Анимации работы реактивных двигателей

Турбореактивный двигатель — Turbojet

турбореактивный — это воздушно-реактивный двигатель , обычно используемый в самолетах. Он состоит из газовой турбины с движущимся соплом . Газовая турбина имеет воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину (которая приводит в движение компрессор). Сжатый воздух из компрессора нагревается за счет сжигания топлива в камере сгорания, а затем расширяется через турбину. Затем выхлоп турбины расширяется в движущем сопле, где он ускоряется до высокой скорости для создания тяги. Два инженера, Фрэнк Уиттл в Соединенном Королевстве и Ханс фон Охайн в Германии , независимо друг от друга разработали концепцию практических двигателей в конце 1930-е годы.

Хотя турбореактивный двигатель был первой формой газотурбинной силовой установки для авиации, он в значительной степени был заменен другими разработками первоначальной концепции. Во время работы турбореактивные двигатели обычно создают тягу за счет ускорения относительно небольшого количества воздуха до очень высоких сверхзвуковых скоростей, тогда как турбовентиляторные двигатели ускоряют большее количество воздуха для уменьшения трансзвуковой скорости. Турбореактивные двигатели были заменены на более медленных самолетах на турбовинтовые , поскольку они имеют лучший удельный расход топлива . На средних скоростях, когда пропеллер уже неэффективен, турбовинтовые двигатели были заменены на турбовентиляторные. Турбореактивный двухконтурный двигатель тише и имеет лучший расход топлива в зависимости от дальности полета, чем турбореактивный двигатель. Турбореактивные двигатели могут быть высокоэффективными для сверхзвуковых самолетов.

Турбореактивные двигатели имеют низкую эффективность на низких скоростях транспортного средства, что ограничивает их полезность в транспортных средствах, отличных от самолетов. В отдельных случаях турбореактивные двигатели использовались для питания транспортных средств, отличных от самолетов, обычно для попыток установления рекордов наземной скорости . В тех случаях, когда транспортные средства «приводятся в действие от турбины», это чаще всего происходит за счет использования двигателя с турбонаддувом , усовершенствования газотурбинного двигателя, в котором дополнительная турбина используется для привода вращающегося выходного вала. Они распространены в вертолетах и ​​судах на воздушной подушке. Турбореактивные двигатели использовались на «Конкорде» и на более дальних версиях Ту-144 , которые требовались для длительных сверхзвуковых полетов. Турбореактивные двигатели по-прежнему широко используются в крылатых ракетах средней дальности из-за их высокой скорости истечения, небольшой лобовой площади и относительной простоты. Они также все еще используются на некоторых сверхзвуковых истребителях, таких как МиГ-25 , но большинство из них тратят мало времени на сверхзвуковые путешествия, поэтому используют турбовентиляторные двигатели и форсажные камеры для увеличения скорости выхлопа для сверхзвуковых спринтов.

Содержание

• 1 История
• 2 Ранние разработки
• 3 Конструкция
  • 3.1 Воздухозаборник
  • 3.2 Компрессор
  • 3.3 Камера сгорания
  • 3.4 Турбина
  • 3.5 Сопло
  • 3.6 Увеличение тяги
    • 3.6.1 Форсажная камера
• 4 Чистая тяга
• 5 Улучшения цикла
• 6 См. Также
• 7 Ссылки
• 8 Дополнительная литература
• 9 Внешние ссылки

История

Первый патент на использование газовой турбины для питания самолета был подан в 1921 году француз Максим Гийом . Его двигатель должен был быть турбореактивным с осевым потоком, но он так и не был сконструирован, так как требовал значительного прогресса по сравнению с современными компрессорами.

