Турбореактивный двигатель с осевым компрессором. Турбовентиляторный двигатель
Турбовентиляторный реактивный двигатель | Техника и человек
Реактивный двигатель в свое время дал возможность самолетам преодолевать звуковой барьер и летать на больших скоростях, что стало настоящим прорывом как в гражданской, так и в военной авиации. Но, как это частенько бывает, не все в нем оказалось идеальным. Увеличение мощности повлекло за собой увеличение расхода топлива, что не могло не сказаться на стоимости перелетов. С тех пор авиаконструкторы постоянно ищут решения, позволяющие объединить высокую эффективность с экономичностью. Одним из возможных вариантов является двухконтурный турбореактивный двигатель и в частности его вид – турбовентиляторный реактивный двигатель (ТВРД).
Турбовентиляторные реактивные двигатели – это все те же газотурбинные двигатели (ГТД), в семейство которых входят практически все современные авиационные силовые установки. ГТД относятся к тепловым машинам, в которых тепловая энергия сгоревшего топлива превращается в механическую. Главной особенностью всех ГТД является наличие турбины – вала с лопастями, которые воспринимают часть выработанной энергии и приводят в движение мотор. Наиболее простыми по строению считаются обычные турбореактивные двигатели (ТРД), состоящие из компрессора, камеры сгорания, турбины и сопла. Но, как было отмечено выше, такая конструкция хоть и обеспечивает необходимую мощность, при этом потребляет много топлива. Самыми же экономными в плане расхода топлива считаются турбовинтовые двигатели (ТВД), у которых тягу создает не реактивный поток, а винт, приводимый в движение турбиной. Правда, самолеты, оснащенные такими моторами, не могут преодолевать звуковой барьер, так что их возможности ограничены. Они используются в гражданской авиации на самолетах, летающих на большие расстояния с дозвуковой скоростью. Авиаконструкторы ищут возможность соединить эти два основных типа ГТД, чтобы получить эффективный и экономичный силовой агрегат, и турбовентиляторный реактивный двигатель – это как раз один из результатов их работы.
Перед тем, как перейти непосредственно к ТВРД, стоит обратить внимание на такое понятие, как двухконтурность реактивных моторов. Двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД) представляют собой обычные реактивные моторы, оснащенные дополнительным – внешним – контуром, который «обволакивает» их корпус. Между внешним и внутренним корпусом есть кольцевой канал, по которому проходит воздушный поток. То есть, при работе двигателя воздушный поток, который всасывает компрессор, попадает не только во внутренний контур, но и во внешний, что увеличивает расход воздуха и повышает эффективность работы. Степень двухконтурности таких двигателей определяется отношением количества воздуха, которое проходит через внешний контур, к количеству воздуха во внутреннем. Чем больше это значение, тем эффективнее работа силового агрегата.
Устройство
А теперь самое время перейти к турбовентиляторному реактивному двигателю, который как раз и является одним из видов ТРДД со степенью двухконтурности больше 2-х. ТВРД, как двухконтурный двигатель, состоит из первого контура – обычного ТРД, и второго. Первый контур включает в себя вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления и сопло. Второй контур представляет собой кольцевой канал с неподвижными лопатками внутри и соплом.
Компрессор высокого давления (КВД), как правило, осевой и состоит из нескольких ступеней, каждую из которых формируют подвижные и неподвижные лопатки, закрепленные на валу. Чем больше ступеней, тем выше степень сжатия воздуха. Подвижные лопатки расположены впереди, они засасывают и сжимают воздушный поток, который потом попадает на неподвижные лопасти, задающие ему осевое направление.
Вентилятор – это своего рода тот же компрессор, его даже порой называют компрессором низкого давления и считают одной из ступеней КВД. Обычно он одноступенчатый, чего вполне достаточно для предварительно сжатия воздуха, но в некоторых случаях встречаются и двух- и трехступенчатые вентиляторы.
Камера сгорания может быть кольцевой или трубчатой. Ее поверхность имеет отверстия для лучшего вентилирования и охлаждения. В самой камере установлены форсунки для подачи топлива.
Турбина высокого давления – это основа мотора. Собственно, это тот же компрессор, только с обратным принципом работы: в случае с турбиной не она воздействует на газовый поток, а поток воздействует на нее, отдавая часть своей энергии. Ее конструкция состоит из неподвижных лопаток, выпрямляющих поток расширенных газов, и подвижных лопаток, которые и создают крутящий момент. Как и компрессор, она может иметь несколько ступеней.
Турбина низкого давления – это свободная турбина, вращающая вентилятор. Она тоже вращается под воздействием расширенных газов Две турбины не связаны между собой механически и работают независимо одна от другой. Вал второй турбины при этом обычно находится внутри вала первой, но есть конструкции, предусматривающие наличие трех валов.
Принцип работы
Принцип работы ТВРД заключается в следующем. Поток воздуха захватывается вентилятором и, частично сжимаясь, направляется по двум направлениям: в первый контур к компрессору и во второй на неподвижные лопатки. Вентилятор при этом играет роль не винта, создающего тягу, а компрессора низкого давления, увеличивающего количество воздуха, проходящего через двигатель. В первом контуре поток сжимается и нагревается при проходе через компрессор высокого давления и попадает в камеру сгорания. Здесь он смешивается с впрыснутым топливом и воспламеняется, в результате чего образуются газы с большим запасом энергии. Поток расширяющихся горячих газов направляется на турбину высокого давления и вращает ее лопатки. Эта турбина вращает компрессор высокого давления, который закреплен с ней на одном валу. Далее газы вращают турбину низкого давления, приводящую в движение вентилятор, после чего попадают в сопло и вырываются наружу, создавая реактивную тягу.
В это же время во втором контуре поток воздуха, захваченный и сжатый вентилятором, попадает на неподвижные лопатки, выпрямляющие направление его движения так, чтобы он перемещался в осевом направлении. При этом воздух дополнительно сжимается, после чего попадает в сопло второго контура и выходит наружу, создавая дополнительную тягу. Два контура обычно не смешиваются между собой, но есть и исключения.
Преимущества и недостатки турбовентиляторных двигателей
Преимущества
Чем же так привлекателен турбовентиляторный реактивный двигатель? В первую очередь он дает возможность экономии топлива без потерь мощности, что так важно для реактивных двигателей. Кроме того, этот мотор менее шумный, чем его «сородичи». Еще одно преимущество – наличие упрощенной реверсной системы тяги. При торможении самолета используется тяга внешнего контура.
Недостатки
Что же касается недостатков, не обошлось и без них. Любые дополнительные компоненты конструкции двигателей – это дополнительный вес, что для авиации очень важно, а дополнительный контур немалых размеров – это довольно существенное увеличение массы мотора. Еще один минус – большие габариты, что ведет к повышению значения лобового сопротивления воздуха во время полета. ТВРД можно безошибочно узнать по характерному виду: они напоминают бочонки с большим сечением. Большой диаметр этих моторов – залог высокой степени двухконтурности, в некоторых моделях через него проходит до 80% воздушного потока. В целях экономии и уменьшения веса второй контур выполняют не по всей длине двигателя, а немного меньше, в результате чего из объемного «бочонка» сзади выглядывает конус первого контура.
