Кравченко И. В. Христофоров И. Л. Силовые установки летательных аппаратов (554342), страница 2
Текст из файла (страница 2)
Турбореактивный двигатель (ТРД) является наиболее простым типом газотурбинного двигателя (рис. В.2). Двигатель состоит из воздухозаборника 1, компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины 4 и реактивного сопла о. Характерными являются сечения: н — невозмущенный поток перед двигателем; в — за входным устройством; к — за компрессором; г — за камерой сгорания; т — за турбиной; с — на срезе реактивного сопла. При полете со скоростью У„набегающая струя воздуха частично сжимается во входном устройстве (динамическое сжатие). Дальнейшее сжатие воздуха происходит в компрессоре.
Потом воздух поступает в камеру сгорания, где в него форсунками подается топливо (как правило, авиационный керосин), затем происходит сгорание топливовоздушной смеси, в процессе которого температура продуктов сгорания повышается до величины, определяемой жаропрочностью материалов турбины и эффективностью ее охлаждения. В турбине происходит расширение газа, часть потенциальной энергии газа преобразуется в механическую работу на валу„которая расходуется на вращение компрессора и привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и самолет. Окончательное расширение газа, преобразование потенциальной энергии в кинетическую, увеличение скорости потока происходят в реактивном сопле.
Скорость истечения газов из реактивного сопла получается больше скорости полета, что и обуславливает получение реактивной тяги двигателя. ТРД широко применялись на военных и гражданских самолетах в начальный период развития реактивной авиации. Наиболее известны двигатели, построенные под руководством: А.М. Люльки (ТР-1, 1947 г., устанавливались на самолетах Су-11 конструкции П.О.
Сухого), В.Я. Климова (РД-45Ф и ВК-ЗМ, 1947 — 1949 гг., устанавливались на самолетах МиГ-15 и МиГ-17 конструкции А.И. Микояна), А.А. Микулина (АМ-3 и РД-ЗМ, 1949 — 1950 гг., первый устанавливался на бомбардировщике Ту-16, второй— на первом в мире пассажирском реактивном самолете Ту-104 конструкции А.Н. Туполева). ! к н Рис. В.2. Схема ТРД: 1 — воздухозаборник; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; б — реактивное сопло Турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ) (рис. В.З) отличается от рассмотренного выше ТРД наличием между турбиной 4 и реактивным соплом 6 форсажной камеры сгорания б, которая обеспечивает повышение температуры газа перед соплом и увеличение скорости истечения.
Соответственно возрастает и реактивная тяга. ТРДФ используются на самолетах с большой тяговооруженностью и большими максимальными числами М полета (М„= 2,0...3,5), поэтому они оборудуются сверхзвуковым входным устройством и реактивным соплом с расширяющейся частью после критического сечения (сопло Лаваля). Мировую известность получил отечественный ТРДФ Р11Ф-ЗОО, разработанный под руководством С.К. Туманского (устанавливался на сверхзвуковом истребителе МиГ-21).
10 Начиная с шестидесятых годов прошлого столетия, ТРД и ТРДФ стали уступать место двухконтурным двигателям. 1 н 1 ! Г Т Рис. В.З, Схема ТРДФ; 1 — воздухозаборник; Л вЂ” компрессор; 8 — камера сгорания; 4 — турбина; б — форсажная камера сгорания; 6 — реактивное сопло 11 Турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД) отличаются тем, что у них воздух, поступающий через входное устройство, разделяется на два потока: внутренний, проходящий через турбокомпрессор, и внешний, проходящий через вентилятор, приводимый во вращение турбиной внутреннего контура. Истечение происходит через два независимых сопла либо газовые потоки соединяются за турбиной и вытекают через одно общее сопло.
В ТРДД за счет обмена механической энергией между контурами внесенная с топливом энергия подводится к массе воздуха, проходящей через оба контура, поэтому уменьшается скорость истечения. Уменьшение потерь кинетической энергии выходящей из двигателя газовой струи приводит к улучшению экономичности ТРДД на дозвуковых скоростях полета.
Уменьшение скорости истечения газа из двигателя способствует также снижению уровня шума. Указанные преимущества ТРДД обусловили их широкое применение на дозвуковых пассажирских самолетах. Схема ТРДД с раздельным истечением потоков из наружного и внутреннего контуров показана на рис. В.4. По схеме трехвального ТРДД с раздельными контурами выполнены двигатели Д-18 и Д-36 конструкции П.А. Соловьева.
Двигатель Д-36 установлен на самолетах Як-40 и Як-42, а двигатель Д-18 — на Ан-124 (" Руслан" ) и Ан-225 ("Мр1я"). К ! г т С! н Б Рис. В.4. Схема ТРДД с раздельными контурами". 1 — воздухозаборник; 2 — вентилятор„З вЂ” компрессор; 4 — камера сгорания; б — внешний контур; 6 — турбина; 7 — реактивное сопло внутреннего контура; 8 — реактивное сопло внешнего контура Схема ТРДД со смещением потоков наружного и внутреннего контуров показана на рис. В.б. По такой схеме созданы мощные двухконтурные двигатели Д-30 и ПС-90 конструкции А.П. Соловьева для самолетов Ту-134, Ту-204 и ИЛ-96 300 и двигатели НК-8 и НК-87 конструкции Н.Д. Кузнецова для самолетов Ил-62, Ту-154, Ил-86.