. В 1928 году курсант британского колледжа RAF Cranwell Фрэнк Уиттл официально представил свои идеи турбореактивного двигателя своему начальству. В октябре 1929 г. он развил свои идеи дальше. 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал свой первый патент (выданный в 1932 году). В патенте показан двухступенчатый осевой компрессор , питающий односторонний центробежный компрессор . Практические осевые компрессоры стали возможны благодаря идеям А.А. Гриффит в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория конструкции турбины»). Позднее Уиттл сосредоточился только на более простом центробежном компрессоре по ряду практических причин. 12 апреля 1937 года Уиттл запустил первый турбореактивный двигатель, Power Jets WU . Он работал на жидком топливе и включал автономный топливный насос. Команда Уиттла испытала почти панику, когда двигатель не останавливался, разгоняясь даже после отключения топлива. Оказалось, что топливо просочилось в двигатель и скопилось в лужах, поэтому двигатель не остановился, пока не сгорело все вытекшее топливо. Уиттл не смог заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.

В Германии Ханс фон Охайн запатентовал аналогичный двигатель в 1935 году.

27 августа 1939 года Heinkel He 178 стал первым в мире самолетом, летавшим с турбореактивным двигателем. с летчиком-испытателем Эрихом Варсицем за штурвалом, став первым практическим реактивным самолетом. Gloster E.28 / 39 (также известный как «Gloster Whittle», «Gloster Pioneer» или «Gloster G.40») был первым британским самолетом с реактивным двигателем, который летал. Он был разработан для испытания реактивного двигателя Уиттла в полете, что привело к созданию Gloster Meteor.

Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262 , а затем Gloster Meteor , вступил в строй в 1944 году, ближе к концу Второй мировой войны .

Воздух втягивается во вращающийся компрессор через впускное отверстие и сжимается до более высокого давления перед входом в камеру сгорания. Топливо смешивается со сжатым воздухом и горит в камере сгорания. Продукты сгорания покидают камеру сгорания и расширяются через турбину , где мощность отбирается для привода компрессора. Выхлопные газы турбины по-прежнему содержат значительную энергию, которая преобразуется в сопле двигателя в высокоскоростную струю.

Первыми реактивными двигателями были турбореактивные двигатели с центробежным компрессором (как в Heinkel HeS 3 ) или осевыми компрессорами (как в Junkers Jumo 004 ), который дал двигатель меньшего диаметра, но более длинный. За счет замены пропеллера, используемого в поршневых двигателях, на высокоскоростную выхлопную струю можно было достичь более высоких скоростей самолета.

Одним из последних приложений для турбореактивного двигателя был Concorde , в котором использовался двигатель Olympus 593 . Во время проектирования было установлено, что турбореактивный двигатель является оптимальным для крейсерского полета с удвоенной скоростью звука, несмотря на преимущество турбореактивных двигателей для более низких скоростей. Конкорду требовалось меньше топлива для создания заданной тяги на милю со скоростью 2,0 Маха, чем современному двухконтурному ТРДД, например General Electric CF6 при оптимальной скорости 0,86 Маха.

Турбореактивные двигатели. оказал значительное влияние на коммерческую авиацию . Помимо обеспечения более высоких скоростей полета турбореактивные двигатели обладали большей надежностью, чем поршневые двигатели, причем некоторые модели демонстрировали рейтинг надежности диспетчеризации, превышающий 99,9%. Предварительно реактивные коммерческие самолеты были спроектированы с четырьмя двигателями отчасти из-за опасений по поводу отказов в полете. Маршруты зарубежных полетов были проложены таким образом, чтобы самолеты находились в пределах часа от посадочной площадки, что увеличивало продолжительность полетов. Повышение надежности турбореактивного двигателя позволило создать трех- и двухмоторный двигатель и увеличить число прямых перелетов на большие расстояния.

Высокотемпературные сплавы были обратным выступом , ключевой технологией. это замедлило прогресс в области реактивных двигателей. Реактивные двигатели не британского производства, построенные в 1930-х и 1940-х годах, приходилось ремонтировать каждые 10 или 20 часов из-за выхода из строя и других повреждений лопастей. Однако в британских двигателях использовались сплавы Nimonic , которые позволяли длительное использование без капитального ремонта, двигатели, такие как Rolls-Royce Welland и Rolls-Royce Derwent , а к 1949 г. de Havilland Goblin , прошедший типовые испытания в течение 500 часов без обслуживания. Лишь в 1950-х годах технология суперсплавов позволила другим странам производить экономически практичные двигатели.