Применение
Турбовентиляторные реактивные двигатели успешно используются на современных самолетах отечественного и зарубежного производства. Из «родных» стоит выделить ПС-90А и Д-18Т; из зарубежных — General Electric GE90, CFM56-5А/B, CFM56-5C2.
Сфера применения ТВРД очень широкая. Это наиболее востребованный вид авиационных реактивных двигателей на сегодняшний день, который значительно потеснил свой прототип – классический ТРД. Благодаря своей экономичности, он используется и в гражданской, и в военной авиации. Им оснащаются пассажирские и грузовые самолеты, летающие на дальние и средние расстояния, хотя раньше в целях экономии на них устанавливались ТВД. Сейчас же появилась возможность летать быстро и сравнительно недорого, и все благодаря ТВРД.
Отечественные двигатели под крылом самолета
ПС-90 под крылом Sukhoi Superjet 100 
Д-18Т и он же под крылом АН-124 Зарубежные образцы двигателей
ТВРД General Electric GE90 
zewerok.ru
Реактивные, турбореактивные двигатели, их виды и принцип работы
При всей своей мощи и кажущейся невероятной сложности - ракетные и турбореактивные двигатели на самом деле имеют довольно простой принцип работы.
Самым простым является ракетный двигатель. Начнем с него.
Для того, чтобы работать в условиях космоса, ракетные двигатели должны иметь собственный запас кислорода для обеспечения сжигания топлива. Топливо-воздушная смесь впрыскивается в камеру сгорания, где происходит ее постоянное сжигание. Образующийся во время сгорания газ под очень большим давлением высвобождается наружу через сопло, создавая реактивную силу и заставляя ракетный двигатель, а вместе с ним и ракету двигаться в противоположном направлении. Наглдный пример реактивной силы в повседневной жизни это обычный воздушный шарик. Если его надуть и отпустить, не завязывая, то шарик будет двигаться за счет реактивной силы, создаваемой вылетающим из него воздухом.
Турбореактивный двигатель (ТРД)
Турбореактивный двигатель (ТРД) работает по тому же принципу, что и ракетный, за исключением того, что в нем сжигается атмосферный кислород.
Сходства:Топливо постоянно сжигается внутри камеры сгорания турбины. Освобождающийся через сопло газ создает реактивную силу.
Различия:На выходе из сопла установлены несколко ступеней турбины, закрепленные на общем валу. проходя через лопатки турбин газ приводит их во вращение. Между колесами турбин установлены неподвижные направляющие лопатки, которые придаю определенное направление потоку газа на пути ко следующей ступени (колесу) турбины, что создает более эффективое вращение.
Вместе с турбиной на едином валу в передней части двигателя установлен компрессор, который служит для сжатия и подачи воздуха в камеру сгорания.
Турбовинтовой двигатель (ТВД).
Принцип работы точно такой же как и у ТРД, за исключением того, что на валу перед компрессором установлен редуктор, приводящий во вращение воздушный винт с более низкими оборотами, чем турбина.Получение мощности, необходимой для вращения ротора компрессора и воздушного винта, обеспечивается турбиной с увеличенным числом ступеней, поэтому расширение газа в турбине происходит почти полностью и реактивная тяга, получаемая за счет реакции газовой струи, вытекающей из двигателя, составляет только 10–15% суммарной тяги, в то время как воздушный винт создает основное тяговое усилие (85–90%).
ТВД сочетают в себе преимущества ТРД на больших скоростях полета (способность создавать большую тягу при относительно небольшой массе и габаритах двигателя) и ПД на малых скоростях (низкие расходы топлива) и, обладая высокой топливной эффективностью, широко применяются в силовых установках имеющих большую грузоподъемность и дальность полета самолетов (летающих на скоростях 600–800 км/ч) и вертолетов.
Турбовентиляторный двигатель (ТВлД)
Этот двигатель является неким копромиссом между турбореактивным и турбовинтовым двигателем. У турбовентиляторного двигателя (ТВлД) на валу перед компрессором установлен вентилятор, имеющий большее количество лопаток, чем воздушный винт и обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полета, включая низкие скорости при взлете.
ingenerov.net
Турбовентиляторный двигатель - это... Что такое Турбовентиляторный двигатель?
Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству ТРД, последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.
Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.
По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе невысока — сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.
Достоинства и недостатки
Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.
Недостатки — большие масса и габариты. Особенно — большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полете.
Область применения таких двигателей — дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.
См. также
dic.academic.ru
Турбореактивный двигатель с осевым компрессором
Турбореактивный двигатель (ТРД) – это наиболее известный и востребованный тип газотурбинных двигателей (ГТД), который широко используется в гражданской и военной авиации. ТРД, как и все остальные виды ГТД, относятся к тепловым машинам, а это значит, что выработанная ими энергия получена в результате сжигания топлива. Именно эти двигатели стали первыми газотурбинными двигателями, которые заменили собой поршневые в авиастроении.
История ТРД берет начало в 30-х годах, когда в СССР и Европе были проведены исследования и созданы первые опытные образцы турбореактивных двигателей для самолетов: отечественные АЛ, немецкий HeS3B, английский W. Вскоре интерес к ним проявили и авиаконструкторы из США и Японии. Первый советский турбореактивный истребитель ЯК-15, оснащенный двигателем РД-10 появился сразу после Второй Мировой Войны – в 1946 году. С тех пор практически все военные самолеты летали именно на реактивных двигателях.
Устройство и принцип работы реактивного двигателя
Все модели двигателей семейства ГТД имеют схожее строение, а их работа основывается на вращении турбины, что и дало название всему семейству. Строение турбореактивного двигателя с одной стороны проще, чем у других видов, но с другой имеет ряд особенностей. Итак, ТРД состоит из компрессора, камеры (или нескольких камер) сгорания, турбины и сопла. Другие виды ГТД имеют еще и дополнительные валы, выполняющие определенную полезную работу, но в данном случае их нет, что и упрощает конструкцию, а также снижает вес.
Принцип работы ТРД соответствует принципу работы всех ГТД. Компрессор втягивает воздух, сжимает его и направляет в камеру сгорания. В ней воздух перемешивается с впрыснутым форсунками топливом, образуя топливный заряд, который при сгорании расширяется. Расширенные газы направляются в сторону турбины, вращая ее, а остатки неиспользованной энергии выходят через сужающееся сопло, образуя реактивную тягу, которая и является движущей силой. Турбина, вращаясь, приводит в движение компрессор, связанный с ней механически.
Теперь более подробно о каждой составляющей ТРД. Турбореактивные двигатели отличаются между собой по типу компрессоров, которые в них устанавливаются. Они могут быть осевыми, центробежными или комбинированными. В данной статье будут рассматриваться ТРД с осевым компрессором.
