Il modello di utilità consente di aumentare l'efficienza di un motore a turbogetto di bypass (TEF) garantendo il raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina nelle modalità massime (ad esempio, in modalità decollo) e aumentando l'efficienza nelle modalità di funzionamento in crociera. Il sistema di raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina assiale a bassa pressione del motore turbofan contiene una presa d'aria dal circuito esterno del motore ed un'ulteriore presa d'aria dietro uno degli stadi intermedi del compressore. Il sistema di raffreddamento è dotato di un dispositivo di regolazione dell'alimentazione dell'aria alla cavità adiacente alla superficie posteriore del disco turbina dell'ultimo stadio. Il dispositivo di controllo contiene un anello rotante con un azionamento. L'anello girevole entra in contatto con la parete terminale del supporto della turbina. Nella parete terminale del supporto sono praticati due fori. Un foro è collegato alla cavità anulare del supporto turbina dell'ultimo stadio e l'altro è collegato alla cavità del collettore d'aria situato nella cavità anulare del supporto turbina. L'anello girevole del dispositivo di comando è provvisto di un foro ellittico passante posto con possibilità di comunicazione alternata con uno dei due fori passanti della parete di fondo del supporto turbina.

Il modello di utilità si riferisce ai sistemi di raffreddamento di elementi di motori aeronautici, e più specificamente al sistema di raffreddamento di una turbina a bassa pressione (LPT) di un motore a turbogetto bypass (TRDD).

L'aria di raffreddamento viene utilizzata per raffreddare gli elementi strutturali caldi dei motori a turbogetto.

Un noto sistema di raffreddamento della turbina di un motore bypass a turbogetto, in cui l'aria viene utilizzata per raffreddare le pale della turbina, che viene prelevata dallo stadio intermedio o ultimo del compressore ad alta pressione (HPC) (vedere, ad esempio, "Progettazione di il turbocompressore TRDDF", Casa Editrice MAI, 1996, pag. 27-28). L'aria di raffreddamento prelevata dall'HPC ha una pressione sufficientemente elevata (rispetto al punto di rilascio nel percorso del flusso della turbina), che garantisce la sua fornitura garantita a tutte le superfici di raffreddamento. A questo proposito, l'efficienza di un tale sistema di raffreddamento è molto elevata.

Lo svantaggio dell'utilizzo di un tale sistema di raffreddamento è quello di ridurre la spinta specifica alle modalità massime e l'efficienza nelle modalità di crociera. Questa diminuzione si verifica a causa del fatto che parte della potenza della turbina ad alta pressione, che va a comprimere l'aria di raffreddamento del LPT, viene persa e non viene utilizzata né per far ruotare il compressore ad alta pressione (HPC) né per creare la spinta del motore. Ad esempio, se la portata delle pale di raffreddamento dell'HPP è ~5% della portata d'aria all'ingresso dell'HPC e l'aria viene prelevata dal suo ultimo stadio, la perdita di potenza può essere ~5%, il che equivale a ridurre la efficienza della turbina della stessa quantità.

Più vicino alla soluzione tecnica rivendicata è il sistema di raffreddamento della turbina di un motore a turbogetto bypass, in cui l'aria prelevata dal canale del circuito esterno viene utilizzata per raffreddare le pale della turbina a bassa pressione (si veda, ad esempio, "Motore turbojet bypass con postbruciatore AL -31F" Tutorial, casa editrice VVIA intitolata a N.E. Zhukovsky, 1987, pp. 128-130). Il raffreddamento della turbina viene effettuato in tutte le modalità di funzionamento del motore. Con questa variante dell'estrazione dell'aria di raffreddamento, non viene consumata ulteriore potenza della turbina per la sua compressione in HPC, pertanto, una maggiore quantità di energia potenziale del flusso di gas dietro la turbina può essere convertita nell'ugello del getto nell'energia cinetica del getto di scarico , che, a sua volta, porterà ad un aumento della spinta del motore e della sua economia.

Lo svantaggio dell'utilizzo di un tale sistema di raffreddamento è quello di ridurre l'efficienza di raffreddamento a causa dell'insufficiente pressione dell'aria prelevata dal canale del circuito esterno dell'aria di raffreddamento nelle modalità di funzionamento del motore prossime al massimo (ad esempio, modalità di decollo). In queste modalità di funzionamento, il rapporto ottimale per l'efficienza del motore (il valore massimo della spinta specifica del motore) è il rapporto tra le pressioni nel canale del circuito esterno e all'uscita della turbina di bassa pressione è vicino a uno. Tale differenza di pressione, tenendo conto delle perdite nei canali di alimentazione e negli ugelli, non è sufficiente per implementare un raffreddamento efficace della pala di lavoro del motore LPT in queste modalità.

