Как устроена телеметрическая система для турбореактивных двигателей

Турбореактивные двигатели

1 — входное устройство;

3 — камера сгорания;

4 — газовая турбина;

5 — выходное устройство

Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства. Входное устройство предназначено для подвода воздуха к компрессору двигателя. В зависимости от расположения двигателя на самолете оно может входить в конструкцию самолета или в конструкцию двигателя. Входное устройство способствует повышению давления воздуха перед компрессором. Дальнейшее повышение давления воздуха происходит в компрессоре. В турбореактивных двигателях применяются компрессоры центробежные и осевые. В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопатки, воздействуя на воздух, закручивают его и заставляют двигаться вдоль оси в сторону выхода из компрессора.В центробежном компрессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается лопатками и под действием центробежных сил движется к периферии. Наиболее широкое применение в современной авиации нашли двигатели с осевым компрессором.

Осевой компрессор включает в себя ротор (вращающаяся часть) и статор (неподвижная часть), к которому крепится входное устройство. Иногда во входных устройствах устанавливаются защитные сетки, предотвращающие попадание в компрессор посторонних предметов, которые могут привести к повреждению лопаток.

Ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилированных рабочих лопаток, расположенных по окружности и последовательно чередующихся вдоль оси вращения. Роторы подразделяют на барабанные, дисковые и барабаннодисковые.

Статор компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопаток, закрепленных в корпусе. Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток называется ступенью компрессора.

В современных авиационных турбореактивных двигателях применяются многоступенчатые компрессоры, увеличивающие эффективность процесса сжатия воздуха. Ступени компрессора согласуются между собой таким образом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени. Нужное направление воздуха в следующую ступень обеспечивает спрямляющий аппарат. Для этой же цели служит и направляющий аппарат устанавливаемый перед компрессором. В некоторых конструкциях двигателей направляющий аппарат может отсутствовать.

Одним из основных элементов турбореактивного двигателя является камера сгорания, расположенная за компрессором. В конструктивном отношении камеры сгорания выполняются трубчатыми, кольцевыми и трубчато-кольцевыми. Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания состоит из жаровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой стаканами подвески. В передней части камеры сгорания устанавливаются топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилизации пламени. На жаровой трубе имеются отверстия для подвода воздуха, предотвращающего перегрев жаровой трубы. Поджигание топливо-воздушной смеси в жаровых трубах осуществляется специальными запальными устройствами, устанавливаемыми на отдельных камерах. Между собой жаровые трубы соединяются патрубками, которые обеспечивают поджигание смеси во всех камерах.

Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой полости, образованной наружным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала устанавливается кольцевая жаровая труба, а в носовой части жаровой трубы-завихрители и форсунки.

Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство, внутри которого размещаются индивидуальные жаровые трубы.

Для привода компрессора ТРД служит газовая турбина. В современных двигателях газовые турбины выполняются осевыми. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса, состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор. Сопловые аппараты располагаются перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называется ступенью турбины. Рабочие лопатки крепятся к диску турбины при помощи елочного замка.

Выпускное устройство состоит из выпускной трубы внутреннего конуса, стойки и реактивного сопла. В некоторых случаях из условий компоновки двигателя на самолете между выпускной трубой и реактивным соплом устанавливается удлинительная труба. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и нерегулируемым выходным сечением.

В отличие от поршневого двигателя рабочий процесс в газотурбинных двигателях не разделен на отдельные такты, а протекает непрерывно. Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. В полете воздушный поток, набегающий на двигатель, проходит через входное устройство в компрессор. Во входном устройстве происходит предварительное сжатие воздуха и частичное преобразование кинетической энергии движущегося воздушного потока в потенциальную энергию давления. Более значительному сжатию воздух подвергается в компрессоре. В турбореактивных двигателях с осевым компрессором при быстром вращении ротора лопатки компрессора, подобно лопастям вентилятора, прогоняют воздух в сторону камеры сгорания. В установленных за рабочими колесами каждой ступени компрессора спрямляющих аппаратах вследствие диффузорной формы межлопаточных каналов происходит преобразование приобретенной в колесе кинетической энергии потока в потенциальную энергию давления.

В двигателях с центробежным компрессором сжатие воздуха происходит за счет воздействия центробежной силы. Воздух, входя в компрессор, подхватывается лопатка быстро вращающейся крыльчатки и под действием центробежной силы отбрасывается от центра к окружности колеса компрессора. Чем быстрее вращается крыльчатка, тем большее давление создается компрессором.

Благодаря компрессору ТРД могут создавать тягу при работе на месте. Воздух, сжатый во входном устройстве и компрессоре, далее поступает в камеру сгорания, разделяясь на два потока. Одна часть воздуха (первичный воздух), составляющая 25—35% от общего расхода воздуха, направляется непосредственно в жаровую трубу, где происходит основной процесс сгорания. Другая часть воздуха (вторичный воздух) обтекает наружные полости камеры сгорания, охлаждая последнюю, и на выходе из камеры смешивается с продуктами сгорания, уменьшая температуру газовоздушного потока до величины, определяемой жаропрочностью лопаток турбины. Незначительная часть вторичного воздуха через боковые отверстия жаровой трубы проникает в зону горения.

Таким образом, в камере сгорания происходит образование топливо-воздушной смеси путем распыливания топлива через форсунки и смешения его с первичным воздухом, горение смеси и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом. При запуске двигателя зажигание смеси осуществляется специальным запальным устройством, а при дальнейшей работе двигателя топливо-воздушная смесь поджигается уже имеющимся факелом пламени.

Образовавшийся в камере сгорания газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, устремляется на турбину через суживающийся сопловой аппарат. В каналах соплового аппарата скорость газа резко возрастает до 450—500 м/сек и происходит частичное преобразование тепловой (потенциальной) энергии в кинетическую. Газы из соплового аппарата попадают на лопатки турбины, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу вращения турбины. Лопатки турбины, вращаясь вместе с дисками, вращают вал двигателя и тем самым обеспечивается работа компрессора.

В рабочих лопатках турбины может происходить либо только процесс преобразования кинетической энергии газа в механическую работу вращения турбины, либо еще и дальнейшее расширение газа с увеличением его скорости. В первом случае газовая турбина называется активной, во втором — реактивной. Во втором случае лопатки турбины, помимо активного воздействия набегающей газовой струи, испытывают и реактивное воздействие за счет ускорения газового потока.Окончательное расширение газа происходит в выходном устройстве двигателя (реактивном сопле). Здесь давление газового потока уменьшается, а скорость возрастает до 660-650 м/сек (в земных условиях).Таким образом, потенциальная энергия продуктов сгорания в двигателе преобразуется в кинетическую энергию в процессе расширения (в турбине и выходном сопле). Часть кинетической энергии при этом идет на вращение турбины, которая в свою очередь вращает компрессор, другая часть — на ускорение газового потока (на создание реактивной тяги).

Стремление повысить тяговый коэффициент полезного действия ТРД на больших дозвуковых скоростях полета привело к созданию турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД).

Турбореактивные двухконтурные двигатели

1 — входное устройство;

2 — компрессор низкого давления;

3 — компрессор высокого давления;

4 — камера сгорания;

6 — выходное устройство внешнего контура;

7 — выходное устройство внутреннего конура

В отличие от ТРД обычной схемы в ТРДД газовая турбина приводит во вращение (помимо компрессора и ряда вспомогательных агрегатов) низконапорный компрессор, называемый иначе вентилятором второго контура. Привод вентилятора второго контура ТРДД может осуществляться и от отдельной турбины, располагаемой за турбиной компрессора.

Первый (внутренний) контур ТРДД представляет собой схему обычного ТРД. Вторым (внешним) контуром является кольцевой канал с расположенным в нем вентилятором. Поэтому двухконтурные турбореактивные двигатели называют иногда турбовентиляторными.

Работа ТРДД происходит следующим образом. Набегающий на двигатель воздушный поток поступает в воздухозаборник и далее одна часть воздуха проходит через компрессор высокого давления первого контура, другая — через лопатки вентилятора (компрессора низкого давления) второго контура. Так как схема первого контура представляет собой обычную схему ТРД, то и рабочий процесс в этом контуре аналогичен рабочему процессу в ТРД. Действие вентилятора второго контура подобно действию многолопастного воздушного винта, вращающегося в кольцевом канале.

Благодаря наличию второго контура в ТРДД масса воздуха, вытекающая из него с малой скоростью, смешивается с газовым потоком, выходящего из первого контура, и тем самым общая скорость газовоздушного потока снижается, приближаясь к скорости полета самолета. Таким образом, чем больше степень двухконтурности ТРДД, тем меньше скорость истечения газа из выходного устройства и тем выше тяговый коэффициент полезного действия. Это очень важное преимущество ТРДД перед ТРД, применяемых на самолетах, предназначенных для полетов с дозвуковыми скоростями.

ТРДД могут найти применение и на сверхзвуковых летательных аппаратах, но в этом случае для увеличения их тяги необходимо предусматривать сжигание топлива во втором контуре. Для быстрого увеличения (форсирования) тяги ТРДД иногда осуществляется сжигание дополнительного топлива либо в воздушном потоке второго контура, либо за турбиной первого контура. При сжигании дополнительного топлива во втором контуре необходимо увеличивать площадь его реактивного сопла для сохранения неизменными режимов работы обоих контуров. При несоблюдении этого условия расход воздуха через вентилятор второго контура уменьшится вследствие повышения температуры газа между вентилятором и реактивным соплом второго контура. Это повлечет за собой снижение потребной мощности для вращения вентилятора. Тогда, чтобы сохранить прежние числа оборотов двигателя, придется в первом контуре снизить температуру газа перед турбиной, а это приведет к уменьшению тяги в первом контуре. Повышение суммарной тяги будет недостаточным, а в некоторых случаях суммарная тяга форсированного двигателя может оказаться меньше суммарной тяги обычного ТРДД. Кроме того, форсирование тяги связано с большими удельными расходами топлива. Все эти обстоятельства ограничивают применение данного способа увеличения тяги. Однако форсирование тяги ТРДД может найти широкое применение при сверхзвуковых скоростях полета.

Как работает турбореактивный двигатель

Приветствую, ХАБРчане. Пришла мне в голову идея создать турбореактивный мотоцикл. И, естественно, пришлось собирать техническую информацию и во всём разбираться. Но простого объяснения принципа работы такого двигателя я не нашёл. Везде рассказывается сложным техническим языком, зачастую понятным только инженеру. И я решил попробовать рассказать по-простому так, чтобы понял и инженер, и ребёнок.

Физический принцип

Чтобы объяснить, на каком принципе работает турбореактивный двигатель, рассмотрим следующий пример.

Давайте представим, что мы взяли обычный домашний вентилятор. Включив его в розетку, мы увидим, что электрический двигатель будет раскручивать крыльчатку вентилятора и она начнёт создавать тот самый поток воздуха, который мы так любим в сильную жару. А теперь давайте поставим второй вентилятор напротив первого.

Тогда поток ветра с первого вентилятора будет вращать крыльчатку второго (не подключённого к сети) вентилятора, и если на второй вентилятор вместо двигателя мы установим электрогенератор, то он, разумеется, будет вырабатывать электричество. Получится как бы ветряной генератор. И тут сама собой напрашивается идея соединить эти два вентилятора проводами, то есть запитать первый вентилятор от генератора. Получится так называемая замкнутая система. Генератор вырабатывает электричество для двигателя, а двигатель вырабатывает ветер для генератора.

Замкнутая система

Получается, как бы вечный двигатель. Но сразу спешу огорчить, что вечного двигателя на самом деле не получится, так как и у крыльчаток, и у двигателя, и у генератора есть какой‑то свой коэффициент полезного действия (КПД). И, к сожалению, он почти всегда меньше единицы, ибо в этой замкнутой системе много потерь. В итоге эта связь двух вентиляторов будет иметь затухающий характер. Но люди придумали следующее: они расположили между этими двумя вентиляторами огонь.