Элементы двигателя
Осевой компрессор
Осевой компрессор представляет собой вал с подвижными дисками, на концах которых закреплены рабочие лопатки, называемый ротором, а между этими дисками находятся неподвижные направляющие лопатки, закрепленные на внутренней стороне корпуса, — статор. Ротор работает, как обычный вентилятор, только лопастей у него больше и скорость вращения выше. Поток воздуха, пройдя через подвижные лопатки, закручивается, и чтобы его выровнять, используется статор. Неподвижные лопатки статора тормозят воздух и придают ему нужный вектор движения, направленный вдоль оси вала. Именно поэтому компрессор и называется осевым.
Каждая пара рабочих и направляющих лопаток формирует одну ступень компрессора. Таких ступеней обычно несколько (их число может достигать 15) и расположены они одна за другой. В результате получается чередование подвижных и неподвижных лопаток, расположенных вдоль вала. Одна ступень увеличивает давление воздуха в незначительной степени, но при прохождении всех их оно достигает нужного значения. Уменьшение скорости на статоре увеличивает давление и температуру, так что на следующую ступень воздух поступает уже сжатым и нагретым. С каждой последующей ступенью давление и температура в компрессоре повышаются. Количество ступеней определяется при проектировании двигателя и зависит от требуемого значения степени сжатия в камере сгорания.
Для получения большего значения величины давления корпус компрессора может постепенно сужаться, что дополнительно увеличивает напор внутри и контролирует осевое направление движения потока. С этой же целью ротор может иметь конусную форму, а в некоторых случаях сечение канала сужается путем комбинирования конусной формы и корпуса, и ротора.
Компрессор может быть одно- или многокаскадным. Первый тип представляет собой ротор и статор с необходимым числом ступеней. Он используется в обычных турбореактивных двигателях. Многокаскадный компрессор – это два и более узла, каждый из которых оснащен своей приводной турбиной. Его использование позволяет более точно и эффективно управлять режимами работы двигателя и настраивать их под определенную нагрузку. Такие компрессоры нашли применение как на обычных, так и на двухконтурных ТРД.
Если сравнивать осевой и цетробежный компрессоры, более эффективным считается первый. КПД осевого компрессора может достигать 90%, к тому же он более легкий и компактный и имеет большую производительность. Именно поэтому авиаконструкторы чаще отдают предпочтение именно ему.
Камера сгорания
Камера сгорания газотурбинных двигателей в основном представлена 3 типами. Камера сгорания представляющая собой «кольцо», которое охватывает корпус мотора, или же отдельные трубы, называемые жаровыми, а вот гибрид этих двух КС, так называемый трубчато-кольцевая камера сгорания использовалась в переходный момент от трубчатой КС к кольцевой КС и редко где встречается. Поверхность камеры сгорания имеет своеобразную перфорацию для эффективного сжигания топлива и воздушного охлаждения. В ней расположены форсунки, подающие топливо (в самолетах это авиационный керосин). При контакте с сжатым горячим воздухом оно воспламеняется, в результате чего образуются расширенные газы с высоким зарядом энергии.
Трубчатая КС 
Кольцевая КС Основная функция камеры сгорания, это подвод тепловой энергии к воздушному потоку, получаемой в результате химической реакции окисления топлива кислородом воздуха, то есть попросту его сгорания. Дополнительная энергия подводимая к потоку, проходящему через камеру сгорания в частности и всецело через двигатель, позволяет уравновесить потери, и разогнать этот поток в сопле с целью получения достаточной тяги для придания движения двигателю и как следствие, летательному аппарату.
Турбина
Турбина – это «компрессор наоборот»: если лопасти компрессора вращаются, чтобы затягивать воздух в корпус, то лопасти турбины вращаются, потому что на них воздействуют расширенные газы. По своей структуре турбина практически не отличается от компрессора, имея неподвижные лопатки статора и подвижные ротора. Но в ее случае статор находится впереди, а ротор – за ним (сначала поток газов выпрямляется, а затем попадает на рабочие лопатки). Ступеней у турбины меньше, обычно их количество не более 4-х, а то и меньше; есть даже одноступенчатые модели. Работает турбина следующим образом: из камеры сгорания расширенные газы попадают на рабочие лопатки и вращают их. Поскольку основная и единственная задача турбины ТРД – вращение компрессора, ей достаточно небольшого количества ступеней. Излишек энергии, не потраченный на вращение турбинного ротора, в прямом смысле слова «вылетает в трубу», то есть в сопло, обеспечивая реактивную тягу.
Сопловой аппарат
Сопла ТРД тоже бывают разными. Они могут иметь переменное сечение, сужаясь к выходу, а могут сначала сужаться, а затем расширяться. В некоторых моделях самолетов можно регулировать сечение сопла и направление тяги, могут быть устройство реверса или отклонения вектора тяги, различные шумопоглощающие устройства или приспособления для снижения инфракрасной заметности. Сопловой аппарат это так же и форсажная камера.
Основная задача сопла — это формирования необходимых параметров потока газа, выходящего из двигателя. Срабатывание энергии газа в поступательную энергию двигателя и движение самолета. Сопла для реактивных двигателей бывают 2 видов, в зависимости от расчетной скорости полета самолета. Для двигателей самолетов, летающих с дозвуковой скоростью применяют сопло со сужающимся сечением к срезу сопла. Сопло для двигателей сверхзвуковых самолетов применяют уже с расширяющимся сечением к срезу сопла, так называемое сопло Лаваля.
1 — обычное жесткое сужающееся сопло, 2 — сопло Витошинского, 3 — сопло Лаваля
В современной авиации из соображений наибольшей оптимальности работы двигателей на всех режимах полета самолета (максимального приближения к расчетному режиму), то есть обеспечения большой тяги с минимальными потерями, сверхзвуковые сопла делаются регулируемыми.
Система управления двигателем
Несмотря на кажущуюся простоту конструкции, турбореактивный двигатель – это сложная система, которой практически полностью управляет «умная» автоматика. Пилот определяет нагрузку с помощью одного только рычага, тогда как многочисленные датчики и регуляторы выполняют остальную работу, настраивая двигатель на нужный режим работы.
Преимущества и недостатки
Турбореактивными двигателями с осевым компрессором оснащаются большинство самолетов с ТРД. К ним относятся большинство современных гражданских самолетов, а также военные истребители и бомбардировщики. Такое широкое применение объясняется наличием у турбореактивного двигателя ряда преимуществ, выгодно выделяющих их среди других видов моторов. Во-первых, их конструкция наиболее простая среди ГТД, во-вторых, они имеют компактные габариты и малый вес, в-третьих, они менее шумные, чем турбовинтовые (ТВД) или турбовальные (ТВаД) двигатели. Но главным их преимуществом является возможность преодолевать звуковой барьер, что особенно важно в военной авиации.
К недостаткам ТРД можно отнести их «прожорливость». Среди моторов семейства ГТД они занимают первое место по расходу топлива, так что порой намного выгоднее заменить их теми же ТВД. Это объясняет то, что они редко используются на самолетах с низкими скоростями, летающими на дальние расстояния. Еще один недостаток – их дороговизна. Достаточно представить, в каких условиях работает турбина, чтобы понять: обыкновенные материалы не смогут выдержать таких нагрузок. Для изготовления лопастей турбин используются сверхпрочные жаростойкие материалы, способные выдержать «адские» условия работы, а стоят они, соответственно, немало.
