0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Проектирование оси турбины низкого давления авиадвигателя. Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) – это «усовершенствованный» турбореактивный двигатель, конструкция которого дает возможность уменьшить расход топлива, что является главным недостатком ТРД, за счет улучшенной работы компрессора и соответственно увеличения объема прохождения воздушных масс через ТРДД.

Впервые конструкцию и принцип работы ТРДД разработал авиаконструктор А.М. Люлька еще в 1939 году, но тогда на его разработку не обратили особого внимания. Только в 50-хх годах, когда турбореактивные двигатели стали массово использоваться в авиации, а их «прожорливость» стала настоящей проблемой, его труд был замечен и оценен по достоинству. С тех пор ТРДД постоянно усовершенствуется и успешно используется во всех сферах авиации.

По сути, двухконтурный турбореактивный двигатель – это тот же ТРД, корпус которого «обволакивает» еще один, внешний, корпус. Зазор между этими корпусами формирует второй контур, ну а первый – это внутренняя полость ТРД. Конечно, масса и габариты при этом увеличиваются, но положительный результат от использования такой конструкции оправдывает все сложности и дополнительные затраты.

Устройство

Первый контур вмещает в себя компрессоры высокого и низкого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления и сопло. Второй контур состоит из направляющего аппарата и сопла. Такая конструкция является базовой, но возможны и некоторые отклонения, например, потоки внутреннего и внешнего контура могут смешиваться и выходить через общее сопло, или же двигатель может оснащаться форсажной камерой.

Теперь коротко о каждом составляющем элементе ТРДД. Компрессор высокого давления (КВД) – это вал, на котором закреплены подвижные и неподвижные лопатки, формирующие ступень. Подвижные лопатки при вращении захватывают поток воздуха, сжимают его и направляют внутрь корпуса. Воздух попадает на неподвижные лопатки, тормозится и дополнительно сжимается, что повышает его давление и придает ему осевой вектор движения. Таких ступеней в компрессоре несколько, а от их количества напрямую зависит степень сжатия двигателя. Такая же конструкция и у компрессора низкого давления (КНД), который расположен перед КВД. Отличие между ними заключается только в размерах: у КНД лопатки имеют больший диаметр, перекрывающий собой сечение и первого и второго контура, и меньшее количество ступеней ( от 1 до 5).

В камере сгорания сжатый и нагретый воздух перемешивается с топливом, которое впрыскивается форсунками, а полученный топливный заряд воспламеняется и сгорает, образуя газы с большим количеством энергии. Камера сгорания может быть одна, кольцевая, или же выполняться из нескольких труб.

Турбина по своей конструкции напоминает осевой компрессор: те же неподвижные и подвижные лопатки на валу, только их последовательность изменена. Сначала расширенные газы попадают на неподвижные лопатки, выравнивающие их движение, а потом на подвижные, которые вращают вал турбины. В ТРДД турбин две: одна приводит в движение компрессор высокого давления, а вторая – компрессор низкого давления. Работают они независимо и между собой механически не связаны. Вал привода КНД обычно расположен внутри вала привода КВД.

Сопло – это сужающаяся труба, через которую выходят наружу отработанные газы в виде реактивного потока. Обычно каждый контур имеет свое сопло, но бывает и так, что реактивные потоки на выходе попадают в общую камеру смешения.

Внешний, или второй, контур – это полая кольцевая конструкция с направляющим аппаратом, через которую проходит воздух, предварительно сжатый компрессором низкого давления, минуя камеру сгорания и турбины. Этот поток воздуха, попадая на неподвижные лопасти направляющего аппарата, выравнивается и движется к соплу, создавая дополнительную тягу за счет одного только сжатия КНД без сжигания топлива.

Форсажная камера – это труба, размещенная между турбиной низкого давления и соплом. Внутри у нее установлены завихрители и топливные форсунки с воспламенителями. Форсажная камера дает возможность создания дополнительной тяги за счет сжигания топлива не в камере сгорания, а на выходе турбины. Отработанные газы после прохождения ТНД и ТВД имеют высокую температуру и давления, а также значительное количество несгоревшего кислорода, поступившего из второго контура. Через форсунки, установленные в камере, подается топливо, которое смешивается с газами, и воспламеняется. В результате тяга на выходе возрастает порой в два раза, правда, и расход топлива при этом тоже растет. ТРДД, оснащенные форсажной камерой, легко узнать по пламени, которое вырывается из их сопла во время полета или при запуске.