Le soluzioni tecniche note hanno capacità limitate, poiché portano a una diminuzione dell'efficienza del motore.

Il modello di utilità si basa sul compito di aumentare l'efficienza del motore turbofan garantendo il raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina alle modalità massime (ad esempio, decollo) e aumentando l'efficienza nelle modalità di funzionamento in crociera.

Il risultato tecnico è un aumento dell'efficienza del motore turbofan.

Il problema è risolto dal fatto che il sistema di raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina assiale a bassa pressione del motore a turbogetto by-pass contiene una presa d'aria dal circuito esterno del motore. La presa d'aria comunica attraverso le cavità delle cremagliere e la cavità anulare del supporto turbina di ultimo stadio, provvisto di una parete di estremità anteriore, con la cavità adiacente alla superficie posteriore del disco turbina, e attraverso il disco di pressione con le cavità interne delle lame. La parete di estremità del supporto della turbina presenta fori passanti e la superficie esterna dell'alloggiamento della turbina dell'ultimo stadio è realizzata sotto forma di una parte della superficie interna del canale del contorno esterno del motore.

La novità del modello di utilità è che il sistema di raffreddamento è inoltre provvisto all'ingresso di una presa d'aria dietro uno degli stadi intermedi del compressore, collegata tramite una tubazione a un collettore d'aria cavo all'uscita. Il sistema di raffreddamento è dotato di un dispositivo di regolazione dell'alimentazione dell'aria alla cavità adiacente alla superficie posteriore della turbina dell'ultimo stadio. Il dispositivo di controllo contiene un anello rotante con un azionamento. L'anello girevole entra in contatto con la parete terminale del supporto della turbina. Nella parete terminale del supporto sono praticati due fori. Un foro è collegato alla cavità anulare del supporto turbina dell'ultimo stadio e l'altro è collegato alla cavità del collettore d'aria situato nella cavità anulare del supporto turbina. L'anello girevole del dispositivo di comando è provvisto di un foro ellittico passante posto con possibilità di comunicazione alternata con uno dei due fori passanti della parete di fondo del supporto turbina.

L'implementazione del sistema di raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina assiale a bassa pressione di un motore a turbogetto bypass secondo il modello di utilità rivendicato prevede:

Alimentazione supplementare del sistema di raffreddamento in ingresso con una presa d'aria posta dietro uno degli stadi intermedi del compressore, collegata tramite una tubazione ad un collettore d'aria cavo all'uscita, comunicante con l'intercapedine, della superficie posteriore del disco del ultimo stadio della turbina, garantisce un raffreddamento garantito alle massime modalità, inclusa la modalità di decollo;

L'alimentazione del sistema di raffreddamento con un dispositivo di regolazione dell'alimentazione dell'aria alla cavità adiacente alla superficie posteriore del disco dell'ultimo stadio di turbina dallo stadio intermedio del compressore o dal circuito esterno assicura un efficiente raffreddamento della pala rotorica LPT in tutte le modalità di funzionamento del motore. Il dispositivo di controllo consente di combinare le qualità positive di entrambi i sistemi di raffreddamento, ovvero, collegando in serie vari canali di alimentazione dell'aria di raffreddamento, è più razionale garantire l'operatività e l'efficienza del sistema di raffreddamento della turbina nell'intera gamma di funzionamento del motore modalità e quindi migliorare le caratteristiche di trazione, economiche e di risorse del motore. Pertanto, in modalità di decollo, il dispositivo di controllo è collegato in modo tale che l'aria di raffreddamento proveniente dallo stadio intermedio del compressore sia alimentata con una pressione sufficiente a raffreddare efficacemente l'ultimo stadio della turbina. Ciò consente sia di aumentare la durata della turbina e dell'intero motore con una portata d'aria di raffreddamento fissa, sia di ridurre la portata d'aria di raffreddamento e quindi aumentare le caratteristiche di trazione del motore. L'aria nel condotto del circuito esterno non ha la sovrapressione necessaria per un efficace raffreddamento. In modalità crociera, il dispositivo di controllo garantisce l'alimentazione dell'aria di raffreddamento dal canale del circuito esterno, mentre il canale per l'aspirazione dell'aria dal compressore è bloccato (la posizione della ghiera viene commutata da un segnale in funzione della velocità del basso -pressione dell'albero della turbina del motore n nd e la temperatura di ristagno dell'aria all'ingresso del motore T * N). A causa del fatto che l'aria di raffreddamento non subisce compressione nel compressore, la potenza HPC richiesta diminuisce e aumenta l'energia libera del fluido di lavoro dietro la turbina; questo porta ad un aumento della spinta del motore e della sua efficienza. Inoltre, l'aria proveniente dal canale del circuito esterno ha una grande risorsa di raffreddamento, che aumenterà la durata della turbina e dell'intero motore nel suo insieme a una portata fissa di aria di raffreddamento o ridurrà il consumo di aria di raffreddamento e quindi aumentare ulteriormente l'efficienza del motore.