В последнее время традиционные турбореактивные двигатели начали вытесняться другими своими подвидами, например, двухконтурными ТРД. Прогресс не стоит на месте, а авиаконструкторы постоянно борются за повышение мощности и эффективности моторов в комплексе с уменьшением их веса, что так важно для авиации. И все же ТРД рано списывать со счетов – они по-прежнему востребованы, о чем свидетельствует их широкое применение.
Небольшое видео, представленное ниже про работу турбовентиляторного двигателя, продемонстрирует работу турбореактивного двигателя с осевым компрессором, т.к. принцип у них одинаков.
zewerok.ru
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД и ТРДДФ).
Здравствуйте, друзья!
ТРДД с вентилятором на входе.
В сегодняшней небольшой статье продолжаем более конкретное знакомство с типами авиационных двигателей. Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) уже не раз упоминался по сайту и осталось только познакомиться с ним поближе.
Главная идея статьи в том, чтобы понять каково, собственно, главное отличие ТРДД от его предшественника, так сказать первого звена в двигательном семействе, обычного турбореактивного двигателя (ТРД).
Правильней, наверное, было бы сказать даже не просто отличие, а преимущество. Ведь на сегодняшний день ТРД активно сдает свои позиции (если уже не сдал совсем :-)) двухконтурному двигателю. ТРДД теперь превратился в самый распространенный воздушно-реактивный авиационный двигатель на земле.
Главная причина этому одна – высокая экономичность при столь же высокой тяговой эффективности. В наше время растущего энергодефицита такой важный фактор значит очень многое. Экономичность и, соответственно, дальность полета.Современный самолет с ТРДД имеет в этой области большие преимущества.
Первые разработки по теме двухконтурный турбореактивный двигатель начались еще в 19-м веке. Начал их (по крайней мере это официально известно :-)) русский инженер Федор Романович Гешвен (наш ! :-)). В 1939 году А.М. Люлька, ставший в последствии знаменитым конструктором авиадвигателей, разработал ТРДД такой схемы, которая используется в современных двухконтурных двигателях. Но ни тогда, ни в последующие годы проблема экономичности ТРД не стояла так остро, как сейчас. Это были скорее просто конструктивные варианты воздушно-реактивного двигателя, хотя выигрышно-положительные стороны их были известны.
Таковым положение дел оставалось вплоть до 50-х годов, когда ТРД уверенно стали завоевывать первенство среди авиационных двигателей мира. И уже тогда стал проявляться их, пожалуй, главный недостаток. На относительно небольших скоростях полета эти двигатели довольно неэкономичны. Или, говоря другими словами, имеют низкий коэффициент полезного действия.
В одной из прошлых статей я упомянул как-то прочитанный мной в одной из книг интересный факт, неплохо характеризующий этот недостаток. Там было сказано, что в течение одной летной смены полка сверхзвуковых бомбардировщиков ТУ-22 (они были оснащены ТРДФ) потреблялось количество керосина, равное месячному бюджету Белорусской ССР по топливу. За достоверность сказанного не ручаюсь, но очень похоже на правду :-).
Бомбардировщик ТУ-22.
То есть для повышения экономичности было бы конечно хорошо снизить подачу топлива в двигатель. Но ведь чем меньше топлива в камере сгорания, тем меньше температура газа. Воздушный поток, проходящий через двигатель, получит меньше энергии, и в дальнейшем, при выходе из сопла, скорость потока будет ниже. А это значит, что и тяга тоже уменьшится.
Выходит, ничего хорошего 🙂 … Однако есть возможность этого избежать. Уменьшение тяги, полученное за счет падения скорости истечения газовоздушного потока из двигателя, можно компенсировать увеличением самого этого потока, то есть, правильней говоря, увеличением его массы. Или на техническом языке: нужно увеличить расход воздуха через двигатель. Чем больше масса воздуха, тем больше импульс тяги, создаваемый двигателем. Это, я думаю, всем уже ясно. Реактивное движение : чем больше из движка «вылетело», тем сильнее его самого толкнуло в обратную сторону :-).
Что же получилось в итоге? А то, что тяга осталась той же, а расход топлива уменьшился. То есть улучшилась экономичность, иначе говоря повысился коэффициент полезного действия двигателя (кпд).
Или же немного по-другому: можно при тех же энергетических затратах пропускать через двигатель значительно большую массу воздуха, но с малой скоростью ее истечения. При этом получим большую тягу с меньшими удельными параметрами расхода топлива. То есть суть дела та же :-)…
Все вышесказанное как раз и есть основной принцип работы двухконтурного турбореактивного двигателя. Получили, так сказать, мое любимое объяснение «на пальцах» :-)…
А теперь подтвердим этот факт парочкой формул. Тяга воздушно-реактивного двигателя (коим и является, как известно, ТРД) определяется простым выражением, вытекающим из закона сохранения импульса:
P = G (c — v) , здесь Р – тяга двигателя, G – это расход воздуха через двигатель (кг/с), c— скорость истечения газовоздушной струи из двигателя (м/с), v – скорость полета (м/с). Из этой формулы хорошо видно, что чем больше скорость реактивной струи, тем выше тяга двигателя.
Теперь о кпд. Для нашего случая эффективность реактивного двигателя, как движителя, характеризует так называемый полетный кпд (еще его называют тяговым). Он определяется формулой, которую часто именуют формулой Стечкина (Борис Сергеевич Стечкин — выдающийся советский ученый -гидроаэромеханик и теплотехник, которого в авиационных кругах полушутливо, но явно с большим уважением называли «Главный моторист Советского Союза»).
η= 2/(1+с/v) , здесь η – полетный кпд. Можно сравнить эти две формулы, и тогда виден интересный факт. Чем выше скорость выхода газовоздушной струи из двигателя (с), тем выше его тяга (Р), но при этом ниже кпд (η). И наоборот. То есть при проектировании турбореактивного двигателя инженерам приходится решать две явно противоположные задачи. Нужно поддерживать тягу двигателя на хорошем уровне, но при этом нельзя сильно занижать кпд. Приходится идти на компромисс. В этом случае именно применение концепции двухконтурного турбореактивного двигателя облегчает задачу.
Итак, мы с вами выяснили, что для ТРДД должен быть организован дополнительный расход воздуха. Конструктивно это выполняется путем добавления к уже существующему ТРД так называемого второго контура, выполненного в виде кольцевого канала как бы поверх уже существующих габаритов. Этот канал проходит от компрессора до сопла, минуя камеру сгорания и турбину. Первый же контур (внутренний) представляет собой по сути обычный ТРД со всеми присущими ему атрибутами и принципом работы.
Воздух, поступая из самолетного воздухозаборника (входного устройства) на вход в двигатель, попадает в так называемый компрессор низкого давления (КНД), степень повышения давления в котором действительно невысока (в среднем от 1,5 до 3). Этот компрессор состоит из небольшого количества ступеней. Обычно от одной до пяти. Передние ступени КНД могут носить название «вентилятор».