форсажная камера в разрезе, на рисунке видны завихрители.

Самым важным параметром ТРДД является степень двухконтурности (к) – отношение количества воздуха, прошедшего через второй контур, к количеству воздуха, прошедшего через первый. Чем выше этот показатель, тем более экономичным будет двигатель. В зависимости от степени двухконтурности можно выделить основные виды двухконтурных турбореактивных двигателей. Если его значение к 2, то такие двигатели называются турбовентиляторными (ТВРД). Есть также турбовинтовентиляторные моторы, у которых значение достигает и 50-ти, и даже больше.

В зависимости от типа отведения отработанных газов различают ТРДД без смешения потоков и с ним. В первом случае каждый контур имеет свое сопло, во втором газы на выходе попадают в общую камеру смешения и только потом выходят наружу, образуя реактивную тягу. Двигатели со смешением потоков, которые устанавливаются на сверхзвуковые самолеты, могут снабжаться форсажной камерой, которая позволяет увеличивать мощность тяги даже на сверхзвуковых скоростях, когда тяга второго контура практически не играет роли.

Принцип работы

Принцип работы ТВРД заключается в следующем. Поток воздуха захватывается вентилятором и, частично сжимаясь, направляется по двум направлениям: в первый контур к компрессору и во второй на неподвижные лопатки. Вентилятор при этом играет роль не винта, создающего тягу, а компрессора низкого давления, увеличивающего количество воздуха, проходящего через двигатель. В первом контуре поток сжимается и нагревается при проходе через компрессор высокого давления и попадает в камеру сгорания. Здесь он смешивается с впрыснутым топливом и воспламеняется, в результате чего образуются газы с большим запасом энергии. Поток расширяющихся горячих газов направляется на турбину высокого давления и вращает ее лопатки. Эта турбина вращает компрессор высокого давления, который закреплен с ней на одном валу. Далее газы вращают турбину низкого давления, приводящую в движение вентилятор, после чего попадают в сопло и вырываются наружу, создавая реактивную тягу.

В это же время во втором контуре поток воздуха, захваченный и сжатый вентилятором, попадает на неподвижные лопатки, выпрямляющие направление его движения так, чтобы он перемещался в осевом направлении. При этом воздух дополнительно сжимается во втором контуре и выходит наружу, создавая дополнительную тягу. Так же на тягу влияет сжигание кислорода воздуха второго контура в форсажной камере.

Читать еще:  Обслуживаем Skoda Rapid: чешский салат. Топливный фильтр на Skoda Rapid Топливный фильтр шкода рапид 1.6

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 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.

Газотурбинный двигатель. Фото. Строение. Характеристики.

Авиационные газотурбинные двигатели.

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию топлива в тепловую, путем сжигания, а после — в полезную, механическую. Однако то, как это происходит, несколько отличается. В обоих двигателях происходит 4 основных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выхлоп. Т.е. в любом случае в двигатель сначала входит воздух (с атмосферы) и топливо (из баков), далее воздух сжимается и в него впрыскивается топливо, после чего смесь воспламеняется, из-за чего значительно расширяется, и в итоге выбрасывается в атмосферу. Из всех этих действий выдает энергию лишь расширение, все остальные необходимы для обеспечения этого действия.

А теперь в чем разница. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят постоянно и одновременно, но в разных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в разный момент времени и по очереди. К тому же, чем более сжат воздух, тем большую энергию можно получить при сгорании, а на сегодняшний день степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в процессе прохода через двигатель воздух уменьшается в объеме, а соответственно увеличивает свое давление в 35-40 раз. Для сравнения в поршневых двигателях этот показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и совершенных образцах. Соответственно имея равный вес и размеры газотурбинный двигатель гораздо более мощный, да и коэффициент полезного действия у него выше. Именно этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации в наши дни.

