Принципиальная схема турбореактивного двигателя

Воздушно-реактивные двигатели используют в качестве горючего керосин, находящийся в топливных баках ЛА , а в качестве окислителя – кислород воздуха. Наибольшее распространение в авиации получил турбореактивный двигатель ( ТРД ), являющийся базой для создания целого семейства двигателей, объединяемых под общим названием газотурбинных двигателей ( ГТД ).

ТРД – газотурбинный двигатель, тяга которого создается за счет превращения тепловой энергии, выделяющейся при сгорании топлива, в кинетическую энергию потока газа, а возникающая при этом реакция используется как движущая сила:

, где

— сила тяги двигателя, H;

— секундный расход воздуха и горючего (керосина) через двигатель, кг/с;

— скорость истечения газов из сопла, м/с;

— скорость полета, м/с;

— площадь среза сопла, м 2 ;

— давление на срезе сопла, Па;

— давление окружающей среды, Па.

Поток воздуха, попадающего в двигатель, тормозится во входном устройстве 1, в результате чего давление воздуха перед осевым компрессором 2 повышается.

Ротор (вращающаяся часть) объединяет ряд рабочих колес компрессора 3, представляющих собой диски с закрепленными на них рабочими лопатками. При вращении ротор, подобно вентилятору, воздействует на воздушный поток и заставляет его двигаться вдоль оси двигателя через ряд неподвижно закрепленных по окружности на корпусе двигателя спрямляющих лопаток 4. Каждый ряд спрямляющих лопаток располагается за соответствующим рабочим колесом, образуя статор (неподвижную часть компрессора). Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом , в совокупности с рядом рабочих лопаток рабочего колеса называется ступенью компрессора . Проходя через многоступенчатый осевой компрессор, воздух сжимается, его давление многократно (в 10–40 раз) повышается. Отношение давления воздуха на выходе из компрессора к давлению на входе называется степенью повышения давления : .

Сжатый воздух из компрессора попадает в камеру сгорания , образованную несколькими расположенными по периметру корпуса жаровыми трубами 7 (или одной кольцевой трубой). Примерно 25–35% от общего потока воздуха направляется непосредственно в жаровые трубы, где происходит основной процесс сгорания керосина, поступающего в распыленном состоянии через форсунки 5.

Другая часть воздуха обтекает наружные поверхности жаровых труб, охлаждая их, и на выходе из камеры сгорания смешивается с продуктами сгорания для их охлаждения, что позволяет поддерживать температуру газовоздушной смеси в камере сгорания на уровне () определяемом допустимой теплопрочностью стенок камеры сгорания, лопаток 8 ротора и лопаток 9 спрямляющего аппарата турбины, на которую образовавшийся в камере сгорания и имеющий высокую температуру и давление газовый поток устремляется через суживающийся сопловой аппарат камеры сгорания.

Часть потенциальной энергии газовоздушной смеси, полученной при сжатии воздуха в компрессоре и нагреве его в камере сгорания, преобразуется ротором газовой турбины, устройство которой аналогично устройству компрессора, в механическую работу вращения ротора компрессора, соединенного общим валом 6 с ротором турбины.

Часть механической мощности отбирается от вала 6 для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т.п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. От компрессора также забирается часть сжатого воздуха для различных бортовых систем.

Основная часть энергии продуктов сгорания идет на ускорение газового потока в выходном устройстве ТРД (реактивное сопло 10), т.е. на создание реактивной тяги.

Стартовая закрутка вала 5 осуществляется стартером, приводимым при запуске двигателя от наземного или бортового электроагрегата, при дальнейшей работе двигателя вращение вала (и ротора компрессора) поддерживается вращением ротора турбины.

При запуске двигателя топливовоздушная смесь в камере сгорания зажигается специальным запальным устройством, при дальнейшей работе двигателя горение поддерживается уже имеющимся факелом пламени.

Принципиальная схема турбореактивного двигателя

Н’-В – входное устройство;

В-К – компрессор;

К-Г – камера сгорания;

Г-Т – турбина;

Т-Т’ – выходной канал;

Т’-С – выходное сопло.

Как видно на рисунке, ТРД отличается от ПВРД двумя дополнительными элементами — компрессором (В — К) и турбиной (Г — Т); кроме того, у многих двигателей выходное сопло (Г’ — С) связано с турбиной выпускным каналом (Т — Г’), служащим для перестройки выходящего из турбины кольцевого газового потока на цилиндрический.

Воздух поступает во входное устройство двигателя. Переформирование потока происходит до входного устройства в сечении Н — Н’.

 Входное устройство

Входное устройство предназначено для забора воздуха из окружающей среды и его первоначального сжатия. Оно состоит из корпуса и специального внутреннего тела, которые связаны между собой радиальными стойками.

В радиальных стойках и специальном внутреннем теле входного устройства выполнены отверстия, которые позволяют функционировать противообледенительным системам. Из пятой-седьмой ступени компрессора осуществляется забор воздуха, который по магистралям подается в радиальные стойки и тело, а затем в выполненные в них отверстия.