Далее сжатый до определенного уровня воздух делится на два потока. Один поступает в первый (внутренний) контур и работает там, как в обычном турбореактивном двигателе, а другой попадает в вышеозначенный второй( или внешний) контур и, следуя по нему, истекает из реактивного сопла, создавая при этом реактивную тягу.
Схема ТРДД. Здесь: 2 - КНД, 3 - КВД, 4 - камера сгорания, 5 - ТВД, 6 - ТНД, 7 - сопло, 8 - ротор высокого давления, 9 - ротор низкого давления, 1 - часть КНД (вентилятор).
Компрессор внутреннего контура называется компрессором высокого давления КВД (степень повышения давления в среднем 10-30). Во внутренний контур могут также входить и последние ступени компрессора низкого давления. Каждый из этих компрессорных узлов вращает своя турбина (турбины низкого и высокого давления, ТНД и ТВД). Оба эти турбокомпрессора между собой обычно механически не связаны, и валы их расположены один внутри другого. Часто они и вращаются в разные стороны.
Одним из основных параметров для двухконтурного двигателя является степень двухконтурности К. Это отношение массового расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний. Диапазон изменения степени двухконтурности для различных двигателей довольно большой: от 0,5 вплоть до 90.
Степень двухконтурности К от 0,5 до 2 имеют двигатели, стоящие на самолетах, предназначенных для полета на высоких дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Обычно это военные самолеты. А если К>2, то это уже скорей всего движок для пассажирского лайнера или транспортника, потому что большая степень двухконтурности означает большой расход воздуха, что подразумевает, в свою очередь, большие диаметральные размеры движка. А это никакой истребитель себе позволить не может :-).
ТРДДФ Eurojet EJ200. На фото ниже его рисунок с разрезом. Устанавливается на истребитель Eurofighter Typhoon.
Двухконтурный турбореактивный двигатель Eurojet EJ200 с малой степенью двухконтурности. Второй контур голубого цвета. Устанавливается на истребитель Eurofighter Typhoon.
Истребитель Eurofighter Typhoon с двигателями Eurojet EJ200.
Практически на всех современных истребителях сейчас ставятся ТРДД с малой степенью двухконтурности. Примером может служить двигатель Pratt & Whitney F100-PW-229 (степень двухконтурности 0,4), устанавливавшийся на самолеты F-15 и F-16, двигатель Eurojet EJ200 со степенью двухконтурности 0,4, устанавливающийся на самолет Eurofighter Typhoon, а также российские АЛ-31Ф (истребитель СУ-27, степень двухконтурности 0,571) и РД-33 (истребители МИГ-29 (35), степень двухконтурности 0,49).
ТРДДФ F100-PW-229. Типичный двигатель со смешением потоков. Хорошо просматривается второй контур (темный цвет). Устанавливался на истребители F-15 и F-16.
Истребитель F-15 с двигателями F100-PW-229.
Истребитель F-16 с двигателем F100-PW-229.
ТРДДФ АЛ-31Ф. Устанавливается на истребитель СУ-27.
Истребитель СУ-27УБ с двигателями АЛ-31Ф.
ТРДДФ РД-33. Устанавливается на самолеты МИГ-29, МИГ-35.
Истребитель МИГ-29 с двигателями РД-33.
Однако правильнее будет сказать, что все эти двигатели не ТРДД, а ТРДДФ, то есть двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажем.
Дело в том, что двухконтурный двигатель достаточно эффективен (как в плане экономии, так и в тяговом отношении) именно на дозвуковых скоростях. Например, ТРДД со степенью двухконтурности М=1 имеет на взлете (максимальный режим на малой скорости) тягу на 25% выше, чем ТРД с такой же тягой на скорости 1000 км/ч.
Но с ростом скорости полета (более 1000 км/ч) и приближении ее к сверхзвуку, тяговая эффективность ТРДД ощутимо падает, потому что скорость выхода реактивного потока из движка для полета на таких скоростях уже мала. Чтобы эту скорость увеличить производится дополнительный подвод энергии к воздуху второго контура. Для этого как раз вполне подходит форсажная камера. Она к тому же служит камерой смешения.
Дело в том, что ТРДД могут быть двух видов: со смешением потоков и без него. То есть поток второго контура может с момента разделения с потоком первого самостоятельно пройти до выхода из двигателя и покинуть его через свое собственное сопло. Это будет двигатель без смешения потоков.
Но два потока могут и смешиваться. Происходит это обычно в так называемой камере смешения. И далее смешанный поток уже с общими температурой и давлением покидает двигатель через общее сопло.
Это в целом повышает эффективность двухконтурного турбореактивного двигателя. В движках, предназначенных для сверхзвуковых самолетов (ТРДДФ, степень двухконтурности меньше 1)) роль камеры смешения выполняет форсажная камера. Конструкция ее и принцип работы такие же, как и у простого ТРДФ.
Это совмещение функций очень удобно. Потому что, ведь, надо понимать, что дополнительная камера смешения – это дополнительные габариты и масса. Поэтому движки с большой степенью двухконтурности (К>4), обычно итак уже имеющие немалые габариты и массу :-), чаще всего выполняются без смешения потоков.
Но об этом уже в другой статье, потому что такие двигатели (обычно начиная со степени двухконтурности два) уже выделяются в отдельный вид, называемый турбовентиляторные двигатели (ТВРД). Кроме того существуют еще и турбовинтовентиляторные двигатели (ТВВД). У них двухконтурность переваливает далеко за 20 и может достигать 90 и более. И те и другие движки особенные и поэтому рассказывать о них тоже будем особо :-).
В заключение немного остановлюсь на моей любимой теме о правильности понятий. Дело в том, что в последнее время часто все двухконтурные турбореактивные двигатели огульно называют турбовентиляторными. При этом часть компрессора низкого давления называют вентилятором. Я, конечно, не могу считать себя истиной в первой инстанции :-), но считаю, что это некорректно.
Слово турбовентиляторный произошло от английского turbofan. Им «у них» обозначаются все двухконтурные турбореактивные двигатели. Здесь fan означает вентилятор. Такое название носит та часть компрессора низкого давления, которая гонит воздух во второй контур.
Слово английское и по-английски все, пожалуй, нормально звучит :-). Но, извините, по-русски не могу я назвать вентилятором те 3-4 ступени компрессора на входе в движок с малой степенью двухконтурности (работающие на второй контур), которые и диаметр-то имеют еле отличающийся от диаметра остальных ступеней компрессора низкого давления (да и высокого тоже).
Двухконтурный турбореактивный двигатель Д-18Т. Устанавливается на АН-124 и АН-225.
Другое дело, когда степень двухконтурности ого-го :-). Тогда обычно ступень одна и диаметр тоже соответствующий. Вот это да, это настоящий вентилятор (как, например, у двигателя Д-18Т). Поэтому (я думаю :-)) и принято было в нашей теории двигателей (русской :-)) всегда называть турбовентиляторными двигатели, у которых К>2. Если же К<2, то это просто ТРДД или же ТРДДФ. Это двигатели для сверхзвуковых самолетов (военных) и K у них обычно даже меньше еденицы. Я считаю, что это правильно.
Транспортник АН-124. На нем стоят двухконтурные двигатели Д-18Т.
