Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
Рис. 1. Схема турбовального двигателя. Рис. 2
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
Рис. 1. Схема турбовального двигателя. Рис. 2. Характеристики турбовального двигателя (все значения даны по отношению к значениям при расчётном режиме). Турбовентиляторный двигатель — то же, что турбореактивный двухконтурный двигатель. Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) — разновидность турбовинтового двигателя, в котором вместо обычного воздушного винта применён винтовентилятор (см. рис.; см. также ст. Воздушный винт и рис. 3 к этой статье). На одном валу может быть несколько винтовентиляторов, расположенных друг за другом и вращающихся в одну сторону или в противоположные. Винтовентилятор имеет высокий кпд ({{η}}в{{≥}}0,8) в области высоких дозвуковых скоростей полёта (Маха число полёта М{{∞}} до 0,9). Он соединён с валом турбины двигателя через редуктор. Применение ТВВД в гражданской авиации в связи с высоким значением его полётного кпд позволяет при больших дозвуковых скоростях полёта (М{{∞}} = 0,8, высота H = 11 км) снизить удельный расход топлива на 15—20% по сравнению с ТРДД, имеющим одинаковый с ТВВД уровень технического совершенства. Применение винтовентилятора вместо винта позволяет снизить уровни шума и вибраций в салоне самолёта. В 80 х гг. работы по созданию ТВВД достигли стадии лётных испытаний; и были начаты разработки пассажирских самолётов с ТВВД. Компоновка силовой установки с турбовинтовентиляторным двигателем: 1 — винтовентилятор; 2 — редуктор; 3 — вал двигателя; 4 — двигатель. Турбовинтовой двигатель (ТВД) — авиационный газотурбинный двигатель, в котором тяга в основном создаётся воздушным винтом, приводимым во вращение газовой турбиной, а частично (до 8—12%) — реакцией вытекающих из сопла двигателя газов. Основными элементами ТВД являются входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, реактивное сопло, винт и редуктор (см. рис.). Атмосферный воздух, поступающий во входное устройство ТВД при полёте, сжимается в воздухозаборнике и далее в компрессоре, а затем поступает в камеру сгорания, куда впрыскивается топливо. Образовавшиеся газы расширяются в газовой турбине, полезная работа которой затрачивается на привод компрессора и винта. Окончательное расширение газов происходит в реактивном сопле. Известны различные конструктивные схемы ТВД: одновальный; с однокаскадным компрессором и так называемой свободной турбиной, расположенной на отдельном валу и служащей для привода винта; с двухкаскадным компрессором, когда винт и компрессор низкого давления приводятся отдельной турбиной. По схеме со свободной турбиной обычно выполняются ГТД для вертолётов (см. Турбовальный двигатель). В СССР первый экспериментальный ТВД В. В. Уварова был построен и испытан в конце 30 х гг. В 50 е гг. были созданы серийные ТВД под руководством Н. Д. Кузнецова (см. НК) и А. Г. Ивченко (см. АИ) в диапазоне мощностей от 1880 кВт (АИ 24) до 11000 кВт (НК 12). Мощность ТВД увеличивается с ростом скорости и уменьшается с увеличением высоты полёта. Удельный расход топлива, отнесённый к мощности на выходном валу ТВД, уменьшается с ростом как скорости, так и высоты полёта. ТВД получили распространение на дозвуковых самолётах с Маха числом полёта М{{∞}}<0,8, поскольку при малых скоростях полёта ТВД имеет высокий полётный кпд. С увеличением скорости полёта в связи с уменьшением кпд винта ТВД становятся менее выгодными, чем турбореактивные двухконтурные двигатели, в особенности двигатели с большой степенью двухконтурности. Поэтому применение ТВД на магистральных пассажирских самолётах сократилось. Однако в связи с возросшим значением повышения топливной эффективности пассажирских и транспортных самолетов в 70—80 х гг. получили развитие работы по созданию разновидности ТВД — турбовинтовентиляторных двигателей. Лит.: Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики, М., 1958; Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975. В. Р. Левин. Принципиальная схема турбовинтового двигателя: 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — реактивное сопло; 6 — редуктор; 7 — воздушный винт. Турбовинтовой самолёт — самолёт, в силовой установке которого используются турбовинтовые двигатели. Как правило, ТВД устанавливаются на крыле самолёта либо в носовой части фюзеляжа. Основное