А теперь подробней о конструкции. Четыре вышеперечисленных процесса происходят в двигателе, который изображен на упрощенной схеме под номерами:

  • забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
  • сжатие – 2 (компрессор)
  • смешивание и воспламенение – 3 (камера сгорания)
  • выхлоп – 5 (выхлопное сопло)
  • Загадочная секция под номером 4 называется турбиной. Это неотъемлемая часть любого газотурбинного двигателя, ее предназначение – получение энергии от газов, которые выходят после камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), который и приводит в действие.

Таким образом получается замкнутый цикл. Воздух входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, которые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая может быть использована разными способами.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

  • турбореактивные
  • турбовинтовые
  • турбовентиляторные
  • турбовальные

Двигатель, изображенный на схеме выше, является турбореактивным. Можно сказать «чистым» газотурбинным, ведь газы после прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и таким образом толкают самолет вперед. Такие двигатели сейчас используются в основном на высокоскоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще называется турбиной низкого давления, состоящую из одного или нескольких рядов лопаток, которые отбирают оставшуюся после турбины компрессора энергию у газов и таким образом вращает воздушный винт, который может находится как спереди так и сзади двигателя. После второй секции турбины, отработанные газы выходят фактически уже самотеком, не имея практически никакой энергии, поэтому для их вывода используются просто выхлопные трубы. Подобные двигатели используются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, только вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, поэтому такие двигатели также имеют выхлопное сопло. Но основное отличие состоит в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, который закрыт в кожух. Потому такой двигатель еще называется двуконтурным, ведь воздух проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, который необходим лишь для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют довольно «пухлую» форму. Именно такие двигатели применяются на большинстве современных авиалайнеров, поскольку являются наиболее экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и эффективными при полетах на высотах выше 7000-8000м и вплоть до 12000-13000м.

Читать еще:  Коврик под ногами - замена и правильный крепеж

Турбовальные двигатели практически идентичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, который соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в действие абсолютно что угодно. Такие двигатели используются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в действие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки сейчас имеют даже танки – Т-80 и американский «Абрамс».

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим при знакам:

  • по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
  • по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
  • по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
  • по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
  • по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором получил широкое применение. При работающем двигателе идет непрерывный процесс. Воздух проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор. Затем он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается также топливо, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины расширяются и приводят ее во вращение. Далее газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Максимальная температура имеет место и на воде камеры сгорания.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя — одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Особенностью турбореактивных двигателей с центробежным компрессором является конструкция компрессоров. Принцип работы подобных двигателей аналогичен двигателям с осевым компрессором.

Газотурбинный двигатель. Видео.

Газотурбинный двигатель. Фото. Строение. Характеристики.

Авиационные газотурбинные двигатели.

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию топлива в тепловую, путем сжигания, а после — в полезную, механическую. Однако то, как это происходит, несколько отличается. В обоих двигателях происходит 4 основных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выхлоп. Т.е. в любом случае в двигатель сначала входит воздух (с атмосферы) и топливо (из баков), далее воздух сжимается и в него впрыскивается топливо, после чего смесь воспламеняется, из-за чего значительно расширяется, и в итоге выбрасывается в атмосферу. Из всех этих действий выдает энергию лишь расширение, все остальные необходимы для обеспечения этого действия.

А теперь в чем разница. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят постоянно и одновременно, но в разных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в разный момент времени и по очереди. К тому же, чем более сжат воздух, тем большую энергию можно получить при сгорании, а на сегодняшний день степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в процессе прохода через двигатель воздух уменьшается в объеме, а соответственно увеличивает свое давление в 35-40 раз. Для сравнения в поршневых двигателях этот показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и совершенных образцах. Соответственно имея равный вес и размеры газотурбинный двигатель гораздо более мощный, да и коэффициент полезного действия у него выше. Именно этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации в наши дни.

А теперь подробней о конструкции. Четыре вышеперечисленных процесса происходят в двигателе, который изображен на упрощенной схеме под номерами:

  • забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
  • сжатие – 2 (компрессор)
  • смешивание и воспламенение – 3 (камера сгорания)
  • выхлоп – 5 (выхлопное сопло)
  • Загадочная секция под номером 4 называется турбиной. Это неотъемлемая часть любого газотурбинного двигателя, ее предназначение – получение энергии от газов, которые выходят после камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), который и приводит в действие.