Рис. В.б. Схема ТРДД со смешением потоков: 1 — вентилятор и компрессор низкого давления; 2 — компрессор высокого давления; 3 — турбина высокого давления; 4 — турбина низкого давления; 5 — общее реактивное сопло Турбореактивные лвухконтурные двигатели с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ) применяются на летательных аппара- гах со сверхзвуковыми скоростями полета. Они обладают по сравнению с ТРДФ лучшей экономичностью на дозвуковых скоростях полета. На рис. В.6 показана схема двухконтурного двигателя с общей форсажной камерой сгорания. По такой схеме выполнены двигатели АЛ-31Ф и РД-ЗЗ, которые установлены на самолетах-истребителях Су-27 и МиГ-29, а также двигатель НК-144, который устанавливался на первом сверхзвуковом пассажирском самолете Ту-144. 1 2 3 4 5 Рис.
В.б. Схема ТРДДФ: 1 — воздухозаборник; 2 — вентилятор; 3 — компрессор; 4 — камера сгорания; б — турбина; 6 — форсажная камера сгорания Турбовинтовые двигатели на малых и средних дозвуковых скоростях полета являются наиболее экономичными. На рис. В.7 и В.8 приведены схемы одновального ТВД и двухвального турбовального двигателя для вертолета (ТВалД). Их отличие от ТРДД заключается в том, что избыточная мощность турбины затрачивается на привод винта. Согласование частот вращения выходного вала двигателя и воздушного винта требует применения редуктора, что -утяжеляет конструкцию.
По одновальной схеме выполнены самый мощный в мире одновальный ТВД НК-12 конструкции Н.Д. Кузнецова, устанавливаемый на самолетах Ан-22 и Ту-114, и АИ-20 конструкции А.Г. Ивченко, устанавливаемый на пассажирском самолете Ил-18 и транспортном самолете Ан-12. На практике получили применение и двухвальные ТВД со свободной турбиной, у которых компрессор и винт приводятся во вращение разными турбинами. В гражданской авиации эксплуатируются самолеты местных линий Ан-28 с ТВД-10б и Ил-114 с ТВД-117. На крупнейшем в мире транспортном вертолете Ми-26 установлен трехвальный турбовальный двигатель Д-136 конструкции В.А.
Лотарева, предназначенный для вертолетов различных типов. Рис. В.7. Схема ТВД: 1 — винт изменяемого шага; 2 — редуктор; 3 — компрессор; 4 — камера сгорания; 5 — турбина; 6 — реактивное сопло Рис. В.8. Схема турбовального двигателя: 1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина компрессора; 4 — свободная турбина; Б — выходной патрубок; б — вал свободной турбины Ухудшение параметров ТВД на больших скоростях полета происходит из-за уменьшения КПД винта. В настоящее время ведется работа по созданию улучшенного ТВД, получившего название турбовинтовентиллторпаго двигателя (ТВВД). В нем вместо винта используется винтовентилятор, представляющий собой малогабаритный многолопастной воздушный винт изменяемого шага. Турбовинтовентиляторный двигатель Д-27 предназначен для самолетов Ан-70, Ан-180, Бе-42 и других высокоэ- кономичных пассажирских и транспортных самолетов.
По такой же схеме выполнен двигатель нового поколения НК-93. Таким образом, потенциальные возможности турбовинтовых двигателей не исчерпаны, не-говоря о том, что это единственный двигатель для вертолетов. При увеличении скорости полета растет повышение давления за счет динамического сжатия воздуха во входном устройстве. Поэтому можно создавать бескомпрессорные воздушно-реактивные двигатели, которые называются прямоточиыми двигателями (ПВРД). Схема ПВРД для сверхзвуковых скоростей полета (СПВРД) показана на рис.
В.9. Сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике 1, потом воздух с дозвуковой скоростью поступает в камеру сгорания 2, процесс сгорания топлива заканчивается перед сверхзвуковым реактивным соплом 3. Эти двигатели не имеют стартовой тяги, они становятся выгодными для сверхзвуковых скоростей полета, превышающих М„= 3,5...4,0. При скоростях полета, превышающих М„= 7...8, сжигание топлива в камере сгорания целесообразно проводить не при дозвуковых скоростях, а при умеренных сверхзвуковых скоростях.
Принципиальная схема гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) приведена на рис. В.10. Воздух сжимается в воздухозаборнике 1 и с сверхзвуковой скоростью поступает в камеру сгорания 2, на начальном участке которой осуществляется впрыск топлива (водорода). Для увеличения скорости сверхзвукового потока сопло 3 имеет расширяю- Н Г Рис. В.9.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
