Турбореактивный двигатель самолета: устройство и принцип работы

Совершая полет в самолете в большинстве случаев люди никогда не задумываются о том, как работает его двигатель. Но на самом деле о работе двигателя и реактивной тяги с помощью, которой работает сам двигатель, знали ее в Античное время. Но применить эти знания на практике смогли не так давно, так как раньше не технологии не позволяли никому достичь его исправной работы. Гонка вооружения между Англией и Германией стала толчком к созданию ТРД (турбореактивного двигателя).

В работе ТРД самолета нет никаких сложностей, принцип его работы может понять почти каждый человек. Но данный двигатель имеет несколько нюансов, их соблюдение контролируется под строгим присмотром руководства. Для того чтобы авиалайнер смог держаться в небе, необходима идеальная работа двигателя. Так как от работы двигателя напрямую зависят жизни пассажиров находящихся на борту авиатранспорта.

Принцип работы реактивного двигателя

За работу двигателя отвечает реактивная тяга. Для создания реактивной тяги необходима определенная жидкость, которая подается из задней части двигателя и по ходу ее продвижения увеличивается ее скорость движения вперед. Работу тяги отлично объясняет один из законов Ньютона, звучит он так «Любое действия вызывает равное противодействие».

Вместо жидкости в ТРД используется горючая смесь (газы и воздух со сгоревшими частичками топлива). Благодаря этой смеси самолет толкает вперед и позволяет ему лететь дальше.

Разработки таких двигателей начались в тридцатых годах. Первыми кто начал разрабатывать двигатели такого типа стали немцы и англичане. Но в гонке вооружений одержали победу ученные из Германии, так как они выпустили самый первый в мире самолет с ТРД под названием «Ласточка», данный самолет впервые взлетел в небеса над Люфтваффом. Спустя некоторое время появился и Английский самолет «Глостерский метеор»

Также сверхзвуковые двигатели принято считать турбореактивными, но они отличаются более совершенными модификациями, в отличие от ТРД.

Устройство двигателя имеет четыре главные детали, а именно:

• Компрессор.
• Камера горения.
• Турбина.
• Выхлоп.

Компрессор

В компрессоре находиться несколько турбин, с помощью которых происходит засасывание и сжатие воздуха. Во время сжатия воздуха, его давление и температура начинает нагнетаться и расти.

Камера горения

После того как воздух проходит турбину и его сжимает до необходимых размеров. Часть сжатого воздуха поступает в камеру горения, где воздух начинает смешиваться с топливом, после чего его поджигают. Благодаря этому увеличивается тепловая энергия воздуха. После смесь выходит из камеры с большой скорости и расширяется.

Турбина

После выхода эта смесь снова попадает в турбину, с помощью высокой энергии газа лопасти в турбине начинают свое вращение. Турбина тесно связанна с компрессором, который находиться в начале двигателя. Благодаря этому турбина начинает свою работу. Остатки воздуха выходят в выхлоп. В момент выхода смеси температура достигает рекордных размеров. Но она продолжает повышать свою температуру с помощью эффекта Дросселирования. После того как температура воздуха доходит до своего пика, она начинает идти на спад и выходит из турбины.

Принцип работы турбореактивного двигателя

В отличие от реактивного двигателя, который пользуется спросом почти у всех самолетов, турбореактивный двигатель больше подходит для пассажирских авиалайнеров. Так как для работы реактивного двигателя необходимо не только топливо, но и окислитель.

Благодаря своему строению окислитель поступает вместе с топливом из бака. А в случаи с ТРД окислитесь, поступает напрямую из атмосферы. А в остальном их работа совершенно идентична и не отличается друг от друга.

У турбореактивного двигателя главной деталью является лопасть турбины, так как от ее исправной работы напрямую зависит мощность двигателя. Благодаря этим лопастям и образуется тяга, которая необходима для поддержания скорости самолета. Если сравнить одну лопасть с автомобильным двигателем, то она сможет обеспечить мощностью целых десять машин.

