Корисна модель дозволяє підвищити ефективність роботи турбореактивного двоконтурного двигуна (ТРДД) шляхом гарантованого охолодження останнього ступеня турбіни на максимальних режимах (наприклад, на злітному режимі) і підвищення економічності на крейсерських режимах роботи. Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску ТРДД містить забірник повітря із зовнішнього контуру двигуна і додатково забірник повітря за одним із проміжних щаблів компресора. Система охолодження має пристрій регулювання подачі повітря в порожнину, що примикає до задньої поверхні диска турбіни останнього ступеня. Пристрій регулювання містить кільце поворотне з приводом. Поворотне кільце контактує з торцевою стінкою опори турбіни. У торцевій стінці опори виконані два отвори. Один отвір з'єднується з кільцевою порожниною опори турбіни останнього ступеня, а інше - з порожниною повітрозбірника, розташованого в кільцевій порожнині опори турбіни. Поворотне кільце пристрою регулювання забезпечене наскрізним отвором еліпсоподібним, розташованим з можливістю почергового повідомлення з одним з двох наскрізних отворів торцевої стінки опори турбіни.

Корисна модель відноситься до систем охолодження елементів двигунів літальних апаратів, а точніше стосується системи охолодження турбіни низького тиску (ТНД) двоконтурного турбореактивного двигуна (ТРДД).

Для охолодження гарячих елементів конструкції турбореактивних двигунів використовують повітря, що охолоджує.

Відома система охолодження турбіни турбореактивного двоконтурного двигуна, в якій для охолодження лопаток турбіни використовується повітря, що забирається з проміжної або останньої ступені компресора високого тиску (КВД) (див., наприклад, «Конструкція турбокомпресора ТРДДФ», Вид-во МАІ, .27-28). Відібраний з КВД охолоджувальне повітря має досить високий тиск (у порівнянні з місцем його випуску в проточний тракт турбіни), що забезпечує його гарантоване підведення до всіх поверхонь охолодження. У зв'язку з цим ефективність роботи такої системи охолодження дуже висока.

Недолік застосування такої системи охолодження полягає у зниженні питомої тяги на максимальних режимах та економічності на крейсерських режимах роботи. Це зниження відбувається внаслідок того, що частина потужності турбіни високого тиску, що йде на стиснення охолодного повітря, втрачається і не використовується ні на обертання компресора високого тиску (КВД), ні на створення тяги двигуна. Наприклад, при витраті охолоджуючого лопатки ТНД повітря, що становить ~5% від витрати повітря на вході в КВД, і відборі повітря з останнього його ступеня втрати потужності можуть становити ~5%, що еквівалентно зниження кКД турбіни на цю ж величину.

Найбільш близьким до технічного рішення, що заявляється, є система охолодження турбіни турбореактивного двоконтурного двигуна, в якій для охолодження лопаток турбіни низького тиску використовується повітря, що забирається з каналу зовнішнього контуру (див., наприклад, «Турбореактивний двоконтурний двигун з форсажною камерою АЛ-3 изд-во ВВИА їм Н.Е.Жуковського, 1987 рік, стор.128-130). Охолодження турбіни здійснюється на всіх режимах роботи двигуна. При такому варіанті відбору охолоджуючого повітря не витрачається додаткова потужність турбіни на його стиск у КВД, тому більша кількість потенційної енергії газового потоку за турбіною може бути перетворена в реактивному сопі в кінетичну енергію вихлопного струменя, що, у свою чергу, призведе до збільшення тяги двигуна його економічності.

Недоліком застосування такої системи охолодження є зниження ефективності охолодження внаслідок недостатнього тиску повітря, відібраного з каналу зовнішнього контуру охолоджуючого повітря на режимах роботи двигуна, близьких до максимальних (наприклад, злітний режим). На зазначених режимах роботи оптимальне для ефективності роботи двигуна (максимального значення питомої тяги двигуна) співвідношення тисків в каналі зовнішнього контуру і на виході з турбіни низького тиску близько до одиниці. Такого перепаду тисків з урахуванням втрат у каналах, що підводять, і патрубках недостатньо для реалізації ефективного охолодження робочої лопатки ТНД двигуна на цих режимах.

