Турбореактивные двигатели

1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - газовая турбина; 5 - выходное устройство

Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства.

Входное устройство предназначено для подвода воздуха к компрессору двигателя. В зависимости от расположения двигателя на самолете оно может входить в конструкцию самолета или в конструкцию двигателя. Входное устройство способствует повышению давления воздуха перед компрессором.

Дальнейшее повышение давления воздуха происходит в компрессоре. В турбореактивных двигателях применяются компрессоры центробежные и осевые.

В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопатки, воздействуя на воздух, закручивают его и заставляют двигаться вдоль оси в сторону выхода из компрессора.
В центробежном компрессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается лопатками и под действием центробежных сил движется к периферии. Наиболее широкое применение в современной авиации нашли двигатели с осевым компрессором.

Осевой компрессор включает в себя ротор (вращающаяся часть) и статор (неподвижная часть), к которому крепится входное устройство. Иногда во входных устройствах устанавливаются защитные сетки, предотвращающие попадание в компрессор посторонних предметов, которые могут привести к повреждению лопаток.

Ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилированных рабочих лопаток, расположенных по окружности и последовательно чередующихся вдоль оси вращения. Роторы подразделяют на барабанные, дисковые и барабаннодисковые.

Статор компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопаток, закрепленных в корпусе. Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток называется ступенью компрессора.

В современных авиационных турбореактивных двигателях применяются многоступенчатые компрессоры, увеличивающие эффективность процесса сжатия воздуха. Ступени компрессора согласуются между собой таким образом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени. Нужное направление воздуха в следующую ступень обеспечивает спрямляющий аппарат. Для этой же цели служит и направляющий аппарат устанавливаемый перед компрессором. В некоторых конструкциях двигателей направляющий аппарат может отсутствовать.

Одним из основных элементов турбореактивного двигателя является камера сгорания, расположенная за компрессором. В конструктивном отношении камеры сгорания выполняются трубчатыми, кольцевыми и трубчато-кольцевыми.

Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания состоит из жаровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой стаканами подвески. В передней части камеры сгорания устанавливаются топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилизации пламени. На жаровой трубе имеются отверстия для подвода воздуха, предотвращающего перегрев жаровой трубы. Поджигание топливо-воздушной смеси в жаровых трубах осуществляется специальными запальными устройствами, устанавливаемыми на отдельных камерах. Между собой жаровые трубы соединяются патрубками, которые обеспечивают поджигание смеси во всех камерах.

Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой полости, образованной наружным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала устанавливается кольцевая жаровая труба, а в носовой части жаровой трубы-завихрители и форсунки.

Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство, внутри которого размещаются индивидуальные жаровые трубы.

Для привода компрессора ТРД служит газовая турбина. В современных двигателях газовые турбины выполняются осевыми. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса, состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор. Сопловые аппараты располагаются перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называется ступенью турбины. Рабочие лопатки крепятся к диску турбины при помощи елочного замка.
Выпускное устройство состоит из выпускной трубы внутреннего конуса, стойки и реактивного сопла. В некоторых случаях из условий компоновки двигателя на самолете между выпускной трубой и реактивным соплом устанавливается удлинительная труба. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и нерегулируемым выходным сечением.
В отличие от поршневого двигателя рабочий процесс в газотурбинных двигателях не разделен на отдельные такты, а протекает непрерывно.

Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. В полете воздушный поток, набегающий на двигатель, проходит через входное устройство в компрессор. Во входном устройстве происходит предварительное сжатие воздуха и частичное преобразование кинетической энергии движущегося воздушного потока в потенциальную энергию давления. Более значительному сжатию воздух подвергается в компрессоре. В турбореактивных двигателях с осевым компрессором при быстром вращении ротора лопатки компрессора, подобно лопастям вентилятора, прогоняют воздух в сторону камеры сгорания. В установленных за рабочими колесами каждой ступени компрессора спрямляющих аппаратах вследствие диффузорной формы межлопаточных каналов происходит преобразование приобретенной в колесе кинетической энергии потока в потенциальную энергию давления.