достоинство Т. с. — высокая топливная эффективность. Т. с. 1 го поколения были созданы во 2 й половине 40 х и в 50 е гг. В их числе; пассажирские самолёты — Виккерс «Вайкаунт», Бристоль «Британия» (Великобритания), Фоккер F.27 (Нидерланды), Ан 10, Ил 18, Ту 114 (СССР), Локхид L.188 «Электра» (США); транспортные — Ан 8, Ан 12, Ан 22 (СССР), Локхид С 130, Дуглас С 133 (США); противолодочные — Фейри «Ганнет» (Великобритания), Бреге «Ализе» (Франция), Локхид Р 3 (США) и др. Т. с., создававшиеся в 60—80 х гг., в основном предназначались для коротких и местных воздушных линий. Дальнейшие перспективы развития Т. с. связаны с применением турбовинтовентиляторных двигателей. Турбокомпрессор — часть ГТД, состоящая из установленных на одном валу осевого или центробежного компрессора и газовой турбины для его привода. Т. служит для повышения давления рабочего тела ГТД. Т. с камерой сгорания, располагающейся между компрессором и турбиной, называется газогенератором. Т. низкого давления ТРДД, состоящий из компрессора низкого давления (вентилятора) и турбины, иногда называют турбовентилятором. Существенное значение для уменьшения массы и размеров ГТД и их газогенераторов имеет компактность Т., одним из путей повышения которой является сокращение общего числа ступеней Т., что достигается повышением окружных скоростей компрессоров и турбины и увеличением нагрузки на ступень. Турболёт — экспериментальный ЛА вертикального взлёта и посадки без аэродинамических несущих, стабилизирующих и рулевых поверхностей. Подъёмную силу Т. создаёт турбореактивный двигатель (отсюда назв. «Т.»). Тяга ТРД превышает взлётный вес Т., что обеспечивает вертикальный взлёт и посадку аппарата, а также вертикальную скорость более 10 м/с. Движение в горизонтальной плоскости осуществляется наклоном вектора тяги ТРД в сторону направления полёта. Устойчивость и управляемость Т. могут обеспечиваться с помощью струйных рулей (реактивных микродвигателей) и газовых рулей, установленных в реактивном сопле двигателя. Т. использовались для исследования проблем устойчивости и управляемости СВВП, а также спускаемых космических аппаратов, рассчитанных для мягкой посадки на Луну и на планеты, лишённые атмосферы. В СССР в 1957 был построен Т. конструкции А. Н. Рафаэлянца (рис. в табл. XXVI). Т. имел форменный каркас, вертикально установленный на нём ТРД, четырёхстоечное шасси, кабину пилота и разнесённые на четырёх штангах струйные рули. Т. испытывал Ю. А. Гарнаев. В Великобритании в 1954 фирмой «Роллс-Ройс» был построен Т. с двумя ТРД «Нин» с тягой по 22,3 кН. «Турбомека» (Turbom{{é}}ca) — двигателестроительная фирма Франции. Является ведущим западно-европейским производителем двигателей небольшой мощности для самолётов и вертолетов. Основана в 1938, с 1947 ведёт разработку и производство авиационных ГТД. К 1985 фирмой создано примерно 50 типов двигателей, из которых около 15 пошло в серийное производство. К 1987 выпущено свыше 26 тыс. двигателей, из них около 6 тыс. совместно с другими фирмами, и около 14 тыс. (10 типов) по лицензиям в других странах. Около 20 тыс. двигателей фирмы находятся в эксплуатации в 115 странах. Основные программы 80 х гг.: производство турбовальных ГТД «Артуст», «Ариэль» и «Макила», ТВД и ГТД «Астазу», ТРДД «Адур» (с фирмой «Роллс-Ройс»), «Ларзак» (с фирмой «СНЕКМА»). Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в табл. Табл. — Двигатели фирмы «Турбомека»
Турбопрямоточный двигатель (ТПД) — комбинированный многорежимный ВРД для полётов с гиперзвуковыми скоростями (Маха числа полёта М{{∞}} до 5, при использовании в качестве топлива водорода примерно до 6), содержащий газотурбинный и прямоточный контуры. ТПД сочетает свойства и преимущества турбореактивного двигателя с форсажем (ТРДФ, ТРДДФ) при взлёте и небольших сверхзвуковых скоростях полёта и прямоточного воздушно-реактивного двигателя при больших сверхзвуковых скоростях полёта. В ТПД с последовательной работой контуров (см. рис.) вначале (от взлёта до умеренных сверхзвуковых скоростей полёта) работает только газотурбинный контур; при М{{∞}} = 2,5—3 происходит переход на прямоточный режим работы, при этом подача топлива в газотурбинный контур прекращается. Особенность таких ТПД — наличие общей для контуров форсажно-прямоточной камеры сгорания, расположенной перед реактивным соплом. В ТПД с отдельной камерой