Принцип действия трддф см.
2.1 Принцип действия трд.
При работе двигателя на земле и при малых скоростях полета движение воздуха через входное устройство сопровождается понижением давления в сечении В-В ниже атмосферного вследствие увеличения скорости воздуха и за счет гидросопротивления в канале ВЗ. В полете с большими скоростями во входном устройстве наоборот происходит увеличение давления за счет использования кинетической энергии набегающего потока, т.е. происходит торможение потока на специально спрофилированной поверхности торможения (клине ВЗ).
В компрессоре давление воздуха значительно повышается и, соответственно, увеличивается его температура. Осевая составляющая скорости воздуха при этом обычно несколько уменьшается.
В основной камере сгорания происходит повышение температуры газа вследствие сжигания в нем топлива. При этом давление несколько понижается за счет увеличения скорости, вызванного снижением плотности газа при его нагреве и вследствие гидравлического сопротивления камеры сгорания. Допустимая температура на выходе из камеры сгорания определяется жаропрочностью материалов, из которых изготовлена турбина, и условиями ее охлаждения.
В турбине происходит расширение предварительно сжатого и нагретого газа и преобразование части его энергии в механическую работу. Эта работа затрачивается на вращение роторов компрессора и привод вспомогательных агрегатов. Давление и температура газа снижается, а осевая составляющая скорости возрастает, достигая на выходе из турбины высоких значений. В ТРД, в отличие от ТВД и ТВаД, та часть энергии газового потока, которая срабатывается в турбине, составляет незначительную часть от всей потенциальной энергии газа.
У форсированных ТРД за турбиной в форсажной камере осуществляется дополнительный подогрев газа за счет сжигания в ней топлива. В форсажных камерах сгорания, из-за отсутствия за ними лимитирующих по жаропрочности элементов (таких как турбина), максимально допустимая температура газа на выходе может достигать 2000-2100 К.
Т.о. в реактивное сопло поступает газ с давлением и температурой гораздо выше, чем давление и температура набегающего потока. Следовательно, при расширении газа до давления Рн скорость истечения газа из сопла ТРД оказывается больше скорости полета, что и обуславливает появление реактивной силы тяги двигателя такого типа.
2.2 Особенности турбореактивного двухконтурного двигателя.
К силовым установкам современных боевых самолетов предъявляются следующие основные требования:
- обеспечение потребных значений тяги при полете на сверхзвуковых скоростях на предельно малых высотах и высотах потолка полета;
- малый удельный расход топлива при полетах на крейсерских скоростях для обеспечения наибольшей дальности и продолжительности или обеспечения необходимого времени дежурства в воздухе;
- обеспечение высокой ( больше 1) тяговооруженности при взлете и разгоне на различных высотах, а также малой удельной массы и габаритов.
Такие требования к силовым установкам вытекают из того, что современные боевые самолеты (истребители, истребители-бомбардировщики, штурмовики) должны применяться и эффективно работать при различных условиях полета. Но каждому заданному летчиком режиму полета самолета отвечают свои наивыгоднейшие параметры рабочего процесса двигателя.
Например, при крейсерских режимах полета используются дроссельные (пониженные) режимы работы двигателя, на которых одноконтурные ТРД работают при невысоких значениях внутреннего К.П.Д., а, значит, при повышенных удельных расходах топлива вследствие снижения давления в ОКС. Но при крейсерских режимах полета, для которых и предназначаются дроссельные режимы работы двигателя, должна обеспечиваться наибольшая экономичность силовой установки. Зато, с другой стороны, при сверхзвуковых скоростях полета одноконтурные форсированные ТРД показывают более высокие данные по тяге.
Как оказалось, наиболее полно таким противоречивым требованиям удовлетворяют силовые установки, использующие двухконтурные ТРД, которые в настоящее время являются наиболее распространенным типом двигателей.