Pertanto, il problema posto nel modello di utilità è stato risolto: aumentare l'efficienza del motore turbofan garantendo il raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina nelle modalità massime (ad esempio, decollo) e aumentando l'efficienza nelle modalità operative di crociera rispetto agli analoghi noti.

Il presente modello di utilità è spiegato dalla seguente descrizione dettagliata del sistema di raffreddamento e del suo funzionamento con riferimento ai disegni mostrati nelle figure 1-3, dove

la figura 1 mostra schematicamente una sezione longitudinale dell'ultimo stadio della turbina assiale a bassa pressione di un motore a turbogetto di derivazione e del suo sistema di raffreddamento;

figura 2 - vista A di figura 1;

figura 3 - sezione B-B in figura 2.

Il sistema di raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina assiale a bassa pressione di un motore a turbogetto by-pass contiene (vedi figura 1) la presa d'aria 1 dal circuito esterno 2 del motore. La presa d'aria 1 comunica con la cavità 3 adiacente alla superficie posteriore del disco 4 della turbina attraverso la cavità 5 delle cremagliere 6 e la cavità anulare 7 del supporto turbina dell'ultimo stadio, provvisto di una parete terminale anteriore 8 con fori passanti 9 (vedi Fig.2, 3) della turbina, e canali passanti 10 nel disco 4 con cavità interne delle pale 11.

Il sistema di raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina assiale a bassa pressione del motore a turbogetto di bypass contiene inoltre una presa d'aria dietro uno degli stadi intermedi del compressore all'ingresso (la presa d'aria e gli stadi intermedi del compressore non sono mostrati in figura 1). Questa presa d'aria è collegata da una tubazione 12 con un collettore d'aria cavo 13 all'uscita adiacente alla parete di estremità 8 del supporto della turbina con fori passanti 14 (vedi Fig.2, 3).

Inoltre, il sistema di raffreddamento è dotato di un dispositivo di regolazione dell'alimentazione dell'aria alla cavità 3 adiacente alla superficie posteriore del disco 4 della turbina dell'ultimo stadio. Il dispositivo di controllo è realizzato sotto forma di un anello rotante 15 (vedi Fig.1-3) con un azionamento (l'azionamento non è mostrato) a contatto con la parete terminale 8 del supporto della turbina, dove il foro 9 fornisce la cavità di comunicazione 3 con la cavità anulare 7, ed il foro 14 mette in comunicazione la cavità 3 con la cavità 16 del collettore d'aria 13 posto nella cavità anulare 7 del supporto turbina. L'azionamento dell'anello rotante 15 può essere realizzato, ad esempio, sotto forma di un motore pneumatico o di un azionamento di tipo simile. L'anello girevole 15 del dispositivo di comando presenta un foro ellittico passante 17, che consente la comunicazione alternata con i fori passanti 9, 14 della parete di fondo 8 del supporto turbina.

Il sistema di raffreddamento proposto contiene una presa d'aria a (presa d'aria non mostrata in figura 1) dietro uno degli stadi intermedi del compressore, presa d'aria 1 b dal canale del circuito esterno 2. Il funzionamento del sistema di alimentazione dell'aria di raffreddamento è descritto sotto.