сгорания прямоточного контура возможна параллельная работа контуров, начиная с М{{∞}} = 1,5—2, благодаря чему повышается тяга двигателя на промежуточных скоростях полёта. При полёте с числами М{{∞}} = 3—3,5 газотурбинный контур может быть переведён на режим авторотации для привода агрегатов двигателя. При использовании в газотурбинном контуре ТПД двухконтурного двигателя повышается экономичность ТПД при крейсерском полёте с дозвуковой скоростью. ТПД могут использоваться в качестве силовой установки на сверхзвуковой пассажирский самолётах. Лит.: Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М., 1979. М. М. Цховребов. Схемы турбопрямоточных двигателей: а — на основе ТРД (последовательная работа контуров); б — на основе ТРД (параллельная работа контуров); в — на основе ТРДД; 1 — воздухозаборник; 2 — перепускной канал прямоточного контура с устройством перекрытия; 3 — газогенератор; 4 — форсажно-прямоточная камера сгорания; 5 — регулируемое реактивное сопло; 6 — камера сгорания в прямоточном контуре; 7 — турбовентилятор. Турбореактивный двигатель (ТРД) — разновидность воздушно-реактивного двигателя, в котором для повышения давления применён турбокомпрессор. Основные составные части ТРД (рис. 1): воздухозаборник 1, компрессор 2, камера сгорания 3, турбина 4, реактивное сопло 5. При полёте набегающая струя воздуха частично тормозится в воздухозаборнике, и давление воздуха повышается. Из компрессора, где происходит дальнейшее повышение давления, сжатый воздух поступает в камеру сгорания, куда впрыскивается топливо. Продукты сгорания топлива с высокой температурой поступают на турбину, которая соединена валом с компрессором. В турбине газ расширяется и совершает работу, необходимую для сжатия воздуха в компрессоре. За турбиной газ имеет давление и температуру, позволяющие при его дальнейшем расширении в реактивном сопле получить скорость истечения струи, превышающую скорость поступающего в двигатель воздуха (скорость полёта). Положительная разность количества движения газа и воздуха обеспечивает образование реактивной тяги двигателя. В конце 30 х — начале 40 х гг. поршневые двигатели винтовых самолётов уже не обеспечивали роста тяги, требовавшегося в связи с ростом скоростей полёта, что дополнительно усугублялось падением кпд винта. На смену ПД пришли ТРД. Изменение тяги Р, а также удельного расхода топлива Суд в зависимости от Маха числа М{{∞}} (скорости полёта) показано на рис. 2 и 3. Из них видно, что с увеличением скорости полёта тяга ТРД возрастает практически на всех высотах. Именно это свойство характеристики ТРД обеспечило их широкое распространение. Кроме того, масса ПД требуемой мощности с увеличением расчётной скорости полёта возрастает до неприемлемых значений, в то время как увеличение массы ТРД с ростом расчётной максимальной скорости полёта оказывается небольшим, так как в лопаточных машинах повышение мощности турбокомпрессора сопровождается увеличением главным образом изгибающих напряжений в лопатках турбокомпрессора, что влияет на увеличение массы ТРД незначительно. Поэтому удельная масса, представляющая собой отношение массы двигателя к тяге, у ПД резко увеличивается, а у ТРД уменьшается при увеличении скорости полёта. Возрастание тяги ТРД при увеличении скорости полёта объясняется непрерывным ростом расхода воздуха через двигатель, однако при постоянной температуре газа перед турбиной с ростом скорости полёта одновременно уменьшается работа термодинамического цикла и соответственно удельная тяга двигателя; взаимное влияние расхода воздуха и удельной тяги определяет вид тяговых характеристик. При малых скоростях полёта, приблизительно до 300 км/ч, вследствие слабого вначале увеличения расхода воздуха абсолютная тяга несколько снижается, а затем возрастает, особенно резко у форсированных ТРД (рис. 3). Теоретически при очень высокой скорости полёта работа цикла и тяга уменьшаются до нуля, несмотря на продолжающийся рост расхода воздуха. Дроссельная характеристика ТРД показана на рис. 4. Основными параметрами ТРД являются температура газа перед турбиной Т*г и степень повышения давления воздуха в компрессоре {{π}}*к. В общем случае эти параметры независимы. Однако развитие ТРД связано с ограничением температуры газа перед турбиной вследствие ограничения жаропрочности её деталей. Поэтому каждому значению Т*г соответствует