Поскольку при сжигании керосина происходит расширение газов примерно в 27 раз, к тому же эти выхлопные газы будут изрядно разогреты, а значит дополнительно увеличены в объёме, то на второй вентилятор будет приходить намного больше энергии, чем тратит первый вентилятор.

И в таком случае мы действительно можем соединить оба вентилятора проводом, и эта система будет работать. Тогда наш генератор (вентилятор № 2) будет вырабатывать электричество с избытком, даже больше, чем потребуется для вращения первого вентилятора. И тут возникает вопрос: а зачем нам вообще нужен генератор, двигатель, провода, когда можно просто взять две крыльчатки и просто закрепить их на один общий вал, тем самым избавиться от преобразования в электричество и исключить тяжёлые дорогие агрегаты? В такой схеме механизм упрощён до максимума, а его эффективность будет даже выше, так как исключены лишние преобразования энергии в электричество и обратно.

Вот на таком простом принципе и работают все турбореактивные двигатели.

Турбокомпрессор

Первый вентилятор (нагнетающий воздух) называется турбокомпрессором и порой состоит из десятка последовательно расположенных крыльчаток для создания необходимого давления. А второй вентилятор называется силовой турбиной. Силовой, потому что она и вращает этот самый турбокомпрессор. В итоге эта система вращающихся крыльчаток раскручивается до огромных скоростей: 100 и даже 200 тысяч оборотов в минуту в зависимости от размеров турбины. В результате этого выходящие потоки воздуха и выхлопных газов двигаются с такой скоростью, что формируют реактивную струю такой силы, что этого достаточно, чтобы толкать самолёт.

Применение

Применение этой турбинной системы не ограничивается одними только самолётами. С вала турбины можно отбирать механическую энергию (турбовальная схема) и вращать генератор, который будет питать целый город. Поэтому такая технология ГТУ (газотурбинная установка) широко используется на электростанциях, а также различных перекачивающих нагнетающих компрессорах и даже на некоторых танках.

Из плюсов подобных силовых установок можно отметить большую мощность при малых размерах и весе, поэтому подобные реактивные двигатели так полюбились в авиации. Но есть у них и минусы: большой расход топлива (относительно ДВС) и огромная стоимость. Так что вряд ли вы когда-то увидите реактивный трактор или автобус.

Заключение

На мой взгляд, турбореактивный двигатель (ТРД) лучше всего подойдёт для создания будущего реактивного мотоцикла. И, кстати, работа по конструированию такого двигателя уже началась. Как и в предыдущих моих проектах, мне интересно поделиться процессом создания этого реактивного ЧУДОвища. Поэтому, будет сделана серия коротких видео, где я всё подробно рассказываю, показываю и объясняю с применением самодельных объясняющих анимаций.

Первый выпуск, в котором описывается принцип работы реактивного двигателя, можно посмотреть здесь:

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

kompressor

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.

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

turbine1

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.

sopla_all

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.

reg_sopl

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.

Как устроена телеметрическая система для турбореактивных двигателей

Устройство и принцип работы реактивного двигателя

Элементы двигателя

Осевой компрессор

kompressor

Камера сгорания

Турбина

turbine1

Сопловой аппарат

sopla_all

1 — обычное жесткое сужающееся сопло, 2 — сопло Витошинского, 3 — сопло Лаваля

reg_sopl

Система управления двигателем

Преимущества и недостатки

Глава третья Турбореактивный двигатель

Назначение одной из машин, составляющих турбореактивный двигатель, совершенно очевидно. Ведь из двигателя наружу через выходное отверстие должен вытекать с большой скоростью воздух (газы). Как же можно этою добиться? Очевидно, для этого давление воздуха внутри двигателя должно быть большим, чем в окружающей атмосфере.

Все, конечно, наблюдали, как со свистом вырывается пар из чайника, когда в нем в результате кипения воды увеличивается давление, или как с шумом вытекает под давлением вода из открытого водопроводного крана. Но как можно увеличить давление воздуха внутри турбореактивного двигателя?

Для повышения давления воздуха его необходимо сжать. Многие знают, как осуществляется сжатие воздуха, — для этого существуют специальные машины, так называемые компрессоры.

Поэтому воздух, поступающий через входное отверстие внутрь двигателя, прежде всего попадает в компрессор и сжимается там до давления в несколько атмосфер.

Компрессор — это важнейшая часть турбореактивного двигателя. От компрессора зависят и технические данные двигателя, и его внешний вид. В настоящее время широкое применение в турбореактивных двигателях получили компрессоры двух типов: центробежные и осевые. Турбореактивный двигатель с центробежным компрессором изображен на рис. 9 и с осевым компрессором — на рис. 10.

Главной частью центробежного компрессора является крыльчатка, которая представляет собой большое, до 1 м в диаметре, колесо с тонкими лопатками, расположенными на одной или обеих торцовых (боковых) поверхностях (рис. 11). Эта крыльчатка вращается с большим числом оборотов внутри корпуса. Воздух, засосанный в двигатель, подводится к крыльчатке компрессора у ее средней части и сразу, попадая в каналы между лопатками крыльчатки, начинает вместе с ней вращаться с большой скоростью вокруг оси крыльчатки. В результате этого на молекулы воздуха начинает действовать большая центробежная сила и они отжимаются от центра к периферии крыльчатки, так что из компрессора выходит сжатый воздух.

Но сжатие воздуха происходит не только в крыльчатке центробежного компрессора, оно не прекращается и после того, как молекулы воздуха слетают с крыльчатки. Объясняется это тем, что воздух, отбрасываемый крыльчаткой, обладает не только повышенным давлением, но и большой скоростью, измеряемой сотнями метров в секунду, а следовательно, и большой кинетической энергией. Эта энергия и используется для дополнительного сжатия воздуха.

Один из основных законов течения всякой жидкости, а следовательно, и воздуха (этот закон носит имя открывшего его русского академика Даниила Бернулли) гласит, что кинетическая энергия может быть преобразована в потенциальную энергию, в энергию давления. Чтобы увеличить давление быстро текущего газа, его нужно плавно затормозить, постепенно уменьшить его скорость. Вот почему воздух, с огромной скоростью покидающий крыльчатку, поступает в так называемый диффузор, который является второй важнейшей частью центробежного компрессора. В диффузоре, кольцом охватывающем крыльчатку, установлены криволинейные, изогнутые лопатки, хорошо видные на рис. 11. Каналы между этими лопатками представляют собой как бы расширяющиеся трубы — их проходные сечения постепенно увеличиваются, а это как раз и нужно для того, чтобы затормозить воздух. Входя в каналы диффузора с большим давлением и большой скоростью, воздух покидает эти каналы с малой скоростью, но зато с еще большим давлением.

Наличие лопаток в диффузоре вовсе не является обязательным — торможение воздуха с повышением его давления можно осуществить и в безлопаточном диффузоре, представляющем собой просто кольцевой канал вокруг крыльчатки.

Центробежный компрессор имеет большой диаметр, а длина его сравнительно невелика. У осевого компрессора, наоборот, диаметр меньше, но длина значительно больше. Это объясняется тем, что осевой компрессор устроен совсем не так, как центробежный: воздух течет в нем не от центра к периферии, а вдоль оси компрессора; поэтому он и назван осевым.

Рис. 9. Отечественный турбореактивный двигатель РД-500 с центробежным компрессором: а — общий вид; б — устройство

Рис. 10. Отечественный турбореактивный двигатель РД-10 с осевым компрессором: а — общий вид; б — устройство

Рис. 11. Центробежный компрессор турбореактивного двигателя РД-500

Осевой компрессор представляет собой ряд установленных друг за другом колес, по окружности которых укреплены легкие металлические лопатки (рис. 12). Эти лопатки в поперечном сечении имеют профиль, похожий на дужку лопасти винта или крыла самолета. Вообще каждое отдельное колесо напоминает собой небольшой винт или вентилятор, имеющий много коротких лопастей.

Рис. 12. Осевой компрессор турбореактивного двигателя РД-10

Так же, как и винт, каждое колесо компрессора (оно называется рабочим колесом) отбрасывает воздух назад с большой скоростью и вместе с тем закручивает его по направлению своего вращения. Но в отличие от винта рабочее колесо компрессора не только ускоряет движение воздуха, но и сжимает его. Давление воздуха за колесом больше, чем перед ним, хотя это повышение давления и меньше, чем в крыльчатке центробежного компрессора. Однако сжатие воздуха в осевом компрессоре происходит не только в рабочем колесе. Как и в диффузоре центробежного компрессора, за рабочим колесом происходит дополнительное сжатие воздуха: скорость его уменьшается, а давление растет. Роль диффузора в осевом компрессоре выполняет так называемый неподвижный направляющий аппарат. Этот аппарат представляет собой ряды неподвижных лопаток, установленных между вращающимися рабочими колесами и похожих по форме на лопатки этих колес. Воздух, попадающий из вращающихся колес в каналы между неподвижными лопатками, тормозится в них так же, как это происходит с воздухом в каналах между лопатками диффузора центробежного компрессора. Скорость воздуха при таком торможении уменьшается и становится обычно такой же, какой она была перед рабочим вращающимся колесом. Давление воздуха при этом соответственно растет. Направление движения воздуха в этих каналах также изменяется, в результате чего за неподвижными лопатками скорость потока имеет обычно то же направление, что и до поступления на вращающееся колесо.

Каждое вращающееся колесо с последующим рядом неподвижных лопаток представляет собой ступень компрессора. В одной ступени давление воздуха увеличивается обычно на 20—30%, но так как таких ступеней осевой компрессор имеет несколько, от 5 до 15 и даже более, то выходящий из осевого компрессора воздух обычно имеет давление, большее, чем в случае центробежного компрессора.

В современных турбореактивных двигателях чаще применяется осевой компрессор. Это объясняется тем, что в осевом компрессоре можно получить большие степени сжатия воздуха, чем в центробежном. Увеличение степени сжатия воздуха в компрессоре, как об этом будет сказано ниже, является одним из важных направлений развития турбореактивных двигателей. Кроме того, через осевой компрессор может пройти за секунду больше воздуха, чем через центробежный компрессор такого же диаметра. Тяга же турбореактивного двигателя, как мы знаем, прямо пропорциональна секундному количеству протекающего через него воздуха.

Центробежный компрессор применялся на большинстве турбореактивных двигателей в те времена, когда эти двигатели только появились. Он применяется и теперь обычно в тех случаях, когда решающими факторами являются надежность в эксплуатации и простота изготовления двигателя.

Для вращения компрессора требуется затрачивать значительно большую мощность, чем для вращения воздушного винта. Работа сжатия воздуха зависит от того, как сильно он сжимается, сколько его сжимается и каков коэффициент полезного действия компрессора, т. е. какая часть всей мощности компрессора затрачивается на полезную работу сжатия. В новейших турбореактивных двигателях компрессор ежесекундно сжимает десятки килограммов воздуха, увеличивая его давление в 6—7 раз и более. Неудивительно, что несмотря на очень высокий коэффициент полезного действия компрессора, часто превышающий 80%, мощность, потребная для привода компрессора, достигает в мощных турбореактивных двигателях почти 50 000 лошадиных сил! Конечно, если бы для привода компрессора пришлось установить обычный поршневой двигатель, то реактивных самолетов с большой скоростью полета не существовало бы. Самые мощные из известных поршневых авиационных двигателей развивают мощность не больше 4000 лошадиных сил. Можно было бы создать и двигатели такой огромной мощности, как 50 000 лошадиных сил, хотя это и очень трудная задача. Но такие двигатели имели бы столь большие размеры и вес, что для них нужно было бы построить самолеты огромных размеров. Такие самолеты могли бы летать, конечно, только с очень небольшой скоростью, так как сопротивление их было бы очень велико.

В турбореактивных двигателях для вращения компрессора применяется не поршневой двигатель, а двигатель другого типа — газовая турбина. Этим и объясняется название — турбокомпрессорный реактивный или просто турбореактивный двигатель.

Турбина устанавливается в турбореактивном двигателе за компрессором. Но прежде чем попасть в турбину, воздух, сжатый компрессором, поступает в камеру сгорания двигателя, которая находится между компрессором и турбиной.