Ранние конструкции

Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения по количеству работающих двигателей. могло произойти из-за отсутствия подходящих жаропрочных материалов для турбин. В британских двигателях, таких как Rolls-Royce Welland , использовались лучшие материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Welland был сертифицирован по типу вначале на 80 часов, позже был продлен до 150 часов между капитальными ремонтами в результате продленных 500 часов пробега, достигнутых в ходе испытаний. Несмотря на высокие требования к техническому обслуживанию, некоторые из первых реактивных истребителей все еще эксплуатируются с исходными двигателями.

General Electric в США имел хорошие возможности для входа в производство реактивных двигателей благодаря своему опыту с используемыми высокотемпературными материалами. в своих турбокомпрессорах во время Второй мировой войны.

Впрыск воды был обычным методом, используемым для увеличения тяги, обычно во время взлета, в ранних турбореактивных двигателях, которые были ограничены допустимой температурой входа в турбину. Вода увеличивала тягу на пределе температуры, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный след дыма.

Допустимые температуры на входе в турбину неуклонно увеличивались с течением времени как с введением лучших сплавов и покрытий, так и с появлением и повышением эффективности конструкции охлаждения лопаток. На ранних двигателях пилот должен следить за температурным пределом турбины и избегать его, как правило, во время запуска и при максимальных настройках тяги. Введено автоматическое ограничение температуры, чтобы снизить рабочую нагрузку на пилот и снизить вероятность повреждения турбины из-за перегрева.

Анимации работы реактивных двигателей

В Советском Союзе в 50-х годах прошлого столетия реактивные двигатели для авиамоделей получили некоторое распространение в результате создания пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (ПуВРД). Такие микродвигатели в нашей стране строились энтузиастами-авиамоделистами, и в дальнейшем было организовано промышленное производство и их продажа в специализированных магазинах для юных техников (реактивные микродвигатели РАМ-1, РАМ-2). Применение ПуВРД позволило отечественным авиамоделистам-спортсменам установить ряд мировых рекордов скорости полета авиамодели с реактивным двигателем, например, мировой рекорд скорости авиамодели с реактивным двигателем, установленный мастером спорта СССР И.И. Иванниковым.

Несмотря на конструктивную простоту ПуВРД, они имели и ряд существенных недостатков, например, очень громкий, режущий слух звук, разогрев камеры сгорания и резонансной трубы до цвета белого каления. Все это не позволяло использовать такой двигатель для ряда моделей самолетов без специальных мер защиты. Высокочастотные, при высоких температурах, знакопеременные нагрузки на клапаны приводили к их малому ресурсу. Они быстро прогорали, несмотря на то, что выполнялись из лучших сортов жаростойких сталей. Клапаны ПуВРД превратились в слабое звено двигателя. Вскоре производство авиамодельных ПуВРД в СССР из-за большой пожароопасности и высокого уровня шума, создаваемого ими, было прекращено. Летающие модели с применением ПуВРД были исключены из соревнований всех рангов.

Бесклапанные ПуВРД из-за их формы, габаритов, проблем обеспечения охлаждения и сложности организации горения в малом объеме не всегда компоновались на моделях, строившихся авиамоделистами. Производство таких двигателей было отработано некоторыми научно-исследовательскими институтами и предприятиями авиационной промышленности для применения на беспилотных летательных аппаратах с дозвуковой скоростью полета класса мини и более тяжелых классов.

Таким образом, возникла задача создания компактного реактивного двигателя для авиамоделей-копий и позднее для микро-БЛА, имеющего более продолжительное время работы, чем у пороховых ракетных двигателей, но более дешевого в производстве, чем турбореактивный микродвигатель. Такая задача решалась авиамоделистами Общества «Ювенал» города Таганрога в рамках инициативной программы «Рубикон». Исследования и эксперименты с реактивными двигателями разных принципов работы привели к конструкции авиамодельных реактивных двигателей, описание которых предлагается.

Конструкция микродвигателя №1

Данный тип реактивного двигателя с термоокислителем (РДТО – 1) является несложным реактивным двигателем, работа которого обеспечивается сгоранием в специальной камере углеводородного горючего в присутствии окислителя. Окислитель (кислород) вырабатывается в двигателе посредством термического разложения перманганата калия при температуре выше +250 градусов.

2КМnО4 = К2МnО4 + МnО2 + О2

При этом запас перманганата калия находится в замкнутом объеме либо внутри камеры сгорания, либо снаружи, охватывая её.

Выделенный из перманганата калия кислород поступает в камеру сгорания, смешивается с горючим (бензином, керосином) и обеспечивает его непрерывное сгорание. Продукты сгорания при определенном давлении и высокой температуре разгоняются в сопле двигателя и с высокой скоростью покидают сопло, развивая необходимую тягу.

Конструктивно данный тип микродвигателя состоит из: газогенератора кислорода 1, охватываемого камерой сгорания 2, которая отделена от окружающего пространства внешним теплоизолирующим контуром 3, он одновременно является эжекторным усилителем тяги. Внешний теплоизолирующий контур 3 образован внешней оболочкой двигателя 4 и кожухом камеры сгорания 5, установленными с расчетным кольцевым зазором посредством центрирующих винтов 10. Герметичная оболочка 6 совместно со съемным стекателем 7 образует газогенератор 1. Cъемный стекатель 7 оснащен автоматическим регулятором 8 сброса давления кислорода на случай его внезапного увеличения.

Камера сгорания 2 плавно переходит в реактивное сопло 9. Она оснащена стабилизаторами пламени 11. В камеру сгорания 2 направлены форсунки подачи горючего 12 из кольцевой проточки 13, в которую, в свою очередь, вставлен жиклер подачи горючего 14 по трубопроводу 15. В передней части камеры сгорания 2 закреплена головка 16, скрепленная герметично винтами с коллектором подачи горючего и окислителя 17.

Выход из газогенератора 1 сообщается с коллектора подачи горючего и окислителя 17 через фильтрующую сетку 18, которая предотвращает попадание мелкой пыли перманганата калия в коллектор, защищая форсунки 12 подачи кислорода от их засорения.

Пусковое термическое разложение перманганата калия для запуска реактивного двигателя осуществляется нагревом перманганата калия при температуре немногим более +250 градусов специальным электронагревательным пусковым устройством 19. Устройство 19 на резьбе герметично установлено по центру головки 16 и своим нагревательным элементом погружено в перманганат калия, содержащийся в газогенераторе 1 .

К устройству 19 во время запуска двигателя подводится электропитание по клеммам 20.

Подготовка, пуск и работа реактивного двигателя с термоокислителем РДТО – 1.

При подготовке двигателя к работе он переводится в вертикальное положение реактивным соплом вверх. Откручиваются винты крепления съемного стекателя 7, и он отстыковывается от газогенератора 1. Внутренняя полость газогенератора 1 заправляется порцией перманганата калия. Съемный стекатель 7 устанавливается на свое место, стыкуясь с газогенератором 1, и обеспечивается герметичное соединение. После заправки перманганатом калия двигатель переводится в горизонтальное положение. Трубопровод 15 соединяется с бачком для горючего. К бачку для горючего подсоединяется система поддавливания (вытеснения).

При пуске двигателя убеждаются в герметичности всех соединений, подсоединяются клеммы питания специального электронагревательного пускового устройства 20 к источнику электропитания. После подачи электропитания на клеммы электронагревательное пусковое устройство 19 нагревается, вызывая начало термического разложения перманганата калия и получение таким образом кислорода для запуска реактивного двигателя. Жиклером подачи горючего 14 устанавливается режим пусковой подачи горючего в камеру сгорания 2 и, при соблюдении всех правил по технике безопасности и противопожарной защиты, специальной зажигалкой или факелом производится розжиг горючекислородной смеси на срезе сопла 9. Воспламенившаяся горючекислородная смесь из сопла 9 пробивается в камеру сгорания 2 и удерживается в своем положении стабилизаторами пламени 11. При наличии устойчивого горения в камере сгорания 2 источник электропитания отсоединяется от клемм питания 20 специального электронагревательного пускового устройства.

Работа двигателя сопровождается интенсивным выделением продуктов сгорания, которые при своем расширении развивают большие давления и скорости. Скорость истечения продуктов сгорания и их масса прямо пропорциональна развиваемой реактивной тяге двигателя. Установившееся в камере сгорания 2 пламя от сгорания горючего в среде окислителя обладает высокой температурой. Пламя, с одной стороны, разогревает газогенератор 1, который производит кислород, с другой стороны, разогревает кожух камеры сгорания 5, нагрев которого нежелателен, и потому через внешний теплоизолирующий контур 3 он экранирован внешней оболочкой двигателя 4.

Струя выхлопных газов, устремляющаяся из камеры сгорания 2 в сопло двигателя 9, создает на срезе сопла пониженное давление и эжектирует из внешнего теплоизолирующего контура 3 воздух, который охлаждает камеру сгорания 2 и создает дополнительную силу тяги. Таким образом, внешний теплоизолирующий контур 3, кроме снижения температуры, повышает тягу двигателя за счет протекания через него дополнительного количества эжектируемого воздуха.

При непредвиденном росте давления кислорода, вырабатываемого в газогенераторе 1, выше некоторого расчетного значения срабатывает автоматический регулятор 8 сброса давления кислорода. Излишки кислорода выбрасываются за срезом сопла 9 из дюзы регулятора 8, который расположен в вершине конуса съемного стекателя 7.

В головке 16 посредством резьбового соединения закреплен жиклер подачи горючего 14, который имеет связь с кольцевой проточкой коллектора 17.

Режим подачи горючего в коллектор 17 устанавливается иглой жиклера 14.

Режим подачи кислорода в коллектор 17 заранее оттаррирован.

Конструкция микродвигателя №2

Другая конструкция реактивного двигателя с термоокислителем (РДТО – 2) отличается от предыдущей измененной компоновкой основных узлов при полном сохранении принципа работы двигателя. Газогенератор в данном двигателе охватывает часть камеры сгорания и начало выхлопной трубы, образуя герметичный объем.

Конструктивно данный микродвигатель состоит из: камеры сгорания 1, к которой пристыкован газогенератор 2, подающий окислитель по трубопроводу 3, а горючее по трубопроводу 4 в камеру сгорания 1. Продукты сгорания из двигателя выбрасываются в атмосферу из выхлопной трубы 5, оканчивающейся срезом реактивного сопла. Спереди камеры сгорания винтами прикреплена головка, состоящая из собственно головки с форсунками 6 и крышки 7. В центре крышки 7 на резьбе установлен жиклер двигателя 8, имеющий трубку впрыска 9 и регулировочную иглу 10. Количество горючего устанавливается иглой жиклера 10. Трубка впрыска 9 имеет резьбу, позволяя её приближать или удалять от форсунки 11, что необходимо при настройке системы питания двигателя на оптимальное соотношение горючего и окислителя при их подаче в камеру сгорания 1.

Пусковое термическое разложение перманганата калия для запуска реактивного двигателя осуществляется нагревом перманганата калия специальным электронагревательным пусковым устройством 12. Устройство 12 на резьбе герметично установлено в газогенераторе 2 и своим нагревательным элементом погружено в перманганат калия, содержащийся в газогенераторе 2.

К устройству 12 во время запуска подводится электропитание по клеммам 13. Винты с гайками 14 соединяют одновременно головку 6 с крышкой 7 и стабилизатор пламени 15. Жиклер после всех регулировок и настроек двигателя зажимается контргайкой 16. Рабочий процесс в двигателе начинается путем зажигания горючекислородной смеси электрической свечой зажигания 17. Микродвигатель оснащен автоматическим регулятором 18 сброса давления кислорода на случай его внезапного увеличения.

Подготовка, запуск и работа

Заправка микродвигателя РДТО – 2 производится через отверстие демонтированного специального электронагревательного пускового устройства 12 путем засыпки перманганата калия через воронку в газогенератор 2. После операции заправки специальное электронагревательное пусковое устройство 12 устанавливается на место с максимальным обеспечением герметичности. Подсоединяется проводка к специальному электронагревательному пусковому устройству 12 и к электрической свече зажигания 17.