Відомі технічні рішення мають обмежені можливості, тому що призводять до зниження ефективності роботи двигуна.

В основу корисної моделі покладено завдання підвищення ефективності роботи ТРДД шляхом гарантованого охолодження останнього ступеня турбіни на максимальних режимах (наприклад, злітному) та підвищення економічності на крейсерських режимах роботи.

Технічний результат – підвищення ефективності роботи ТРДД.

Поставлене завдання вирішується тим, що система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна містить забірник повітря із зовнішнього контуру двигуна. Забірник повітря повідомляється через порожнини стійок і кільцеву порожнину опори турбіни останнього ступеня, з передньою торцевою стінкою, з порожниною, що примикає до задньої поверхні диска турбіни, і через напірний диск з внутрішніми порожнинами лопаток. Торцева стінка опори турбіни має наскрізні отвори, а зовнішня поверхня корпусу турбіни останнього ступеня виконана у вигляді частини внутрішньої поверхні каналу зовнішнього контуру двигуна.

Новим у корисній моделі є те, що система охолодження додатково забезпечена на вході забірником повітря за одним з проміжних щаблів компресора, з'єднаного трубопроводом з порожнистим повітрозбірником на виході. Система охолодження забезпечена пристроєм регулювання подачі повітря в порожнину, що примикає до задньої поверхні турбіни останнього ступеня. Пристрій регулювання містить кільце поворотне з приводом. Поворотне кільце контактує з торцевою стінкою опори турбіни. У торцевій стінці опори виконані два отвори. Один отвір з'єднується з кільцевою порожниною опори турбіни останнього ступеня, а інше - з порожниною повітрозбірника, розташованого в кільцевій порожнині опори турбіни. Поворотне кільце пристрою регулювання забезпечене наскрізним отвором еліпсоподібним, розташованим з можливістю почергового повідомлення з одним з двох наскрізних отворів торцевої стінки опори турбіни.

Виконання системи охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна відповідно до заявленої корисної моделі забезпечує:

Додаткове постачання системи охолодження на вході забірником повітря за одним із проміжних щаблів компресора, з'єднаного трубопроводом з порожнистим повітрозбірником на виході, що сполучається з порожниною, задньої поверхні диска останнього ступеня турбіни, забезпечує гарантоване охолодження на максимальних режимах, у тому числі на злітному режимі;

Постачання системи охолодження пристроєм регулювання подачі повітря в порожнину, що примикає до задньої поверхні диска останнього ступеня турбіни з проміжного ступеня компресора або зовнішнього контуру, забезпечує ефективність охолодження робочої лопатки ТНД на всіх режимах роботи двигуна. Пристрій регулювання дозволяє поєднати позитивні якості обох систем охолодження, тобто шляхом послідовного підключення різних каналів підведення охолоджуючого повітря найбільш раціонально забезпечити працездатність та ефективність роботи системи охолодження турбіни у всьому діапазоні експлуатаційних режимів двигуна і тим самим покращити тягово-економічні та ресурсні характеристики двигуна. Так, на злітному режимі пристрій регулювання з'єднаний таким чином, що забезпечується надходження охолоджуючого повітря з проміжного ступеня компресора з тиском, достатнім для ефективного охолодження останнього ступеня турбіни. Це дозволяє або при фіксованій витраті охолодного повітря підвищити ресурс турбіни і всього двигуна в цілому, або зменшити витрату охолодного повітря і тим самим підвищити тягові характеристики двигуна. Повітря в каналі зовнішнього контуру не має необхідного для ефективного охолодження надлишковим тиском. На крейсерському режимі пристрій регулювання забезпечує надходження охолоджуючого повітря з зовнішнього контуру каналу, при цьому канал надходження повітря з компресора перекривається (перемикання положення кільця здійснюється за сигналом в залежності від частоти обертання валу турбіни низького тиску двигуна n нд і температури гальмування повітря на вході в двигун T * Н). Внаслідок того, що повітря, що охолоджує, не проходить стиск в компресорі, зменшується необхідна потужність КВД і підвищується вільна енергія робочого тіла за турбіною; це призводить до зростання тяги двигуна та його економічності. Крім того повітря з каналу зовнішнього контуру має великий холодоресурс, що дозволить або при фіксованій витраті охолоджуючого повітря підвищити ресурс турбіни і всього двигуна в цілому, або зменшити витрату повітря, що охолоджує, і тим самим додатково підвищити економічність двигуна.

