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.

 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∙10⁵ до 20∙10⁵ 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.

Лекция №6. 19.03.08.