После подачи электропитания на клеммы 13 электронагревательное пусковое устройство 12 нагревается, вызывая начало термического разложения перманганата калия и получение таким образом кислорода для запуска реактивного двигателя. Вырабатываемый в газогенераторе 2 кислород по трубопроводу 3 подается в камеру головки 6 тангенциально и, закручиваясь вместе с горючим, впрыскивается в камеру сгорания 1. Избыточное давление горючего создается путем его поддавливания газом из баллона для зажигалок. Иглой жиклера подачи горючего 10 устанавливается режим пусковой подачи горючего в камеру сгорания 1 и, при соблюдении всех правил по технике безопасности и противопожарной защиты, подается питание на электрическую свечу зажигания 17. В камере сгорания 1 происходит розжиг горючекислородной смеси.

Пламя в камере сгорания удерживается стабилизатором пламени 15. При наличии устойчивого горения горючекислородной смеси в камере сгорания 1 выделяется большое количество продуктов сгорания, которые при своем расширении развивают большие скорости и давления, создавая тягу микродвигателя.

Рабочий режим подачи горючего в головку 6 устанавливается иглой жиклера 10.

Режим подачи кислорода в форсунку 11 регулируется изменением расстояния трубки впрыска 9 от форсунки 11.

При сравнении описанных реактивных микродвигателей проявляются достоинства и недостатки обеих конструкций. Так, микродвигатель РДТО – 1 имеет более низкую рабочую температуру внешней поверхности, что позволяет рассматривать вопросы его применения для более широкой номенклатуры технических средств. Он более защищен от внешнего воздействия и последствий внутренних неконтролируемых процессов резкого увеличения давления в газогенераторе. Однако за эти достоинства приходится расплачиваться увеличением массы двигателя.

Микродвигатель РДТО – 2 более легкий, но передняя часть камеры сгорания имеет непосредственный высокотемпературный контакт с внешней средой. Требуется более эффективная теплоизоляция при установке двигателя на объект. Газогенератор, кроме своего корпуса, ничем не защищен.

Турбореактивный двигатель самолета: устройство и принцип работы

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

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

Принцип работы реактивного двигателя

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

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

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

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

Устройство двигателя имеет четыре главные детали, а именно:

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

Компрессор

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

Камера горения

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

Турбина

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

Принцип работы турбореактивного двигателя

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

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

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

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

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

Атомный двигатель

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

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

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

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

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

Турбореактивный двигатель — Turbojet

турбореактивный — это воздушно-реактивный двигатель , обычно используемый в самолетах. Он состоит из газовой турбины с движущимся соплом . Газовая турбина имеет воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину (которая приводит в движение компрессор). Сжатый воздух из компрессора нагревается за счет сжигания топлива в камере сгорания, а затем расширяется через турбину. Затем выхлоп турбины расширяется в движущем сопле, где он ускоряется до высокой скорости для создания тяги. Два инженера, Фрэнк Уиттл в Соединенном Королевстве и Ханс фон Охайн в Германии , независимо друг от друга разработали концепцию практических двигателей в конце 1930-е годы.

Хотя турбореактивный двигатель был первой формой газотурбинной силовой установки для авиации, он в значительной степени был заменен другими разработками первоначальной концепции. Во время работы турбореактивные двигатели обычно создают тягу за счет ускорения относительно небольшого количества воздуха до очень высоких сверхзвуковых скоростей, тогда как турбовентиляторные двигатели ускоряют большее количество воздуха для уменьшения трансзвуковой скорости. Турбореактивные двигатели были заменены на более медленных самолетах на турбовинтовые , поскольку они имеют лучший удельный расход топлива . На средних скоростях, когда пропеллер уже неэффективен, турбовинтовые двигатели были заменены на турбовентиляторные. Турбореактивный двухконтурный двигатель тише и имеет лучший расход топлива в зависимости от дальности полета, чем турбореактивный двигатель. Турбореактивные двигатели могут быть высокоэффективными для сверхзвуковых самолетов.