В двигателях с центробежным компрессором сжатие воздуха происходит за счет воздействия центробежной силы. Воздух, входя в компрессор, подхватывается лопатка быстро вращающейся крыльчатки и под действием центробежной силы отбрасывается от центра к окружности колеса компрессора. Чем быстрее вращается крыльчатка, тем большее давление создается компрессором.

Благодаря компрессору ТРД могут создавать тягу при работе на месте.
Воздух, сжатый во входном устройстве и компрессоре, далее поступает в камеру сгорания, разделяясь на два потока. Одна часть воздуха (первичный воздух), составляющая 25—35% от общего расхода воздуха, направляется непосредственно в жаровую трубу, где происходит основной процесс сгорания. Другая часть воздуха (вторичный воздух) обтекает наружные полости камеры сгорания, охлаждая последнюю, и на выходе из камеры смешивается с продуктами сгорания, уменьшая температуру газовоздушного потока до величины, определяемой жаропрочностью лопаток турбины. Незначительная часть вторичного воздуха через боковые отверстия жаровой трубы проникает в зону горения.
Таким образом, в камере сгорания происходит образование топливо-воздушной смеси путем распыливания топлива через форсунки и смешения его с первичным воздухом, горение смеси и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом. При запуске двигателя зажигание смеси осуществляется специальным запальным устройством, а при дальнейшей работе двигателя топливо-воздушная смесь поджигается уже имеющимся факелом пламени.
Образовавшийся в камере сгорания газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, устремляется на турбину через суживающийся сопловой аппарат. В каналах соплового аппарата скорость газа резко возрастает до 450—500 м/сек и происходит частичное преобразование тепловой (потенциальной) энергии в кинетическую. Газы из соплового аппарата попадают на лопатки турбины, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу вращения турбины. Лопатки турбины, вращаясь вместе с дисками, вращают вал двигателя и тем самым обеспечивается работа компрессора.
В рабочих лопатках турбины может происходить либо только процесс преобразования кинетической энергии газа в механическую работу вращения турбины, либо еще и дальнейшее расширение газа с увеличением его скорости. В первом случае газовая турбина называется активной, во втором - реактивной. Во втором случае лопатки турбины, помимо активного воздействия набегающей газовой струи, испытывают и реактивное воздействие за счет ускорения газового потока.

Окончательное расширение газа происходит в выходном устройстве двигателя (реактивном сопле). Здесь давление газового потока уменьшается, а скорость возрастает до 660-650 м/сек (в земных условиях).

Турбовентиляторный авиационный двигатель включает вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4, турбину низкого давления 5, смеситель 6 на выходе турбинного тракта 7, а также общее реактивное сопло 8 для потока воздуха 9 вентилятора 1 и потока газа 10 из турбинного тракта 7. В реактивном сопле 8 установлен акустический экран 11, наружной трактовой стенкой 12 которого образован диффузорный кольцевой канал 13 с трактовой стенкой 14 сопла 8 для потока воздуха 9 вентилятора 1. Степень расширения диффузорного кольцевого канала 13 акустического экрана 11 с трактовой стенкой 14 сопла 8 составляет 1,055...4,255. Степень расширения диффузорного кольцевого канала 13 определяется отношением кольцевой площади 15 косого среза, т.е. площади, проходящей через выходной торец 16 сопла 8 и выходной торец 17 акустического экрана 11, к площади 18, проходящей через входной торец 19 акустического экрана 11 в нормальном сечении к трактовой стенке 14 сопла 8. Входная часть, т.е. входной торец 19 акустического экрана 11, расположена концентрично или коаксиально трактовой стенке 14 сопла 8. Выходная часть 20 акустического экрана 11 в поперечном сечении реактивного сопла 8 образована поверхностью двойной кривизны. Выходной торец 17 акустического экрана 11 образован поверхностью двойной кривизны и расположен выше по потоку 9, 10 от выходного торца 16 реактивного сопла 8 на расстоянии Т=(0,015...0,155) L или D, где L - расстояние между входным торцом 19 и выходным торцом 17 акустического экрана 11 в направлении вдоль оси вращения 21 турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части, т.е. входного торца 19 акустического экрана 11. Входной торец 19 акустического экрана 11 расположен от выходного торца 22 смесителя 6 ниже по потоку 9, 10 на расстоянии К=(0,007...0,555) L или D, где L - расстояние между входным торцом 19 и выходным торцом 17 акустического экрана 11 в направлении вдоль оси вращения 21 турбокомпрессора, D - наружный диаметр или диаметр описанной окружности входной части, т.е. входного торца 19 акустического экрана 11. Кроме того, на фиг.1 изображено: поз.23 - трактовая стенка внутренняя акустического экрана, поз.24 - конус турбинного тракта.