Камера сгорания представляет собой одну из важнейших частей турбореактивного двигателя; в ней происходит сгорание топлива, на котором работает двигатель. Обычно этим топливом является керосин, хотя может применяться и бензин. То обстоятельство, что турбореактивные двигатели работают не на бензине, а на керосине, является их дополнительным преимуществом, так как из нефти можно получить значительно больше керосина, чем бензина. Кроме того, удельный вес керосина больше, чем бензина; это значит, что в те же топливные баки самолета может поместиться по весу больше топлива и, следовательно, с этим топливом самолет сможет дальше улететь. Правда, есть у керосина и недостатки. Он, например, менее летуч, чем бензин, а поэтому хуже сгорает в двигателе, что особенно неблагоприятно сказывается при полете на большой высоте, где условия горения и без того ухудшаются. Поэтому ученые и исследователи стремятся найти такое топливо для турбореактивных двигателей, которое обладало бы достоинствами керосина, но было лишено его недостатков.

На рис. 13 показано устройство камеры сгорания турбореактивного двигателя РД-500. Таких камер на двигателе установлено 9; поэтому на диффузоре центробежного компрессора этого двигателя, показанном на рис. 11, можно видеть 9 патрубков, по которым воздух, выходящий из компрессора, подводится к камерам сгорания. Схема работы камеры сгорания показана также на рис. 13. Топливо — керосин — впрыскивается в движущийся с большой скоростью воздушный поток и сгорает в нем. Сгорание топлива в потоке воздуха, движущемся с большой скоростью, связано с очень сложными физическими процессами; о них будет подробнее рассказано ниже, в главе 7. Такое сгорание трудно изучить и трудно добиться, чтобы оно протекало хорошо, а ведь без этого нельзя создать и хорошего турбореактивного двигателя.

Продукты сгорания топлива — горячие газы, имеющие температуру примерно 850—900° С, устремляются из камеры сгорания в газовую турбину. Газовая турбина служит для того, чтобы вращать компрессор, и происходящие в ней процессы противоположны процессам, происходящим в компрессоре. Если в компрессоре воздух сжимается и давление его увеличивается, на что, естественно, приходится затрачивать работу, то в турбине, наоборот, давление воздуха, или, точнее, газов, уменьшается, они расширяются, совершая при этом работу. Если компрессор нужно вращать с помощью какого-нибудь двигателя, то турбина сама развивает мощность и может вращать компрессор. Так и сделано в турбореактивном двигателе — турбина и компрессор связаны в нем прочным стальным валом.

Рис. 13. Устройство камеры сгорания турбореактивного двигателя РД-500 (внизу принципиальная схема работы камеры): 1 — топливная форсунка, 2 — завихритель; 3 — горловина камеры; 4 — колпак; 5 — коническая перегородка; 6 — жаровая труба; 7 — наружный кожух

Что же представляет собой газовая турбина? Нетрудно догадаться, что принципиально по конструкции турбина должна быть похожа на компрессор, так как в этих машинах в сущности протекает один и тот же процесс, но в противоположных направлениях. Поэтому можно представить себе радиальную турбину — по аналогии с центробежным компрессором и осевую турбину — по аналогии с осевым компрессором. Существуют турбины обоих этих типов.

Рис. 14. Сопловой аппарат турбины турбореактивного двигателя РД-500

Радиальная турбина представляет собой такую же крыльчатку, как и крыльчатка центробежного компрессора. Только газы текут в крыльчатке турбины не от центра к периферии, как в компрессоре, а, наоборот, от периферии к центру. Такие турбины применяются редко, обычно на маломощных двигателях небольших размеров.

Рис. 15. Газовая турбина турбореактивного двигателя РД-500

Рис. 16. Радиальный зазор между рабочим колесом и корпусом турбины двигателя РД-500

На большинстве современных турбореактивных двигателей применяются осевые турбины. Как и осевой компрессор, осевая турбина состоит из рабочего вращающегося колеса с закрепленными на нем лопатками и ряда неподвижных лопаток. Но только в компрессоре воздух сначала протекает через рабочее колесо, а затем поступает в неподвижный направляющий аппарат, а в турбине наоборот. Раскаленные газы из камеры сгорания сразу попадают на неподвижные лопатки, которые называются сопловыми лопатками, а весь ряд таких лопаток — сопловым аппаратом (рис. 14). Когда газы текут в сужающихся каналах между сопловыми лопатками (эти каналы называются соплами), то их скорость увеличивается, а давление падает, газы расширяются. Со скоростью в несколько сот метров в секунду газы вытекают из сопел на лопатки вращающегося рабочего колеса турбины (рис. 15). Это колесо установлено в корпусе так, что между лопатками колеса и корпусом остается лишь очень небольшой радиальный зазор (рис. 16), поэтому газы устремляются в каналы между лопатками рабочего колеса. Так как лопатки изогнуты, то при движении газов в криволинейных каналах между лопатками возникает центробежная сила, действующая на них со стороны газов (рис. 17). Под действием этой силы колесо начинает вращаться. Газы вытекают из рабочего колеса со сравнительно небольшой скоростью — всю свою кинетическую энергию они передают рабочему колесу. Поэтому колесо в состоянии развить большую мощность; совершая несколько тысяч и даже несколько десятков тысяч оборотов в минуту, оно приводит во вращение компрессор.

Рис. 17. Принципиальная схема возникновения центробежной силы в каналах, образованных лопатками газовой турбины

Подобно многоступенчатым осевым компрессорам бывают и многоступенчатые осевые турбины. В двухступенчатой турбине за первым рабочим колесом устанавливается один ряд неподвижных лопаток, а за ним еще одно рабочее колесо или устанавливается второй ряд рабочих лопаток на том же колесе. На большинстве современных турбореактивных двигателей применяется одноступенчатая турбина, но есть двигатели с двух- и даже трехступенчатой турбиной. Турбины, имеющие большее число ступеней, на авиационных газотурбинных двигателях применяются очень редко.

Рис. 18. Выхлопной конус (слева) и реактивное сопло двигателя РД-500

За турбиной турбореактивного двигателя давление газов значительно, оно в два — два с лишним раза выше атмосферного давления. Если бы давление газов за турбиной было таким же, как давление воздуха в окружающей атмосфере, то газы вытекали бы из двигателя в атмосферу с той сравнительно небольшой скоростью, которую они имеют за турбиной. Но тогда двигатель не мог бы развить большой тяги. Для увеличения тяги окончательное расширение газов до атмосферного давления, с соответствующим увеличением их скорости, происходит за турбиной, в так называемом реактивном сопле двигателя. Это сопло представляет собой обычно простой конический сходящийся насадок (рис. 18), который крепится к переходной части — выхлопному конусу. Часто на выходе из двигателя приходится устанавливать специальную длинную выхлопную трубу, по которой газы отводятся в атмосферу; длина этой трубы определяется особенностями установки двигателя на самолете. В этом случае реактивное сопло устанавливается на выходе из выхлопной трубы. Подобную выхлопную трубу можно видеть на рис. 19, на котором показана установка турбореактивного двигателя РД-500 на испытательном стенде. Иногда на двигателе приходится устанавливать и более сложную выхлопную трубу. На рис. 20 показано, например, испытание турбореактивного двигателя в положении, соответствующем взлетному; на этом двигателе установлена, как это можно видеть, раздвоенная выхлопная труба.

Рис. 19. Турбореактивный двигатель РД-500 на испытательном стенде

Мы перечислили все основные части турбореактивного двигателя — компрессор, камеру сгорания, турбину, реактивное сопло. Это перечисление сделано в том порядке, в котором попадает в эти части протекающий через двигатель воздух (или газ). Таким образом, с рабочим телом турбореактивного двигателя (воздух, газ) происходят те же изменения, что и с рабочим телом поршневого авиационного двигателя или любого другого двигателя внутреннего сгорания. Вначале воздух, поступивший в двигатель, сжимается, затем к нему подводится тепло, выделяющееся в результате сгорания топлива. Горячие газы расширяются, совершая работу, и вытекают в атмосферу. Следовательно, тепловые процессы в поршневом и турбореактивном двигателях принципиально одинаковы. Но вместе с тем существует и важнейшее различие между обоими типами двигателей в отношении протекания этих тепловых процессов. В поршневом двигателе все процессы протекают в одном месте — в цилиндре двигателя; они лишь смещены по времени и следуют один за другим в том порядке, какой был указан выше. В турбореактивном же двигателе все тепловые процессы происходят одновременно, непрерывно в течение всей работы двигателя, но зато каждый из этих процессов протекает в одной какой-нибудь части двигателя — они смещены не по времени, а в пространстве.

Рис. 20. Испытание турбореактивного двигателя в положении, соответствующем взлетному

Такое различие объясняется тем, что поршневой двигатель — это двигатель периодического действия, т. е. рабочие процессы в нем протекают не непрерывно, а периодически, повторяясь много раз каждую секунду. Ясно, что в этом случае все процессы, происходящие в цилиндрах двигателя, должны быть смещены по времени. Иное дело в турбореактивном двигателе, через который рабочее тело (воздух) течет все время, непрерывно. Тут неизбежно смещение тепловых процессов в пространстве, вдоль газовоздушного тракта двигателя.

Нетрудно заметить, что непрерывность действия турбореактивного двигателя является его преимуществом по сравнению с поршневым двигателем. Действительно, в результате такой непрерывности через турбореактивный двигатель может протечь в секунду больше рабочего тела (воздуха), чем через поршневой двигатель, если даже отвлечься от конструктивных особенностей турбореактивного двигателя, способствующих дополнительному увеличению расхода воздуха. Увеличение расхода воздуха сопровождается увеличением мощности двигателя, ибо при прочих равных условиях с каждого килограмма протекающего через двигатель воздуха может быть получена определенная полезная работа. Этим и объясняется то, что мощность турбореактивного двигателя при больших скоростях полета во много раз превышает мощность поршневого двигателя.

Но возвратимся к турбореактивному двигателю. Мы знаем, что давление газов за турбиной больше давления атмосферного воздуха, так что окончательное расширение газов происходит в реактивном сопле; без этого двигатель не может развивать большой тяги. Очевидно, чем больше давление газов за турбиной, т. е. чем большее давление «срабатывается» в сопле, тем больше тяга двигателя. Следовательно, для увеличения тяги нужно повышать давление газов за турбиной.

Каким же образом можно этого добиться?

На первый взгляд кажется, что для этого проще всего увеличить давление газов перед турбиной, т. е. увеличить давление воздуха, выходящего из компрессора. Но в действительности этот путь не всегда приводит к желаемому результату. Если увеличивать сжатие воздуха в компрессоре, то на вращение компрессора придется затратить большую мощность турбины, а для увеличения мощности турбины потребуется увеличить степень расширения газов в ней. В результате этого давление газов за турбиной может не только не повыситься, а даже уменьшиться.

Чтобы найти правильный путь для повышения давления газов за турбиной и, следовательно, для увеличения тяги турбореактивного двигателя, обратим внимание на одну особенность его работы. Эта особенность имеет важный, принципиальный характер и является общей для всех воздушно-реактивных двигателей, а не только для двигателей турбореактивных.

Рассмотрим, как должна изменяться температура воздуха, протекающего через двигатель. Представим себе, что в двигателе нет камеры сгорания и воздух, выходящий из компрессора, сразу поступает в турбину и в ней расширяется. Сможет ли работать в этом случае турбореактивный двигатель? Конечно, нет. Даже в идеальном случае, т. е. при полном отсутствии каких бы то ни было потерь энергии в компрессоре и в турбине, мощность турбины в таком двигателе будет только равняться мощности компрессора. Но так как потери неизбежны, то турбина будет развивать в этом случае даже меньшую мощность, чем та, которая необходима для вращения компрессора. Следовательно, турбина не сможет вращать компрессор и двигатель работать не будет.