Таким образом получается замкнутый цикл. Воздух входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, которые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая может быть использована разными способами.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

  • турбореактивные
  • турбовинтовые
  • турбовентиляторные
  • турбовальные

Двигатель, изображенный на схеме выше, является турбореактивным. Можно сказать «чистым» газотурбинным, ведь газы после прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и таким образом толкают самолет вперед. Такие двигатели сейчас используются в основном на высокоскоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще называется турбиной низкого давления, состоящую из одного или нескольких рядов лопаток, которые отбирают оставшуюся после турбины компрессора энергию у газов и таким образом вращает воздушный винт, который может находится как спереди так и сзади двигателя. После второй секции турбины, отработанные газы выходят фактически уже самотеком, не имея практически никакой энергии, поэтому для их вывода используются просто выхлопные трубы. Подобные двигатели используются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, только вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, поэтому такие двигатели также имеют выхлопное сопло. Но основное отличие состоит в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, который закрыт в кожух. Потому такой двигатель еще называется двуконтурным, ведь воздух проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, который необходим лишь для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют довольно «пухлую» форму. Именно такие двигатели применяются на большинстве современных авиалайнеров, поскольку являются наиболее экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и эффективными при полетах на высотах выше 7000-8000м и вплоть до 12000-13000м.

Турбовальные двигатели практически идентичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, который соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в действие абсолютно что угодно. Такие двигатели используются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в действие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки сейчас имеют даже танки – Т-80 и американский «Абрамс».

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим при знакам:

  • по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
  • по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
  • по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
  • по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
  • по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.
Читать еще:  Ходовка от утки BWS на dio 35

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором получил широкое применение. При работающем двигателе идет непрерывный процесс. Воздух проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор. Затем он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается также топливо, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины расширяются и приводят ее во вращение. Далее газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Максимальная температура имеет место и на воде камеры сгорания.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя — одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Особенностью турбореактивных двигателей с центробежным компрессором является конструкция компрессоров. Принцип работы подобных двигателей аналогичен двигателям с осевым компрессором.

Газотурбинный двигатель. Видео.

Элементы конструкции турбореактивных авиадвигателей

Газотурбинные двигатели, применяемые в настоящее время в сило­вых установках самолетов, отличаются большим разнообразием типов. Они могут быть выполнены по одноконтурной или двухконтурной схемам и в каждом из этих случаев могут различаться рядом других призна­ков: типом применяемых компрессоров (осевые, диагональные, центробежные); наличием или отсутствием форсажных камер; количеством роторов турбокомпрессоров (одно-, двух- и трехроторные). Однако все перечисленные двигатели, несмотря на возможные различия, имеют много общего в протекании рабочего процесса.

На рис. 14 показана схема одноконтурного одновального ТРД с осевым компрессором. Здесь же даны обозначения основных поперечных сечений его проточной части, которые будут использоваться в даль­нейшем изложении, и изображено изменение давления, осевой состав­ляющей скорости и температуры газа по тракту двигателя в условиях взлета.

Основными элементами силовой установки с ТРД являются входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина и выходное устройство.

Во входном устройстве и компрессоре происходит сжатие воздуха, в камерах сгорания воздуху сообщается тепло, в турбине и выходном сопле происходит расширение газа. В результате указанных процессов осуществляется термодинамический цикл, результатом которого явля­ется превращение части химической энергии топлива в полезную рабо­ту. Таким образом, в реактивных двигателях энергия первичного источника идет на создание или приращение кинетической энергии га­зовой струи, вытекающей из двигателя, а получающаяся при этом сила реакции непосредственно используется как движущая сила ЛА – сила тяги. В отличие от поршневого авиадвигателя, в котором химическая энергия топлива преобразуется в механическую работу на валу воз­душного винта, являющегося движителем (устройством, создающим тя­гу), реактивный двигатель представляет собой тепловую машину, ор­ганически совмещающую в себе тепловой двигатель и движитель.