Таким чином, вирішено поставлене в корисній моделі завдання - підвищення ефективності роботи ТРДД шляхом гарантованого охолодження останнього ступеня турбіни на максимальних режимах (наприклад, злітному) та підвищення економічності на крейсерських режимах роботи порівняно з відомими аналогами.

Дана корисна модель пояснюється наступним докладним описом системи охолодження та її роботи з посиланням на креслення, представлені на фіг.1-3, де

на фіг.1 схематично зображено поздовжній розріз останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна та системи її охолодження;

на фіг.2 - вид А на фіг.1;

на фіг.3 - переріз Б-Б на фіг.2.

Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна містить (див. фіг.1) забірник 1 повітря із зовнішнього контуру 2 двигуна. Забірник 1 повітря повідомляється з порожниною 3, що примикає до задньої поверхні диска 4 турбіни через порожнини 5 стійок 6 і кільцеву порожнину 7 опори турбіни останнього ступеня, з передньою торцевою стінкою 8 з наскрізними отворами 9 (див. фіг.2, 3) турбіни, і каналами 10 в диску 4 з внутрішніми порожнинами лопаток 11.

Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна додатково містить на вході забірник повітря за одним з проміжних ступенів компресора (на фіг.1 забірник повітря і проміжні щаблі компресора не показані). Даний забірник повітря з'єднаний трубопроводом 12 з порожнистим повітрозбірником 13 на виході, що примикає до торцевої стінки 8 опори турбіни з наскрізними отворами 14 (див. фіг.2, 3).

Причому система охолодження забезпечена пристроєм регулювання подачі повітря в порожнину 3, що примикає до задньої поверхні диска 4 турбіни останнього ступеня. Пристрій регулювання, виконано у вигляді поворотного кільця 15 (див. фіг.1-3) з приводом (привод не показаний), що контактує з торцевою стінкою 8 опори турбіни, де отвір 9 забезпечує повідомлення порожнини 3 з кільцевою порожниною 7, а отвір 14 забезпечує повідомлення порожнини 3 з порожниною 16 повітрозбірника 13, розташованого в кільцевій порожнині опори 7 турбіни. Привід поворотного кільця 15 може бути виконаний, наприклад, як пневмомотора або приводу подібного типу. Поворотне кільце пристрою 15 регулювання має наскрізний еліпсоподібний отвір 17, що забезпечує можливість почергового повідомлення з наскрізними отворами 9, 14 в торцевій стінці 8 опори турбіни.

Пропонована система охолодження містить забірник повітря a (на фіг.1 забірник повітря не показаний) за одним з проміжних ступенів компресора, забірник 1 повітря b з зовнішнього каналу контуру 2. Робота системи подачі охолоджуючого повітря описана нижче.

Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна працює наступним чином. Кільце 15 може перебувати у двох положеннях. При повороті кільця 15 положення I (див. фіг.2) (злітний режим роботи двигуна) повітря а надходить по трубі 12, під дією перепаду тисків, через повітрозбірник 13, отвір 14 в стінці 8 і отвір 17 в кільці 15 в порожнину 3 , що примикає до задньої поверхні диска 4. При цьому прохід в порожнину 3 повітря b перекритий кільцем 15. При повороті кільця 15 положення II (не показано) (крейсерський режим), отвір 17 повертається таким чином, що отвір 14, перекривається кільцем 15, і в порожнину через 3 отвір 9 і отвір 17 в кільці 15 надходить повітря b. У цьому випадку повітря a, що відбирається за проміжним ступенем компресора, порожнину 3 не надходить.