Чтобы мощность турбины была достаточной для привода во вращение компрессора, воздух (или газ), расширяющийся в турбине, должен иметь более высокую температуру, чем воздух, сжимающийся в компрессоре. Мало того, эта разница температур должна быть значительной, иначе турбореактивный двигатель не оправдает своего назначения — турбина будет вращать компрессор, двигатель будет работать, но вся энергия газов будет расходоваться при их расширении в турбине. В результате давление газов за турбиной будет небольшим и, следовательно, небольшой будет и тяга двигателя.

Таким образом, необходимо, чтобы воздух, выходящий из компрессора, был сильно подогрет до поступления в турбину. Для этой цели и служит камера сгорания двигателя. Тепло, выделяющееся в этой камере при сгорании топлива, подогревает проходящий через двигатель воздух примерно до 850—900° С. Выше говорилось о том, что из камеры сгорания вытекает, собственно говоря, уже не воздух, а раскаленные газы — перемешанные с воздухом продукты сгорания. Однако масса этих газов практически та же, что и масса воздуха, так как вес сгорающего в турбореактивном двигателе топлива не превышает 1,5% от веса воздуха.

Но почему турбина, работающая на горячих газах, способна развить большую мощность, чем турбина, работающая на холодном воздухе?

Это объясняется важнейшим свойством газов, в том числе и воздуха, свойством, лежащим в основе всей теплотехники, без которого нельзя было бы создать не только турбореактивного двигателя, но и любой другой тепловой машины.

Это важнейшее свойство всякого газа заключается в том, что горячий газ способен совершить большую работу, чем холодный, при одинаковом его расширении, т. е. при уменьшении давления в одно и то же число раз. Термодинамика, наука о преобразовании тепла в работу, учит, что при прочих равных условиях работа, совершаемая газом при расширении, прямо пропорциональна абсолютной температуре газа, которую он имеет перед расширением. Что более нагретый газ способен совершить большую работу, это совершенно очевидно. Каждый знает, что при нагревании все тела увеличивают свой объем; только для твердых и жидких тел это увеличение объема при нагревании невелико, а для газов оно может быть очень значительным. Начните нагревать газ, заключенный в каком-нибудь сосуде, так, чтобы его давление при этом не изменялось, например, так, как показано на рис. 21, т. е. нагрузив крышку сосуда гирей. В результате нагревания газ расширится, его объем увеличится, хотя давление и останется постоянным. Но всякое расширение газа связано с тем, что расширяющийся газ совершает работу; в нашем случае эта работа проявится в том, что гиря поднимется на большую высоту (в турбореактивном двигателе работа расширения газа в турбине затрачивается потом на сжатие воздуха в компрессоре). Поэтому нагретый газ и совершает в турбине большую работу, чем холодный; добавочная работа тем больше, чем сильнее нагрет газ.

Рис. 21. При нагревании воздуха его объем увеличивается (давление постоянно), при этом совершается работа

Как показывают теория и опыт, температура газов, поступающих на лопатки турбины в турбореактивном двигателе, должна быть значительно большей, чем температура воздуха, выходящего из компрессора. Без этого давление газов за турбиной будет лишь немного превышать атмосферное и двигатель не сможет развить большую тягу. Следует отметить, что повышенное давление газов за турбиной важно только для турбореактивного двигателя, который устанавливается на самолете. В других газотурбинных двигателях, например, предназначенных для морских судов, железнодорожных локомотивов, для установки на электростанциях и т. д., давление за турбиной практически равно атмосферному. Но турбина в этих случаях развевает мощность значительно большую, чем требуется для вращения компрессора. Избыточная мощность, которая при этом развивается, используется для совершения полезной работы — вращения генератора электрического тока, гребного винта корабля, ведущих колес железнодорожного локомотива или автомобиля. Двигатели такого типа применяются также и в авиации, мы о них упоминали выше. Они носят название турбовинтовых двигателей, ибо в них турбина приводит во вращение воздушный винт, с успехом заменяя поршневой двигатель. Турбовинтовым двигателям обеспечено прочное место в авиации; о них мы скажем несколько подробнее ниже.

Итак, для того чтобы турбореактивный двигатель развивал большую тягу, газы в нем должны быть нагреты до очень высокой температуры.

Но здесь мы встречаемся с наиболее, пожалуй, существенной трудностью развития турбореактивного двигателя.

Температура газов — продуктов сгорания топлива — зависит от рода этого топлива. Более калорийные топлива, т. е. топлива, выделяющие больше тепла при сгорании, как правило, образуют при горении и газы более высокой температуры. Бензин и керосин представляют собой весьма калорийные топлива; так, например, 1 кг керосина выделяет при сгорании более 10 000 килокалорий тепла. При сгорании керосина могут быть получены газы с весьма высокой температурой, почти до 2000° С. Однако такая температура является смертельной для двигателя, так как материалы, применяемые для изготовления деталей двигателя, не выдерживают и более низких температур.

Это и являлось главной причиной того, что в течение десятилетий мечта инженеров и ученых о создании газовой турбины не могла быть осуществлена.

Еще в конце прошлого века, после того как паровая турбина продемонстрировала свое конструктивное превосходство над тяжелой, вибрирующей паровой машиной, а двигатель внутреннего сгорания устранил необходимость в сложном, громоздком и малоэкономичном паровом котле, инженеры стали задумываться над двигателем, который совмещал бы в себе достоинства турбины и двигателя внутреннего сгорания. Таким двигателем должна была стать газовая турбина. В паровой турбине происходит расширение пара, который образуется в котле, где вода испаряется под действием тепла, выделяющегося при сгорании топлива. В газовой турбине расширяются непосредственно сами газы — продукты сгорания топлива. Однако все попытки создать газовую турбину заканчивались неудачей, наталкиваясь на, казалось, непреодолимую трудность: не удавалось решить проблему создания лопаток турбинного колеса.

Это не было неожиданностью, так как лопатки колеса работают в чрезвычайно трудных условиях. Представьте себе тонкую, длинную, изогнутую полоску металла (а ведь так именно выглядит лопатка турбины), укрепленную одним концом на колесе довольно большого диаметра, которое вращается с огромным числом оборотов, иногда значительно превышающим 10 000 об/мин. При таких условиях на эту полоску металла действуют большие центробежные силы, которые стремятся оторвать ее от колеса так же, как, например, камень в быстро раскручиваемой праще стремится разорвать удерживающую его веревку. Насколько велики эти силы, можно судить по тому, что иногда они в десятки тысяч раз превышают вес лопатки.

Но это не единственная нагрузка, которую воспринимает при работе двигателя лопатка турбины. Когда на лопатку устремляется поток газов, она начинает колебаться с очень большой частотой. При этом она изгибается и скручивается сотни и тысячи раз в секунду, так что даже прочные волокна — «металлические мышцы», наконец, не выдерживают и рвутся. Только самые высокопрочные металлические сплавы способны выдерживать в течение десятков и сотен часов тяжелый труд, который достается на долю лопаток, турбины.

Но и это еще не все.

Поток газов, устремляющийся с огромной скоростью, обычно превышающей скорость звука, из соплового аппарата на лопатки турбинного колеса, несет с собой страшный жар в сотни градусов. Понятно, что лопатки мгновенно раскаляются докрасна. Если издали заглянуть сквозь выходное отверстие работающего турбореактивного двигателя внутрь его, то можно увидеть огненно-красное кольцо. Это кольцо — след, оставляемый лопатками вращающегося колеса турбины. Температура лопаток достигает 700—750° С. При такой температуре все известные железоуглеродистые сплавы, обычно применяющиеся в тех случаях, когда требуется особая прочность, перестают быть прочными. Их прочность уменьшается в десятки раз, и повышение температуры на каждый лишний градус может привести к быстрому разрушению лопаток. Нагруженная мощной центробежной силой, колеблющаяся лопатка не выдерживает этих условий работы; ослабленный жарой металл рвется, и турбина выходит из строя.

Чтобы создать надежные лопатки турбины, понадобились новые металлы повышенной прочности, причем прочности не при обыкновенной температуре, а при нагреве до красного каления. Такие металлы называются жаропрочными. Но даже высокая жаропрочность металла еще не решает всех проблем создания лопаток, полностью удовлетворяющих предъявляемым к ним требованиям. Дело в том, что лопатка турбины при работе двигателя подвергается страшной болезни, которая носит несколько необычное для техники название — «ползучесть». Пусть даже найден металл, способный выстоять под объединенным натиском жары и нагрузок, — эго еще не значит, что задача решена до конца. Лопатка, изготовленная из такого жаропрочного материала, может начать постепенно, сначала медленно, а потом все быстрее, удлиняться, вытягиваться под действием постоянно приложенной к ней центробежной силы: материал лопатки будет «ползти». Это очень опасно для турбины: удлинившаяся лопатка ослабевает и обрывается либо задевает за корпус турбины и ломается.

Очевидно, материал, из которого можно изготовить лопатки газовой турбины, должен обладать по крайней мере двумя качествами: быть исключительно жаропрочным и вместе с тем не обладать склонностью к ползучести.

Готовых металлов с такими свойствами в природе нет, их нужно было создавать заново. Поэтому борьба за газовую турбину шла двумя путями. Ученые и конструкторы совершенствовали компрессор и турбину, ибо чем они совершеннее, чем больше их коэффициент полезного действия, тем меньше минимальная температура газов, при которой турбина в состоянии не только вращать компрессор, но и развивать полезную мощность. Металлурги же создавали новые сплавы для лопаток турбины.

Наконец, задача была решена. В настоящее время компрессор и турбина стали высокосовершенными машинами с небывало высоким к. п. д. (к. п. д. компрессора достигает 80—82 %, а к. п. д. турбины — почти 90 %). Были получены замечательные сплавы различных редких металлов — никеля, хрома, кобальта, молибдена, вольфрама, тантала, ниобия; эти сплавы обладают большой жаропрочностью и малой ползучестью. Изготовленные из них лопатки турбины надежно работают в течение сотен часов при температуре газов 750—800° С и более.

Интересно отметить, что немалый вклад в решение задачи создания газовой турбины сделали ученые, конструкторы и технологи, работавшие над усовершенствованием. поршневого авиационного двигателя. Вот как это произошло.

Более трети века назад ученые и конструкторы стали задумываться над тем, чтобы научиться использовать теряющуюся энергию отходящих газов поршневого двигателя. Ведь из двигателя через выхлопные патрубки вытекают в атмосферу продукты горения топлива — газы, обладающие температурой до 1000° С. Тепловая энергия этих газов вдвое — втрое превышает мощность двигателя; это значит, что на каждую лошадиную силу мощности, которую развивает двигатель, 2—3 л. с. «вылетают в трубу», теряются с выхлопными газами. Предлагались и исследовались различные методы использования этой теряющейся энергии газов, но наиболее широкое применение нашли турбокомпрессоры.

Идея турбокомпрессора была очень простой. На большинстве авиационных поршневых двигателей, в особенности в предвоенное десятилетие, стали устанавливаться компрессоры для сжатия засасываемого из атмосферы воздуха перед его подачей в цилиндры двигателя. Такой метод подачи в цилиндры поршневого авиационного двигателя предварительно сжатого воздуха называется наддувом, а компрессор, сжимающий воздух,— нагнетателем. Применение нагнетателей позволило значительно улучшить характеристики поршневых авиационных двигателей. В результате наддува в тех же цилиндрах двигателя помещается больше (по весу) воздуха; но это значит, что больше образуется и рабочей топливовоздушной смеси, больше выделяется тепла при ее сгорании и увеличивается, следовательно, мощность двигателя. Наддув очень важен и для обеспечения высотности двигателя, т. е. сохранения его мощности с увеличением высоты полета, — без наддува мощность двигателя с высотой быстро уменьшается из-за того, что на большой высоте воздух разрежен.