Il sistema di raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina assiale a bassa pressione di un motore a turbogetto di bypass funziona come segue. L'anello 15 può essere in due posizioni. Quando la ghiera 15 viene ruotata in posizione I (vedi Fig.2) (modalità di decollo del motore), l'aria a fluisce attraverso il condotto 12, sotto l'azione di una differenza di pressione, attraverso il collettore aria 13, il foro 14 nel parete 8 e il foro 17 dell'anello 15 nella cavità 3 , adiacente alla superficie posteriore del disco 4. In questo caso, il passaggio all'intercapedine 3 dell'aria b è bloccato dall'anello 15. Quando l'anello 15 viene ruotato in posizione II (non mostrata) (modalità crociera), il foro 17 viene ruotato in modo che il foro 14 sia bloccato dall'anello 15 e l'aria b entri nella cavità 3 attraverso il foro 9 e il foro 17 nell'anello 15. In questo caso l'aria a, prelevata dopo lo stadio intermedio del compressore, non entra nella cavità 3.

La commutazione dell'anello 15 in posizione I o II viene effettuata da un segnale dipendente dalla velocità n dell'albero della turbina a bassa pressione del motore e dalla temperatura di ristagno dell'aria all'ingresso del motore T* N. A valori elevati ​​del parametro (funzionamento motore al decollo), l'anello 15 è in posizione I , a valori bassi del parametro (modalità crociera) - in posizione II.

L'implementazione del sistema di raffreddamento secondo la soluzione tecnica rivendicata consente di fornire il necessario raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina a bassa pressione in tutte le modalità di funzionamento del motore, aumentando al contempo l'efficienza e l'economia del suo funzionamento.

Il sistema di raffreddamento dell'ultimo stadio della turbina assiale a bassa pressione di un motore a turbogetto by-pass, contenente una presa d'aria dal profilo esterno del motore, comunicante attraverso le cavità delle cremagliere e la cavità anulare del supporto turbina dell'ultimo stadio, dotato di una parete terminale anteriore, con una cavità adiacente alla superficie posteriore del disco turbina, e tramite la pressione un disco con cavità interne delle pale, dove la parete terminale del supporto turbina presenta fori passanti, caratterizzato dal fatto che il sistema di raffreddamento è inoltre dotato all'ingresso di una presa d'aria dietro uno degli stadi intermedi del compressore, collegata da una tubazione a un collettore d'aria cavo in uscita, e di un dispositivo per la regolazione dell'alimentazione dell'aria alla cavità, adiacente a la superficie posteriore della turbina dell'ultimo stadio, dove il dispositivo di controllo è realizzato sotto forma di un anello rotante con un azionamento a contatto con la parete di estremità del supporto della turbina, vengono praticati due fori nella parete di estremità del supporto, dove un foro è collegato all'anello con la cavità del supporto turbina dell'ultimo stadio, e l'altra con la cavità del collettore aria posta nella cavità anulare del supporto turbina, l'anello rotante del dispositivo di comando è provvisto di un foro ellittico passante posto con la possibilità di comunicare alternativamente con uno dei due fori passanti della parete di fondo del supporto turbina.

Turbina

La turbina è progettata per azionare il compressore e le unità ausiliarie del motore. Turbina del motore: assiale, a getto, a due stadi, raffreddata, a due rotori.

Il gruppo turbina comprende turbine assiali monostadio ad alta e bassa pressione disposte in sequenza, nonché un supporto turbina. Supporto: un elemento del circuito di potenza del motore.

turbina ad alta pressione

SA HPT è costituito da un anello esterno, un anello interno, un coperchio, un dispositivo di vortice, blocchi portalama, tenute a labirinto, guarnizioni giunto pala ugello, distanziali con inserti a nido d'ape e elementi di fissaggio.

L'anello esterno ha una flangia per il collegamento con la flangia del bordo dell'apparato ugello LPT e il corpo VVT. L'anello è collegato telescopicamente al corpo VVT e presenta una cavità per fornire aria secondaria dall'OCS per raffreddare i ripiani esterni delle pale dell'ugello.

L'anello interno ha una flangia per il collegamento con il coperchio e il corpo interno dell'OKS.

SA TVD ha quarantacinque lame, combinate in quindici blocchi a tre lame fuse. Il design a blocco delle pale SA consente di ridurre il numero di giunti e le fuoriuscite di gas.

Lama dell'ugello: due cavità vuote e raffreddate. Ogni pala ha una paletta, flange esterne e interne, che insieme alla paletta e alle flange delle pale adiacenti formano il percorso del flusso dell'HPT SA.

Il rotore TVD è progettato per convertire l'energia del flusso di gas in lavoro meccanico sull'albero del rotore. Il rotore è costituito da un disco, perni con labirinto e anelli di tenuta olio. Il disco ha novantatré fessure per il fissaggio delle pale del rotore HPT nelle serrature "ad albero di Natale", fori per bulloni ben serrati che stringono il disco, il perno e l'albero HPT, nonché fori inclinati per fornire aria di raffreddamento alle pale del rotore.