Перемикання кільця 15 у положення I або II здійснюється за сигналом в залежності від частоти обертання n валу турбіни низького тиску двигуна і температури гальмування повітря на вході в двигун T* Н. При високих значеннях параметра (злітний режим роботи двигуна) кільце 15 знаходиться в положенні I , при низьких значеннях параметра (крейсерський режим) – у положенні II.

Виконання системи охолодження відповідно до заявленого технічного рішення дозволяє забезпечити необхідне охолодження останнього ступеня турбіни низького тиску на всіх режимах роботи двигуна, одночасно підвищуючи ефективність і економічність його роботи.

Система охолодження останнього ступеня осьової турбіни низького тиску турбореактивного двоконтурного двигуна, що містить забірник повітря із зовнішнього контуру двигуна, сполучений через порожнини стійок і кільцеву порожнину опори турбіни останнього ступеня, забезпечену передньою торцевою стінкою, з порожниною, що примикає до задньої поверхні диск з внутрішніми порожнинами лопаток, де торцева стінка опори турбіни має наскрізні отвори, що відрізняється тим, що система охолодження додатково забезпечена на вході забірником повітря за одним з проміжних ступенів компресора, з'єднаного трубопроводом з порожнистим повітрозбірником на виході, та пристроєм регулювання подачі повітря в підлогу що примикає до задньої поверхні турбіни останнього ступеня, де пристрій регулювання виконано у вигляді поворотного кільця з приводом, що контактує з торцевою стінкою опори турбіни, в торцевій стінці опори виконані два отвори, де один отвір з'єднаний з кільце виття порожниною опори турбіни останнього ступеня, а інше - з порожниною повітрозбірника, розташованого в кільцевій порожнині опори турбіни, поворотне кільце пристрою регулювання забезпечене наскрізним отвором еліпсоподібним, розташованим з можливістю почергового повідомлення з одним з двох наскрізних отворів торцевої стінки.

Турбіна

Турбіна призначена для приводу компресора та допоміжних агрегатів двигуна. Турбіна двигуна - осьова, реактивна, двоступінчаста, охолоджувана, двороторна.

Вузол турбіни включає послідовно розташовані одноступінчасті осьові турбіни високого та низького тиску, а також опору турбіни. Опора – елемент силової схеми двигуна.

Турбіна високого тиску

СА ТВД складається із зовнішнього кільця, внутрішнього кільця, кришки, апарата закрутки, блоків соплових лопаток, лабіринтних ущільнень, ущільнень стиків соплових лопаток, простовок із стільниковими вставками та кріпильних деталей.

Зовнішнє кільце має фланець для з'єднань з фланцем обода соплового апарату ТНД та корпусу ОВТ. Кільце телескопічно з'єднане з корпусом ОВТ та має порожнину для підведення вторинного повітря з ГКС на охолодження зовнішніх полиць соплових лопаток.

Внутрішнє кільце має фланець для з'єднання з кришкою та внутрішнім корпусом ГКС.

СА ТВД має сорок п'ять лопаток, об'єднаних у п'ятнадцять литих трилопаткових блоків. Блокова конструкція лопаток СА дозволяє зменшити кількість стиків та перетікання газу.

Соплова лопатка - пустотіла, двохолодна, що охолоджується. Кожна лопатка має перо, зовнішню та внутрішню полиці, що утворюють з пером та полицями сусідніх лопаток проточну частину СА ТВД.

Ротор ТВД призначений для перетворення енергії газового потоку на механічну роботу на валу ротора. Ротор складається з диска, цапфи з лабіринтними та маслоущільнювальними кільцями. Диск має дев'яносто три пази для кріплення робочих лопаток ТВД в "ялинкових" замках, отвори для призонних болтів, що стягують диск, цапфу і вал ТВД, а також похилі отвори для підведення охолоджуючого повітря до робочих лопаток.

Робоча лопатка ТВД - лита, порожня, що охолоджується. У внутрішній порожнині лопатки в організацію процесу охолодження є поздовжня перегородка, турбулізуючі штирі і ребра. Хвостовик лопатки має подовжену ніжку та замок “ялинкового” типу. У хвостовику є канали для підведення охолоджуючого повітря до перу лопатки, а у вихідній кромці - щілина для виходу повітря.