Рядом с радиальной стойкой устанавливается поворотная лопатка. Поворот лопатки обеспечивает необходимый угол поступлении воздуха в компрессор для обеспечения оптимальной степени сжатия.

‚ Компрессор

Компрессор предназначен для сжатия воздуха до расчетной величины. Он состоит из нескольких ступеней, каждая из которых обеспечивает определенную степень сжатия. В современных двигателях их число изменяется от 7 до 9.

Ступень компрессора – это сочетание подвижной лопатки, закрепленной на рабочем колесе, и жестко закрепленной неподвижной лопатки.

Лопаточный аппарат формирует канал сужающегося типа.

В современных двигателях в 3 первых ступенях компрессора сопловые лопатки поворачиваются вокруг своей оси, что позволяет выровнять степень сжатия в зависимости от условий полета.

Для компрессора характерны негативные явления – помпаж. Помпаж характеризуется 2 факторами:

1. неравномерность давления по высоте лопаточной машины компрессора

2. превышение давления в компрессоре выше номинальной величины

В целях борьбы с помпажом в районе пятой-седьмой ступени компрессора выполняют отверстия в его наружном корпусе, которые закрываются лентами перепуска. Когда давление в компрессоре превышает номинальную величину, срабатывает система автоматики и лента перепуска поднимается вверх, открывая проточную часть, что позволяет стравить воздух из компрессора в окружающую среду. Для борьбы с первым фактором помпажа перед компрессором устанавливают направляющий аппарат, состоящий из ряда направляющих лопаток и поворотных лопаток. Изменение угла входа воздуха в компрессор за счет поворотных лопаток позволяет обеспечить равномерность давления и регулировать степень сжатия, доводя ее до оптимальной.

После компрессора воздух поступает в камеру сгорания.

ƒ Камера сгорания

Камера сгорания состоит из наружного корпуса и внутреннего корпуса, внутри которого установлена жаровая труба. В жаровой трубе расположена тарелкообразное радиальное тело с форсункой.

Газовый поток, поступая в камеру сгорания, разбивается на 2 составляющие:

· первичный поток, поступающий в жаровую трубу через каналы, образованные лопатками тарелкообразного тела;

· вторичный поток, направленный в полость между корпусом камеры сгорания и жаровой трубой.

Каналы тарелкообразного тела спрофилированы таким образом, что после их прохождения происходит снижение скорости воздушного потока и его турбулизация на выходе из них. В результате в первой части камеры сгорания наблюдается устойчивый и полный процесс горения в период впрыскивания керосина и отпрыска газовой смеси с помощью электрической искры зажигания. Керосин подается в форсунку, и с помощью электрической свечи осуществляется поджиг керосина и газовой смеси.

В жаровой трубе выполнены многочисленные отверстия для турбулизации потока воздуха и за счет вторичного потока воздуха для создания пограничного слоя на внутренней поверхности жаровой трубы. Организация охлаждающего пограничного слоя необходима, иначе стенки жаровой трубы прогорят. (Внутри камеры сгорания в ядре потока температура горения достигает 2500-3500 К.)

Второй поток воздуха поступает в полость между жаровой трубой и корпусом камеры сгорания и проходит в каналы, выполненные в жаровой трубе.

Назначение вторичного потока воздуха:

1) создание пограничного слоя в пристеночном пространстве жаровой трубы на внутренней ее поверхности для снижения температурного поля и температурной нагрузки;

2) смешение основного и более холодного газовых потоков с целью снижения температуры газового потока, выходящего из жаровой трубы, до расчетной температуры газа на входе в лопаточную машину турбины. (На форсажном режиме эта температура может достигать 1850 К.)

„ Газовая турбина

Турбина предназначена для раскрутки лопаточной машины компрессора. В ней происходит обратный термодинамический процесс, т.е. если в компрессоре воздух сжимается, то в турбине происходит расширение газов.

Лопаточная машина турбины, в отличие от лопаточной машины компрессора, формирует канал расширяющегося типа.

Факторы, действующие на противоположные действия компрессора и турбины:

1. в компрессоре первая лопатка подвижная, она закреплена на рабочем колесе; а в турбине первая лопатка неподвижная, сопловая;

2. канал компрессора сужающийся, а канал турбины расширяющийся;

3. компрессор и турбина – это две противоположно профилированные лопаточные машины.

Турбина состоит из нескольких ступеней. В современных двигателях их число изменяется от 2 до 4.

Ступень турбины – это сочетание жестко закрепленной сопловой лопатки и рабочей лопатки, установленной на вращающемся рабочем колесе.

Для обеспечения современного уровня температур лопатки выполняются охлаждаемыми, т.е. с конвективным, загородительным и пленочным охлаждением.