оптимальное значение степени повышения давления, обеспечивающее максимальную тягу или наилучшую экономичность. Наличие оптимума по степени повышения давления следует, например, из того, что при двух предельных её значениях, а именно минимальном, равном единице, и максимальном, при котором температура за компрессором достигает значения, равного температуре газа перед турбиной Т*г, и подвод теплоты в камере сгорания оказывается невозможным, работа цикла обращается в нуль. При снижении температуры газа перед турбиной, повышении скорости полёта и ухудшении кпд составных частей двигателя оптимальная степень повышения давления снижается. Скорость полёта, при которой оптимальное значение {{π}}*к снижается настолько, что давление в реактивном сопле оказывается равным давлению в воздухозаборнике, называется скоростью «вырождения» ТРД. Выше этой скорости целесообразно уже применение ПВРД. При повышении температуры газа перед турбиной, а также при повышении кпд составных частей двигателя оптимальное значение {{π}}*к повышается, увеличивается и максимальная скорость полёта самолётов с ТРД. Прогресс в материаловедении и развитие методов охлаждения двигателя позволили к 90 м гг. достичь значения температуры газа перед турбиной Т*г = 1700—1800 К; рассматриваются температуры газа перед турбиной, близкие значениям, соответствующим стехиометрическому соотношению топлива и воздуха в камере сгорания, то есть Т*г = 2300—2500 К. Степени повышения давления воздуха в компрессоре имеют значения {{π}}*к = 10—15 (в одноконтурных ТРД). ТРД был первым типом газотурбинного двигателя, получившим широкое практическое применение в авиации. Постоянная потребность увеличивать тягу, особенно с ростом скорости полёта, привела к появлению класса форсированных ТРД (ТРДФ — ТРД с форсажом), в которых между турбиной и реактивным соплом располагается форсажная камера сгорания 6 (рис. 5; остальные позиции те же, что на рис. 1). ТРД разделяются: по числу роторов турбокомпрессора — на одно- и двухвальные; по типу компрессоров — на ТРД с центробежным и осевым компрессорами; по типу камеры сгорания — на ТРД с индивидуальными и кольцевыми камерами; по типу реактивного сопла — на ТРД с осесимметричным или плоским, нерегулируемым или регулируемым соплами, с управлением вектором тяги, с реверсивным устройством. В 60—80 х гг. широкое распространение получили турбореактивные двухконтурные двигатели, в том числе с форсажной камерой. Как составная часть ТРД используется в различных комбинированных двигателях. Историческая справка. Впервые идея использования турбокомпрессора в двигателе для ЛА изложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909. Основы теории ВРД в СССР были опубликованы в 1929 Б. С. Стечкиным. Начало работ по созданию ТРД относится к 1930—37. В этот период в СССР начал работы по ТРД А. М. Люлька, в Великобритании Ф. Уиттл запатентовал схему ТРД с центробежным компрессором, во Франции теорией ТРД занимался М. Руа, в Германии с 1936 над созданием ТРД работал X. Охайн. Создание первых ТРД относится к 1937. В Германии на фирме «Хейнкель-Хирт» был испытан созданный по проекту Охайна двигатель тягой 2500 Н; в Великобритании на фирме «Пауэр джетс» прошёл испытания разработанный по проекту Уиттла двигатель U. В 1939 в Германии состоялся полёт самолёта Не 178 с двигателем HeS3B тягой 4900 Н, а в 1941 в Великобритании — полёт самолёта Глостер Е28/39 с двигателем W тягой 3820 Н. В годы 2 й мировой войны начаты работы над ТРД в США и Японии. В СССР первый этап работы вплоть до окончания Великой Отечественной войны связан с работами Люльки, приведшими к созданию первых двигателей из семейства АЛ. После войны к созданию ТРД подключились коллективы КБ, возглавляемые В. Я. Климовым и А. А. Микулиным. Существенный вклад в теорию ТРД внесли В. В. Уваров, Н. В. Иноземцев, К. В. Холщевников и др. учёные ЦИАМ, ЦАГИ, ВВИА. В разработке отечественных ТРД последующих поколений большая роль принадлежит коллективам КБ под руководством В. А. Добрынина, А. Г. Ивченко, С. П. Изотова, Н. Д. Кузнецова, В. А. Лотарева, П. А. Соловьёва, С. К. Туманского. Лит.: Иноземцев Н. В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс. М., 1955; Грин В., Кросс Р., Реактивные самолеты мира, М., 1957; Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели, 3 изд., М., 