У хвостовику цапфи розміщені масляне ущільнення та обойма радіального роликового підшипника задньої опори ротора високого тиску.

Турбіна низького тиску

СА ТНД складається з обода, блоків соплових лопаток, внутрішнього кільця, діафрагми, стільникових вставок.

Обід має фланець для з'єднання з корпусом ОВТ та зовнішнім кільцем ТВД, а також фланець для з'єднання з корпусом опори турбіни.

СА ТНД має п'ятдесят одну лопатку спаяні в дванадцять чотирилопаткові блоки та один трилопатковий блок. Соплова лопатка - лита, порожниста, охолоджувана. Перо, зовнішня та внутрішня полиці утворюють з пером та полицями сусідніх лопаток проточну частину СА.

У внутрішній частині порожнини пера лопатки розміщено перфорований дефлектор. На внутрішній поверхні пера є поперечні ребра і турбулізуючі штирі.

Діафрагма призначена для поділу порожнин між робочими колесами ТВД та ТНД.

Ротор ТНД складається з диска з робочими лопатками, цапфами, валом і напірним диском.

Диск ТНД має п'ятдесят дев'ять паза для кріплення робочих лопаток та похилі отвори для підведення охолоджуючого повітря до них.

Робоча лопатка ТНД - лита, порожня, що охолоджується. На периферійній частині лопатка має бандажну полицю з гребінцем лабіринтного ущільнення, що забезпечує ущільнення радіального проміжку між статором і ротором.

Від осьових переміщень у диску лопатки зафіксовані кільцем розрізу зі вставкою, яка, у свою чергу, зафіксована штифтом на обід диска.

Цапфа має у передній частині внутрішні шліци, передачі крутного моменту на вал ТНД. На зовнішній поверхні передньої частини цапфи встановлена ​​внутрішня обойма роликового підшипника задньої опори ТВД, лабіринт і набір кілець ущільнювачів, що утворює разом з кришкою, встановленої в цапфі, переднє ущільнення масляної порожнини опори ТВД.

На циліндричному поясі в задній частині встановлений набір кілець ущільнювачів, що утворюють разом з кришкою ущільнення масляної порожнини опори ТНД.

Вал ТНД складається із трьох частин. З'єднання частин валу між собою - вилчасте. Крутний момент у місцях з'єднання передається радіальними штифтами. У задній частині валу є маслонасос, що відкачує опори турбіни.

У передній частині ТНД є шліци, що передають момент, що крутить, на ротор компресора низького тиску через ресору.

Напірний диск призначений для створення додаткового підпору та забезпечує збільшення тиску охолоджуючого повітря на вході в робочі лопатки ТНД.

Опора турбіни включає корпус опори і корпус підшипника. Корпус опори складається із зовнішнього корпусу та внутрішнього кільця, з'єднаних силовими стійками і утворюють силову схему опори турбіни. До складу опори входять також екран з обтічниками, сітка і кріпильні деталі. Усередині стійок розміщені трубопроводи підведення та відкачування олії, суфлювання масляних порожнин та зливу олії. Через порожнини стійок підводиться повітря на охолодження ТНД та відводиться повітря з передмасляної порожнини опори. Стійки закриті обтічниками. На корпусі підшипника встановленим масловідкачувальний насос і масляний колектор. Між зовнішньою обоймою роликопідшипника ротора ТНД і корпусом підшипника розміщений пружно-масляний демпфер.

На опорі турбіни закріплений конус-обтічник, профіль якого забезпечує вхід газу до форсажної камери згоряння з мінімальними втратами.

На сьогоднішній день авіація практично на 100% складається з машин, які використовують газотурбінний тип силової установки. Інакше висловлюючись – газотурбінні двигуни. Однак, незважаючи на всю популярність авіаперельотів, що зростає зараз, мало хто знає, яким чином працює той дзижчий і свистячий контейнер, який висить під крилом того чи іншого авіалайнера.

Принцип роботи газотурбінний двигун.