Рис. 22. Применение турбокомпрессора на поршневом двигателе:

а — поршневой авиационный двигатель с приводным центробежным нагнетателем; б—поршневой авиационный двигатель с турбокомпрессором, 1 — двигатель, 2—всасывающий воздушный патрубок; 3 — карбюратор; 4 — крыльчатка приводного нагнетателя, 5 — выхлопной трубопровод; 6 — крыльчатка турбокомпрессора; 7 — турбинное колесо турбокомпрессора; 8 — выход выхлопных газов в атмосферу

В качестве нагнетателей поршневых двигателей применяются центробежные компрессоры. Привод во вращение крыльчатки компрессора осуществляется обычно от коленчатого вала двигателя с помощью шестеренчатой передачи, причем число оборотов крыльчатки достигает 20 тысяч в минуту и более.

Рис. 23. Конструкция турбокомпрессора (рядом для сравнения изображен обычный настольный вентилятор):

1 — выход отработавших газов из турбины в атмосферу; 2 — выход охлаждающего воздуха в атмосферу, 3 — колесо турбины; 4 — корпус турбины, 5 — корпус компрессора; 6 — крыльчатка компрессора, 7 — отвод сжатого воздуха к двигателю, 8 — подвод выхлопных газов от двигателя к турбине, 9 — подвод воздуха для охлаждения турбины

На вращение крыльчатки нагнетателя приходится затрачивать значительную часть мощности, развиваемой двигателем, в то время как огромная энергия, заключенная в выхлопных газах двигателя, не используется. Поэтому и родилась идея турбокомпрессора, идея использования газовой турбины для вращения крыльчатки нагнетателя.

Турбокомпрессор представляет собой смонтированные на общем валу крыльчатку компрессора и газовую турбину, которая работает от выхлопных газов двигателя и развивает мощность, необходимую для привода во вращение компрессора (рис. 22). В этом случае мощность, развиваемая двигателем, на привод крыльчатки нагнетателя уже не расходуется. Устройство одного из современных турбокомпрессоров показано на рис. 23.

Шли годы, постепенно совершенствовался турбокомпрессор, значительно улучшая общие характеристики поршневого авиационного двигателя. И вместе с тем все надежнее и лучше становилась газовая турбина, без которой нельзя было создать нового двигателя.

Так в развивающемся старом, поршневом двигателе зарождались ростки нового, турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя.

Как устроена телеметрическая система для турбореактивных двигателей

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) – это «усовершенствованный» турбореактивный двигатель, конструкция которого дает возможность уменьшить расход топлива, что является главным недостатком ТРД, за счет улучшенной работы компрессора и соответственно увеличения объема прохождения воздушных масс через ТРДД.

Впервые конструкцию и принцип работы ТРДД разработал авиаконструктор А.М. Люлька еще в 1939 году, но тогда на его разработку не обратили особого внимания. Только в 50-хх годах, когда турбореактивные двигатели стали массово использоваться в авиации, а их «прожорливость» стала настоящей проблемой, его труд был замечен и оценен по достоинству. С тех пор ТРДД постоянно усовершенствуется и успешно используется во всех сферах авиации.

По сути, двухконтурный турбореактивный двигатель – это тот же ТРД, корпус которого «обволакивает» еще один, внешний, корпус. Зазор между этими корпусами формирует второй контур, ну а первый – это внутренняя полость ТРД. Конечно, масса и габариты при этом увеличиваются, но положительный результат от использования такой конструкции оправдывает все сложности и дополнительные затраты.

Устройство

Первый контур вмещает в себя компрессоры высокого и низкого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления и сопло. Второй контур состоит из направляющего аппарата и сопла. Такая конструкция является базовой, но возможны и некоторые отклонения, например, потоки внутреннего и внешнего контура могут смешиваться и выходить через общее сопло, или же двигатель может оснащаться форсажной камерой.

Теперь коротко о каждом составляющем элементе ТРДД. Компрессор высокого давления (КВД) – это вал, на котором закреплены подвижные и неподвижные лопатки, формирующие ступень. Подвижные лопатки при вращении захватывают поток воздуха, сжимают его и направляют внутрь корпуса. Воздух попадает на неподвижные лопатки, тормозится и дополнительно сжимается, что повышает его давление и придает ему осевой вектор движения. Таких ступеней в компрессоре несколько, а от их количества напрямую зависит степень сжатия двигателя. Такая же конструкция и у компрессора низкого давления (КНД), который расположен перед КВД. Отличие между ними заключается только в размерах: у КНД лопатки имеют больший диаметр, перекрывающий собой сечение и первого и второго контура, и меньшее количество ступеней ( от 1 до 5).

В камере сгорания сжатый и нагретый воздух перемешивается с топливом, которое впрыскивается форсунками, а полученный топливный заряд воспламеняется и сгорает, образуя газы с большим количеством энергии. Камера сгорания может быть одна, кольцевая, или же выполняться из нескольких труб.

Турбина по своей конструкции напоминает осевой компрессор: те же неподвижные и подвижные лопатки на валу, только их последовательность изменена. Сначала расширенные газы попадают на неподвижные лопатки, выравнивающие их движение, а потом на подвижные, которые вращают вал турбины. В ТРДД турбин две: одна приводит в движение компрессор высокого давления, а вторая – компрессор низкого давления. Работают они независимо и между собой механически не связаны. Вал привода КНД обычно расположен внутри вала привода КВД.

Сопло – это сужающаяся труба, через которую выходят наружу отработанные газы в виде реактивного потока. Обычно каждый контур имеет свое сопло, но бывает и так, что реактивные потоки на выходе попадают в общую камеру смешения.

Внешний, или второй, контур – это полая кольцевая конструкция с направляющим аппаратом, через которую проходит воздух, предварительно сжатый компрессором низкого давления, минуя камеру сгорания и турбины. Этот поток воздуха, попадая на неподвижные лопасти направляющего аппарата, выравнивается и движется к соплу, создавая дополнительную тягу за счет одного только сжатия КНД без сжигания топлива.

Форсажная камера – это труба, размещенная между турбиной низкого давления и соплом. Внутри у нее установлены завихрители и топливные форсунки с воспламенителями. Форсажная камера дает возможность создания дополнительной тяги за счет сжигания топлива не в камере сгорания, а на выходе турбины. Отработанные газы после прохождения ТНД и ТВД имеют высокую температуру и давления, а также значительное количество несгоревшего кислорода, поступившего из второго контура. Через форсунки, установленные в камере, подается топливо, которое смешивается с газами, и воспламеняется. В результате тяга на выходе возрастает порой в два раза, правда, и расход топлива при этом тоже растет. ТРДД, оснащенные форсажной камерой, легко узнать по пламени, которое вырывается из их сопла во время полета или при запуске.

форсажная камера в разрезе, на рисунке видны завихрители.

Самым важным параметром ТРДД является степень двухконтурности (к) – отношение количества воздуха, прошедшего через второй контур, к количеству воздуха, прошедшего через первый. Чем выше этот показатель, тем более экономичным будет двигатель. В зависимости от степени двухконтурности можно выделить основные виды двухконтурных турбореактивных двигателей. Если его значение к<2, это обычный ТРДД, если же к>2, то такие двигатели называются турбовентиляторными (ТВРД). Есть также турбовинтовентиляторные моторы, у которых значение достигает и 50-ти, и даже больше.

В зависимости от типа отведения отработанных газов различают ТРДД без смешения потоков и с ним. В первом случае каждый контур имеет свое сопло, во втором газы на выходе попадают в общую камеру смешения и только потом выходят наружу, образуя реактивную тягу. Двигатели со смешением потоков, которые устанавливаются на сверхзвуковые самолеты, могут снабжаться форсажной камерой, которая позволяет увеличивать мощность тяги даже на сверхзвуковых скоростях, когда тяга второго контура практически не играет роли.

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 во втором контуре и выходит наружу, создавая дополнительную тягу. Так же на тягу влияет сжигание кислорода воздуха второго контура в форсажной камере.

Применение

Сфера применения двухконтурных турбореактивных двигателей очень широкая. Они смогли охватить практически всю авиацию, потеснив собой ТРД и ТВД. Главный недостаток реактивных моторов – их неэкономичность – удалось частично победить, так что сейчас большинство гражданских и практически все военные самолеты оснащены ТРДД. Для военной авиации, где важны компактность, мощность и легкость моторов, используются ТРДД с малой степенью двухконтурности (к<1) и форсажными камерами. На пассажирских и грузовых самолетах устанавливаются ТРДД со степенью двухконтурности к>2, что позволяет сэкономить немало топлива на дозвуковых скоростях и снизить стоимость перелетов.

Двухконтурные турбореактивные двигатели с малой степенью двухконтурности на военном самолете.

su-35_s_al-41f1c

СУ-35 с установленными на нем 2мя двигателями АЛ-41Ф1С

Преимущества и недостатки

Двухконтурные турбореактивные двигатели имеют огромное преимущество в сравнении с ТРД в виде значительного сокращения расхода топлива без потерь мощности. Но при этом их конструкция более сложная, а вес намного больше. Понятно, что чем больше значение степени двухконтурности, тем экономичнее мотор, но это значение можно увеличить только одним способом – за счет увеличения диаметра второго контура, что даст возможность пропустить через него больше воздуха. Это и есть основным недостатком ТРДД. Достаточно посмотреть на некоторые ТВРД, устанавливаемые на крупные гражданские самолеты, чтобы понять, как они утяжеляют общую конструкцию. Диаметр их второго контура может достигать нескольких метров, а в целях экономии материалов и снижения их массы он выполняются более коротким, чем первый контур. Еще один минус крупных конструкций – высокое лобовое сопротивление во время полета, что в некоторой степени снижает скорость полета. Использование ТРДД в целях экономии топлива оправдано на дозвуковых скоростях, при преодолении звукового барьера реактивная тяга второго контура становится малоэффективной.

Различные конструкции и использование дополнительных конструктивных элементов в каждом отдельном случае позволяет получить нужный вариант ТРДД. Если важна экономия, устанавливаются турбовентиляторные двигатели с большим диаметром и высокой степенью двухконтурности. Если нужен компактный и мощный мотор, используются обычные ТРДД с форсажной камерой или без нее. Главное здесь найти компромисс и понять, какие приоритеты должны быть у конкретной модели. Военные истребители и бомбардировщики не могут оснащаться двигателями с трехметровым диаметром, да им это и не нужно, ведь в их случае приоритетны не столько экономия, сколько скорость и маневренность. Здесь же чаще используются и ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) для увеличения тяги на сверхзвуковых скоростях или при запуске. А для гражданской авиации, где сами самолеты имеют большие размеры, вполне приемлемы крупные и тяжелые моторы с высокой степенью двухконтурности.

Система мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя

Изобретение касается способа и системы мониторинга измерительной схемы (3), предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю (13) летательного аппарата, при этом система содержит средства обработки (21), выполненные с возможностью построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Настоящее изобретение относится к области мониторинга измерительного канала авиационного двигателя и, в частности, к системе мониторинга прерывистых контактов измерительной схемы.

СОСТОЯНИЕ ИЗВЕСТНОГО УРОВНЯ ТЕХНИКИ

Обычно измерительная схема содержит два резервированных канала, предназначенных для сбора в течение времени физических измерений, относящихся к турбореактивному двигателю летательного аппарата. Эти измерения могут являться измерениями температуры, давления, режима, LVDT (Linear Variable Differential Transformer) и т.д. Каждый измерительный канал содержит зонд, связанный через соединители и жгуты с вычислителем, контролирующим турбореактивный двигатель.

Таким образом, прерывистый контакт, вызванный случайным заземлением или прерывистым образом разомкнутой цепью, может появляться со временем на уровне соединителей, жгутов, или даже внутри зонда. Прерывистые контакты могут быть вызваны сильной вибрацией, и/или малой силой удержания, и/или наличием загрязнения, и/или коррозией в точке соединения и т.д. Эти прерывистые контакты могут создавать, в зависимости от типа технологии измерительной схемы и используемого фильтра, нарушения типа системных паразитных ошибок или пики на измерительном сигнале исследуемой измерительной схемы.

