6. Турбореактивные двигатели

6.1. Схемы трд, изменение параметров

газового потока по тракту двигателя

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

Из всего разнообразия реактивных двигателей в настоящее время наиболее широко распространены турбореактивные двигатели: одноконтурные и двухконтурные. Благодаря экономичности и надежности они являются основным типом силовых установок для дозвуковых и умеренно звуковых скоростей полета.

Основными элементами силовой установки с ТРД являются входное устройство, компрессор, камера сгорания, 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.

Тип применяемого входного устройства зависит от размещения двигателя на самолете и от того диапазона чисел М полета, на который это входное устройство рассчитывается. При протекании воздуха через входное устройство в условиях полета снижается скорость воздушного потока и увеличиваются его давление и температура.

В компрессоре давление воздуха значительно повышается и соответственно увеличивается его температура. Осевая составляющая скоростей воздуха при этом обычно несколько уменьшается.

В камере сгорания происходит повышение температуры газа. Давление же вдоль камеры сгорания несколько уменьшается вследствие увеличения скорости, вызванного снижением плотности газа при его нагреве, и вследствие гидравлических сопротивлений элементов камеры сгорания. Допустимая температура газа на выходе из камеры сгорания определяется жаропрочностью материалов, из которых изготовлена турбина, и условиями ее охлаждения. У большинства современных ТРД эта температура при отсутствии специального охлаждения рабочих лопаток обычно не превышает 1200-1300 град. При наличии охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины воздухом допустимая температура может доходить до 1500 град. и более.

В турбине происходит расширение предварительно сжатого и нагретого газа и преобразование части его энергии в механическую работу. Эта работа затрачивается на вращение компрессора и привод всех вспомогательных агрегатов. Давление и температура газа при прохождении его через турбину снижаются, а осеваю скорость возрастает, достигая на выходе из турбины довольно высоких значений (300-400 м/с).

Но в турбине происходит лишь частичное расширение газа и за турбиной устанавливается давление выше атмосферного. Дальнейшее расширение газа у ТРД осуществляется в выходном устройстве, расположенном непосредственно за турбиной. У ТРДФ за турбиной осуществляется дополнительный подогрев газа в форсажной камере перед выходным соплом. В последнем случае перед форсажной камерой устанавливается диффузор, в котором происходит уменьшение скорости воздуха, что необходимо для обеспечения устойчивого горения. В форсажных камерах максимально допустимая температура газа на выходе составляет 1800-2000 град. и более. Такое значительное повышение температуры газа перед выходным соплом ТРДФ позволяет существенно увеличить скорость истечения газа из двигателя и получить более высокую удельную тягу, чем у ТРД.

Двухкаскадный двигатель имеет два каскада компрессора (низкого и высокого давления), расположенных последовательно друг за другом и механически между собой не связанных. Каждый каскад компрессора приводится во вращение от своей турбины. Это позволяет добиться лучшего согласования работы отдельных ступеней на нерасчетных режимах и тем самым повысить запасы устойчивости и КПД компрессора на этих режимах, однако не вносит каких-либо принципиальных отличий в характер протекания процесса у таких двигателей по сравнению с одновальными ТРД.

В результате осуществления этих процессов совершается термодинамический цикл, в котором энергия, внесенная в двигатель топливом, превращается в полезную работу.

В ГТД всех схем наиболее нагретые элементы конструкции, к которым в первую очередь относятся лопатки и диски турбин, стенки камер сгорания и выходного устройства, охлаждаются воздухом. Этот воздух отбирается за компрессором или от промежуточных его ступеней и затем вновь выпускается в проточную часть двигателя. Количество воздуха, идущее на охлаждение, обычно не превышает 2-3% общего расхода воздуха через двигатель, а у двигателей, имеющих высокотемпературные охлаждаемые турбины, оно может достигать 4-8%.

Часть мощности, развиваемой газовой турбиной ТРД затрачивается на привод вспомогательных агрегатов, к которым относятся топливные и масляные насосы, генераторы и др. Общая доля этой мощности, отбираемой на вспомогательные нужды, не превышает 0,5-1% от мощности, получаемой на валу турбины.

Следует иметь в виду, что при определении расхода газа через турбину необходимо учитывать расход топлива, подаваемого в камеру сгорания, который составляет около 1-2% расхода воздуха через компрессор.