Газотурбінний двигун, як і поршневий двигун на будь-якому автомобілі, відноситься до двигунів внутрішнього згоряння. Вони обидва перетворюють хімічну енергію палива на теплову, шляхом спалювання, а потім - на корисну, механічну. Однак те, як це відбувається, дещо відрізняється. В обох двигунах відбувається 4 основні процеси - це: паркан, стиск, розширення, вихлоп. Тобто. у будь-якому випадку двигун спочатку входить повітря (з атмосфери) і паливо (з баків), далі повітря стискається і в нього впорскується паливо, після чого суміш займається, через що значно розширюється, і в результаті викидається в атмосферу. З усіх цих процесів видає енергію лише розширення, й інші необхідні забезпечення цього впливу.

А тепер у чому різниця. У газотурбінних двигунах всі ці процеси відбуваються постійно і одночасно, але в різних частинах двигуна, а в поршневому - в одному місці, але в різний момент часу і по черзі. До того ж, чим більше стиснуте повітря, тим більшу енергію можна отримати при згорянні, а на сьогоднішній день ступінь стиснення газотурбінних двигунів досягла 35-40:1, тобто. в процесі проходу через двигун повітря зменшується обсягом, а відповідно збільшує свій тиск у 35-40 разів. Для порівняння в поршневих двигунах цей показник не перевищує 8-9:1, у найсучасніших та найдосконаліших зразках. Відповідно маючи рівну вагу та розміри газотурбінний двигун набагато потужніший, та й коефіцієнт корисної дії у нього вищий. Саме цим і зумовлено таке широке застосування газотурбінних двигунів в авіації у наші дні.

А тепер докладніше про конструкцію. Чотири вищезазначені процеси відбуваються в двигуні, який зображений на спрощеній схемі під номерами:

• забір повітря – 1 (повітрозабірник)
• стиск - 2 (компресор)
• змішування та займання – 3 (камера згоряння)
• вихлоп – 5 (вихлопне сопло)
• Загадкова секція за номером 4 називається турбіною. Це невід'ємна частина будь-якого газотурбінного двигуна, її призначення - одержання енергії від газів, що виходять після камери згоряння на величезних швидкостях, і знаходиться вона на одному валу з компресором (2), який і приводить у дію.

Таким чином, виходить замкнутий цикл. Повітря входить у двигун, стискається, змішується з пальним, спалахує, прямує на лопатки турбіни, які знімають до 80% потужності газів для обертання компресора, все що залишилося і обумовлює підсумкову потужність двигуна, яка може бути використана різними способами.

Залежно від способу подальшого використання цієї енергії газотурбінні двигуни поділяються на:

• турбореактивні
• турбогвинтові
• турбовентиляторні
• турбувальні

Двигун, зображений на схемі вище, є турбореактивним. Можна сказати «чистим» газотурбінним, адже гази після проходження турбіни, що обертає компресор, виходять із двигуна через вихлопне сопло на величезній швидкості і таким чином штовхають літак уперед. Такі двигуни зараз використовуються переважно на високошвидкісних бойових літаках.

Турбогвинтовідвигуни відрізняються від турбореактивних тим, що мають додаткову секцію турбіни, яка ще називається турбіною низького тиску, що складається з одного або декількох рядів лопаток, які відбирають енергію, що залишилася після турбіни компресора, у газів і таким чином обертає повітряний гвинт, який може бути як спереду так і позаду двигуна. Після другої секції турбіни, відпрацьовані гази виходять фактично вже самопливом, не маючи ніякої енергії, тому для їх виведення використовуються просто вихлопні труби. Подібні двигуни використовуються на низькошвидкісних маловисотних літаках.

Турбовентиляторнідвигуни мають схожу схему з турбогвинтовими, тільки друга секція турбіни відбирає не всю енергію у газів, тому такі двигуни також мають вихлопне сопло. Але основна відмінність полягає в тому, що турбіна низького тиску призводить до дії вентилятора, який закритий у кожух. Тому такий двигун ще називається двоконтурним, адже повітря проходить через внутрішній контур (сам двигун) і зовнішній, який необхідний лише для напряму повітряного струменя, який штовхає двигун уперед. Тому вони мають досить «пухлу» форму. Саме такі двигуни застосовуються на більшості сучасних авіалайнерів, оскільки є найбільш економічними на швидкостях, що наближаються до швидкості звуку та ефективні при польотах на висотах вище 7000-8000м і аж до 12000-13000м.