При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха в двигателе осу­ществляется в основном компрессором, а повышение давления от ско­ростного напора невелико. Главными задачами входных устройств в этом случае являются подача воздуха к двигателю с малыми потерями и получение на входе в компрессор равномерных полей давлений и скоростей, необходимых для обеспечения его устойчивой работы. Входное устройство современного сверхзвукового самолета представ­ляет собой сложную систему, состоящую из воздухозаборника, кана­лов, подводящих воздух к двигателю, перепускных и противопомпажных створок, устройств сдува погранслоя и сложной автоматики.

Процесс сжатия в многоступенчатом компрессоре состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия в отдельных его сту­пенях. Осевой компрессор имеет несколько рядов лопаток, насаженных на один общий вращающийся барабан или (чаще) на ряд соединенных между собой дисков, которые образуют ротор компрессора. Один ряд лопаток ротора (вращающийся лопаточный венец) называется рабочим колесом. Другой основной частью компрессора является статор, состоящий из нескольких рядов лопаток лопаточных венцов, закреп­ленных в корпусе. Назначением лопаток статора является: 1) направ­ление проходящего через них воздушного потока под необходимым уг­лом на лопатки расположенного за ним рабочего колеса; 2) спрямле­ние потока, закрученного впереди стоящим колесом с одновременным преобразованием части кинетической энергии закрученного потока в работу повышения давления воздуха. Один ряд лопаток статора называется направляющим аппаратом (НА).

Сочетание одного рабочего колеса и одного стоящего за ним НА называется ступенью осевого компрессора. Обычно компрессор авиадвигателя имеет от 5 до 15-20 ступеней.

От совершенства камеры сгорания в значительной степени зависят надежность двигателя и его экономичность. К камерам сгорания предъявляются следующие основные требования: высокая полнота сгорания топлива; устойчивый процесс горения; минимальный объем камеры; малые потери полного давления; обеспечение стабильного поля температур на выходе из камеры, низкий уровень содержания твердых частиц и токсичных веществ в продуктах сгорания; надежный запуск и др. Камеры сгорания авиадвигателей могут иметь разнообразные формы проточной части и конструктивное исполнение. Наиболее распространены камеры сгорания трех основных типов (рис. 15): а – трубчатые; б – трубчато-кольцевые; в – кольцевые. Трубчатая камера сгорания состоит из жаровой трубы 1, внутри которой организуется процесс горения, и корпуса (кожуха) 2.

В трубчато-кольцевой камере все жаровые трубы заключены в общий корпус. В кольцевой камере сгорания жаровая труба имеет в сечении форму кольца, охватывающего вал двигателя. Расположение и тип форсунок, используемых для подачи топлива в камеры сгорания, также могут быть различными.

Для обеспечения устойчивого горения топлива организация процесса горения в камерах сгорания основывается на следующих двух принципах: 1) разделение всего потока воздуха на две части, из которых только одна часть (меньшая) подается непосредственно в зону горения, где за счет этого создается необходимый для устойчи­вого горения состав смеси, а другая часть направляется в обход зоны горения, охлаждая снаружи жаровую трубу, и лишь перед турби­ной смешивается с продуктами сгорания, понижая в нужной мере их температуру; 2) стабилизация пламени путем создания зоны обратных токов, заполненной горячими продуктами сгорания, непрерывно поджи­гающими свежую горючую смесь.

Газовая турбина — лопаточная машина, в которой потенциальная энергия сжатого и подогретого газа преобразуется в механическую работу на валу турбины и предназначена для вращения компрессора и вспомогательных агрегатов. Процесс расширения газа в многоступен­чатой газовой турбине состоит из ряда последовательно протекающих процессов расширения в ее ступенях. Ступенью газовой турбины назы­вается совокупность соплового аппарата (неподвижный лопаточный ве­нец) и расположенного за ним рабочего колеса.

На силовых установках современных самолетов применяются разно­образные типы выходных устройств. На выбор их схемы значительное влияние оказывают назначение самолета, его основные режимы полета, соответствующие этим режимам степени понижения давления и другие факторы.

Выходные устройства могут включать в себя ряд элементов. В за­висимости от типа и назначения к числу этих элементов, кроме выходного сопла, относятся: соединительные трубы, служащие для под­вода газа к соплу, устройства реверса или девиации тяги, системы подачи воздуха для охлаждения элементов конструкции и для снижения потерь в сопле и др.

Ссылка на основную публикацию
Статьи c упоминанием слов:
Adblock
detector