Тем более, что в зарубежной авиации несмотря на общее название turbofan для двухконтурных турбореактивных двигателей существует, однако, специфическое деление на: low bypass turbofan и high bypass turbofan. Вypass – это и есть второй контур. А high bypass turbofan, соответственно, и есть турбовентиляторные движки (K>2) с высоким расходом воздуха во втором контуре (для пассажирских и транспортных самолетов). Low bypass turbofan – двигатели для военных самолетов с низкой степенью двухконтурности. То есть соответствие практически полное нашему делению :-). На приведенной схемке это показано. Не стал даже ничего переводить с английского, итак все ясно :-). Движки там, кстати, изображены без смешения потоков.
ТРДД с низкой и высокой степенью двухконтурности.
Вот, пожалуй, и все. На такой самоутверждающейся ноте и закончим сегодня. Продолжение, как говорится, следует…
Фотографии кликабельны.
Related posts:
- Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ).
- Турбореактивный двигатель. Элементы конструкции.
- Турбореактивный двигатель, как тепловая машина. Принцип работы. Просто.
avia-simply.ru
Турбовентиляторный авиационный двигатель
Турбовентиляторный авиационный двигатель содержит вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта. На выходе турбинного тракта установлен смеситель, в котором его трактовые стенки образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы. Двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета. Расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16. Число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16. Длина воздухозаборника L2 самолета и выходной диаметр Д воздухозаборника связаны соотношением: L2=(0,188...0,228)Д·3,16. Площадь на входе в двигатель fвх. и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением: fвх.=(0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл. Изобретение повышает эффективность шумоглушения вентилятора без существенных потерь тяги двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно: к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей.
Известен узел статора газотурбинного двигателя, содержащий элементы конструкции для снижения шума во внешней зоне, составляющей порядка 20% всего проточного тракта. В известной конструкции ниже по потоку от пространства между рабочими и направляющими лопатками выполнен кольцевой канал для захвата существенной части турбулентного потока, направленного от верхних торцовых частей вентиляторных лопаток. Кольцевой канал ограничен парой окружных стенок. По меньшей мере, одна из них обладает акустическим действием и поглощает шум не только на отдельных частотах, но и в широком диапазоне частот [1].
Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения звука в диапазоне частот 1000-7000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора, а также суммарного шума двигателя.
Известен турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор с пониженным уровнем шума. В известной конструкции за счет увеличения расстояния между лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата, установленного ниже по потоку от лопаток вентилятора, до расстояния, равного удвоенной ширине двух хорд лопаток вентилятора, а также заданием числа лопаток спрямляющего аппарата вдвое большим, чем число лопаток вентилятора, достигается эффект снижения шума благодаря тому, что турбулентные следы на большом расстоянии в значительной степени размываются [2].
Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения звука в диапазоне частот 1000-7000 Гц дискретных гармоник тонального шума вентилятора. У вентиляторов такой схемы для шумоглушения обычно используют так называемую акустическую «отсечку», при которой шум распространяется лишь в плоскости рабочего колеса вентилятора. «Отсечка» достигается только при определенном соотношении между числом лопаток рабочего колеса и спрямляющего аппарата. В известной конструкции трудно достичь эффективного снижения шума вследствие кратного соотношения числа лопаток спрямляющего аппарата и лопаток вентилятора, а следовательно, трудностей «настройки» и оптимизации параметров выхлопного шума струи и дискретных гармоник тонального шума вентилятора.
Известен также направляющий аппарат, обеспечивающий глушение шума, создаваемого сверхзвуковым вентилятором газотурбинного двигателя. В данной конструкции расстояние между лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата, установленного за вентилятором, соответствует расстоянию, равному ширине двух хорд лопаток вентилятора, а число лопаток спрямляющего аппарата вдвое больше, чем число лопаток вентилятора [3].
Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения вентиляторного шума путем акустической «отсечки» дискретных гармоник тонального шума вентилятора.
Известен малошумный вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающего роторные лопатки и лопатки спрямляющего аппарата, установленные за вентилятором. В данной конструкции снижение уровня шума достигается путем увеличения расстояния между лопатками вентилятора и лопатками спрямляющего аппарата, установленного за вентилятором, выше размера высоты вентиляторной лопатки [4].
Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей эффективного поглощения вентиляторного шума за счет акустической «отсечки» дискретных гармоник тонального шума вентилятора, снижения комбинационного и суммарного шума двигателя.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, в котором трактовые стенки смесителя образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, при этом двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета [5].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является неполное использование возможностей более эффективного глушения шума и повышения запасов по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, которые вводятся с 2006 года. Согласно Главы 3 действующих норм ИКАО запасы по шуму (EPN ДБ) с двигателями ПС-90А составляют: 10,4 EPN ДБ для самолета ТУ-204, 8,7 EPN ДБ для самолета ТУ-204-100, 5,5 EPN ДБ для самолета ТУ-214, 5,3 EPN ДБ для самолета ИЛ-96-300.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении эффективности шумоглушения вентилятора без существенных потерь тяги в турбовентиляторном авиационном двигателе, в повышении запасов по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 г., путем отсечки основного тона частоты следования лопаток вентилятора, а также в обеспечении дополнительного снижения шума вентилятора и реактивной струи путем акустической настройки и оптимизации параметров вентиляторного тракта относительно сечений в горле самолетного воздухозаборника и на срезе реактивного сопла.
Сущность технического решения заключается в том, что в турбовентиляторном авиационном двигателе, включающем вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, в котором трактовые стенки смесителя образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, при этом двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета, согласно изобретению, расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16, при этом число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16, длина воздухозаборника L2 самолета и выходной диаметр Д воздухозаборника связаны соотношением: L2=(0,188...0,228)Д·3,16, а площадь на входе в двигатель fвх. и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением: fвх.=(0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ. Число лопаток вентилятора состоит из двух одинаковых нечетных цифр, число лопаток спрямляющего аппарата состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, а число наружных и внутренних каналов смесителя выполнено четным, причем число лопаток вентилятора и число наружных и внутренних каналов смесителя пропорциональны их общему делителю.
Выполнение турбовентиляторного авиационного двигателя таким образом, что расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16, при этом число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16, длина воздухозаборника связаны соотношением: L2=(0,188...0,228)Д·3,16, а площадь на входе в двигатель fвх. и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением: Fвх.=(0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ, позволяет повысить эффективность шумоглушения без существенных потерь тяги путем отсечки основного тона частоты следования лопаток вентилятора, а также обеспечить дополнительное снижение шума вентилятора и реактивной струи путем акустической настройки и оптимизации параметров вентиляторного тракта относительно сечений в горле самолетного воздухозаборника и на срезе сопла. Известно, что значительное снижение шума двигателя и самолета происходит в результате уменьшения скорости реактивных струй (шум пропорционален восьмой степени скорости струи). Других эффективных методов глушения шума до сих пор не найдено, поскольку шум образуется уже вне двигателя - при смешении струи с возмущенным потоком воздуха, образующимся за двигателем. При этом в суммарном шуме турбовентиляторного авиационного двигателя появляется пропорциональный величине расхода воздуха широкополосный шум вентилятора, который является результатом взаимодействия комбинационного и тонального шума вентилятора. Отсечка основного тона вентилятора в соответствии с существенными признаками заявляемого изобретения позволяет на 60...80% обеспечить эффективность шумоглушения комбинационного шума вентилятора даже без помощи звукопоглощающих конструкций (панелей) во внутреннем и наружном трактах двигателя.
