пропустить через него больше воздуха. Это и есть основным недостатком ТРДД. Достаточно посмотреть на некоторые ТВРД, устанавливаемые на крупные гражданские самолеты, чтобы понять, как они утяжеляют общую конструкцию. Диаметр их второго контура может достигать нескольких метров, а в целях экономии материалов и снижения их массы он выполняются более коротким, чем первый контур. Еще один минус крупных конструкций – высокое лобовое сопротивление во время полета, что в некоторой степени снижает скорость полета. Использование ТРДД в целях экономии топлива оправдано на дозвуковых скоростях, при преодолении звукового барьера реактивная тяга второго контура становится малоэффективной.

Различные конструкции и использование дополнительных конструктивных элементов в каждом отдельном случае позволяет получить нужный вариант ТРДД. Если важна экономия, устанавливаются турбовентиляторные двигатели с большим диаметром и высокой степенью двухконтурности. Если нужен компактный и мощный мотор, используются обычные ТРДД с форсажной камерой или без нее. Главное здесь найти компромисс и понять, какие приоритеты должны быть у конкретной модели. Военные истребители и бомбардировщики не могут оснащаться двигателями с трехметровым диаметром, да им это и не нужно, ведь в их случае приоритетны не столько экономия, сколько скорость и маневренность. Здесь же чаще используются и ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) для увеличения тяги на сверхзвуковых скоростях или при запуске. А для гражданской авиации, где сами самолеты имеют большие размеры, вполне приемлемы крупные и тяжелые моторы с высокой степенью двухконтурности.