Турбовентиляторный авиационный двигатель работает следующим образом. Определяющим параметром спектра шума для двигателя являются пики тонального шума вентилятора 1 и шум струи. Звуковое давление ~150...160 дБ, генерируемое дискретными гармониками тонального шума вентилятора 1 в условиях высокоскоростного потока ~200 м/сек, потока воздуха 9 вентилятора 1 воспринимается лепестковым смесителем 6. Полость на выходе турбинного тракта 7 до среза 16 сопла 8, ограниченная внутренней стенкой 23 акустического экрана 11 и конусом 24 турбинного тракта, образует смесительную камеру. Во время работы двигателя потоки воздуха 9 вентилятора 1 и газа 10 из турбинного тракта 7, обтекая лепестки смесителя 6, деформируются. При этом увеличивается площадь соприкосновения потока воздуха 9 с потоком газа 10 и глубина их взаимного проникновения. Это приводит к интенсивному перемешиванию потоков 9, 10 в смесительной камере на выходе турбинного тракта 7, выравниванию параметров реактивной струи на выходе 20 сопла 8, к увеличению тяги и снижению шума двигателя. При этом часть потока воздуха 9 вентилятора 1, проходя сквозь диффузорный кольцевой канал 13, тормозится от скоростей потока ~200 м/сек до 120...50 м/сек, образуя пелену высокотурбулентного потока струи, охватывающей перемешанное смесителем 6 ядро центральной струи потоков 9, 10. При степени расширения диффузорного кольцевого канала 13, составляющего 1,055...4,255, обеспечивается коэффициент поглощения звука (по энергии), близкий к единице, при этом происходит многократно уменьшаемое акустическим экраном 11 резонансное затухание косых отраженных волн, генерируемых смесителем 6, внутренней трактовой стенкой 23 акустического экрана 11 в турбинном тракте 7, которое усиливается косым срезом 15 между выходным торцом 17 акустического экрана 11 и выходным торцом 16 основного сопла 8.

На чертеже показан продольный разрез турбореактивного двигателя заявляемой конструкции.

Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности 1 состоит из биротативного вентилятора 2 и установленного за ним ниже по потоку компрессора низкого давления 3 с входом 4. Газовоздушный тракт 5 двигателя выполнен по противоточной схеме, и на выходе 6 из компрессора низкого давления выполнен ресивер 7 с установленной в нем защитной сеткой 8, который на выходе соединен с входом 9 газогенератора 10, состоящего из компрессора высокого давления 11, камеры сгорания 12 и турбины высокого давления 13, на выходе которой установлена биротативная турбина 14, которая приводит во вращение биротативный вентилятор 2. На выходе из биротативной турбины 14 установлена турбина низкого давления 15, которая приводит во вращение компрессор низкого давления 3.

Газ 16 через выхлопные патрубки 17 истекает в канал наружного контура 18, смешивается с потоком воздуха 19 и далее истекает в атмосферу через сопло 20.

Во внешней стенке 21 ресивера 7 перед защитной сеткой 8, в нижней части двигателя 1, установлен лючок 22 сброса загрязнений (посторонних предметов), который может быть выполнен открывающимся автоматически, например, при рулежке самолета на режиме малого газа работы двигателя 1.

Оооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооооо