Авиационные газотурбинные двигатели / Хабр

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)

Притом, ТРД и ТРДД могут содержать в себе форсажную камеру, в таком случае они будут ТРДФ и ТРДДФ соответственно. В этой статье мы их рассматривать не будем.

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)

Можно сказать, что это минимальный набор для нормальной работы двигателя.

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.

Спасибо за внимание.

Авиационный двигатель внутреннего горения с противоположно движущимися поршнями
. Патент № SU 26151 МПК F02B75/24 | Биржа патентов

Описание

oasis-open.org/tables/exchange/1.0″ xmlns:ns3=»http://www.w3.org/1998/Math/MathML3″ com:pnumber=»1″>Изобретение касается авиационного
двигателя внутреннего горения с противоположно-движущимися поршнями, сблокированного
по два цилиндра, в которых нижний поршень одного цилиндра жестко
соединен тягой с верхним поршнем другого цилиндра.

В предлагаемом двигателе применяются
золотники, расположенные в толще стенки, разделяющей выхлопную камеру
цилиндров каждого блока, каковые золотники принудительно поворачиваются
зубчатой рейкой таким образом, что с выхлопной трубой сообщаются поочередно выхлопные камеры цилиндров
блока.

На чертеже фиг. 1 схематически изображает продольный разрез двигателя,
при чем первая слева пара цилиндров разрезана полностью, вторая показана
не в разрезе (снята лишь стенка картера) и, наконец, третья часть показана без
движущихся частей; фиг. 2 — поперечный разрез их по первому цилиндру; фиг. 3 —
частичный вертикальный разрез верхней части цилиндров с выхлопными патрубками;
фиг. 4-поперечный разрез золотника; фиг. 5 -вертикальный разрез сервомотора; фиг. 6 -разрез сервомотора
и механизма, управляющего золотниками; фиг. 7 — горизонтальный разрез по выхлопным
окнам; фиг. 8 — продольный разрез приспособления для изменения
фаз распределения; фиг. 9 — его поперечный разрез; фиг. 10-частичный вертикальный разрез гю продувочным

окнам с цилиндрическими золотниками; фиг. же, горизонтальный разрез;
фиг. 12-схему управления цилиндрическими золотниками.

Устройство и действие двигателя заключаются в следующем. Стальные цилиндры
1 без головок, образующие совместно с днищами двух поршней камеру сжатия и горения, в верхней своей
части снабжаются выхлопными окнами 2 (фиг. 1, 2), а в нижней — продувочными
окнами 3, при QeM нижней же частью цилиндр 1 ввертывается на резьбе в продувочную
камеру 4 верхней части картера 5. Нижний поршень 6 первого цилиндра соединен с верхним поршнем 9
второго цилиндра, а верхний поршень 7 первого цилиндра с нижним поршнем 8
второго цилиндра при помощи соединительных тяг 10, надетых проушинами
на концы поперечины 11, 12 соответствующих поршней. Поперечина 12 несет
палец 13 с шатуном 14 и ползуны 15, воспринимающие боковые давления как
от шатуна 14, так и от соединительных тяг 10, вследствие чего разгружаются
нижний поршень и цилиндры. Ползуны 15 скользят в направляющих 17, отлитых
внутри картера 5. Каждая пара связанных поршней 6,9 и 7,8 работает на одно
колено вала, при чем колена 16 сопряженных пар цилиндров смещены одно
относительно другого на 180, а каждая пара колен, в свою очередь, смещена
относительно предыдущей на 120°.

org/1998/Math/MathML3″ com:pnumber=»6″>На верхние концы цилиндров 1 приварена
общая для всех шести цилиндров выхлопная камера 18, охватывающая выхлопные
окна 3 (фиг. 1) и несущая на себе выхлопные патрубки 6 по два на каждую пару сопряженных цилиндров.
Выхлопная 18,и продувочная 4 камеры соединяются приваренной к ним штампованной водяной рубашкой 19, общей
для всех цилиндров.

Продувочный центробежный компрессор 20, засасывая воздух через трубу 21,
открывающуюся вне капота самолета, подает его в камеру продувочного воздуха 24, снабженную охлаждающими
ребрами (фиг. 2), откуда воздух поступает в продувочную камеру 4 через отлитые
в картере 5 каналы. Продувочный воздух поступает в продувочные окна 2
под углом, создавая завихрение длЪ лучшего перемешивания с топливом, для
чего служат направляющие лопатки 22 (фиг. 12).