Турбореактивные двигатели имеют низкую эффективность на низких скоростях транспортного средства, что ограничивает их полезность в транспортных средствах, отличных от самолетов. В отдельных случаях турбореактивные двигатели использовались для питания транспортных средств, отличных от самолетов, обычно для попыток установления рекордов наземной скорости . В тех случаях, когда транспортные средства «приводятся в действие от турбины», это чаще всего происходит за счет использования двигателя с турбонаддувом , усовершенствования газотурбинного двигателя, в котором дополнительная турбина используется для привода вращающегося выходного вала. Они распространены в вертолетах и ​​судах на воздушной подушке. Турбореактивные двигатели использовались на «Конкорде» и на более дальних версиях Ту-144 , которые требовались для длительных сверхзвуковых полетов. Турбореактивные двигатели по-прежнему широко используются в крылатых ракетах средней дальности из-за их высокой скорости истечения, небольшой лобовой площади и относительной простоты. Они также все еще используются на некоторых сверхзвуковых истребителях, таких как МиГ-25 , но большинство из них тратят мало времени на сверхзвуковые путешествия, поэтому используют турбовентиляторные двигатели и форсажные камеры для увеличения скорости выхлопа для сверхзвуковых спринтов.

Содержание

• 1 История
• 2 Ранние разработки
• 3 Конструкция
  • 3.1 Воздухозаборник
  • 3.2 Компрессор
  • 3.3 Камера сгорания
  • 3.4 Турбина
  • 3.5 Сопло
  • 3.6 Увеличение тяги
    • 3.6.1 Форсажная камера
• 4 Чистая тяга
• 5 Улучшения цикла
• 6 См. Также
• 7 Ссылки
• 8 Дополнительная литература
• 9 Внешние ссылки

История

Первый патент на использование газовой турбины для питания самолета был подан в 1921 году француз Максим Гийом . Его двигатель должен был быть турбореактивным с осевым потоком, но он так и не был сконструирован, так как требовал значительного прогресса по сравнению с современными компрессорами.

. В 1928 году курсант британского колледжа RAF Cranwell Фрэнк Уиттл официально представил свои идеи турбореактивного двигателя своему начальству. В октябре 1929 г. он развил свои идеи дальше. 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал свой первый патент (выданный в 1932 году). В патенте показан двухступенчатый осевой компрессор , питающий односторонний центробежный компрессор . Практические осевые компрессоры стали возможны благодаря идеям А.А. Гриффит в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория конструкции турбины»). Позднее Уиттл сосредоточился только на более простом центробежном компрессоре по ряду практических причин. 12 апреля 1937 года Уиттл запустил первый турбореактивный двигатель, Power Jets WU . Он работал на жидком топливе и включал автономный топливный насос. Команда Уиттла испытала почти панику, когда двигатель не останавливался, разгоняясь даже после отключения топлива. Оказалось, что топливо просочилось в двигатель и скопилось в лужах, поэтому двигатель не остановился, пока не сгорело все вытекшее топливо. Уиттл не смог заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.

В Германии Ханс фон Охайн запатентовал аналогичный двигатель в 1935 году.

27 августа 1939 года Heinkel He 178 стал первым в мире самолетом, летавшим с турбореактивным двигателем. с летчиком-испытателем Эрихом Варсицем за штурвалом, став первым практическим реактивным самолетом. Gloster E.28 / 39 (также известный как «Gloster Whittle», «Gloster Pioneer» или «Gloster G.40») был первым британским самолетом с реактивным двигателем, который летал. Он был разработан для испытания реактивного двигателя Уиттла в полете, что привело к созданию Gloster Meteor.

Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262 , а затем Gloster Meteor , вступил в строй в 1944 году, ближе к концу Второй мировой войны .

