Канал; 6—сопло

двигателя повторяется. В отличие от ПВРД этот двигатель разви­вает тягу на старте, так как даже при У_п=0 в камере сгорания имеется избыточное давление. Вместе с тем такой двигатель более тяжел, громоздок и менее экономичен, чем ПВРД, почему и не получил дальнейшего развития.

Все ГТД имеют газогенератор, включающий в себя компрессор, камеру сгорания и газовую турбину (он называется также турбо­компрессором), преобразующий потенциальную энергию топлива в так называемую свободную энергию, которая затем с помощью специальных устройств преобразуется в тягу, или мощность.

В турбореактивном двигателе (ТРД) (рис. 5) свободная энер­гия используется в реактивном сопле для ускорения струи газа. В турбореактивном двухконтурном двигателе ТРДД (см. рис. 8) мощность дополнительной турбины используемся для привода комп­рессора (вентилятора) наружного контура, а часть свободной энергии идет на разгон струи газа во внутреннем контуре. Если преобладающая часть свободной энергии используется дополни­тельной турбиной для вращения воздушного винта, получается турбовинтовой двигатель (ТВД) (см. рис. 9). В турбовальиом дви­гателе вся свободная энергия используется в так называемой сво­бодной турбине для вращения вертолетного винта. .

ТРД, изображенный на рис. 5, имеет воздухозаборник, комп­рессор, камеру сгорания, газовую турбину и выходное сопло. На­бегающая струя воздуха, движущаяся со скоростью полета, тормо­зится в воздухозаборнике, где происходит предварительное сжа­тие воздуха. Дальнейшее его сжатие осуществляется в компрес­соре. Но на больших сверхзвуковых скоростях полета динамичес­кое сжатие становится значительным, соизмеримым со всем повы­шением давления в двигателе.

Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания, куда фор­сунками подается топливо и где происходит сгорание топливовоздушной смеси, сопровождающееся повышением температуры газа.

В турбине происходит расширение газов, преобразование по­тенциальной энергии их в механическую работу на валу, за счет которой приводятся компрессор и агрегаты двигателя. Окончатель­ное расширение газа, увеличение скорости потока происходит в.

Рис. 6. Схема двухзального ТРД:

/—входное устройство; 2—компрессор низкого давления; 3—компрессор высокого давления; 4—камера сгорания; 5—турбина высокого давления; 6—турбина низкого давления; 7—выход­ной канал; 8—сопло

выходном сопле. Поскольку скорость на выходе из двигателя боль­ше скорости полета самолета, в двигателе создается тяга.

Разновидностью турбореактивного двигателя является двух­зальный ТРД (рис. 6). В нем имеются два турбокомпрессора, на­зываемые каскадами, — каскад низкого (НД) и высокого (БД) давлений. Воздух сжимается вначале компрессором НД, приводи­мым турбиной НД, а затем компрессором ВД, приводимым турби­ной ВД. Применение двухвальных ТРД вызвано необходимостью обеспечения эффективной работы современных двигателей, комп­рессоры которых создают высокие давления воздуха.

На некоторых участках траектории полета (взлет, переход че­рез область трансзвуковых скоростей) к тяге двигателя предъяв­ляют повышенные требования, в то время как на основных режи­мах полета двигатель должен развивать относительно небольшие тяги. Один из способов удовлетворения противоречивых требований состоите применении ТРД с форсажной камерой (ТРДФ) (рис. 7), где за счет сжигания топлива в форсажной камере сгорания, рас­положенной между турбиной и соплом, может быть повышена температура газа, а значит, и скорость его истечения, и тяга дви­гателя.

Рис. 7. Схема ТРДФ:

/—входное устройство; 2—компрессор; 3—камера сгорания; 4—газовая турбина; 5—форсажная камера; 6—сопло

На дозвуковых скоростях полета такие двигатели имеют низ­кую экономичность, но с ростом скорости полета экономичность двигателя увеличивается, и при больших сверхзвуковых скоростях полета она может стать выше, чем у нефорсированного двигателя.

Рис. .8. Схема ТРДД:

/—входное устр

ра; 4—камера <

сора наружи

При дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета скорость истечения газа из сопла ТРД может значительно превос­ходить скорость полета. Поэтому большая часть кинетической энер­гии газа рассеивается в пространстве и не используется для созда­ния полезной работы. Уменьшить потери в этом случае можно* если та же располагаемая энергия топлива передается большей массе газа, чем в ТРД, но приобретающей при этом меньшую ско­рость Таким двигателем является двухконтурныи ТРД (1РДД). ' Как видно из рис. 8, на котором изображен ТРДД, воздух, по­ступающий в него, сжимается в части компрессора, называемой вентилятором или низконапорным компрессором. Далее поток раз­деляется по контурам — внутреннему и наружному. Воздух, на­правляющийся во внутренний контур, сжимается в компрессоре 6 подогревается в камере сгорания 4 и расширяется в турбине и. Но в отличие от ТРД расширение в турбине осуществляется до бо­лее низкого давления, так как работа турбины должна приводить не только компрессор внутреннего контура, но и вентилятор на­ружного контура. Вследствие того, что давление перед выходным соплом внутреннего контура получается меньше, будет меньше и скорость истечения газа из сопла внутреннего контура.

