В ТРДД, используемых на дозвуковых транспортных и гражданских самолетах, характерно применение сравнительно высоких степеней двухконтурности. Это обусловлено требованием получения хорошей экономичности и соответственно низких удельных расходов топлива. У этих ТРДД, по мере их развития, степени двухконтурности m = GвII/GвI и параметры рабочего процесса 
и
увеличивались (как показано на рис. 4.10) и в настоящее время они достигают:m0 ≈ 4,5…5,5; 
≈ 1500…1600 К;
≈ 25…35.
Рис. 4.10. Изменение параметров рабочего процесса и удельных параметров ТРДД в ходе их развития: I, II, III – поколения
Повышение степени двухконтурности m приводит к возрастанию тягового КПД двигателя
за счет снижения потерь с выходной скоростью. Вследствие увеличения параметров рабочего процесса, при условии сохранения высоких КПД элементов, достигается увеличение внутреннего КПД двигателя. В итоге повышается полный КПД двигателяп=внтяг и снижается удельный расход топлива Суд
.Но увеличение степени двухконтурности неизбежно приводит к уменьшению удельной тяги двигателя, а вследствие этого увеличивается расход воздуха, требуемый для получения заданной тяги. Это вызывает увеличение габаритных размеров и в первую очередь миделя таких ТРДД.
Рис. 4.11. Влияние режима работы
двигателя (а) и условий полета (б)
на степень двухконтурности ТРДД
Степень двухконтурности m у ТРДД является функцией от приведенной частоты вращения компрессора nк.пр и при этом весьма существенно изменяется при изменении скорости, высоты полета и частоты вращения ротора двигателя. Качественный характер изменения m от
представлен на рис. 4.11а. С уменьшением 
величинаm возрастает, а это, как видно из рис. 4.11 б, приводит к повышению m с увеличением скорости (числа MН) полета и к ее снижению с увеличением высоты полета Н до 11 км.Весьма значительная зависимость степени двухконтурности от режима работы двигателя, скорости и высоты полета наряду с низкими абсолютными значениями удельных тяг являются теми отличительными особенностями, которые влияют на протекание высотно-скоростных и дроссельных характеристик ТРДД по сравнению с соответствующими характеристиками ТРД.
Ниже дается объяснение характеру протекания характеристик двухконтурных двигателей двух основных типов: ТРДД (без смешения и со смешением потоков контуров), а также производится сравнение их характеристик с характеристиками ГТД прямой реакции других типов.
Характеристики ТРДД без смешения и со смешением потоков контуров при равных значениях степени двухконтурности почти не различаются между собой. Поэтому в последующем изложении, если нет оговорок, под аббревиатурой ТРДД будут подразумеваться как ТРДД, так и ТРДДсм.
Согласно определению, скоростной характеристикой ТРДД называется зависимость тяги Р и удельного расхода топлива Суд от скорости полета на заданной высоте полета при принятой программе управления.
Тяга равна произведению расхода воздуха Gв и удельной тяги Руд, т.е. Р = GвРуд. Рассмотрим последовательно влияние на величины Gв и Руд, а следовательно, и на тягу Р, скорости полета V (и соответственно числа М полета – МН) на заданной высоте полета.
Gв= mв
q(в)Fв. (4.5)
Условия полета оказывают влияние на Gв через давление и температуру воздуха на входе в двигатель, причем 
и
. Величинаq(в) при этом изменяется в соответствии с изменением приведенной частоты вращения вентилятора ТРДД, поскольку q(в) = f (nв.пр), и определяется по рабочей линии на характеристике вентилятора.
На изменение Gв по скорости полета влияют расчетные значения 
иm0, а также характер их зависимостей от МН. Уравнение расхода для ТРДД в форме Gв= GвI (1+m), учитывая, что
GвI = const 
, (4.6)
можно привести к виду
Gв= const (1+m)
. (4.7)
Если принимать 
≈const, то из формул (4.6) и (4.7) видно, что расход воздуха через внутренний контур ТРДДGвI пропорционален давлению 
=
=
вх
, а расход воздуха через наружный контур GвII пропорционален (1+m)
, а следовательно, на него, помимо
, влияет изменение степени двухконтурностиm.