1969; Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975. А. М. Люлька, С. Д. Решедько. Рис. 1. Схема ТРД. Рис. 2. Зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа М{{∞}} и высоты Н полёта (сплошные линии — ТРД, штриховая линия — поршневой двигатель с кпд винта {{η}}в = const, штрих-пунктирная линия — поршневой двигатель с {{η}}в = var). Рис. 3. Зависимости тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от числа М{{∞}} и высоты H полёта. Рис. 4. Дроссельная характеристика ТРД. Рис. 5. Схема ТРДФ. Турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора наружного контура. Внутренний контур содержит компрессор, турбины компрессора и вентилятора и камеру сгорания. Поток сжатого воздуха наружного контура и поток газа внутреннего контура, вытекающего из турбины вентилятора, используются для получения реактивной тяги с помощью отдельных реактивных сопел или одного общего сопла, в котором смешиваются потоки (рис. 1). Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться форсажные камеры сгорания для увеличения тяги путём сжигания дополнительного топлива (рис. 2). Введение второго контура при отсутствии форсажа являет основным средством повышения экономичности ТРД вследствие уменьшения потерь энергии с отбрасываемой струёй, обусловленного уменьшением её среднемассовой скорости. Экономичность ТРДД зависит от параметров рабочего процесса и уменьшается с повышением скорости полёта. Поэтому нефорсированные ТРДД применяются в основном на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах, на которых они с 60 х гг. стали основным типом двигателя. ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) широко применяются на сверхзвуковых самолетах для повышения экономичности при полёте с дозвуковой скоростью, а также для расширения диапазона изменения характеристик двигателя. Важнейшим параметром ТРДД является степень двухконтурности т. Находящиеся в эксплуатации ТРДД дозвуковых самолётов имеют m = 0,5—2 и, как правило, смешение потоков в общем реактивном сопле, или m = 4—8 и раздельное истечение потоков (в этом случае вентилятор одноступенчатый). Значения удельного расхода топлива в дозвуковом ТРДД находятся в пределах Суд = 0,08—0,058 кг/(Н{{·}}ч) при Маха числе полёта М{{∞}} = 0,8 на высоте H = 11 км. Меньшие значения относятся к ТРДД с большей степенью двухконтурности. ТРДД сверхзвуковых самолётов имеют при М{{∞}} = 2,2 и H = 11 км на нефорсированном режиме Суд = 0,13—0,14 кг/(Н{{·}}ч) и до 0,2 кг/(Н·ч) на полном форсаже. Для ТРДД дозвуковых самолётов наибольший интерес представляет дроссельная характеристика на крейсерском режиме полёта (рис. 3), показывающая изменение экономичности двигателя в зависимости от режима его работы. На протекание дроссельной характеристики ТРДД сильно влияет значение степени двухконтурности на расчётном режиме mp. Для ТРДДФ сверхзвуковых манёвренных самолётов важны высотно-скоростные характеристики в полном диапазоне изменения условий полёта (рис. 4). Дросселирование здесь производится в основном изменением подачи форсажного топлива. Протекание высотно-скоростных характеристик ТРДД обеспечивается принятой программой регулирования, задающей закон изменения параметра регулирования в зависимости от внешних условий, например nк = f(р*вх, Т*вх) или nк = const, где nк — частота вращения компрессора, р*вх и Т*вх — полное давление и температура торможения воздуха на входе в двигатель. На рис. 4 виден характерный для ТРДДФ широкий диапазон изменения тяги при изменении условий полёта и режима работы двигателя. По конструкции ТРДД разделяются на одно-, двух- и трёхвальные, с передним и задним вентиляторами. Передний вентилятор работает всегда на оба контура (см. рис. 1 и 2), задний — только на наружный контур (свободная турбовентиляторная приставка). Наибольшее распространение получили двух- и трёхвальные ТРДД с передним вентилятором. Второе название ТРДД — турбовентиляторный двигатель — также нашло широкое распространение, но его чаще применяют, имея в виду ТРДД с большой степенью двухконтурности. Впервые ТРДД был предложен А. М. Люлькой в 1937. Первые ТРДД для пассажирских самолётов были созданы во 2 й половине 50 х гг. (за рубежом — «Конуэй» английской фирмы «Роллс-Ройс», в СССР — Д 20П в ОКБ П. А. Соловьёва). Лит.: Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М. 1979. А. Л. Пархомов. жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|