Лопасти устанавливаются за камерой сгорания, так как там нагнетается самое высокое давления, также температура воздуха в данной части двигателя может доходить до 1400 градусов Цельсия.

В целях улучшения прочности и устойчивости лопасти перед различными факторами их монокристаллизируют, благодаря этому они могут держать высокую температуру и давление. Прежде чем установить такой двигатель на самолет его тестируют на полном тяговом усилителе. Также двигатель должен получить сертификат от Европейского совета по безопасности.

Атомный двигатель

В период холодной войны в мире были попытки создания атомного двигателя, за основу был взят турбореактивный двигатель. Главной задумкой ученых было создание двигателя, основанного не на химической реакции радиоактивных веществ, а на вырабатываемом тепле от ядерного реактора. Он должен был находиться на месте камеры сгорания.

В теории воздух должен был проходить через работающую зону реактора, благодаря этому реактор должен был остужаться, а температура воздуха наоборот возрастать. После чело воздух должен был расширяться и выходить через сопла (выхлоп) на этот момент скорость воздуха должна была превышать скорость полета самолета.

В Советском союзе были попытки проведения испытаний подобного двигателя, также ученные в соединенных штатах Америки, вели разработку данного двигателя, и их работа почти подходила к тестам двигателя на настоящем самолете.

Но по ряду причин разработки этого двигателя было решено закрыть. Так как у двигателя было множество недостатков, а именно:

• Пилоты были подвержены постоянному радиоактивному облучению на протяжении всего полета.
• Вместе с воздухом через сопла выходили и частички радиоактивного элемента в атмосферу.
• В том случае если самолет терпел крушение, был очень большой шанс взрыва радиоактивного реактора, что влекло за собой радиоактивное отравление на довольно большой площади.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД и ТРДДФ).

Здравствуйте, друзья!

ТРДД с вентилятором на входе.

В сегодняшней небольшой статье продолжаем более конкретное знакомство с типами авиационных двигателей. Двухконтурный турбореактивный двигатель ( ТРДД ) уже не раз упоминался по сайту и осталось только познакомиться с ним поближе.

Главная идея статьи в том, чтобы понять каково, собственно, главное отличие ТРДД от его предшественника, так сказать первого звена в двигательном семействе, обычного турбореактивного двигателя ( ТРД ).

Правильней, наверное, было бы сказать даже не просто отличие, а преимущество. Ведь на сегодняшний день ТРД активно сдает свои позиции (если уже не сдал совсем :-)) двухконтурному двигателю. ТРДД теперь превратился в самый распространенный воздушно-реактивный авиационный двигатель на земле.

Главная причина этому одна – высокая экономичность при столь же высокой тяговой эффективности. В наше время растущего энергодефицита такой важный фактор значит очень многое. Экономичность и, соответственно, дальность полета .Современный самолет с ТРДД имеет в этой области большие преимущества.

Первые разработки по теме двухконтурный турбореактивный двигатель начались еще в 19-м веке. Начал их (по крайней мере это официально известно :-)) русский инженер Федор Романович Гешвен (наш ! :-)). В 1939 году А.М. Люлька , ставший в последствии знаменитым конструктором авиадвигателей, разработал ТРДД такой схемы, которая используется в современных двухконтурных двигателях. Но ни тогда, ни в последующие годы проблема экономичности ТРД не стояла так остро, как сейчас. Это были скорее просто конструктивные варианты воздушно-реактивного двигателя, хотя выигрышно-положительные стороны их были известны.

Таковым положение дел оставалось вплоть до 50-х годов, когда ТРД уверенно стали завоевывать первенство среди авиационных двигателей мира. И уже тогда стал проявляться их, пожалуй, главный недостаток. На относительно небольших скоростях полета эти двигатели довольно неэкономичны . Или, говоря другими словами, имеют низкий коэффициент полезного действия .

