Основные сведения о ГТД

(ТВД)
3.Двухконтурные двигатели (ДТРД)
ЛИТЕРАТУРА
Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М. Теория воздушно-реак-тивных двигателей.–ч.1.–М.:Машиностроение,

1977.
Вагин А.Н., Неспела А.Н. и др. Теория авиационных двигателей. – ч.2. – М.: Воениздат, 1968.
Кулагин И.И. Основы теории авиационных газотурбинных двигателей.– М.: Воениздат, 1968.

распространение в силовых установках летательных аппаратов и позволяют получать большую

скороподъемность и скорость полета, значительно превосходящую скорость звука. Они надежны в работе и имеют большой ресурс.











Рис. 1. Схема турбореактивного двигателя с осевым компрессором и форсажной камерой: 1 – входная часть; 2 – осевой компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – турбина;5 – форсажная камера, 6 – реактивное сопло.

Рис.2. Схема ТРД двигателя с
центробежным компрессором
1– входное устройство,
2– центробежный компрессор,
3– камера сгорания,
4– турбина,
5– реактивное сопло





Рис.2,а. Общий вид ТРД с
центробежным компрессором.

а

б



Рис. 3. Схемы ТВД. а – с общей турбиной, б – с раздельными турбинами.
1– воздушный винт; 2– редуктор числа оборотов; 3– компрессор; 4– камера сгорания; 5– турбина; 6– турбина винта.

и задним: (рис. 5) расположением вентилятора нашли в настоящее время

на самолётах различного назначения. Для сверхзвуковых самолетов применяются двигатели со степенью двухконтурности (отношение количеств воздуха, проходящего по наружному и внутреннему контурам) т = 2, а для дозвуковых самолетов в зависимости от их назначения – со степенью двухконтурности от 3 до 8.

б



Рис.4. Схемы ДТРД с передним расположением вентилятора второго контура:
а – двухконтурный двухвальный двигатель, расчлененный на узлы
б – трехвальный двухконтурный двигатель

– кожух камеры сгорания; 3 – форсунка; 4 – корпус

компрессора; 5 – картер привода вспомогательных агрегатов; 6 – вход воздуха в компрессор; 7 – обтекатель; 8 – вход воздуха в компрессор второго контура.

17-ступенчатый компрессор; 2 – камера сгорания; 3 – трехступенчатая турбина;

4 – турбина турбовентиляторной приставки; 5 – вентилятор турбовентиляторной приставки; 6 – воздушный контур турбовентиляторной приставки; 7,8 – задний и передний подшипники турбовентиляторной приставки.

впереди компрессоров среднего и высокого давления











Рис.6. Схема ДТРД с передним

расположением вентилятора второго контура:
А – лопатки входного направляющего аппарата, В – двухступенчатый вентилятор, С – выход воздуха из первого контура в атмосферу, D – 6-ступенчатый компрес­сор среднего давления, Е – 7-ступенчатый – компрессор высокого давления, F— камера сгорания; G – одноступенчатая турбина, приводящая компрессор высокого давления, Н, I, К – три ступени турбины, приводящей двухступенчатый вентилятор и компрессор среднего давления

(СВВП). Для этого могут применяться подъемно-тяговые, поворотные тяговые и подъемные

двигатели. Подъемно-тяговые двигатели (рис.7, а, б, в), имеют одно или несколько (2 – 4) поворотных сопловых устройств, позволяющих получить тягу как в вертикальном (для взлета и посадки), так и в горизонтальном (для горизонтального полета) направлениях. Разновидностью подъемно-тяговых двигателей могут быть поворотные тяговые двигатели (рис.7г), укрепленные на концах крыльев.
Подъемные ТРД (рис.7д) развивают тягу только в вертикальном направлении и после взлета самолета (через 1 – 1,5 мин) выклю-чаются. При этом тяговые двигатели постепенно увеличивают обо-роты и увеличивают скорость горизонтального полета самолета.
Применение подъемных двигателей для СВВП становится целесообразным только в том случае, когда их удельная масса, т. е. отношение массы двигателя к тяге, не превышает ~0,05 – 0,07 кГ/дан тяги (что в 3 – 4 раза меньше удельной массы тяговых двигателей). Такое уменьшение удельной массы подъемных двигателей достигается применением стеклопластиков, титановых, алюминиевых и магниевых сплавов, а так­же увеличением напряжений в деталях двигателя, что снижает ресурс их работы (который составляет 50 – 100 час). На рис.7, е показан двухконтурный подъемный ТРД (вверху с передним, внизу с задним расположением вентилятора второго контура).

