Турбореактивный двигатель, как тепловая машина. Принцип работы. Просто.

Здравствуйте!

Я думаю, что пришла пора прояснить принцип действия всем нам известного «сердца», того самого, о котором я писал в предыдущей статье.

Паровая турбина элетростанции. Типичное устройство расширения.

Основным двигателем реактивной авиации мира является турбореактивный двигатель (ТРД) и именно его принцип работы мы сейчас без труда и лишних ненужных заморочек проясним.

Все мы прилежно учились в школе :-), и знаем, что в физике существует понятие «тепловая машина» (или «тепловой двигатель»). Человек долго подбирался к ее созданию.

Первые образцы приписывают даже Архимеду и потом Леонардо да Винчи. Но по настоящему она вошла в жизнь человека только в конце 60-х годов 18-го века, когда Д. Уатт построил свою паровую машину. Прогресс не остановить и современную жизнь уже невозможно представить без тепловых машин. Это не только тепловые электростанции и электроцентрали (в том числе, кстати и атомные станции), но и миллионы автомобилей различного назначения и, конечно же, мною очень любимые 🙂 авиационные двигатели.

Теорию работы тепловой машины описывает раздел физики термодинамика. Не углубляясь в ее законы (принцип этого сайта Вам известен, если Вы читали страницу «Сайт об авиации» 🙂 ), скажу, что тепловой двигатель – это машина для преобразования энергии в механическую работу. Работа — ее так сказать полезная «продукция». Этой энергией обладает используемое внутри машины так называемое рабочее тело, в качестве которого обычно выступает газ (или пар в паровой машине). Получает энергию рабочее тело при сжатии в машине, а полезную механическую работу мы потом будем иметь при последующем его расширении.

Но! Надо понимать, что в работоспособном тепловом двигателе работа, затрачиваемая на сжатие газа должна быть всегда меньше работы, которую газ может совершить при расширении. Иначе никакой полезной «продукции» не будет. То есть вариант «на сколько сжали, на столько же и расширили» (все равно как в автомобильном амортизаторе) нам не подходит. Поэтому для сохранения нужной нам работоспособности газ перед расширением или во время него нужно еще и нагревать, а перед сжатием неплохо бы охладить. В итоге за счет предварительного нагрева энергия расширения значительно повысится и сразу появится ее излишек, который можно использовать для получения необходимой нам механической работы. Вот собственно и весь принцип. На его основе и работает турбореактивный двигатель.

Таким образом любой тепловой двигатель должен иметь устройство для сжатия, нагреватель, устройство для расширения и неплохо бы холодильник. Все это есть у ТРД, соответственно: компрессор, камера сгорания, турбина, а в роли холодильника выступает атмосфера. Рабочее тело – воздух, который попадает в компрессор, там сжимается, далее идет в камеру сгорания, там нагревается, смешивается с продуктами сгорания ( керосина) и потом следует на турбину, вращая ее (а она, в свою очередь компрессор) и расширяясь, тем самым теряет часть энергии. И уже далее расходуется «полезная» энергия. Она превращается в кинетическую, когда газ сильно разгоняется в устройстве под названием реактивное сопло (которое обычно бывает сужающимся) и двигатель получает силу тяги за счет реакции струи. Все :-)… ТРД работает. Неплохо этот процесс показан в коротком ролике. Он без комментариев, но они здесь и не нужны :-). Скажу только, что показанное переднее колесо – это компрессор, далее кольцом вокруг вала – камера сгорания и за ней колесо турбины. Все схематично, но достаточно просто, чтобы понять как работает турбореактивный двигатель…

Более подробно об устройстве ТРД и его разновидностей мы поговорим в следующих статьях.
До встречи…

Р.S. Ролик рекомендую смотреть в большом формате.

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…