В одной из прошлых статей я упомянул как-то прочитанный мной в одной из книг интересный факт, неплохо характеризующий этот недостаток. Там было сказано, что в течение одной летной смены полка сверхзвуковых бомбардировщиков ТУ-22 (они были оснащены ТРДФ) потреблялось количество керосина, равное месячному бюджету Белорусской ССР по топливу. За достоверность сказанного не ручаюсь, но очень похоже на правду :-).

То есть для повышения экономичности было бы конечно хорошо снизить подачу топлива в двигатель. Но ведь чем меньше топлива в камере сгорания, тем меньше температура газа. Воздушный поток, проходящий через двигатель, получит меньше энергии, и в дальнейшем, при выходе из сопла, скорость потока будет ниже. А это значит, что и тяга тоже уменьшится.

Выходит, ничего хорошего 🙂 … Однако есть возможность этого избежать. Уменьшение тяги, полученное за счет падения скорости истечения газовоздушного потока из двигателя, можно компенсировать увеличением самого этого потока, то есть, правильней говоря, увеличением его массы. Или на техническом языке: нужно увеличить расход воздуха через двигатель. Чем больше масса воздуха, тем больше импульс тяги, создаваемый двигателем. Это, я думаю, всем уже ясно. Реактивное движение : чем больше из движка «вылетело», тем сильнее его самого толкнуло в обратную сторону :-).

Что же получилось в итоге? А то, что тяга осталась той же, а расход топлива уменьшился. То есть улучшилась экономичность, иначе говоря повысился коэффициент полезного действия двигателя ( кпд ).

Или же немного по-другому: можно при тех же энергетических затратах пропускать через двигатель значительно большую массу воздуха, но с малой скоростью ее истечения. При этом получим большую тягу с меньшими удельными параметрами расхода топлива. То есть суть дела та же :-)…

Все вышесказанное как раз и есть основной принцип работы двухконтурного турбореактивного двигателя. Получили, так сказать, мое любимое объяснение «на пальцах» :-)…

А теперь подтвердим этот факт парочкой формул. Тяга воздушно-реактивного двигателя (коим и является, как известно, ТРД) определяется простым выражением, вытекающим из закона сохранения импульса:

P = G (c — v) , здесь Р – тяга двигателя, G – это расход воздуха через двигатель (кг/с), c — скорость истечения газовоздушной струи из двигателя (м/с), v – скорость полета (м/с). Из этой формулы хорошо видно, что чем больше скорость реактивной струи, тем выше тяга двигателя.

Теперь о кпд . Для нашего случая эффективность реактивного двигателя, как движителя , характеризует так называемый полетный кпд (еще его называют тяговым ). Он определяется формулой, которую часто именуют формулой Стечкина ( Борис Сергеевич Стечкин — выдающийся советский ученый -гидроаэромеханик и теплотехник, которого в авиационных кругах полушутливо, но явно с большим уважением называли «Главный моторист Советского Союза»).

η= 2/(1+с/v) , здесь η – полетный кпд. Можно сравнить эти две формулы, и тогда виден интересный факт. Чем выше скорость выхода газовоздушной струи из двигателя ( с ), тем выше его тяга ( Р ), но при этом ниже кпд ( η ). И наоборот. То есть при проектировании турбореактивного двигателя инженерам приходится решать две явно противоположные задачи. Нужно поддерживать тягу двигателя на хорошем уровне, но при этом нельзя сильно занижать кпд. Приходится идти на компромисс. В этом случае именно применение концепции двухконтурного турбореактивного двигателя облегчает задачу.

Итак, мы с вами выяснили, что для ТРДД должен быть организован дополнительный расход воздуха. Конструктивно это выполняется путем добавления к уже существующему ТРД так называемого второго контура, выполненного в виде кольцевого канала как бы поверх уже существующих габаритов. Этот канал проходит от компрессора до сопла, минуя камеру сгорания и турбину. Первый же контур (внутренний) представляет собой по сути обычный ТРД со всеми присущими ему атрибутами и принципом работы.