В настоящее время не существует решения для мониторинга прерывистых контактов, не считая использования аварийных статусов, выдаваемых при регулировании, функцией которого является управление двигателем. В рамках настоящего изобретения и во всем описании под «регулированием» понимают анализ входных сигналов, осуществленный вычислителем для проверки того, что измерение не является ошибочным. Этот анализ, осуществляемый на уровне программного обеспечения вычислителя, включает тесты на правдоподобие и расхождения.

Тест на правдоподобие (или зональный тест) применим ко всем не дискретным измерениям. Этот тест основан на сравнении входного сигнала с минимальным порогом и максимальным порогом с выработкой слова правильности, указывающего, что входной сигнал находится в или вне диапазона правдоподобия.

Тесты на расхождения (или перекрестный контроль) включают обычно три теста: первый тест на расхождение между двумя резервированными каналами измерительной схемы, второй тест на расхождение между измерением первого канала (локальный канал) и соответствующей моделью (если модель измерения доступна, что не всегда имеет место), а третий тест на расхождение между измерением второго канала (другого канала) и соответствующей моделью. Следует отметить, что если никакая модель измерения не является доступной, то можно осуществить тест на расхождение относительно опорного измерения (например, измерение давления летательного аппарата). Когда никакая модель и никакой ориентир недоступны, осуществляется только тест между каналами.

Когда два измерения двух каналов правильны относительно теста на правдоподобие, вычислитель осуществляет тест на расхождение между ними. Действительно, возможно, что измерения являются правильными с электрической точки зрения, и они включены в диапазон правдоподобия, но отличаются одно от другого. В этом случае вычислитель старается обнаружить это расхождение, так как это означает, что одно из двух измерений неверно (или даже оба). Однако определение расхождения между измерениями не позволяет локализовать неверное измерение. Так, для локализации неисправности вычислитель осуществляет тест на расхождение между измерением каждого канала и заранее заданной соответствующей моделью.

Когда тест на правдоподобие или расхождение признан недействительным, слово обслуживания снимается, то есть его бит становится единицей. Следует отметить, что, в общем, большинство слов обслуживания, которые не влияют на работу двигателя, извлекаются только во время периодических осмотров (проверка А), или, при необходимости, в случае неисправности, требующей устранения неполадок (troubleshooting) двигателя.

Кроме того, при каждом получении измерения вычислитель определяет слово выбора (или SST — Selection Status) в зависимости от правильности различных тестов на правдоподобие и расхождения между каналами или относительно модели.

В качестве примера фиг. 6 представляет таблицу выбора резервированного измерения турбореактивного двигателя.

Первый и второй столбцы представляют статусы правильности относительно тестов на правдоподобие первого и второго каналов соответственно. Третий столбец представляет статус модели. Четвертый, пятый и шестой столбцы представляют статусы правильности, касающиеся тестов на расхождение между первым и вторым каналами, между первым каналом и моделью и между вторым каналом и моделью соответственно. Седьмой столбец (обведенный волнистой линией) представляет величину или канал, выбранный вычислителем, а последний столбец представляет слово выбора SST, которое обозначает статус выбора.

Следует отметить, что в зависимости от соответствующего двигателя слова выбора SST могут принимать одно и то же значение для различных входных сигналов в таблице выбора. Следует отметить, что этот случай не касается всех турбореактивных двигателей и может изменяться в зависимости от изготовителя двигателя.

Например, в первой строке таблицы выбора все тесты действительны, вычислитель принимает среднее значение измерений двух каналов, и слово выбора SST равно 1. В седьмой и восьмой строках тест на правдоподобие в одном из каналов является неверным, и вычислитель выбирает действующий канал, причем словом выбора SST также является 1. Таким образом, один из тестов на правдоподобие или расхождение между каналами может быть недействительным, однако это не изменяет значения слова выбора SST, которое остается, таким образом, с номинальным значением 1.

Эта неоднозначность значения слова выбора SST, которая проявляется в самых маловероятных случаях отказа (недействительный тест на расхождение, но локализация неисправного канала возможна, или тест на правдоподобие недействующего канала, но обеспечение исправности другого канала), не позволяет предоставлять точных сведений об измерительной схеме.

Кроме того, следует отметить, что пороги расхождений рассчитаны таким образом, чтобы не ухудшить тягу и управляемость двигателя и, особенно, не вызвать ложных тревог.

В частности, тесты на правдоподобие имеют в качестве пределов пределы диапазона измерений датчика, расширенного вследствие точности полной измерительной цепи и увеличенного на порог безопасности.

В том, что касается теста на расхождение, значение порога рассчитывается, обычно, с увеличением в два с половиной раза полной шкалы точности измерительной схемы. Чтобы оставаться надежным, этот тест является намеренно широким и позволяет большое отклонение измерения прежде, чем его статус станет недействительным.

Таким образом, диагностические тесты, предоставляемые регулированием, не позволяют соответствующим образом осуществить мониторинг прерывистых явлений в измерительной схеме.

Объектом настоящего изобретения является предложение системы мониторинга прерывистых контактов и шума в измерительной схеме турбореактивного двигателя для обнаружения или прогнозирования неисправности, которая может привести к отказу.

Настоящее изобретение относится к системе мониторинга измерительной схемы, предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю летательного аппарата, при этом упомянутая система содержит средства обработки, выполненные с возможностью построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений.

Это позволяет наблюдать прерывистые и развивающиеся явления для прогнозирования отказа на более или менее длительный срок.

В соответствии с первым вариантом воплощения система содержит средства получения для получения в течение времени упомянутых измерений, получаемых измерительной схемой, а средства обработки выполнены с возможностью построения упомянутых слов состояния с использованием тестов на правдоподобие и расхождение между резервированными каналами упомянутой измерительной схемы, причем упомянутые тесты на правдоподобие и расхождение определены в соответствии с порогами параметрирования, выбранными специально для мониторинга измерительной схемы.

Это увеличивает гибкость системы мониторинга и позволяет строить слова состояния, общие для всех измерений при оптимизации мониторинга прерывистых явлений.

Предпочтительно, средства обработки выполнены с возможностью изменения значений порогов параметрирования в зависимости от наблюдаемой величины, измеренной измерительной схемой.

Так, значения порогов могут быть изменены и сжаты для того, чтобы соответствовать искомой информации.

В соответствии со вторым вариантом воплощения система содержит средства получения для извлечения упомянутых слов состояния из вычислителя, связанного с упомянутой измерительной схемой, причем упомянутые слова состояния соответствуют словам выбора (SST), уже вычисленным посредством вычислителя в зависимости от правильности тестов на правдоподобие, расхождение между резервированными каналами упомянутой измерительной схемы и расхождений относительно модели упомянутых каналов. Это позволяет уменьшить вычислительную нагрузку.

В соответствии с третьим вариантом воплощения система содержит средства получения для извлечения слов состоянии из вычислителя, связанного с упомянутой измерительной схемой, при этом упомянутые слова состояния соответствуют словам обслуживания, предварительно определенным упомянутым вычислителем, исходя из признанных недействительными тестов на правдоподобие или расхождения. Это также позволяет уменьшить вычислительную нагрузку, будучи применимым ко всем объектам.

Предпочтительно, средства обработки выполнены с возможностью вычисления индикатора разброса для каждого резервированного канала, содержащегося в упомянутой измерительной схеме. Это позволяет выдавать информацию о состоянии каждого резервированного канала измерительной схемы.

Предпочтительно, средства обработки выполнены с возможностью анализа в полете изменения полетных индикаторов состояния для обнаружения прерывистых контактов в упомянутой измерительной схеме.

Предпочтительно, в случае обнаружения прерывистых контактов, средства обработки выполнены с возможностью анализа в полете изменения полетных индикаторов разброса для локализации неисправного канала.

Изобретение относится также к турбореактивному двигателю летательного аппарата, содержащему, по меньшей мере, одну измерительную схему и систему мониторинга в соответствии с одним из предшествующих вариантов.

Изобретение касается также способа мониторинга измерительной схемы, предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю летательного аппарата, упомянутый способ включает в себя этап построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанный на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг. 1 схематично изображает систему мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии с изобретением;

Фиг. 2 представляет блок-схему, иллюстрирующую способ мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии с предпочтительным вариантом воплощения по изобретению;

Фиг. 3 представляет собой таблицу конфигурации, показывающую построение слов состояния в соответствии с предпочтительным вариантом воплощения изобретения;

Фиг. 4 представляет таблицу построения индикаторов состояния в соответствии с изобретением;

Фиг. 5А и 5В изображают блок-схемы способа мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии с другими вариантами воплощения изобретения; и

Фиг. 6 представляют собой таблицу выбора, показывающую построение слова выбора для резервированного измерения турбореактивного двигателя.

ДЕТАЛЬНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ВОПЛОЩЕНИЯ

Идея, лежащая в основе изобретения, заключается в извлечении индикатора состояния измерительной схемы турбореактивного двигателя для наблюдения прерывистых и развивающихся явлений, специфических для измерительной схемы.

Фиг. 1 схематично изображает систему мониторинга измерительной схемы двигателя или турбореактивного двигателя летательного аппарата по изобретению.

Изображенная измерительная схема 3 содержит два резервированных канала 3а, 3b, предназначенных для сбора в течение времени физических измерений, относящихся к турбореактивному двигателю. Эти измерения могут соответствовать одному параметру или наблюдаемой величине среди следующих наблюдаемых величин: температуры, давления, режимы, LVDT, и т.д.

Первый канал 3а содержит первый зонд (или датчик) 5а, соединенный с вычислителем 7 с помощью первой серии соединителей 9а и жгутов 11а. Второй канал 3b включает в себя второй зонд 5b, связанный с вычислителем 7 с помощью второй серии соединителей 9b и жгутов 11b. Вычислитель 7 (например, FADEC) предназначен для работы с измерениями, предоставляемыми измерительными схемами для контроля двигателя или турбореактивного двигателя 13.

Система 1 мониторинга содержит средства 15 получения для получения данных, касающихся турбореактивного двигателя 13 от измерительной схемы 3 и/или вычислителя 7, средства хранения 17, средства вывода 19 и средства 21 обработки информации для выполнения одной или более компьютерных программ, содержащих инструкции программного кода, хранящиеся в средствах 17 хранения и предназначенных для осуществления мониторинга измерительной схемы 3.

В соответствии с изобретением средства 21 обработки выполнены с возможностью построения индикатора состояния измерительной схемы 3, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель (или весовое значение) правильности соответствующих последующих измерений.

Более конкретно, индикатор состояния соответствует матрице, содержащей пропорции возникновения переходов последовательных слов состояния в процессе полета.

Индикаторы состояния в процессе различных полетов могут быть записаны в базе данных, хранящихся, например, в средствах хранения 17 для последующей перекомпиляции с точки зрения анализа тенденции (trending — англ. яз.) для прогнозирования случая отказа измерительной схемы 3 и локализации оборудования, ответственного за ошибочное измерение.

Фиг. 2 представляет блок — схему, иллюстрирующую способ мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии с предпочтительным вариантом воплощения изобретения.

В блоке Е1 средства получения 21 выполнены таким образом, чтобы получать в течение времени измерения (блок Е11), собранные по резервированным каналам 3а, 3b измерительной схемы 3 (блоки Е12, Е13). Кроме того, средства 21 обработки выполнены с возможностью построения слов состояния (блок Е14) с использованием тестов на правдоподобие (блоки Е15, Е16) и расхождение между резервированными каналами (блок Е17) измерительной схемы 3 в соответствии с логикой (блок Е18), которая может быть выражена частной таблицей конфигурации, изображенной на фиг. 3.

Первый и второй столбцы таблицы, изображенной на фиг. 3, представляют статусы правильности, относящиеся к тестам на правдоподобие первого канала 3а и второго канала 3b соответственно. Третий столбец представляет статус правильности, относящийся к тесту расхождения между каналами 3а и 3b. Четвертый столбец представляет слово состояния, определенное целым числом, выбранным из пяти чисел. Например, когда все тесты являются действительными, слово состояния является равным 1. Напротив, когда два теста на правдоподобие являются недействительными, слово состояния является равным 5.