Вентилятор прогоняет по наружному контуру дополнительную массу воздуха, который, расширяясь в сопле наружного контура, создает дополнительную тягу, вследствие чего суммарная тяга дви­гателя возрастает.

В настоящее время ТРДД является основным типом двигателя в гражданской авиации благодаря высокой экономичности на до­звуковых скоростях полета, низкому уровню шума, большому ре­сурсу и высокой надежности.

В ТВД (рис 9) рабочий процесс протекает подобно процессу в ТРД Как и в ТРДД, в ТВД мощность турбины превышает мощ­ность потребную для привода компрессора. Избыток мощности в ТВД передается на винт, за счет работы которого и создается тя­га Различие в частотах вращения вала турбокомпрессора и воз-

Рис. 9. Схема ТВД:

1—входное устройство; 2—редуктор; 3—компрессор; 4—камера сгорания; 5—газовая турби­на; 6—выходной канал

душного винта требует применения редуктора. Несмотря на высо­кую экономичность на дозвуковых скоростях полета, из-за сложно­сти и утяжеления конструкции (наличие редуктора, воздушного винта) ТВД имеют ограниченное применение (транспортная авиа­ция, самолеты местных линий).

Разновидностью ТВД являются турбовальные двигатели. Таков, •например, турбовальный двигатель со свободной турбиной, схема которого изображена на рис. 10. В этом случае привод воздушно­го винта осуществляется свободной турбиной, частота вращения ротора которой не зависит от частоты вращения ротора турбокомп­рессора — генератора газа.

Схема турбовального двигателя, являющегося основным типом двигателя для вертолетов, показана на рис. 11.

Дальнейшее повышение дальности, расширение диапазона вы­сот и скоростей полета, улучшение экономичности возможно пу­тем применения комбинированных двигателей, сочетающих преиму­щества двигателей различных схем. В комбинированных двигате­лях, или двигателях комбинированных циклов, происходит обмен энергией в пределах газовоздушного тракта между элементами, составляющими двигатель. Наибольший интерес представляют дви­гатели трех типов: ракетно-прямоточные, ракетно-турбинные и турбопрямоточные.

Схема ракетно-турбинного двигателя (РТД) изображена на рис. 12. В этом двигателе в газогенератор (ракетный двигатель) подаются горючее и окислитель. В качестве рабочего тела газоге-

Рис. 10. Схема турбовального двигателя со свободной турбиной:

1—входное устройство; 2—редуктор; 3—компрессор; 4—камера сгорания; 5—турбина компрес­сора; 6—свободная турбина; 7—выходной канал

нераторного цикла используется топливо в различных фазовых со­стояниях (жидкое, твердое и газообразное). Энергия продуктов сгорания ракетного двигателя используется для работы турбины, приводящей компрессор, сжимающий воздух. Смесь этого воздуха с продуктами сгорания ракетного двигателя сгорает в камере сго­рания.

Рис. 11. Схема турбовального двигателя:

1— входное устройство; 2 — компрес-

сор; 3— камера сгорания; 4— турби-

на компрессора; 5 — свободная тур-

бина; 6— выходной канал

Турбопрямоточный двигатель (ТПД) изображен на рис. 13. Он представляет собой сочетание ТРД с ПВРД. В частности, фор­сажная камера 7 является и камерой сгорания ПВРД. В диапазоне скоростей полета М = 0 ... 4,0 используется высокая термодинами­ческая эффективность ТРДФ, на больших скоростях полета рабо-

Рис. 17. Схема РТД:

1—компрессор; 2—газогенератор; 3-турбина; 4—стабилизаторы; 5—камера сгорания; 6—регу­лируемое сопло

тает ПВРД, для чего имеется специальный механизм перекрытия, отключающий ТРД, и тогда топливо подается только в форсажную камеру.

Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) показан на рис. 14. Он! представляет собой ПВРД, имеющий газогенератор высокого дав­ления. Сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике и дополнительно с помощью газогенератора, играющего роль струйного

Рис. 18. Схема турбопрямоточного двигателя:

1—канал прямоточного контура; 2—компрессор; 3—камера сгорания; 4—турбина; 5—меха­низм перекрытия прямоточного контура; 6—стабилизаторы; 7—форсажная камера сгорания ТРДФ (ПВРД);8-регулируемое сопло

нагнетателя. В камере смешения и сгорания продукты неполного сгорания ракетного двигателя дожигаются в воздушном потоке пря­моточного двигателя. В РИД могут использоваться твердые, жид­кие и гибридные топлива.