Воздух, поступая из самолетного воздухозаборника (входного устройства) на вход в двигатель, попадает в так называемый компрессор низкого давления ( КНД ), степень повышения давления в котором действительно невысока (в среднем от 1,5 до 3 ). Этот компрессор состоит из небольшого количества ступеней. Обычно от одной до пяти. Передние ступени КНД могут носить название « вентилятор ».

Далее сжатый до определенного уровня воздух делится на два потока. Один поступает в первый (внутренний) контур и работает там, как в обычном турбореактивном двигателе, а другой попадает в вышеозначенный второй ( или внешний) контур и, следуя по нему, истекает из реактивного сопла, создавая при этом реактивную тягу.

Схема ТРДД. Здесь: 2 — КНД, 3 — КВД, 4 — камера сгорания, 5 — ТВД, 6 — ТНД, 7 — сопло, 8 — ротор высокого давления, 9 — ротор низкого давления, 1 — часть КНД (вентилятор).

Компрессор внутреннего контура называется компрессором высокого давления КВД (степень повышения давления в среднем 10-30 ). Во внутренний контур могут также входить и последние ступени компрессора низкого давления. Каждый из этих компрессорных узлов вращает своя турбина ( турбины низкого и высокого давления , ТНД и ТВД ). Оба эти турбокомпрессора между собой обычно механически не связаны, и валы их расположены один внутри другого. Часто они и вращаются в разные стороны.

Одним из основных параметров для двухконтурного двигателя является степень двухконтурности К . Это отношение массового расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний. Диапазон изменения степени двухконтурности для различных двигателей довольно большой: от 0,5 вплоть до 90.

Степень двухконтурности К от 0,5 до 2 имеют двигатели, стоящие на самолетах, предназначенных для полета на высоких дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Обычно это военные самолеты. А если К>2, то это уже скорей всего движок для пассажирского лайнера или транспортника, потому что большая степень двухконтурности означает большой расход воздуха, что подразумевает, в свою очередь, большие диаметральные размеры движка. А это никакой истребитель себе позволить не может :-).

ТРДДФ Eurojet EJ200. На фото ниже его рисунок с разрезом. Устанавливается на истребитель Eurofighter Typhoon.

Двухконтурный турбореактивный двигатель Eurojet EJ200 с малой степенью двухконтурности. Второй контур голубого цвета. Устанавливается на истребитель Eurofighter Typhoon.

Истребитель Eurofighter Typhoon с двигателями Eurojet EJ200.

Практически на всех современных истребителях сейчас ставятся ТРДД с малой степенью двухконтурности. Примером может служить двигатель Pratt & Whitney F100-PW-229 (степень двухконтурности 0,4), устанавливавшийся на самолеты F-15 и F-16 , двигатель Eurojet EJ200 со степенью двухконтурности 0,4, устанавливающийся на самолет Eurofighter Typhoon , а также российские АЛ-31Ф (истребитель СУ-27 , степень двухконтурности 0,571) и РД-33 (истребители МИГ-29 (35) , степень двухконтурности 0,49).

ТРДДФ F100-PW-229. Типичный двигатель со смешением потоков. Хорошо просматривается второй контур (темный цвет). Устанавливался на истребители F-15 и F-16.

Истребитель F-15 с двигателями F100-PW-229.

Истребитель F-16 с двигателем F100-PW-229.

ТРДДФ АЛ-31Ф. Устанавливается на истребитель СУ-27.

Истребитель СУ-27УБ с двигателями АЛ-31Ф.

ТРДДФ РД-33. Устанавливается на самолеты МИГ-29, МИГ-35.

Истребитель МИГ-29 с двигателями РД-33.

Однако правильнее будет сказать, что все эти двигатели не ТРДД, а ТРДДФ, то есть двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажем.

Дело в том, что двухконтурный двигатель достаточно эффективен (как в плане экономии, так и в тяговом отношении) именно на дозвуковых скоростях. Например, ТРДД со степенью двухконтурности М=1 имеет на взлете (максимальный режим на малой скорости) тягу на 25% выше, чем ТРД с такой же тягой на скорости 1000 км/ч.