Турбувальнідвигуни практично ідентичні конструкції з турбогвинтовими, за винятком того, що вал, який з'єднаний з турбіною низького тиску, виходить з двигуна і може приводити в дію абсолютно що завгодно. Такі двигуни використовуються у вертольотах, де два-три двигуни приводять в дію єдиний гвинт, що несе, і компенсуючий хвостовий пропелер. Подібні силові установки зараз мають навіть танки – Т-80 та американський «Абрамс».

Газотурбінні двигуни мають класифікацію також за іншими признакам:

• за типом вхідного пристрою (регульований, нерегульований)
• за типом компресора (осьовий, відцентровий, осецентробіжний)
• за типом повітряно-газового тракту (прямотковий, петльовий)
• за типом турбін (число сходів, число роторів та ін.)
• за типом реактивного сопла (регульоване, нерегульоване) та ін.

Турбореактивний двигун з осьовим компресоромнабув широкого застосування. При двигуні йде безперервний процес. Повітря проходить через дифузор, пригальмовується та потрапляє в компресор. Потім він надходить у камеру згоряння. У камеру через форсунки подається паливо, суміш спалюється, продукти згоряння переміщуються через турбіну. Продукти згоряння в лопатках турбіни розширюються і наводять її у обертання. Далі гази з турбіни зі зменшеним тиском надходять у реактивне сопло і з величезною швидкістю вириваються назовні, створюючи тягу. Максимальна температура має місце на воді камери згоряння.

Компресор та турбіна розташовані на одному валу. Для охолодження продуктів згоряння подається холодне повітря. У сучасних реактивних двигунах робоча температура може перевищувати температуру плавлення сплавів робочих лопаток приблизно 1000 °З. Система охолодження деталей турбіни та вибір жаростійких та жаростійких деталей двигуна – одні з головних проблем при конструюванні реактивних двигунів усіх типів, у тому числі і турбореактивних.

Особливістю турбореактивних двигунів із відцентровим компресором є конструкція компресорів. Принцип роботи подібних двигунів аналогічний двигунам з осьовим компресором.

Газотурбінний двигун. Відео.

Корисні статті на тему.

Вперше літак із турбореактивним двигуном ( ТРД) піднявся у повітря 1939 року. З того часу пристрій двигунів літаків удосконалювалося, з'явилися різні види, але принцип роботи у них приблизно однаковий. Щоб зрозуміти, чому повітряне судно, що має таку велику масу, так легко піднімається у повітря, слід дізнатися, як працює двигун літака. ТРД рухає повітряне судно за рахунок реактивної тяги. У свою чергу, реактивна тяга є силою віддачі струменя газу, що вилітає із сопла. Тобто виходить, що турбореактивна установка штовхає літак і всіх людей, що знаходяться в салоні, за допомогою газового струменя. Реактивний струмінь, вилітаючи з сопла, відштовхується від повітря і таким чином приводить в рух повітряне судно.

Влаштування турбовентиляторного двигуна

Конструкція

Пристрій двигуна літака є досить складним. Робоча температура у таких установках досягає 1000 і більше градусів. Відповідно, всі деталі, з яких двигун складається, виготовляються із стійких до впливу високих температур та займання матеріалів. Через складність пристрою існує ціла галузь науки про ТРД.

ТРД складається з кількох основних елементів:

• вентилятор;
• компресор;
• камера згоряння;
• турбіна;
• сопло.

Перед турбіною встановлений вентилятор. З його допомогою повітря затягується в установку ззовні. У таких установках використовують вентилятори з великою кількістю лопатей певної форми. Розмір та форма лопатей забезпечують максимально ефективну та швидку подачу повітря в турбіну. Виготовляються вони із титану. Крім основної функції (затягування повітря), вентилятор вирішує ще одне важливе завдання: за його допомогою здійснюється прокачування повітря між елементами ТРД та його оболонкою. За рахунок такого прокачування забезпечується охолодження системи та запобігає руйнуванню камери згоряння.