Lama di lavoro HPT - fusa, cava, raffreddata. Nella cavità interna della lama per organizzare il processo di raffreddamento, sono presenti una partizione longitudinale, perni turbolenti e nervature. Il gambo della lama ha una gamba allungata e una chiusura a spina di pesce. Nel gambo sono presenti canali per fornire aria di raffreddamento al profilo alare della lama, e nel bordo d'uscita è presente una fessura per l'uscita dell'aria.

Il gambo del perno di articolazione contiene un paraolio e una pista del cuscinetto radiale a rulli del supporto posteriore del rotore ad alta pressione.

Turbina a bassa pressione

SA LPT è costituito da un cerchione, blocchi di lame dell'ugello, un anello interno, un diaframma e inserti a nido d'ape.

Il cerchio ha una flangia per il collegamento con l'alloggiamento VVT e l'anello esterno dell'HPT, nonché una flangia per il collegamento con l'alloggiamento del supporto della turbina.

SA TND ha cinquantuno lame saldate in dodici blocchi a quattro lame e un blocco a tre lame. Lama dell'ugello: fusa, cava, raffreddata. La piuma, i ripiani esterni e interni formano con la piuma e i ripiani delle lame vicine la parte di flusso della SA.

Un deflettore perforato è posto nella parte interna della cavità del profilo alare della pala. Sulla superficie interna della penna sono presenti nervature trasversali e perni di turbolenza.

Il diaframma è progettato per separare le cavità tra le giranti HPT e LPT.

Il rotore LPT è costituito da un disco con lame funzionanti, un perno, un albero e un disco di pressione.

Il disco LPT ha cinquantanove scanalature per il fissaggio delle lame di lavoro e fori inclinati per fornire loro aria di raffreddamento.

L'aletta di lavoro di TND: fusa, cava, raffreddata. Sulla parte periferica, la lama presenta un mantello con un pettine di tenuta a labirinto, che chiude a tenuta il traferro radiale tra statore e rotore.

Dai movimenti assiali nel disco, le lame sono fissate da un anello diviso con un inserto, che a sua volta è fissato da un perno sul bordo del disco.

Il perno ha scanalature interne nella parte anteriore per la trasmissione della coppia all'albero LPT. Sulla superficie esterna della parte anteriore del perno è presente una pista interna del cuscinetto a rulli del supporto posteriore dell'HPT, un labirinto e una serie di anelli di tenuta che, insieme al coperchio installato nel perno, formano la guarnizione anteriore della cavità olio del supporto HPT.

Sulla cinghia cilindrica nella parte posteriore è installata una serie di anelli di tenuta che, insieme al coperchio, formano una tenuta per la cavità olio del supporto LPT.

L'albero TND è composto da tre parti. Il collegamento delle parti dell'albero tra loro è biforcuto. La coppia ai giunti è trasmessa da perni radiali. Nella parte posteriore dell'albero è presente una pompa dell'olio per il supporto della turbina.

Davanti all'LPT sono presenti scanalature che trasmettono la coppia al rotore del compressore a bassa pressione attraverso la molla.

Il disco di pressione è progettato per creare un ulteriore ristagno e fornisce un aumento della pressione dell'aria di raffreddamento all'ingresso delle pale di lavoro dell'LPT.

Il supporto della turbina comprende un alloggiamento di supporto e un alloggiamento del cuscinetto. L'alloggiamento di supporto è costituito da un alloggiamento esterno e da un anello interno collegati da rack di alimentazione e che formano un circuito di alimentazione per il supporto della turbina. La struttura del supporto comprende anche uno schermo con carenature, una rete antischiuma e fissaggi. All'interno delle scaffalature sono presenti tubazioni per l'alimentazione e il pompaggio dell'olio, lo sfiato delle cavità dell'olio e lo scarico dell'olio. L'aria viene fornita attraverso le cavità delle cremagliere per raffreddare l'LPT e l'aria viene rimossa dalla cavità pre-olio del supporto. I rack sono coperti da carenature. Una pompa della coppa dell'olio e un collettore dell'olio sono installati sull'alloggiamento del cuscinetto. Tra l'anello esterno del cuscinetto a rulli del rotore LPT e l'alloggiamento del cuscinetto è posizionato un ammortizzatore ad olio elastico.

Sul supporto della turbina è fissata una carenatura a cono, il cui profilo assicura l'ingresso del gas nella camera di combustione del postcombustore con perdite minime.