org/tables/exchange/1.0″ xmlns:ns3=»http://www.w3.org/1998/Math/MathML3″ com:pnumber=»8″>Топливный насос 27 обычного типа
имеет шесть самостоятельных плунжеров и перепускных клапанов отсечки подачи
на каждый цилиндр смонтированных в общий блок. Топливо подается по толстостенным
трубкам 28 к открытым фор-, сункам 29 по одной на цилиндр (фиг. 2). Предусмотрена возможность изменения
на ходу моментов начала и конца (отсечки топлива) подачи. Кулачковый
вал насоса получает движение через промежуточный вал от конической зубчатки
30 коленчатого вала; от этой же зубчатки получают вращение, кроме того,
масляный насос 31, подающий масло в магистраль 32, а также центробежная
водяная помпа 33 охлаждающей воды. Пуск в ход осуществляется сжатым воздухом
, который подается в пусковой баллон небольшим компрессором, сидящим на валу топливного насоса, при чем
после наполнения баллона компрессор выключается. Пусковой воздух поступает
через распределитель на конце топливного насоса по трубкам 35 в автоматические
пусковые клапаны 36, одновременно являющиеся и предохранительными . Двигатель крепится на подмоторные
брусья на двенадцати лапках, при чем все движущиеся части (верхние
поршни с тягами) закрыты верхним капотом .

Для достижения большей экономичности
двигателя выхлопные окна 2 каждой пары сопряженных цилиндров изолируются
от следующей пары выхлопной камеры 8 (фиг. 7). Эта камера, в свою
очередь, разделяется стенкой 39, в толще которой располагаются два вращающихся
золотника 23, так что выхлопные газы из каждого цилиндра могут попасть
в непосредственно над золотниками 23 помещенные выхлопные патрубки 6
лишь с одной стороны клапанов, вследствие чего с атмосферой одновременно
сообщается только один цилиндр во время выхлопа (фиг. 3, 4, 7), в то время
как второй цилиндр изолирован от патрубков 6 стенкой золотника 23 и его
выхлопные окна сообщаются лишь своей выхлопной камерой 18. Когда выхлоп
и продувка закончились, золотники 23 поворачиваются на 180° и производят
отсечку выхлопа, пере. члючив выхлопные патрубки 6 на второй цилиндр и т. д.
через каждые полоборота двигателя. Для перестановки золотников применено следующее
устройство: тело золотников 23 насажено неподвижно на вертикальный
стержень 41 (полый внутри для подвода смазки к клапану), пропущенный через
колено выхлопного патрубка 6 по направляющей 42. Нижний конец стержня 41
вращается в подшипнике 43, а на верхнем конце укреплена небольшая шестерня
44, находящаяся в зацеплении с зубчатой рейкой 45 передаточной тяги 46, на другом конце которой такая
же рейка 47 точно так же вращает второй золотник 23 (фиг. 6). Тяга 46 получает
движение от небольшого поршня 48, со штоком 49 которого она соединяется
посредством пружины 50, что предохраняет от поломки зубья реек и шестеренок
в случае резкого удара (фиг. 3, 5, 6). Поршень 48 перемещается при действии
сервомоторов 51, снабженных полым распределительным валиком 52 и окном 53
распределительного золотника 54, неподвижно укрепленного на валике 52. Выпуск
отработанного тела происходит в кожух распределительного вала 52 через
канал 55, соединяемый перед впуском на противоположную сторону поршня
боковым каналом золотника 54 с выпускным окном 56. Выпускное окно 56
сделано сбоку сервомотора 51 во избежание утечки рабочего тела (например,
масла, при прохождении его мимо впускного окна 53 золотника 54; с этой же целью имеются реборды 57).

Для возможности изменения фаз распределения зубчатка 58 (фиг. 8 и 9),
передающая движение распределительному валу 52, посажена не непосредственно на него, а на муфту 59, которая
имеет наружные шпонки 60, перемещающиеся в соответствующих пазах 62
щестерни 58, и на внутренней поверхности винтовую нарезку 61, по которой передвигается
соответствующая нарезка 61 вала 52. Как шестерня 58, так и распределительный вал 52 не имеют осевого
перемещения, муфта же 59 может иметь осевое перемещение от рычага 63 со
скользящей муфтой 64 с места пилота.

Продувочные окна 3 (фиг. 10, И, 12)
окружены общей для всех цилиндров продувочной камерой 4. Для управления
продувочными окнами 3 служит цилиндрический золотник 5, перекрывающий
продувочные окна 3 по всей окружности цилиндра. Для предохранения от проникновения отработанных газов из
цилиндра золотник 5 входит нижним краем в кольцевой паз 65, а наверху
имеет уступ 66, лежащий на соответствущем выступе цилиндра. Золотник 5
имеет в нескольких местах по окружности наклонные пазы 67, охватывающие
неподвижные направляющие выступы 68 камеры продувки 4. При вращении золотника 5 по стрелке (фиг. 11) его
пазы 67, скользя по направляющим выступам 68, поднимают его в положение,
указанное на фиг. 10 пз нктиром,. открыв при этом, начиная снизу, продувочные
окна 3. При обратном вращении золотника 5 пазы 67 снова опустят его вниз,
закрывая продувочные окна 3. К одному из выступов 69 золотника 5 на шаровом
щарнире 70 присоединяется передающая движение золотнику тяга 71, таким же
шарниром 72 соединенная с пропущенным через стенку продувочной камеры 4
штоком 73, совершенно аналогичным описанному выше и изображенному на
фиг. 3, 5 и 6 переставляющему механизму .