Біля вентилятора розташовано компресор високої потужності. З його допомогою повітря надходить у камеру згоряння під високим тиском. У камері відбувається змішування повітря із паливом. Суміш, що утворюється, підпалюється. Після займання відбувається нагрівання суміші та всіх розташованих поруч елементів установки. Камера згоряння найчастіше виготовляється із кераміки. Це тим, що температура всередині камери досягає 2000 градусів і більше. Кераміка характеризується стійкістю до впливу високих температур. Після займання суміш надходить у турбіну.

Вид літакового зовні

Турбіна є пристроєм, що складається з великої кількості лопаток. На лопатки тиск тиск потік суміші, приводячи тим самим турбіну в рух. Турбіна внаслідок такого обертання змушує обертатися вал, де встановлено вентилятор. Виходить замкнута система, яка для функціонування двигуна потребує лише подачі повітря та наявності палива.

Далі суміш надходить у сопло. Це завершальний етап 1 циклу роботи двигуна. Тут формується реактивний струмінь. Такий принцип роботи двигуна літака. Вентилятор нагнітає холодне повітря в сопло, запобігаючи його руйнуванню від надміру гарячої суміші. Потік холодного повітря не дає сопла манжеті розплавитися.

У двигунах повітряних суден можуть бути встановлені різні сопла. Найбільш досконалими вважаються рухливі. Рухливе сопло здатне розширюватись і стискатися, а також регулювати кут, задаючи правильний напрямок реактивному струменю. Літаки з такими двигунами характеризуються відмінною маневреністю.

Види двигунів

Двигуни для літаків бувають різних типів:

• класичні;
• турбогвинтові;
• турбовентиляторні;
• прямоточні.

Класичніустановки працюють за принципом, описаним вище. Такі двигуни встановлюють на повітряних суднах різної модифікації. Турбогвинтовіфункціонують дещо інакше. Вони газова турбіна немає механічного зв'язку з трансмісією. Ці установки рухають за допомогою реактивної тяги лише частково. Основну частину енергії гарячої суміші цей вид установки використовує для приводу повітряного гвинта через редуктор. У такій установці замість однієї є дві турбіни. Одна з них наводить компресор, а друга гвинт. На відміну від класичних турбореактивних, гвинтові установки економічніші. Але вони не дозволяють літакам розвивати високу швидкість. Їх встановлюють на малошвидкісних повітряних суднах. ТРД дозволяють розвивати набагато більшу швидкість під час польоту.

Турбовентиляторнідвигуни є комбінованими установками, що поєднують елементи турбореактивних і турбогвинтових двигунів. Вони відрізняються від класичних великим розміром лопат вентилятора. І вентилятор, і гвинт функціонують на дозвукових швидкостях. Швидкість переміщення повітря знижується за рахунок наявності спеціального обтічника, який поміщений вентилятор. Такі двигуни економічніше витрачають паливо, ніж класичні. З іншого боку, вони характеризуються вищим ККД. Найчастіше їх встановлюють на лайнерах та літаках великої місткості.

Розмір двигуна літака щодо людського зростання

Прямоточніповітряно-реактивні установки не передбачають використання рухомих елементів. Повітря втягується природним шляхом завдяки обтічнику, встановленому на вхідному отворі. Після надходження повітря двигун працює аналогічно до класичного.

Деякі літаки літають на турбогвинтових двигунах, пристрій яких набагато простіше, ніж пристрій ТРД. Тому у багатьох виникає питання: навіщо використовувати складніші установки, якщо можна обмежитися гвинтовою? Відповідь проста: ТРД перевершують гвинтові двигуни за потужністю. Вони потужніші у десятки разів. Відповідно, ТРД видає набагато більшу тягу. Завдяки цьому забезпечується можливість піднімати у повітря великі літаки та здійснювати перельоти на високій швидкості.