Рис. 14. Схема ракетно-прямоточного двигателя: 1—входное устройство;2—газогенератор жид­кого топлива; 3—сопло газогенератора; 4—ка­мера смешения и сгорания; 5—корпус прямо­точного контура; 6—сопло

В настоящее время благодаря большим достижениям ученых, работающих в области авиационного двигателестроения, непрерыв­но повышаются значения параметров рабочего процесса двигате­лей. Развитие двигателей повлекло за собой усложнение их схем; например, появились многовальные двух- и трехконтурные форси­рованные и нефорсированные двигатели с высокими параметрами рабочего процесса. Улучшение параметров идет путем совершен­ствования термодинамического цикла, достигаемого увеличением температуры газа перед турбиной и в форсажной камере, и повы­шением давления воздуха в компрессоре.

За последние 15—20 лет степень повышения давления в комп­рессоре возросла в 30 раз. Число ступеней компрессора при этом практически не изменилось. Путем совершенствования охлаждения и другими путями удалось значительно поднять температуру газа перед турбиной. Так, при применении охлаждаемых лопаток тур­бины температура газа может достигать 1700 К

Примерные области применения ВРД показаны на рис. 15. Область применения ТВД ограничивается умеренными дозвуковыми •скоростями полета (700 ... 800 км/ч) и высотами полета 11 ... 12км. Максимальная высота полета вертолетов с турбовальными двига­- телями составляет 5 ... 6 км. На скоростях полета 850 ... 900 км/ и на высотах 11 …12 км. ТРДД экономичнее других ГТД, далее целесообразен переход к высокотемпературным ТРД. Область еще более и высоких скоростей полета, соответствующих числу М=2,5…3,5 и высотам полета 20…30 км, принадлежит ТРДФ и ТРДДФ, а далее- комбинированным двигателям и сверхзвуковым прямоточным ВРД(СПВРД). Область примене­ния гиперзвуковых ПВРД (ГПВРД) — скорости полета, соответствующие числу М=6…7.

Рис. 15. Области применения ВРД:

1 – турбовальные двигатели; 2 – ТВД; 3 – ТРДД; 4 - ТРД; 5 – ТРДФ, ТРДДФ; 6 – комбинированные двигатели и СПВРД

Одноконтурные ТРД с форсажной камерой широко применяют­ся в сверхзвуковой авиации (например, ТРД Р11Ф-300 на само­лете МиГ-21, J79 на самолете Р-4 «Фантом», «Атар» 9К на само­лете «Мираж», на сверхзвуковом пассажирском самолете «Кон­корд» устанавливаются двигатели «Олимп»-593). На большом чис­ле гражданских самолетов эксплуатируются ТРД без форсажной камеры. ТРДД без форсажной камеры являются основным типом дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов. ТРДДФ ши­роко применяются на сверхзвуковых самолетах. Некоторые сведе­ния о ТРД и ТРДД даны в приложении 1.

Основы теории реактивных полетов были заложены в трудах К.Э.Циолковского «Ракета в космическое пространство» (1924г.), «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (1911 г.) и др. В работах великого русского ученого Н.Е.Жуков­ского «О реакции втекающей и вытекающей жидкости» (1882 и 1886 гг.), «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды» (1908 г.) определены понятия силы реакции, тягового КПД реактивного двигателя и др. Создателем современной теории ВРД является академик Б.С.Стечкин, который в 1929г. в работе «Теория воздушного реактивного двигателя», опублико­ванной в журнале «Техника воздушного флота», впервые изложил основы теории ВРД.

В 20—30-х годах был предложен ряд схем авиационных ГТД. Схему ТВД с центробежным компрессором, камерой сгорания и многоступенчатой осевой газовой турбиной предложил в 1924г. В.И.Базаров. В 30-х годах профессор В.В.Уваров построил и испытал ТВД оригинальной схемы. Газотурбинные двигатели пря­мой реакции — ТРД с центробежным компрессором и ТРДД с осе­вым компрессором и вентилятором были разработаны А.М.Люль­ка.

Первый отечественный ТРД с осевым компрессором* конструк­ции А.М.Люлька — ТР-1 был создан в 1947 г., ТРД ВК-1 с цент­робежным компрессором конструкции В.Я.Климова — в 1947— 1949 гг. ТР-1 устанавливался на турбореактивном самолете Су-11 конструкции П.О.Сухого, ВК-1 — на истребителях МиГ-15 и МиГ-17 конструкции А.И.Микояна.

Под руководством академиков А.А.Микулина и Б.С. Стечкина был создан мощный двигатель АМ-3, устанавливавшийся на скоростных бомбардировщиках Ту-16, его модификация — двига­тель РД-ЗМ 500 эксплуатировался на первом пассажирском тур­бореактивном самолете Ту-104.

В дальнейшем под руководством В.Я.Климова, Н.Д.Кузне­цова, А.М.Люлька, А. А.Микулина, С.К.Туманского, П.А.Со­ловьева, А.Г.Ивченко, В.А.Лотарева и других были созданы мощные и экономичные ГТД, находящиеся по своим техническим; характеристикам на уровне лучших мировых образцов.