Oggi l'aviazione è composta quasi al 100% da macchine che utilizzano un tipo di centrale elettrica a turbina a gas. In altre parole, motori a turbina a gas. Tuttavia, nonostante la crescente popolarità dei viaggi aerei ora, poche persone sanno come funziona quel container ronzante e sibilante che pende sotto l'ala di un aereo di linea.

Principio di funzionamento motore a turbina a gas.

Un motore a turbina a gas, come un motore a pistoni su qualsiasi automobile, si riferisce ai motori a combustione interna. Entrambi convertono l'energia chimica del combustibile in calore, bruciando, e poi in utile, meccanico. Tuttavia, il modo in cui ciò accade è in qualche modo diverso. In entrambi i motori avvengono 4 processi principali: aspirazione, compressione, espansione, scarico. Quelli. in ogni caso, l'aria (dall'atmosfera) e il carburante (dai serbatoi) entrano prima nel motore, quindi l'aria viene compressa e vi viene iniettato carburante, dopodiché la miscela si accende, per cui si espande notevolmente, e alla fine viene rilasciata nell'atmosfera. Di tutte queste azioni, solo l'espansione dà energia, tutto il resto è necessario per garantire questa azione.

Ora qual è la differenza. Nei motori a turbina a gas, tutti questi processi avvengono costantemente e simultaneamente, ma in diverse parti del motore, e in un motore a pistoni, in un punto, ma in momenti diversi ea turno. Inoltre, più l'aria è compressa, più energia si può ottenere durante la combustione, e oggi il rapporto di compressione dei motori a turbina a gas ha già raggiunto 35-40:1, cioè nel processo di passaggio attraverso il motore, l'aria diminuisce di volume e di conseguenza aumenta la sua pressione di 35-40 volte. Per confronto, nei motori a pistoni, questa cifra non supera 8-9: 1, nei modelli più moderni e avanzati. Di conseguenza, a parità di peso e dimensioni, un motore a turbina a gas è molto più potente e la sua efficienza è maggiore. Questa è la ragione di un uso così diffuso di motori a turbina a gas nell'aviazione oggi.

E ora di più sul design. I quattro processi sopra elencati avvengono nel motore, che è mostrato nel diagramma semplificato sotto i numeri:

• presa d'aria - 1 (presa d'aria)
• compressione - 2 (compressore)
• miscelazione e accensione - 3 (camera di combustione)
• scarico - 5 (ugello di scarico)
• La sezione misteriosa al numero 4 è chiamata la turbina. Questo è parte integrante di qualsiasi turbomotore a gas, il suo scopo è quello di ottenere energia dai gas che escono dalla camera di combustione ad alte velocità, ed è situato sullo stesso albero del compressore (2), che lo aziona.

Si ottiene così un ciclo chiuso. L'aria entra nel motore, viene compressa, miscelata al carburante, incendiata, diretta alle pale della turbina, che assorbono fino all'80% della potenza del gas per far ruotare il compressore, tutto ciò che rimane determina la potenza finale del motore, che può essere utilizzata in molti modi.

A seconda del metodo di ulteriore utilizzo di questa energia, i motori a turbina a gas sono suddivisi in:

• turbogetto
• turboelica
• turboventola
• turboalbero

Il motore mostrato nel diagramma sopra è turbogetto. Si può dire che sia una turbina a gas “pulita”, perché dopo essere passati attraverso la turbina, che fa ruotare il compressore, i gas escono dal motore attraverso l'ugello di scarico a grande velocità e spingono così l'aereo in avanti. Tali motori sono ora utilizzati principalmente negli aerei da combattimento ad alta velocità.

Turboelica i motori differiscono dai motori a turbogetto in quanto hanno una sezione di turbina aggiuntiva, detta anche turbina di bassa pressione, costituita da uno o più ranghi di pale che prelevano l'energia rimasta dopo la turbina del compressore dai gas e quindi fanno ruotare l'elica, che può essere posizionato sia davanti che dietro il motore. Dopo la seconda sezione della turbina, i gas di scarico escono effettivamente per gravità, non avendo praticamente energia, quindi per rimuoverli vengono utilizzati solo tubi di scarico. Motori simili sono utilizzati su velivoli a bassa velocità e bassa quota.