Предмет изобретения.

1.Авиационный двигатель внутреннего
горения с противоположно-движущимися поршнями, сблокированный по два цилиндра, в которых нижний поршень
одного цилиндра жестко соединен тягой с верхним поршнем другого цилиндра
, отличающийся применением золотников 23 (фиг. 3, 4, 7), расположенных в толще стенки 39, разделяющей
выхлопную камеру 18 цилиндров каждого блока, и принудительно поворачиваемых
зубчатой рейкой 45 таким образом , что с выхлопной трубой 6 сообщаются поочередно выхлопные камеры 18
цилиндров блока.

2.Форма выполнения охарактеризованного в п. 1 двигателя, отличающаяся
применением цилиндрических золотников 5 (фиг. 10, 12), охватывающих продувочные
окна 3 каждого цилиндра и снабженных наклонными пазами 67, охватывающими соответствующие выступы 68
на стенке рубашки цилиндра (фиг. 10, 11) и предназначенными для перемещения
вдоль по цилиндру золотника при пово . рачивании его распределительным механизмом
, соединенным с золотником тягой 71 с универсальными шарнирами 70 и 72 (фиг. 11).

3.Применение в охарактеризованном в п.п. 1 и 2 двигателе с целью приведения
в движение золотников 23 и 5 сервомоторов 51 (фиг. 3, 5, 6), снабженных
распределительным валиком 52, поршни 48 одних из каковых сервомоторов
соединены с рейками 45 выхлопных золотников 23, а поршни других сервомоторов
связаны с тягой 71 продувочных золотников 5.

w3.org/1998/Math/MathML3″ com:pnumber=»16″>4.Применение в охарактеризованном
в п. 1 двигателе приспособления для изменения фаз распределения, состоящего
из муфты 59 (фиг. 8, 9), снаби енной внутренней винтовой нарезкой 61 и
наружными шпонками 60 и передвигаемой по соответствующей нарезке 6J вала 52.

фиг.1

Страница не найдена | Национальный музей авиации и космонавтики

Страница не найдена | Национальный музей авиации и космонавтики

Перейти к основному содержанию

Пожертвовать сейчас

Один музей, две локации

Посетите нас в Вашингтоне, округ Колумбия, и Шантильи, штат Вирджиния, чтобы исследовать сотни самых значительных объектов в мире в истории авиации и космоса.
Посещать

Национальный музей авиации и космонавтики в Вашингтоне
Центр Удвар-Хази в Вирджинии
Запланируйте экскурсию
Запланируйте групповое посещение

В музее и онлайн

Откройте для себя наши выставки и участвуйте в программах лично или виртуально.
Как дела

События
Выставки
IMAX

Погрузитесь глубоко в воздух и космос

Просмотрите наши коллекции, истории, исследования и контент по запросу.
Исследовать

Истории
Темы
Коллекции
По требованию
Для исследователей

Для учителей и родителей

Подарите своим ученикам Музей авиации и космонавтики, где бы вы ни находились.
Учиться

Программы
Образовательные ресурсы
Запланируйте экскурсию
Профессиональное развитие педагога
Образовательная ежемесячная тема

Будь искрой

Ваша поддержка поможет финансировать выставки, образовательные программы и усилия по сохранению.
Давать

Становиться участником
Стена чести
Способы дать
Провести мероприятие

Будьте в курсе последних историй и событий с нашей рассылкой

Национальный музей авиации и космонавтики

Центр Стивена Ф. Удвара-Хейзи

Cutaway Engine — Etsy Turkey

Etsy больше не поддерживает старые версии вашего веб-браузера, чтобы обеспечить безопасность пользовательских данных. Пожалуйста, обновите до последней версии.

Воспользуйтесь всеми преимуществами нашего сайта, включив JavaScript.

Найдите что-нибудь памятное,
присоединяйтесь к сообществу, делающему добро.

(
59соответствующие результаты,

с рекламой

Продавцы, желающие расширить свой бизнес и привлечь больше заинтересованных покупателей, могут использовать рекламную платформу Etsy для продвижения своих товаров.