Расход воздуха через внутренний контур ТРДД GвI при возрастании скорости полета V (и соответственно числа М полета) как и у ТРД увеличивается медленнее, чем повышается давление 
с ростом температуры
, поскольку при
≈ const GвI ≈ const
=const
. (4.8)
Чем более высокое расчетное значение 
имеет двигатель, тем интенсивнее снижается
, а это замедляет темп возрастания по скорости полета давления
, а следовательно, иGвI. Расход воздуха через наружный контур ТРДД GвII вследствие увеличения степени двухконтурности m (рис. 4.11 б) увеличивается с ростом скорости полета быстрее, чем расход воздуха через внутренний контур GвI, что в соответствии с (4.7) приводит (при одинаковых параметрах рабочего процесса) к более интенсивному увеличению Gв у двухконтурных двигателей по сравнению с одноконтурными, у которых m = 0.
На рис. 4.12 представлены зависимости 
=
/
от числа М полета для ТРД (m0 = 0) и для ТРДД, имеющих m0 = 1,0; 2,0; 4,0 при одинаковых параметрах рабочего процесса (
= 1500 К) для высот полетаН = 0 и Н = 11 км. Видно, что темп возрастания Gв по МН повышается с увеличением m0.
На рис. 4.13 показано влияние на характер изменения Gв расчетного значения суммарной степени повышения давления воздуха в компрессоре 
у ТРДД для значений
, равных 15 и 30, приm0 = 4,0. С ростом 
, как и у ТРД, интенсивность ростаGв по МН замедляется, что вызвано более значительным снижением у них q(в) с ростом 
и с уменьшением
.
 |
|
| Рис. 4.12. Изменение при различных m0 | Рис. 4.13. Изменение при различных |
Зависимость удельной тяги ТРДД от скорости полета будем рассматривать для простоты при равенстве скоростей истечения газа из сопел кон туров,
т.е. при условии 
=
и
). Тогда удельная тяга для всех ГТД прямой реакции будет определяться по одной и той же формуле:Руд = сс – V. (4.9)
Различие в схемах двигателей и режимах их работы будет влиять на Руд только через скорость истечения сс из реактивного сопла. Скорости сс зависят от располагаемой степени понижения давления в реактивном сопле с.расп и температуры газа перед соплом 
. У ТРДД значения скоростей истечения и удельных тяг при заданных параметрах рабочего процесса зависят от степени двухконтурности двигателяm. При увеличении m уменьшаются давление и температура перед соплами, а это приводит к снижению сс и Руд.
Таблица 4.1
| № п/п | |
| | m0 | Руд=сс, | Суд, |
| 1 | ТРД | 20 | 1500 | 0 | 900 | 0,09 |
| 2 | ТРДД | 20 | 1400 | 2,0 | 700 | 0,072 |
| 3 | ТРДД | 24 | 1500 | 4,0 | 500 | 0,056 |
| 4 | ТРДД | 28 | 1600 | 6,0 | 300 | 0,035 |
Рис. 4.14. Характер изменения Руд и 
по числу М полета у ГТД прямой реакции
Удельная тяга с ростом МН падает тем интенсивнее, чем меньшую скорость истечения ссо имеет двигатель в стендовых условиях. Качественный характер зависимостей Руд от МН для ГТД прямой реакции различных типов, приведенных в табл. 4.1, показан на рис. 4.14 а. На рис. 4.14 б дано относительное протекание 
от МН. За исходный для сравнения относительного протекания скоростных характеристик двигателей принят режим полета на высоте 11км с МН = 0,5.
Как видно, во всех случаях удельная тяга тем ниже и падает тем быстрее, чем меньшую скорость истечения в стендовых условиях имеет двигатель. Заштрихованная область на рис. 4.14 б относится к двухконтурным двигателям, причем ее нижняя граница соответствует ТРДД с высокими расчетными значениями m0 и 
, а верхняя граница относится к малым расчетным значениям этих величин.
Зависимость тяги двигателя от МН для ТРД и ТРДД, имеющих различные m0, для высоты Н = 11 км представлены на рис. 4.15. Как видно, у двигателей с высокими скоростями истечения газа из сопла возрастание расхода воздуха с ростом МН преобладает над снижением удельной тяги, и тяга двигателя с увеличением МН возрастает. Для ТРД характерно наличие в зависимости тяги от числа М полета трех участков: снижения тяги (из-за преобладающего влияния уменьшения Руд), затем ее увеличения (где рост Gв превышает падение Руд) и резкого падения тяги вплоть до «вырождения» двигателя (в области больших сверхзвуковых скоростей полета).