Turbofan i motori hanno uno schema simile con i turboelica, solo la seconda sezione della turbina non assorbe tutta l'energia dai gas di scarico, quindi anche questi motori hanno un ugello di scarico. Ma la differenza principale è che la turbina a bassa pressione aziona la ventola, che è racchiusa in un involucro. Pertanto, un tale motore è anche chiamato motore a doppio circuito, perché l'aria passa attraverso il circuito interno (il motore stesso) e quello esterno, necessario solo per dirigere il flusso d'aria che spinge il motore in avanti. Perché hanno una forma piuttosto "paffuta". Sono questi motori che vengono utilizzati sulla maggior parte degli aerei di linea moderni, poiché sono i più economici a velocità che si avvicinano alla velocità del suono ed efficienti quando volano ad altitudini superiori a 7000-8000 me fino a 12000-13000 m.

Turboalbero i motori sono quasi identici nel design ai turboelica, tranne per il fatto che l'albero collegato alla turbina a bassa pressione fuoriesce dal motore e può alimentare qualsiasi cosa. Tali motori sono utilizzati negli elicotteri, dove due o tre motori azionano un singolo rotore principale e un'elica di coda compensatrice. Anche i carri armati, il T-80 e l'American Abrams, ora hanno centrali elettriche simili.

Anche i motori a turbina a gas sono classificati secondo altri segni:

• per tipo di dispositivo di input (regolabile, non regolato)
• per tipo di compressore (assiale, centrifugo, assiale-centrifugo)
• in funzione del tipo di percorso aria-gas (diretto, ad anello)
• per tipo di turbina (numero di stadi, numero di rotori, ecc.)
• per tipo di ugello a getto (regolabile, non regolato), ecc.

Motore turbogetto con compressore assiale ha ricevuto ampia applicazione. Con il motore acceso, il processo è continuo. L'aria passa attraverso il diffusore, rallenta ed entra nel compressore. Quindi entra nella camera di combustione. Anche il carburante viene fornito alla camera attraverso gli ugelli, la miscela viene bruciata, i prodotti della combustione si muovono attraverso la turbina. I prodotti della combustione nelle pale della turbina si espandono e la fanno ruotare. Inoltre, i gas della turbina con pressione ridotta entrano nell'ugello del getto ed esplodono a grande velocità, creando spinta. La temperatura massima si verifica anche nell'acqua della camera di combustione.

Il compressore e la turbina si trovano sullo stesso albero. Viene fornita aria fredda per raffreddare i prodotti della combustione. Nei moderni motori a reazione, la temperatura di esercizio può superare il punto di fusione delle leghe delle pale del rotore di circa 1000 °C. Il sistema di raffreddamento delle parti della turbina e la scelta di parti del motore resistenti al calore e al calore sono uno dei principali problemi nella progettazione di motori a reazione di tutti i tipi, compresi quelli a turbogetto.

Una caratteristica dei motori a turbogetto con compressore centrifugo è il design dei compressori. Il principio di funzionamento di tali motori è simile ai motori con compressore assiale.

Motore a turbina a gas. Video.

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Per la prima volta un aereo con motore a turbogetto ( TRD) prese il volo nel 1939. Da allora, il design dei motori aeronautici è stato migliorato, sono apparsi vari tipi, ma il principio di funzionamento per tutti è approssimativamente lo stesso. Per capire perché un aereo con una massa così grande può prendere il volo così facilmente, è necessario capire come funziona un motore aeronautico. Un motore a turbogetto spinge un aereo utilizzando la propulsione a getto. A sua volta, la spinta del getto è la forza di rinculo del getto di gas che fuoriesce dall'ugello. Cioè, si scopre che l'installazione del turbogetto spinge l'aereo e tutte le persone in cabina con l'aiuto di un getto di gas. La corrente a getto, che fuoriesce dall'ugello, viene respinta dall'aria e mette così in moto l'aereo.

Dispositivo motore turbofan

Progetto

Il dispositivo del motore aeronautico è piuttosto complicato. La temperatura operativa in tali installazioni raggiunge i 1000 gradi o più. Di conseguenza, tutte le parti che compongono il motore sono realizzate con materiali resistenti alle alte temperature e al fuoco. A causa della complessità del dispositivo, esiste un intero campo scientifico sui motori a turbogetto.

TRD è costituito da diversi elementi principali:

• fan;
• compressore;
• la camera di combustione;
• turbina;
• ugello.