Известно, что с увеличением температуры газов перед турбиной полезная работа цикла ТРД увеличивается, что видно на кодослайде 3. При этом вследствие роста скорости истечения газа из реактивного сопла происходит ухудшение движительных свойств ТРД - потери с выходной скоростью (еще говорят «потери на проскальзывание») у двигателей прямой реакции являются весьма значительными, особенно при малых скоростях полета. Основной путь снижения этих потерь состоит в уменьшении скорости истечения газовой струи из сопла. Переход от одноконтурных ТРД к двухконтурным (ТРДД) позволяет, при повышении температуры газов перед турбиной, увеличить тяговую работу и решить проблему снижения потерь с выходной скоростью на околозвуковых скоростях полета. Таким образом, на крейсерских режимах полета происходит снижение удельного расхода топлива, что и является главным достоинством двухконтурных двигателей.
Принципиальная схема ТРДД представлена на кодослайде 4. Внутренний (первый, газогенераторный) контур представляет собой обычный ТРД (сечения вВД-вВД и тВД-тВД). Второй (внешний, воздушный) контур включает вентилятор (компрессор низкого давления), заключенный в кольцевой канал, и выходное устройство (в данном случае - камера смешения). На сжатие воздуха компрессором второго контура затрачивается энергия ТНД, в результате чего часть энергии внутреннего контура передается во внешний контур. Таким образом, первый контур является генератором энергии для второго.
Распределение энергии между контурами зависит от соотношения расходов воздуха, протекающего через них, - степени двухконтурности:
где индексы I и II обозначают соответственно первый и второй контуры.
В частном случае можно считать, что ТРД имеет нулевую степень двухконтурности, а для ТВД степень двухконтурности равна бесконечности; ТРДД занимает по этому параметру промежуточное положение. ТРДД для самолетов-истребителей имеет малую степень двухконтурности, порядка 0,5...1,5. Для тяжелых самолетов m = 2...5.
Ознакомимся с протеканием рабочего процесса по газовоздушному тракту двигателя РД 33-2С. Воздух, пройдя входное устройство и получив предварительное сжатие в компрессоре низкого давления (КНД), разделяется в воздушном канале на два потока, и направляется в наружный и внутренний контуры. Воздух, поступающий во внутренний контур, дополнительно сжимается в компрессоре высокого давления (КВД), после чего направляется в основную камеру сгорания. Воздух, поступивший в наружный контур, направляется в форсажную камеру и реактивное сопло.
Сжатый воздух из компрессора высокого давления поступает в кольцевой диффузор, в котором происходит торможение потока. Поток разделяется топливным коллектором и наружным обтекателем жаровой трубы на две части. Одна часть воздуха проходит через специальные завихрители в полость жаровой трубы, где топливо, распыленное форсунками, сгорает в этом потоке. Другая часть воздуха, поступая через специальные отверстия в жаровой трубе, участвует в процессе догорания топлива, охлаждает стенки жаровой трубы, а также, перемешиваясь с горячим газом, обеспечивает заданное температурное поле перед турбиной.
В турбине часть энергии сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу для привода вентилятора, компрессора и всех агрегатов на КСА. Конструктивные элементы турбины охлаждаются воздухом, отбираемым из-за 5-й и 13-й ступенями КВД.
Горячие газы из-за турбины низкого давления смешиваются в камере смешения (с помощью смесителя) с воздухом, поступающим из наружного (второго) контура, и попадают в форсажную камеру сгорания. Для плавного изменения тяги на режимах форсажа в ней размещены три топливных коллектора, включаемые и выключаемые последовательно в зависимости от режима работы двигателя.
Из форсажной камеры газ поступает в регулируемое сверхзвуковое реактивное сопло где происходит преобразование потенциальной энергии газового потока в кинетическую энергию газовой струи. В суживающемся канале сопла происходит разгон газового потока до звуковой скорости, а в расширяющейся части - до сверхзвуковой.