Рис.7. ТРД для вертикального взлета и
посадки:
а– двухконтурный двигатель с 4- сопло-
выми устройствами, меняющими направ-
ление силы тяги; б–положение сопловых
устройств при взлете и посадке; в– поло-
жение сопловых устройств при горизон-
тальном полете; г–положение поворотных
тяговых двигателей, установленных на
концах крыльев при взлете и посадке;
д– подъемный ТРД, развивающий тягу
только в вертикальном направлении;
е – двухконтурный подъемный двигатель,
вверху с передним, внизу с задним рас-
положением вентилятора второго контура

с трубчатыми, кольцевыми и трубчато-кольцевыми камерами сгорания, с петлевыми и

прямоточными направлениями движения газов, с осевыми и радиальными турбинами и т. д., как это представлено на рис. 8. Это многообразие характерно для первого периода развития двигателей, когда искались наилучшие конструкции главнейших узлов двигателей. В настоящее время газотурбинные двигатели имеют вполне установившиеся элементы.
В ТРД и ТВД в настоящее время применяются почти исключительно осевые компрессоры вследствие того, что они позволяют получить большую степень повышения давления, имеют высокий КПД, малый вес и малые поперечные габариты. По этой причине центробежные компрессоры (см. рис.2) и осецентробежные (рис.9) в настоящее время почти не применяются. Компрессор, камера сгорания, турбина и реактивное сопло в ГТД располагаются так, чтобы получить прямоточный тракт, при котором имеют место малые гидравлические потери.

компрессор; 2 – центробежный компрессор

применяются (петлевой тракт применяется только в ТВД малой мощности и

в турбостартерах).










Рис. 10. Схема ТРД с петлевым движением воздуха и индивидуальными камерами сгорания, расположенными вокруг компрессора

кольцевые и трубчато-кольцевые, так как их стенки могут быть включены

в силовые корпусы двига-теля, что снижает его вес. (Стенки индивидуальных камер, см. рис. 2, не включаются в силовые корпусы двигателя.)
Газовые турбины для двигателей большой тяги применяются исключительно осевого типа. Радиальные турбины встреча-ются лишь на малых ТРД и ТВД. Число ступеней определяет-ся величиной срабатываемого перепада, поэтому в ТРД при-меняются от одной до трех, а в ТВД –от трех до пяти ступеней.
Для форсирования ТРД в настоящее время широко применя-ют форсажные камеры, располагаемые за турбиной. Допол-нительная тяга при этом получается за счет введения в фор-сажную камеру добавочного топлива и повышения в связи с этим температуры и скорости газа, выходящего из реактив-ного сопла. При этом появляется необходимость в регули-руемых реактивных соплах.

(компрессора, камер сгорания и турбин) выполняется так же, как и

в ТРД. Газовый тракт выполняется также прямоточным. Регенераторы для утилизации тепла отходящих газов и подогрева входящего в двигатель воздуха применяются редко (см. рис. 9), так как они имеют большой вес и малую эксплуатационную надежность. В некоторых самолетных установках для снижения лобового сопротивления двигатели устанавливают внутри крыльев самолета. Характерной особенностью современных ГТД является широкое применение автоматизации, благодаря чему ряд величин, например, температура газов перед турбиной, обороты двигателей и другие параметры, поддерживаются автоматическими устройствами с высокой точностью. Это значительно облегчает эксплуатацию двигателя.