Но с ростом скорости полета (более 1000 км/ч) и приближении ее к сверхзвуку, тяговая эффективность ТРДД ощутимо падает, потому что скорость выхода реактивного потока из движка для полета на таких скоростях уже мала. Чтобы эту скорость увеличить производится дополнительный подвод энергии к воздуху второго контура. Для этого как раз вполне подходит форсажная камера . Она к тому же служит камерой смешения.

Дело в том, что ТРДД могут быть двух видов: со смешением потоков и без него . То есть поток второго контура может с момента разделения с потоком первого самостоятельно пройти до выхода из двигателя и покинуть его через свое собственное сопло. Это будет двигатель без смешения потоков.

Но два потока могут и смешиваться. Происходит это обычно в так называемой камере смешения . И далее смешанный поток уже с общими температурой и давлением покидает двигатель через общее сопло.

Это в целом повышает эффективность двухконтурного турбореактивного двигателя. В движках, предназначенных для сверхзвуковых самолетов (ТРДДФ, степень двухконтурности меньше 1)) роль камеры смешения выполняет форсажная камера. Конструкция ее и принцип работы такие же, как и у простого ТРДФ.

Это совмещение функций очень удобно. Потому что, ведь, надо понимать, что дополнительная камера смешения – это дополнительные габариты и масса. Поэтому движки с большой степенью двухконтурности (К>4), обычно итак уже имеющие немалые габариты и массу :-), чаще всего выполняются без смешения потоков.

Но об этом уже в другой статье, потому что такие двигатели (обычно начиная со степени двухконтурности два) уже выделяются в отдельный вид, называемый турбовентиляторные двигатели (ТВРД) . Кроме того существуют еще и турбовинтовентиляторные двигатели (ТВВД) . У них двухконтурность переваливает далеко за 20 и может достигать 90 и более. И те и другие движки особенные и поэтому рассказывать о них тоже будем особо :-).

В заключение немного остановлюсь на моей любимой теме о правильности понятий. Дело в том, что в последнее время часто все двухконтурные турбореактивные двигатели огульно называют турбовентиляторными. При этом часть компрессора низкого давления называют вентилятором . Я, конечно, не могу считать себя истиной в первой инстанции :-), но считаю, что это некорректно.

Слово турбовентиляторный произошло от английского turbofan . Им «у них» обозначаются все двухконтурные турбореактивные двигатели. Здесь fan означает вентилятор. Такое название носит та часть компрессора низкого давления, которая гонит воздух во второй контур.

Слово английское и по-английски все, пожалуй, нормально звучит :-). Но, извините, по-русски не могу я назвать вентилятором те 3-4 ступени компрессора на входе в движок с малой степенью двухконтурности (работающие на второй контур), которые и диаметр-то имеют еле отличающийся от диаметра остальных ступеней компрессора низкого давления (да и высокого тоже).

Двухконтурный турбореактивный двигатель Д-18Т. Устанавливается на АН-124 и АН-225.

Другое дело, когда степень двухконтурности ого-го :-). Тогда обычно ступень одна и диаметр тоже соответствующий. Вот это да, это настоящий вентилятор (как, например, у двигателя Д-18Т). Поэтому (я думаю :-)) и принято было в нашей теории двигателей (русской :-)) всегда называть турбовентиляторными двигатели, у которых К>2. Если же К low bypass turbofan и high bypass turbofan . Вypass – это и есть второй контур. А high bypass turbofan, соответственно, и есть турбовентиляторные движки (K>2) с высоким расходом воздуха во втором контуре (для пассажирских и транспортных самолетов). Low bypass turbofan – двигатели для военных самолетов с низкой степенью двухконтурности. То есть соответствие практически полное нашему делению :-). На приведенной схемке это показано. Не стал даже ничего переводить с английского, итак все ясно :-). Движки там, кстати, изображены без смешения потоков.

ТРДД с низкой и высокой степенью двухконтурности.

Вот, пожалуй, и все. На такой самоутверждающейся ноте и закончим сегодня. Продолжение, как говорится, следует…