Таким образом, в отличие от регулирования, только тесты на правдоподобие Е15, Е16 двух каналов 3а, 3b и тест на расхождение между каналами 3а и 3b используются для построения слов состояния. Сравнение с возможной моделью или внешним измерением не имеет отношения к мониторингу прерывистых контактов.

Это позволяет построить таблицу конфигурации слов состояния простым образом и общим для всех измерений в отличие от таблиц выбора регулирования, которые являются специфическими для каждой наблюдаемой величины или типа измерений и которые содержат больше входных сигналов (см. фиг. 6).

Кроме того, тесты на правдоподобие Е15, Е16 и расхождение Е17 определены в соответствии с порогами параметрирования, выбранными специально для мониторинга измерительной схемы 3. Сетка порогов параметрирования по изобретению является триплетом, образованным нижним порогом теста на правдоподобие, верхним порогом теста на правдоподобие и порогом теста на расхождение. Эта сетка может быть создана ограниченной до достижения естественного разброса расхождения между каналами. Таким образом, эти пороги выбраны более узкими, чем те, которые выбраны для регулирования.

Действительно, наблюдая в полете изменение измерения в стабильной фазе, отмечают, что расхождение между каналами составляет примерно на два порядка меньшую величину, чем порог теста на расхождение при регулировании. Значительные переходы создают более значительные точечные расхождения, но последние составляют величину меньшего порядка, чем порог расхождения, фиксируемый при регулировании. Таким образом, пороги, фиксируемые для регулирования (в частности, для теста расхождения между каналами), представляются широкими с точки зрения надежности.

Так как мониторинг прерывистых контактов измерительной схемы 3 не имеет ни тех же целей, ни тех же ограничений, что и регулирование, то эти пороги, предпочтительно, ограничены для того, чтобы в большей степени соответствовать искомой информации.

Предпочтительно, средства обработки 21 выполнены с возможностью изменения значений порогов параметрирования в зависимости от наблюдаемой величины, измеряемой в измерительной схеме 3.

Кроме того, с каждой наблюдаемой величиной можно связать несколько сеток параметрирования. Действительно, для порога теста на расхождение можно выбрать какую-либо величину, находящуюся в интервале от естественного шума измерения до порога регулирования.

В блоке Е2 средства обработки 21 извлекают индикатор состояния измерительной схемы 3 на основании слов состояния, созданных в процессе полета в блоке Е1.

Фиг. 4 изображает таблицу построения индикатора состояния. Последний является квадратной матрицей порядка 5 «подсчета», коэффициенты которой соответствуют числу переходов между последовательными словами состояния, созданными в процессе полета.

В частности, строки (i=1 — i=5) представляют собой весовые значения (1-5 соответственно) слов состояния в момент t, а столбцы (j=1 — j=5) представляют собой весовые значения (1-5 соответственно) слов состояния в следующий момент t+1. Таким образом, каждый коэффициент a_ij представляет собой счетчик, указывающий количество последовательных переходов между словом состояния с весовым значением i и словом состояния с весовым значением j в процессе полета.

В начале полета матрица подсчета является пустой (то есть нулевой матрицей) и постепенно (то есть в каждый момент t) увеличивают счетчик соответствующего коэффициента. Увеличение зависит от измеренной наблюдаемой величины, так как не все наблюдаемые величины измеряются на одной и той же частоте.

Например, в случае исправной измерительной схемы 3 в течение всего полета будут иметь место только переходы от слова состояния значением 1 к слову состояния значением 1. Это формирует матрицу, в которой все коэффициенты являются нулевыми за исключением коэффициента а₁₁, который будет равен продолжительности полета, умноженной на частоту получения измерений. Кроме того, следует отметить, что для заданной наблюдаемой величины (температура, давление, режим, и т.д.) можно построить несколько матриц подсчета: одна матрица для каждой сетки параметрирования.

Индикатор состояния может легко передаваться на землю средствами вывода 19. Следует отметить, что матрица подсчета является относительно небольшой (например, 5×5), что уменьшает стоимость передачи сообщений, содержащих индикаторы состояния различных наблюдаемых величин.

В блоке Е3 средства обработки 21 выполнены с возможностью анализировать в полете изменение полетных индикаторов состояния для обнаружения прерывистых контактов в измерительной схеме 3.

Действительно, каждый индикатор состояния, извлекаемый в течение каждого текущего полета, может быть записан в средства хранения 17. Это позволяет осуществлять мониторинг за тенденциями изменения измерения, зная, что прерывистое явление создает от полета к полету особые характерные признаки ухудшения, которые позволяют прогнозировать отказ на более или менее длительный срок.

В блоке Е4, если прогноз ухудшения подтверждается на нескольких рейсах, сработает сигнализация. Это позволяет избежать ложных тревог.

Следует отметить, что в случае, когда только тест на расхождение является недействительным, индикатор состояния, извлекаемый в блоке Е3, не позволяет локализовать неисправный канал.

Таким образом, в блоке Е6 средства обработки 21 выполнены с возможностью вычисления из измерений (блок 5) дополнительного индикатора разброса для каждого резервированного канала 3а, 3b измерительной схемы 3. Индикатор разброса может соответствовать максимальному значению типового расхождения в текущем полете или значению, взятому в качестве типового расхождения, скользящего в процессе перехода слова состояния.

В случае, когда прерывистые контакты обнаружены (блок Е4), средства обработки 21 выполнены с возможностью анализа изменения полетных индикаторов разброса от полета к полету для локализации неисправного канала (блок Е7). В частности, информация из блоков Е4 и Е5 анализируется в блоке Е7 для определения неисправного канала. Действительно, канал, имеющий большой разброс (то есть канал с сильным разбросом или большими шумами), подтверждает проблему прерывистого контакта в этом канале.

Фиг. 5А и 5В изображают блок-схемы, иллюстрирующие способ мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя летательного аппарата в соответствии со вторым и третьим вариантами воплощения изобретения.

Варианты воплощения по фиг. 5А и 5В отличаются от варианта по фиг. 2 только природой и происхождением слов состояния.

Действительно, на фиг. 5А все блоки идентичны блокам на фиг. 2 за исключением блока Е1, который заменен блоком Е101.

В блоке Е101 средства 15 получения выполнены с возможностью извлечения слов состояния из вычислителя 7, связанного с измерительной схемой 3. В соответствии с этим вторым вариантом воплощения слова состояния соответствуют словам выбора SST регулирования, уже вычисленным вычислителем 7, в зависимости от правильности тестов на правдоподобие, расхождения между резервированными каналами измерительной схемы 3 и расхождения относительно модели (см. фиг. 6). Следует отметить, что таблицы построения слов выбора SST являются специфическими для каждой наблюдаемой величины.

В варианте воплощения по фиг. 5В все блоки также идентичны блокам по фиг. 2 за исключением блока Е1, который заменен блоком Е102.

В блоке Е102 средства 15 получения выполнены с возможностью извлечения слов состояния из вычислителя 7, связанного с измерительной схемой 3. В соответствии с эти третьим вариантом воплощения слова состояния соответствуют словам обслуживания, предварительно определенным вычислителем 7, исходя из тестов на правдоподобие или расхождения, которые могут быть действительными или недействительными.

Варианты воплощения по фиг. 5А и 5В позволяют уменьшить время вычисления, зная, что слова состояния уже определены при регулировании. Однако этот выигрыш во времени вычислений происходит в ущерб точности, так как эти слова состояния являются следствием тестов с менее ограниченными порогами.

Таким образом, выбор между тремя вариантам воплощения может осуществляться в зависимости от имеющихся данных и ограничений точности, времени вычисления и стоимости передач.

1. Система мониторинга измерительной схемы (3), предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю (13) летательного аппарата, отличающаяся тем, что она содержит:
— средства обработки (21), выполненные с возможностью построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений, и
— средства получения (15) для получения в течение времени упомянутых измерений, собираемых измерительной схемой (3),
а также тем, что средства обработки (21) выполнены с возможностью построения упомянутых слов состояния с использованием тестов на правдоподобие и расхождение между резервированными каналами упомянутой измерительной схемы (3), при этом упомянутые тесты на правдоподобие и расхождение определены в соответствии с порогами параметрирования, выбранными специально для мониторинга измерительной схемы.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что средства обработки (21) выполнены с возможностью изменения значений порогов параметрирования в зависимости от наблюдаемой величины, измеренной измерительной схемой.

3. Система по одному из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что средства обработки (21) выполнены с возможностью вычисления индикатора разброса для каждого резервированного канала, имеющегося в упомянутой измерительной схеме.

4. Система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что средства обработки (21) выполнены с возможностью анализа в полете изменения полетных индикаторов состояния для обнаружения прерывистых контактов в упомянутой измерительной схеме.

5. Система по п. 4, отличающаяся тем, что в случае обнаружения прерывистых контактов средства обработки (21) выполнены с возможностью анализа в полете изменения полетных индикаторов разброса с целью локализации неисправного канала.

6. Турбореактивный двигатель летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, одну измерительную схему и систему мониторинга по одному из предыдущих пунктов.

7. Способ мониторинга измерительной схемы (3), предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю (13) летательного аппарата, отличающийся тем, что упомянутый способ включает в себя этап построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанный на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений, и этап построения упомянутых слов состояния с использованием тестов на правдоподобие и расхождение между резервированными каналами упомянутой измерительной схемы (3), при этом упомянутые тесты на правдоподобие и расхождение определены в соответствии с порогами параметрирования, специально выбранными для мониторинга измерительной схемы.

Как устроена телеметрическая система для турбореактивных двигателей

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД и ТРДДФ). В сегодняшней небольшой статье продолжаем более конкретное знакомство с типами авиационных двигателей. Двухконтурный турбореактивный двигатель ( ТРДД ) уже… Подробнее » Как устроена телеметрическая система для турбореактивных двигателей

Как устроено сцепление на форд рейнджер

автор: admin
12.11.2022

Как прокачать сцепление на пикапе Ford Ranger Удаление воздуха из муфты правильно удаляет весь воздух из линии сцепления. Вы хотите удалить воздух через главный цилиндр… Подробнее » Как устроено сцепление на форд рейнджер

Как установить помпу

автор: admin
12.11.2022

Как выбрать и правильно установить помпу для аквариума? Рыбки и другие аквариумные обитатели вместе с растениями — это не только красота и разнообразие. Это ещё… Подробнее » Как установить помпу

Как установить птф на форд фокус 3

автор: admin
12.11.2022

Установка противотуманных фар. ПТФ. Focus 3. Началось всё с того, что предыдущий хозяин продал мне автомобиль с уже установленными противотуманными фарами. Тогда я особо не… Подробнее » Как установить птф на форд фокус 3

Как установить регистратор

автор: admin
12.11.2022

Как установить видеорегистратор: установка регистратора своими руками Решение поставить видеорегистратор в автомобиль позволяет водителю постоянно фиксировать дорожную обстановку. Регистратор в машине является электронным «свидетелем», что… Подробнее » Как установить регистратор

Авиационные газотурбинные двигатели

Всем привет! В этой статье я хочу рассказать о том, как работают авиационные газотурбинные двигатели (ГТД). Я постараюсь сделать это наиболее простым и понятным языком.

Авиационные ГТД можно можно разделить на:

турбореактивные двигатели (ТРД)
двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)
Турбовинтовые двигатели (ТВД)
Турбовальные двигатели (ТВаД)

Начнём с турбореактивных двигателей.

Турбореактивные двигатели

Такой тип двигателей был создан в первой половине 20-го века и начал находить себе массовое применение к концу Второй мировой войны. Первым в мире серийным турбореактивным самолетом был немецкий Me.262. ТРД были популярны вплоть до 60-ых годов, после чего их стали вытеснять ТРДД.

Современная фотография Me-262, сделанная в 2016 году

Самый простой турбореактивный двигатель включает в себя следующие элементы:

Входное устройство
Компрессор
Камеру сгорания
Турбину
Реактивное сопло (далее просто сопло)

А теперь рассмотрим что для чего нужно и зачем.

