Элементы конструкции турбореактивных авиадвигателей

Газотурбинные двигатели, применяемые в настоящее время в сило­вых установках самолетов, отличаются большим разнообразием типов. Они могут быть выполнены по одноконтурной или двухконтурной схемам и в каждом из этих случаев могут различаться рядом других призна­ков: типом применяемых компрессоров (осевые, диагональные, центробежные); наличием или отсутствием форсажных камер; количеством роторов турбокомпрессоров (одно-, двух- и трехроторные). Однако все перечисленные двигатели, несмотря на возможные различия, имеют много общего в протекании рабочего процесса.

На рис. 14 показана схема одноконтурного одновального ТРД с осевым компрессором. Здесь же даны обозначения основных поперечных сечений его проточной части, которые будут использоваться в даль­нейшем изложении, и изображено изменение давления, осевой состав­ляющей скорости и температуры газа по тракту двигателя в условиях взлета.

Основными элементами силовой установки с ТРД являются входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина и выходное устройство.

Во входном устройстве и компрессоре происходит сжатие воздуха, в камерах сгорания воздуху сообщается тепло, в турбине и выходном сопле происходит расширение газа. В результате указанных процессов осуществляется термодинамический цикл, результатом которого явля­ется превращение части химической энергии топлива в полезную рабо­ту. Таким образом, в реактивных двигателях энергия первичного источника идет на создание или приращение кинетической энергии га­зовой струи, вытекающей из двигателя, а получающаяся при этом сила реакции непосредственно используется как движущая сила ЛА – сила тяги. В отличие от поршневого авиадвигателя, в котором химическая энергия топлива преобразуется в механическую работу на валу воз­душного винта, являющегося движителем (устройством, создающим тя­гу), реактивный двигатель представляет собой тепловую машину, ор­ганически совмещающую в себе тепловой двигатель и движитель.

При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха в двигателе осу­ществляется в основном компрессором, а повышение давления от ско­ростного напора невелико. Главными задачами входных устройств в этом случае являются подача воздуха к двигателю с малыми потерями и получение на входе в компрессор равномерных полей давлений и скоростей, необходимых для обеспечения его устойчивой работы. Входное устройство современного сверхзвукового самолета представ­ляет собой сложную систему, состоящую из воздухозаборника, кана­лов, подводящих воздух к двигателю, перепускных и противопомпажных створок, устройств сдува погранслоя и сложной автоматики.

Процесс сжатия в многоступенчатом компрессоре состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия в отдельных его сту­пенях. Осевой компрессор имеет несколько рядов лопаток, насаженных на один общий вращающийся барабан или (чаще) на ряд соединенных между собой дисков, которые образуют ротор компрессора. Один ряд лопаток ротора (вращающийся лопаточный венец) называется рабочим колесом. Другой основной частью компрессора является статор, состоящий из нескольких рядов лопаток лопаточных венцов, закреп­ленных в корпусе. Назначением лопаток статора является: 1) направ­ление проходящего через них воздушного потока под необходимым уг­лом на лопатки расположенного за ним рабочего колеса; 2) спрямле­ние потока, закрученного впереди стоящим колесом с одновременным преобразованием части кинетической энергии закрученного потока в работу повышения давления воздуха. Один ряд лопаток статора называется направляющим аппаратом (НА).

Сочетание одного рабочего колеса и одного стоящего за ним НА называется ступенью осевого компрессора. Обычно компрессор авиадвигателя имеет от 5 до 15-20 ступеней.

От совершенства камеры сгорания в значительной степени зависят надежность двигателя и его экономичность. К камерам сгорания предъявляются следующие основные требования: высокая полнота сгорания топлива; устойчивый процесс горения; минимальный объем камеры; малые потери полного давления; обеспечение стабильного поля температур на выходе из камеры, низкий уровень содержания твердых частиц и токсичных веществ в продуктах сгорания; надежный запуск и др. Камеры сгорания авиадвигателей могут иметь разнообразные формы проточной части и конструктивное исполнение. Наиболее распространены камеры сгорания трех основных типов (рис. 15): а – трубчатые; б – трубчато-кольцевые; в – кольцевые. Трубчатая камера сгорания состоит из жаровой трубы 1, внутри которой организуется процесс горения, и корпуса (кожуха) 2.

В трубчато-кольцевой камере все жаровые трубы заключены в общий корпус. В кольцевой камере сгорания жаровая труба имеет в сечении форму кольца, охватывающего вал двигателя. Расположение и тип форсунок, используемых для подачи топлива в камеры сгорания, также могут быть различными.

Для обеспечения устойчивого горения топлива организация процесса горения в камерах сгорания основывается на следующих двух принципах: 1) разделение всего потока воздуха на две части, из которых только одна часть (меньшая) подается непосредственно в зону горения, где за счет этого создается необходимый для устойчи­вого горения состав смеси, а другая часть направляется в обход зоны горения, охлаждая снаружи жаровую трубу, и лишь перед турби­ной смешивается с продуктами сгорания, понижая в нужной мере их температуру; 2) стабилизация пламени путем создания зоны обратных токов, заполненной горячими продуктами сгорания, непрерывно поджи­гающими свежую горючую смесь.

Газовая турбина - лопаточная машина, в которой потенциальная энергия сжатого и подогретого газа преобразуется в механическую работу на валу турбины и предназначена для вращения компрессора и вспомогательных агрегатов. Процесс расширения газа в многоступен­чатой газовой турбине состоит из ряда последовательно протекающих процессов расширения в ее ступенях. Ступенью газовой турбины назы­вается совокупность соплового аппарата (неподвижный лопаточный ве­нец) и расположенного за ним рабочего колеса.

На силовых установках современных самолетов применяются разно­образные типы выходных устройств. На выбор их схемы значительное влияние оказывают назначение самолета, его основные режимы полета, соответствующие этим режимам степени понижения давления и другие факторы.

Выходные устройства могут включать в себя ряд элементов. В за­висимости от типа и назначения к числу этих элементов, кроме выходного сопла, относятся: соединительные трубы, служащие для под­вода газа к соплу, устройства реверса или девиации тяги, системы подачи воздуха для охлаждения элементов конструкции и для снижения потерь в сопле и др.