Un ventilatore è installato davanti alla turbina. Con il suo aiuto, l'aria viene aspirata nell'unità dall'esterno. In tali installazioni vengono utilizzati ventilatori con un gran numero di pale di una certa forma. Le dimensioni e la forma delle pale forniscono l'alimentazione d'aria più efficiente e veloce alla turbina. Sono realizzati in titanio. Oltre alla funzione principale (aspirazione dell'aria), la ventola svolge un altro importante compito: viene utilizzata per pompare aria tra gli elementi del motore a turbogetto e il suo guscio. Grazie a questo pompaggio, il sistema viene raffreddato e viene impedita la distruzione della camera di combustione.

Un compressore ad alta potenza si trova vicino al ventilatore. Con il suo aiuto, l'aria entra nella camera di combustione ad alta pressione. Nella camera, l'aria viene miscelata con il carburante. La miscela risultante viene accesa. Dopo l'accensione, la miscela e tutti gli elementi adiacenti dell'impianto vengono riscaldati. La camera di combustione è spesso realizzata in ceramica. Ciò è dovuto al fatto che la temperatura all'interno della camera raggiunge i 2000 gradi o più. E la ceramica è caratterizzata dalla resistenza alle alte temperature. Dopo l'accensione, la miscela entra nella turbina.

Vista del motore dell'aeromobile dall'esterno

Una turbina è un dispositivo costituito da un gran numero di pale. Il flusso della miscela esercita una pressione sulle pale, mettendo così in moto la turbina. La turbina, per effetto di questa rotazione, fa ruotare l'albero su cui è montato il ventilatore. Risulta un sistema chiuso, che per il funzionamento del motore richiede solo la fornitura di aria e la presenza di carburante.

Successivamente, la miscela entra nell'ugello. Questa è la fase finale del primo ciclo del motore. È qui che si forma la corrente a getto. Ecco come funziona il motore di un aeroplano. La ventola forza l'aria fredda nell'ugello, impedendo che venga distrutta da una miscela troppo calda. Il flusso d'aria fredda impedisce la fusione del collare dell'ugello.

Vari ugelli possono essere installati nei motori degli aerei. I più perfetti sono considerati mobili. L'ugello mobile è in grado di espandersi e contrarsi, nonché di regolare l'angolo, impostando la corretta direzione del flusso del getto. Gli aeromobili con tali motori sono caratterizzati da un'eccellente manovrabilità.

Tipi di motori

I motori degli aerei sono di vario tipo:

• classico;
• turboelica;
• turboventola;
• dritto.

Classico gli impianti funzionano secondo il principio sopra descritto. Tali motori sono installati su aeromobili di varie modifiche. Turboelica funzionare in modo un po' diverso. In essi la turbina a gas non ha alcun collegamento meccanico con la trasmissione. Queste installazioni guidano l'aereo con l'aiuto della spinta del getto solo parzialmente. Questo tipo di installazione utilizza la maggior parte dell'energia della miscela calda per guidare l'elica attraverso il cambio. In tale installazione, invece di una, ci sono 2 turbine. Uno di loro guida il compressore e il secondo la vite. A differenza del classico turbogetto, le installazioni a vite sono più economiche. Ma non consentono agli aerei di sviluppare velocità elevate. Sono installati su aeromobili a bassa velocità. I TRD ti consentono di sviluppare una velocità molto maggiore durante il volo.

Turbofan i motori sono unità combinate che combinano elementi di motori a turbogetto e turboelica. Si differenziano da quelli classici per le grandi dimensioni delle pale del ventilatore. Sia la ventola che l'elica funzionano a velocità subsoniche. La velocità del movimento dell'aria è ridotta a causa della presenza di una speciale carenatura in cui è collocata la ventola. Tali motori consumano carburante in modo più economico rispetto a quelli classici. Inoltre, sono caratterizzati da una maggiore efficienza. Molto spesso sono installati su navi di linea e aeromobili di grande capacità.

Dimensioni del motore dell'aereo rispetto all'altezza umana

Flusso diretto le installazioni a getto d'aria non prevedono l'uso di elementi mobili. L'aria viene aspirata naturalmente grazie a una carenatura montata sull'aspirazione. Dopo l'aspirazione dell'aria, il motore funziona in modo simile a quello classico.

Alcuni aerei volano su motori a turboelica, che sono molto più semplici dei motori a turbogetto. Pertanto, molte persone hanno una domanda: perché utilizzare installazioni più complesse, se puoi limitarti a una vite? La risposta è semplice: i motori a turbogetto hanno una potenza superiore ai motori a vite. Sono dieci volte più potenti. Di conseguenza, il motore a turbogetto produce molta più spinta. Ciò consente di sollevare in aria aerei di grandi dimensioni e volare ad alta velocità.

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