В первых ГТД температура газа не превышала 1300 К. В дальнейшем температуру газа удалось поднять 1750 К, а в опытных образцах – до 2000 К. Добиться повышения температуры газа удалось за счет:

1.разработки новых перспективных сплавов из жаростойких материалов;

2. разработок технологий методов литья (столбчатая кристаллизация);

3. организации систем охлаждения как сопловых, так и рабочих лопаток турбины.

В современных двигателях от 3 до 5% воздуха расходуется на охлаждение турбины.

Выходной канал

За турбиной находится выходной канал, который формируется специальным внутренним телом. Этот канал – расширяющегося типа. Крепление внутреннего тела осуществляется с помощью радиальной стойки. Выходное сопло предназначено для увеличения кинетической энергии реактивной газовой струи и, соответственно, тяги.

Применение компрессора и турбины приводит к тому, что процессы сжатия и расширения происходят в два этапа: соответственно во входном устройстве и компрессоре – сжатие и в турбине и выходном сопле – расширение газового потока. При этом давление за турбиной должно быть таким, чтобы получаемый в ней перепад давлений позволял иметь требуемую мощность.

При дозвуковых скоростях полета даже в первых образцах ТРД давление воздуха повышалось в компрессоре не менее чем в 3-4 раза, тогда как в ПВРД оно возрастает не более чем в 1,75 раза. Таким образом, в ТРД основное значение имеет сжатие воздуха в компрессоре, что делает рабочий процесс двигателя относительно мало зависящим от скорости полета. Вместе с тем достаточно высокое повышение давления позволило уже в первых образцах получить приемлемую экономичность. По этим причинам ТРД явился основным типом ВРД, который обеспечил новый этап развития авиационных силовых установок.

В ТРД лопатки компрессора и турбины вращаются в корпусе двигателя с зазором и при надлежащей балансировке не порождают существенных неуравновешенных сил инерции. Это позволяет иметь очень высокие скорости их движения – сотни метров в секунду, тогда как в поршневых двигателях максимальная скорость поршней не превышает 20 м/с. В результате в лопаточных машинах газодинамические процессы могут протекать при больших скоростях газового потока, что обеспечивает их достаточную интенсивность. Кроме того, использование высокоскоростного непрерывного потока и больших проходных сечений делает возможными расходы воздуха, в десятки раз превышающие достигнутые в наиболее мощных поршневых двигателях.

Вместе с тем процессы сжатия и расширения в лопаточных машинах происходят с большими потерями, чем в цилиндрах поршневого двигателя (из-за перетекания воздуха в зазорах, повышенных потерь на трение потока и пр.). Трудности охлаждения горячих элементов двигателя (в основном вращающихся деталей турбины) намного снижают допустимую температуру газов по сравнению с используемой в поршневых двигателях. Все это делает тепловой процесс ТРД менее совершенным.

Кроме того, в ТРД тяга получается путем разгона только того воздуха, который участвует в его рабочем процессе, тогда как в поршневом двигателе с винтом тяга создается разгоном дополнительной, намного большей массы воздуха, проходящего через винт. Поэтому в ТРД воздушный поток разгоняется больше, чем при поршневом двигателе. В результате большая скорость и, следовательно, кинетическая энергия выходящего газа обусловливает значительное увеличение требуемой для получения той же тяги работы, что и является основной причиной худшей экономичности ТРД. Вследствие влияния всех этих факторов при одинаковой тяге и дозвуковых скоростях полета расходы воздуха и топлива в ТРД получаются более высокими, чем в поршневом двигателе (особенно на старте и при малых скоростях полета).

Первые образцы ТРД имели на старте, при одинаковой тяге, в 3-5 раз больший расход топлива и в 15-20 раз больший расход воздуха, чем поршневые двигатели. Однако вес ТРД, отнесенный к единичному расходу воздуха, получался в 30-40 раз более низким. Это обстоятельство, а также отсутствие винта и специальной системы охлаждения позволили при использовании ТРД снизить стартовый удельный вес силовой установки более чем в два раза. В условиях полета выигрыш в удельном весе получался еще более значительным. Максимальная скорость самолетов увеличилась на 40-50 %, т.е. примерно от 600-700 до 900-1000 км/ч. Поскольку силовые установки с ТРД требовали существенно большего расхода топлива, то первоначально они использовались только в скоростной авиации при небольшой продолжительности полета, в основном на истребителях.

Дальнейшее развитие ТРД шло в направлении повышения экономичности и снижения веса, что потребовало увеличения давления и температуры газов. В результате в осевых компрессорах давление в конце сжатия в стартовых условиях удалось поднять от 3∙10 5 до 20∙10 5 Па. Применение более жаропрочных материалов и воздушного охлаждения турбин позволило повысить температуру газа перед турбиной от 1000 до 1800 К.

Использование высоких давлений сжатия затруднило сохранение эффективной работы компрессоров в различных условиях эксплуатации, главным образом при переменных частотах вращения. Для решения этой задачи были разработаны двухкаскадные ТРД.