Воздух втягивается во вращающийся компрессор через впускное отверстие и сжимается до более высокого давления перед входом в камеру сгорания. Топливо смешивается со сжатым воздухом и горит в камере сгорания. Продукты сгорания покидают камеру сгорания и расширяются через турбину , где мощность отбирается для привода компрессора. Выхлопные газы турбины по-прежнему содержат значительную энергию, которая преобразуется в сопле двигателя в высокоскоростную струю.

Первыми реактивными двигателями были турбореактивные двигатели с центробежным компрессором (как в Heinkel HeS 3 ) или осевыми компрессорами (как в Junkers Jumo 004 ), который дал двигатель меньшего диаметра, но более длинный. За счет замены пропеллера, используемого в поршневых двигателях, на высокоскоростную выхлопную струю можно было достичь более высоких скоростей самолета.

Одним из последних приложений для турбореактивного двигателя был Concorde , в котором использовался двигатель Olympus 593 . Во время проектирования было установлено, что турбореактивный двигатель является оптимальным для крейсерского полета с удвоенной скоростью звука, несмотря на преимущество турбореактивных двигателей для более низких скоростей. Конкорду требовалось меньше топлива для создания заданной тяги на милю со скоростью 2,0 Маха, чем современному двухконтурному ТРДД, например General Electric CF6 при оптимальной скорости 0,86 Маха.

Турбореактивные двигатели. оказал значительное влияние на коммерческую авиацию . Помимо обеспечения более высоких скоростей полета турбореактивные двигатели обладали большей надежностью, чем поршневые двигатели, причем некоторые модели демонстрировали рейтинг надежности диспетчеризации, превышающий 99,9%. Предварительно реактивные коммерческие самолеты были спроектированы с четырьмя двигателями отчасти из-за опасений по поводу отказов в полете. Маршруты зарубежных полетов были проложены таким образом, чтобы самолеты находились в пределах часа от посадочной площадки, что увеличивало продолжительность полетов. Повышение надежности турбореактивного двигателя позволило создать трех- и двухмоторный двигатель и увеличить число прямых перелетов на большие расстояния.

Высокотемпературные сплавы были обратным выступом , ключевой технологией. это замедлило прогресс в области реактивных двигателей. Реактивные двигатели не британского производства, построенные в 1930-х и 1940-х годах, приходилось ремонтировать каждые 10 или 20 часов из-за выхода из строя и других повреждений лопастей. Однако в британских двигателях использовались сплавы Nimonic , которые позволяли длительное использование без капитального ремонта, двигатели, такие как Rolls-Royce Welland и Rolls-Royce Derwent , а к 1949 г. de Havilland Goblin , прошедший типовые испытания в течение 500 часов без обслуживания. Лишь в 1950-х годах технология суперсплавов позволила другим странам производить экономически практичные двигатели.

Ранние конструкции

Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения по количеству работающих двигателей. могло произойти из-за отсутствия подходящих жаропрочных материалов для турбин. В британских двигателях, таких как Rolls-Royce Welland , использовались лучшие материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Welland был сертифицирован по типу вначале на 80 часов, позже был продлен до 150 часов между капитальными ремонтами в результате продленных 500 часов пробега, достигнутых в ходе испытаний. Несмотря на высокие требования к техническому обслуживанию, некоторые из первых реактивных истребителей все еще эксплуатируются с исходными двигателями.

General Electric в США имел хорошие возможности для входа в производство реактивных двигателей благодаря своему опыту с используемыми высокотемпературными материалами. в своих турбокомпрессорах во время Второй мировой войны.

Впрыск воды был обычным методом, используемым для увеличения тяги, обычно во время взлета, в ранних турбореактивных двигателях, которые были ограничены допустимой температурой входа в турбину. Вода увеличивала тягу на пределе температуры, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный след дыма.

Допустимые температуры на входе в турбину неуклонно увеличивались с течением времени как с введением лучших сплавов и покрытий, так и с появлением и повышением эффективности конструкции охлаждения лопаток. На ранних двигателях пилот должен следить за температурным пределом турбины и избегать его, как правило, во время запуска и при максимальных настройках тяги. Введено автоматическое ограничение температуры, чтобы снизить рабочую нагрузку на пилот и снизить вероятность повреждения турбины из-за перегрева.