Выполнение турбовентиляторного авиационного двигателя таким образом, что число лопаток вентилятора состоит из двух одинаковых нечетных цифр, число лопаток спрямляющего аппарата состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, а число наружных и внутренних каналов смесителя выполнено четным, причем число лопаток вентилятора и число наружных и внутренних каналов смесителя пропорциональны их общему делителю, позволяет дополнительно обеспечить наилучшую эффективность шумоглушения для обеспечения требований Главы 4 норм ИКАО и повысить запасы по шуму (EPN ДБ) для самолетов ТУ-204, ТУ-204-100, ТУ-214 и ИЛ-96-300. Это объясняется резонансным затуханием косых отраженных звуковых волн в резонансных внутреннем и наружном трактах (контурах) двигателя за счет определенного расположения вентиляторных лопаток, спрямляющих аппаратов вентилятора, смесителя на выходе турбинного тракта, стенки которого образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, а также параметров воздухозаборника и сопла. Это объясняется также теорией глушения шума в каналах с импедансными границами, ламинаризацией обтекания турбулентных потоков, демпфированием пограничного слоя и снижением внутренних потерь.
На фиг.1 - изображен турбовентиляторный авиационный двигатель в мотогондоле самолета.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 вентилятора с воздухозаборником самолета.
Турбовентиляторный авиационный двигатель включает вентилятор 1 с подпорными ступенями 2, спрямляющий аппарат 3 вентилятора, компрессор 4 высокого давления, камеру сгорания 5, турбины 6, 7 высокого и низкого давлений, смеситель 8 на выходе 9 турбинного тракта 10. Трактовые стенки 11 смесителя 8 образуют чередующиеся в окружном направлении наружные каналы 12 и внутренние каналы 13. Кроме того, двигатель включает общее реактивное сопло 14 для потока воздуха 15 вентилятора 1 и газа 16 из турбинного тракта 10, при этом двигатель размещен в мотогондоле 17 и соединен с воздухозаборником 18 самолета. Расстояние 19 (L) между периферийными задними кромками 20 лопаток 21 вентилятора и периферийными передними кромками 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 вентилятора в направлении вдоль оси вращения 24 вентилятора 1 и проекция 25 (L1) периферийной хорды сечений между передней кромкой 26 и задней кромкой 20 лопаток 21 вентилятора связаны соотношением: L=(0,707...0,866)L1·3,16. Число лопаток 21 (Z) вентилятора 1 и число лопаток 23 (Z1) спрямляющего аппарата 3 вентилятора связаны соотношением: Z1=(0,707...0,866)Z·3,16. Длина 27 (L2) воздухозаборника 18 самолета и выходной диаметр 28 (Д) воздухозаборника 18 связаны соотношением: L2=(0,188...0,288)Д·3,16. Площадь 29 на входе в двигатель (fвх.) и площадь сечения 30 в горле 31 воздухозаборника (Fг) связаны соотношением: fвх.= (0,346...0,386)Fг·3,16, где: 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта 32 (для потока воздуха 15) двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 дБ. Число лопаток 21 вентилятора 1 состоит из двух одинаковых нечетных цифр, по существу 33, число лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, по существу 77, а число наружных 12 и внутренних 13 каналов смесителя 8 выполнено четным, по существу 12, причем число лопаток 21 вентилятора и число наружных 12 и внутренних 13 каналов смесителя 8 пропорциональны их общему делителю, по существу 3.
Турбовентиляторный авиационный двигатель работает следующим образом. Определяющим параметром спектра шума для двигателя являются пики тонального шума вентилятора 1 и шум струи. Звуковое давление ˜ 150...160 дБ, генерируемое дискретными гармониками тонального шума вентилятора 1 в условиях высокоскоростного (˜ 200 м/сек) потока воздуха 15 вентилятора 1, воспринимается выше по потоку от плоскости рабочего колеса, т.е. от роторных лопаток 21 вентилятора 1, самолетным воздухозаборником 18 длиной 27 и с площадью горла 30, а ниже по потоку от плоскости роторных лопаток 21 вентилятора - передними кромками 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3, каналом 30 вентиляторного тракта с импедансными границами от передних кромок 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 до среза трактовых стенок 11 смесителя 8, которые образуют чередующиеся в окружном направлении наружные каналы 12 и внутренние каналы 13. Полость внутри воздухозаборника 18 самолета образует переднюю демпфирующую камеру за счет того, что площадь Fг горла 30 меньше площади 28 на входе в двигатель. Полость на выходе турбинного тракта 10 до среза сопла 14, ограниченная трактовыми стенками сопла 14 и трактовыми стенками 11 смесителя 8, образует заднюю смесительно-демпфирующую камеру. Полость между задними кромками 20 лопаток 21 вентилятора 1 и передними кромками 22 лопаток 23 спрямляющего аппарата 3 образует резонансную акустическую камеру. Во время работы двигателя потоки воздуха 15, отбрасываемые лопатками 21 вентилятора, деформируются таким образом, что в относительном, переносном и абсолютном перемещении турбулентных потоков воздуха 15 в межлопаточных каналах и между лопатками 21 и 23 происходит отсечка основного тона частоты следования лопаток 21 вентилятора 1. При числе лопаток 21 вентилятора 1, равном 33, числе лопаток 23 спрямляющего аппарата 3, равном 77, а также при числе наружных 12 и внутренних каналов 13 смесителя 8, равном 12, происходит дополнительное резонансное затухание косых отраженных звуковых волн в резонансных внутреннем тракте 10 и наружном вентиляторном тракте 32, которое усиливается взаимодействием полости внутри воздухозаборника 18, т.е. на входе в двигатель, а также полостями 10, 32 на выходе из смесительной камеры 8.
Таким образом, при использовании заявляемого изобретения в турбовентиляторном авиационном двигателе уменьшается тональный шум вентилятора в самом двигателе и происходит резонансное затухание косых отраженных волн, а также происходит почти полное поглощение звука при минимизации потерь давления и без потерь тяги двигателя, т.е. обеспечивается коэффициент поглощения звука (по энергии), близкий к единице. Заявляемое изобретение повышает эффективность звукопоглощения в турбовентиляторном авиационном двигателе и обеспечивает запасы по шуму согласно Главы 4 норм ИКАО, вводимых с 2006 года.
Источники информации
1. Патент US №5894721, F 02 C 7/045, 23.12.96 г.
2. Патент US №3747343, F 02 K 3/04, 10.02.72 г.
3. Патент US №3873229, F 01 D 5/10, F 04 D 21/00, 26.12.73 г.
4. Патент US №3471080, F 04 D 21/00, 13.06.68 г.