Входное устройство — это расширяющийся* канал, в котором происходит подвод воздуха к компрессору и его предварительное сжатие. В нём кинетическая энергия входящего воздуха частично преобразуется в давление.

*здесь и дальше мы будем говорить про дозвуковые скорости. На сверхзвуковой скорости физика меняется, и там все совсем не так.

Компрессор — это устройство, в котором происходит повышение давление воздуха. Компрессор можно характеризовать такой величиной, как степень повышения давления. В современных двигателях оно уже начинает переступать за 40 единиц. Кроме того, в нем увеличивается температура (может быть, где-то до 400 градусов Цельсия).

Камера сгорания — устройство, в котором к сжатому воздуху (после компрессора) подводится тепло из-за горения топлива. Температура в камере сгорания очень высокая, может достигать 2000 градусов Цельсия. Вам может показаться, что давление газа в камере тоже сильно увеличивается, но это не так. Теоретически принято считать, что подвод тепла осуществляется при постоянном давлении. В реальности оно немного падает из-за потерь (проблема несовершенства конструкции).

Турбина — устройство, превращающее часть энергии газа после камеры сгорания в энергию привода компрессора. Так как турбины используются не только в авиации, можно дать более общее определение: это устройство, преобразующее внутреннюю энергию рабочего тела (в нашем случае рабочее тело — это газ) в механическую работу на валу. Как вы могли понять, турбина и компрессор находятся на одном валу и жестко связаны между собой. Если в компрессоре происходит повышение давления газа, то в турбине, наоборот, понижение, то есть газ расширяется.

Сопло — суживающийся канал, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую (оставшийся запас энергии газа после турбины). Как и в турбине, в сопле происходит расширение газа. Образуется струя, которая, вытекая из сопла, движет самолёт.

С основными элементами разобрались. Но все равно не очень понятно как оно работает? Тогда давайте ещё раз и коротко.

Воздух из атмосферы попадает во входное устройство, где немного сжимается и поступает в компрессор. В компрессоре давление воздуха растёт ещё сильнее, растёт и температура. После компрессора воздух поступает в камеру сгорания и, смешиваясь там с топливом, воспламеняется, что приводит к сильному возрастанию температуры, при, можно сказать, постоянном давлении. После камеры сгорания горячий сжатый газ попадает в турбину. Часть энергии газа расходуется на вращение компрессора турбиной (чтобы он мог выполнять свою функцию, описанную выше), другая часть энергии расходуется на, нужное нам, движение самолёта, из-за того, что газ, пройдя турбину, превращается в реактивную струю в сопле и вырывается из него (сопла) в атмосферу. На этом цикл завершается. Конечно, в реальности все процессы цикла проходят непрерывно.

Такой цикл называется циклом Брайтона, или термодинамическим циклом с непрерывным характером рабочего процесса и подводом тепла при постоянном давлении. По такому циклу работают все ГТД.

Цикл Брайтона в P-V координатах

Н-В — процесс сжатия во входном устройстве
В-К — процесс сжатия в компрессоре
К-Г — изобарический подвод тепла
Г-Т — процесс расширения газа в турбине
Г-С — процесс расширения газа в сопле
С-Н — изобарический отвод тепла в атмосферу

Схематичная конструкция турбореактивного двигателя, где 0-0 — ось двигателя

ТРД может иметь и два вала. В таком случае компрессор состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД), а подвод работы будут осуществлять турбина низкого давления (ТНД) и турбина высокого давления (ТВД) соответственно. Такая схема более выгодная газодинамически.

Реальный двигатель такого вида в разрезе

Мы рассмотрели принцип работы самой простой схемы авиационного газотурбинного двигателя. Естественно, на современных «Эйрбасах и Боингах» устанавливаются ТРДД, конструкция которых заметно сложнее, но работает все по таким же законам. Давайте рассмотрим их.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

ТРДД, прежде всего, отличается от ТРД тем, что имеет два контура: внешний и внутренний. Внутренний контур содержит в себе то же самое, что и ТРД: компрессор (разделенный на КНД и КВД), камеру сгорания, турбину (разделенную на ТВД и ТНД) и сопло. Внешний контур представляет собой канал, с соплом в конце. В нем нет ни камеры сгорания, ни турбины. Перед обоими контурами (сразу после входного устройства двигателя) стоит ступень компрессора, работающая на оба контура.

Не очень понятная картина выходит, да? Давайте разберемся как оно работает.

Схематичная конструкция двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя

Воздух, попадающий в двигатель, пройдя через первую ступень компрессора низкого давления, разбивается на два потока. Одна часть воздуха идет по внутреннему контуру, где происходят те же процессы, которые были описаны, когда мы разбирали ТРД. Вторая часть воздуха попадает во внешний контур, получив энергию от первой ступени КНД (та, которая работает на два контура). Во внешнем контуре энергия воздуха тратится только на преодоление гидравлических потерь (за счёт трения). В конце этот воздух попадает в сопло внешнего контура, создавая огромную тягу. Тяга, созданная внешним контуром, может составлять 80% тяги всего двигателя.

Одной из важнейших характеристик ТРДД является степень двухконтурности. Степень двухконтурности — это отношение расхода воздуха во внешнем контуре, к расходу воздуха во внутреннем контуре. Это число может быть как больше, так и меньше единицы. На современных двигателях это число переступает за значение в 12 единиц.
Двигатели, степень двухконтурности которых больше двух, принято называть турбовентиляторными, а первую ступень компрессора (ту, что работает на оба контура) вентилятором.

ТРДД самолета Boeing 757-200. На переднем плане видно входное устройство и вентилятор

На некоторых двигателях вентилятор приводится в движение отдельной турбиной, которая ставится ближе всего к соплу внутреннего контура. Тогда двигатель получается трехвальным. Например, по такой схеме выполнены двигатели Rolls Royce RB211 (устанавливались на L1011, B747, B757, B767), Д-18Т (Ан-124), Д-36 (Як-42)

Д-18Т в разрезе изнутри

Главное достоинство ТРДД заключается в возможности создания большой тяги и хорошей экономичности, по сравнению с ТРД.

На этом я хотел бы закончить про ТРДД и перейти к следующему виду двигателей — ТВД.

Турбовинтовые двигатели

Турбовинтовой двигатель, как и турбореактивный, относится к газотурбинным двигателям. И работает он почти как турбореактивный. Элементарный турбовинтовой двигатель состоит из уже знакомых нам элементов: компрессора, камеры сгорания, турбины и сопла. К ним добавляются редуктор и винт.

Принцип работы работы такой же, как у турбореактивного, с разницей в том, что практически вся энергия газа расходуется на турбине на вращение компрессора и на вращение винта через редуктор (здесь винт и редуктор находятся на одном валу с компрессором). Винт создаёт основную долю тяги. Оставшаяся, после турбины, часть энергии направляется в сопло, образуя реактивную тягу, но она мала, может составлять десятую часть от общей. Редуктор в этой схеме нужен для того, чтобы понизить обороты и передать момент, так как турбина может вращаться с очень высокой частотой, например, 10000 оборотов в минуту, а винту нужно только 1500. И винт достаточно тяжелый.

Схематичная конструкция ТВД

Но бывает и другая схема турбовинтовых двигателей: со свободной турбиной.
Её суть в том, что за обычной турбиной компрессора ставится отдельная турбина, которая механически не связана с турбиной компрессора. Такая турбина называется свободной. Связь между турбиной компрессора и свободной турбиной только газодинамическая. От свободной турбины идёт отдельный вал, на который устанавливаются редуктор с винтом. Все остальное работает так же, как и в первом случае. Большинство современных двигателей выполняют именно по такой схеме. Одним из плюсов такой схемы является возможность использования двигателя на земле, как вспомогательную силовую установку (ВСУ), не приводя винт в движение.

Схематичная конструкция ТВД со свободной турбиной

Хочу отметить, что не нужно смотреть на турбовинтовые двигатели как на малоэффективный пережиток прошлого. Я несколько раз слышал такие высказывания, но они неверны.
Турбовинтовой двигатель в некоторых случаях обладает наивысшим КПД, как правило, на самолетах с не очень большими скоростями (например, на 500 км/ч), притом, самолет может быть внушительных размеров. В таком случае, турбовинтовой двигатель может быть в разы выгоднее, рассмотренного ранее, турбореактивного двигателя.

На этом про турбовинтовые двигатели можно заканчивать. Мы потихоньку подошли к понятию турбовального двигателя.

Турбовальный двигатель

Должно быть, большинство читателей здесь вообще впервые слышат такое название. Такой тип двигателей устанавливается на вертолёты.

Турбовальный двигатель очень схож с турбовинтовым двигателем со свободной турбиной. Он также состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины компрессора, далее идёт свободная турбина, связанная со всем предыдущем только газодинамически. А вот реактивную тягу такой двигатель не создаёт, реактивного сопла у него нет, только выхлоп. Свободная турбина имеет свой вал, который соединяется к главному редуктору вертолёта (несущего винта). Да, у всех известных мне вертолетов есть такой редуктор, и, как правило, он внушительных размеров. Дело в том, что обороты несущего винта вертолёта очень низкие. Если у самолета, как я писал выше, они могут достигать 1500 об/мин, то у вертолёта, например у Ми-8, всего 193 об/мин.
А обороты двигателя у вертолёта зачастую очень высокие (из-за небольших размеров), и понижать их приходится в сотню и более раз. Бывает такое, что редуктор стоит и на двигателе, и на самом вертолете, например, у Ми-2 и его двигателя ГТД-350.

Схематичная конструкция турбовального двигателя

Двигатель ТВ3-117 от вертолета Ми-8. Справа видны выхлопная труба и приводной вал

Итак, мы рассмотрели четыре типа газотурбинных двигателей. Надеюсь, мой текст был понятен и полезен для вас. Все вопросы и замечания можете писать в комментариях.

Как работает турбореактивный двигатель

Физический принцип

Чтобы объяснить, на каком принципе работает турбореактивный двигатель, рассмотрим следующий пример.

Замкнутая система

Вот на таком простом принципе и работают все турбореактивные двигатели.

Турбокомпрессор

Применение

Заключение

Первый выпуск, в котором описывается принцип работы реактивного двигателя, можно посмотреть здесь:

Как устроена телеметрическая система для турбореактивных двигателей

Турбореактивные двигатели

Как работает турбореактивный двигатель

Физический принцип

Применение

Заключение

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором

Устройство и принцип работы реактивного двигателя

Элементы двигателя

Осевой компрессор

Камера сгорания

Турбина

Сопловой аппарат

Система управления двигателем

Преимущества и недостатки

Как устроена телеметрическая система для турбореактивных двигателей

Устройство и принцип работы реактивного двигателя

Элементы двигателя

Осевой компрессор

Камера сгорания

Турбина

Сопловой аппарат

Система управления двигателем

Преимущества и недостатки

Глава третья Турбореактивный двигатель

Читайте также

Глава третья

Глава третья

Глава третья

Глава третья.

Глава третья Торпеда

Глава третья

Глава двадцать третья

6.6.7. ПОЛУПРОВОДНИКОВЫЕ ПРИБОРЫ В ЭЛЕКТРОПРИВОДЕ. СИСТЕМЫ ТИРИСТОРНЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ — ДВИГАТЕЛЬ (ТП — Д) И ИСТОЧНИК ТОКА — ДВИГАТЕЛЬ (ИТ — Д)

Глава третья

Глава двадцать третья

Глава третья

Как устроена телеметрическая система для турбореактивных двигателей

Устройство

Принцип работы

Применение

Преимущества и недостатки

Система мониторинга измерительной схемы турбореактивного двигателя

Как устроена телеметрическая система для турбореактивных двигателей

Как устроено сцепление на форд рейнджер

Как установить помпу

Как установить птф на форд фокус 3

Как установить регистратор

Авиационные газотурбинные двигатели

Турбореактивные двигатели

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Турбовинтовые двигатели

Турбовальный двигатель

Как работает турбореактивный двигатель

Физический принцип

Применение

Заключение

Добавить комментарий Отменить ответ