5. В.А.Пивоваров. Авиационный двигатель ПС-90А. М.: Министерство гражданской авиации, Московский институт инженеров гражданской авиации, 1989, стр.8, рис.1.1 - прототип.
1. Турбовентиляторный авиационный двигатель, включающий вентилятор с подпорными ступенями, спрямляющий аппарат вентилятора, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давлений, смеситель на выходе турбинного тракта, в котором трактовые стенки смесителя образуют чередующиеся в окружном направлении наружные и внутренние каналы, общее реактивное сопло для потока воздуха вентилятора и газа из турбинного тракта, при этом двигатель размещен в мотогондоле и соединен с воздухозаборником самолета, отличающийся тем, что расстояние L между периферийными задними кромками лопаток вентилятора и периферийными передними кромками лопаток спрямляющего аппарата вентилятора в направлении вдоль оси вращения вентилятора и проекция L1 периферийной хорды сечений между передней и задней кромками лопаток вентилятора на ось его вращения связаны соотношением L=(0,707...0,866)L1·3,16, при этом число лопаток Z вентилятора и число лопаток Z1 спрямляющего аппарата вентилятора связаны соотношением Z1=(0,707...0,866)Z·3,16, длина воздухозаборника L2 самолета и выходной диаметр Д воздухозаборника связаны соотношением L2=(0,188...0,228)Д·3,16, а площадь на входе в двигатель fвx и площадь сечения в горле воздухозаборника Fг связаны соотношением fвх=(0,346...0,386)Fг·3,16, где 3,16 - акустический параметр вентиляторного тракта двигателя, соответствующий логарифмическому масштабу 5 децибелл.
2. Турбовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что число лопаток вентилятора состоит из двух одинаковых нечетных цифр, число лопаток спрямляющего аппарата состоит из двух других одинаковых нечетных цифр, число наружных и внутренних каналов смесителя выполнено четным, а число лопаток вентилятора и число наружных и внутренних каналов смесителя пропорциональны их общему делителю.
www.findpatent.ru
Турбовентиляторный двигатель — Википедия (с комментариями)
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Турбовентиляторным двигателем в популярной литературе обычно называют турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с высокой (выше 2) степенью двухконтурности. В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полёта, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевом направлении). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности — без смешения потоков. Экономичность турбовентиляторных двигателей обусловлена тем, что в отличие от обычного ТРДД энергия реактивной струи в виде давления и высокой температуры не теряется на выходе из двигателя, а преобразуется во вращение вентилятора, который создает дополнительную тягу, тем самым повышается КПД. В турбовентиляторном двигателе вентилятор может создавать до 70-80 % всей тяги двигателя. [1][2]
Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству турбореактивного двигателя (ТРД), последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.
Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.
По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе невысока — сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.
Достоинства и недостатки
Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.
Недостатки — большие масса и габариты. Особенно — большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полёте.
Область применения таких двигателей — дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.
См. также
Напишите отзыв о статье "Турбовентиляторный двигатель"
Примечания
- ↑ [www.youtube.com/watch?v=XMR9dfm0EoI Как работает турбовентиляторный двигатель]
- ↑ [www.youtube.com/watch?time_continue=106&v=KjYw0GdRpm0 Как работает турбовентиляторный двигатель CFM56-7B ]
Отрывок, характеризующий Турбовентиляторный двигатель
Пьер слышал, что французы совещались, как стрелять – по одному или по два? «По два», – холодно спокойно отвечал старший офицер. Сделалось передвижение в рядах солдат, и заметно было, что все торопились, – и торопились не так, как торопятся, чтобы сделать понятное для всех дело, но так, как торопятся, чтобы окончить необходимое, но неприятное и непостижимое дело. Чиновник француз в шарфе подошел к правой стороне шеренги преступников в прочел по русски и по французски приговор. Потом две пары французов подошли к преступникам и взяли, по указанию офицера, двух острожных, стоявших с края. Острожные, подойдя к столбу, остановились и, пока принесли мешки, молча смотрели вокруг себя, как смотрит подбитый зверь на подходящего охотника. Один все крестился, другой чесал спину и делал губами движение, подобное улыбке. Солдаты, торопясь руками, стали завязывать им глаза, надевать мешки и привязывать к столбу. Двенадцать человек стрелков с ружьями мерным, твердым шагом вышли из за рядов и остановились в восьми шагах от столба. Пьер отвернулся, чтобы не видать того, что будет. Вдруг послышался треск и грохот, показавшиеся Пьеру громче самых страшных ударов грома, и он оглянулся. Был дым, и французы с бледными лицами и дрожащими руками что то делали у ямы. Повели других двух. Так же, такими же глазами и эти двое смотрели на всех, тщетно, одними глазами, молча, прося защиты и, видимо, не понимая и не веря тому, что будет. Они не могли верить, потому что они одни знали, что такое была для них их жизнь, и потому не понимали и не верили, чтобы можно было отнять ее. Пьер хотел не смотреть и опять отвернулся; но опять как будто ужасный взрыв поразил его слух, и вместе с этими звуками он увидал дым, чью то кровь и бледные испуганные лица французов, опять что то делавших у столба, дрожащими руками толкая друг друга. Пьер, тяжело дыша, оглядывался вокруг себя, как будто спрашивая: что это такое? Тот же вопрос был и во всех взглядах, которые встречались со взглядом Пьера. На всех лицах русских, на лицах французских солдат, офицеров, всех без исключения, он читал такой же испуг, ужас и борьбу, какие были в его сердце. «Да кто жо это делает наконец? Они все страдают так же, как и я. Кто же? Кто же?» – на секунду блеснуло в душе Пьера. – Tirailleurs du 86 me, en avant! [Стрелки 86 го, вперед!] – прокричал кто то. Повели пятого, стоявшего рядом с Пьером, – одного. Пьер не понял того, что он спасен, что он и все остальные были приведены сюда только для присутствия при казни. Он со все возраставшим ужасом, не ощущая ни радости, ни успокоения, смотрел на то, что делалось. Пятый был фабричный в халате. Только что до него дотронулись, как он в ужасе отпрыгнул и схватился за Пьера (Пьер вздрогнул и оторвался от него). Фабричный не мог идти. Его тащили под мышки, и он что то кричал. Когда его подвели к столбу, он вдруг замолк. Он как будто вдруг что то понял. То ли он понял, что напрасно кричать, или то, что невозможно, чтобы его убили люди, но он стал у столба, ожидая повязки вместе с другими и, как подстреленный зверь, оглядываясь вокруг себя блестящими глазами. Пьер уже не мог взять на себя отвернуться и закрыть глаза. Любопытство и волнение его и всей толпы при этом пятом убийстве дошло до высшей степени. Так же как и другие, этот пятый казался спокоен: он запахивал халат и почесывал одной босой ногой о другую. Когда ему стали завязывать глаза, он поправил сам узел на затылке, который резал ему; потом, когда прислонили его к окровавленному столбу, он завалился назад, и, так как ему в этом положении было неловко, он поправился и, ровно поставив ноги, покойно прислонился. Пьер не сводил с него глаз, не упуская ни малейшего движения.wiki-org.ru