Видно также влияние на скоростные характеристики ТРДД расчетной
степени двухконтурности. При малых степенях двухконтурности характер
зависимости Р от МН является качественно таким же, как у ТРД (при m0 = 0), но с увеличением m0 преимущественную роль начинает играть снижение Руд с ростом МН. При высоких степенях двухконтурности, несмотря на значительное повышение Gв с увеличением МН (рис. 4.12), тяга все время снижается, вначале круто, затем более полого и снова круто (рис. 4.15).
|
|
|
| Рис. 4.15. Сравнение скоростных характеристик ГТД прямой реакции | Рис. 4.16. Характер изменения Суд по числу МН полета у ГТД прямой реакции |
Удельный расход топлива для ТРДД определяется из соотношения
Суд = 
. (4.10)
Как видно, он зависит от характера изменения удельной тяги Руд, степени двухконтурности m0 и количества подводимой теплоты на 1 кг воздуха в газогенераторном контуре Q. С ростом МН подводимая теплота Q уменьшается, а степень двухконтурности m возрастает, что благоприятно сказывается на Cуд. Но определяющую роль в зависимости Cуд от МН играет изменение Руд.
Из-за падения Руд при увеличении МН удельный расход топлива повышается. Это свойственно всем ГТД прямой реакции (рис. 4.16), но у ТРДД, у которых Руд снижается с ростом МН более интенсивно и тем значительнее, чем выше m0, величины Cуд круто увеличиваются и уже при скоростях полета, близких к скорости звука, ТРДД с высокими m0 по экономичности начинают проигрывать ТРД.
studfiles.net
В ряде случаев оказывается целесообразным воздух, поступающий из вентилятора во второй контур, не выпускать далее через отдельное кольцевое сопло, а смешивать с газами, выходящими из турбины, и направлять затем в общее сопло. Этот тип двигателей называется ТРДД со смешением потоков за турбиной (ТРДДсм, рис. 1.4). Такую схему имеют, например, двигатели
Д-30КП самолета Ил-76, ПС-90А самолетов Ту-204, Ту-214, Ил-96 и др.
На современных сверхзвуковых самолетах устанавливаются двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой, которая расположена за так называемой камерой смешения, обеспечивающей перемешивание воздуха, поступающего в неё из вентилятора, и газа, поступающего из турбины
По этой схеме выполнены двигатели самолетов Миг-29, Су-27, Ту-160, многих самолетов ВВС США, НАТО и др.
Все рассмотренные выше двигатели создают силу тяги непосредственно за счет реакции (отдачи) струи газов, выбрасываемой из сопла. Поэтому они называются двигателями прямой реакции.
Для повышения давления воздуха, поступающего в камеру сгорания, в них используется компрессор, приводимый во вращение газовой турбиной. Поэтому их называютгазотурбинными двигателями (ГТД).
Кроме того, все они засасывают воздух из атмосферы, а выбрасывают из сопла воздух или продукты сгорания топливо-воздушной смеси, поэтому называются воздушно-реактивными двигателями (ВРД).
Рис. 1.5. Схема вертолетного
турбовального двигателя (ТВаД)
На летательных аппаратах применяются также двигатели, создающие тягу не непосредственно за счет реакции струи газов, а за счет привода во вращение различных воздушных винтов (тянущих самолёт или несущих вертолёт). Их называют двигателями непрямой реакции.На легких самолетах и вертолетах вспомогательного назначения еще устанавливаются часто поршневые двигатели (ПД),аналогичные бензиновым двигателям автомобилей, или газотурбинные двигатели непрямой реакции следующих типов:
Так называются двигатели, устанавливаемые на вертолетах (рис. 1.5). В его турбине газы расширяются до атмосферного давления. В результате мощность турбины оказывается значительно больше, чем необходимо для вращения компрессора. Избыток мощности передается через выходной вал двигателя и редуктор на несущий винт вертолета.
ТВД отличается от ТВаД, главным образом, тем, что в полете со скоростью
600-900 км/ч оказывается целесообразным иметь за турбиной давление несколько выше атмосферного. Тогда в сопле, установленном за турбиной (рис. 1.6), газы приобретают скорость, несколько большую скорости полета, и за счет этого создается (в дополнение к тяге винта) небольшая реактивная тяга (как и у ТРД). Избыточная мощность турбины передается через вал на воздушный винт, расположенный обычно впереди двигателя.
|
|
|
| Рис. 1.6. Схема турбовинтового двигателя (ТВД) | Рис. 1.7. Турбовинтовентиляторный двигатель Д-27 |
Так как частота вращения турбины имеет порядок ~10
об/мин, а тянущего воздушного винта ~10
об/мин, то в передней части ТВД устанавливается зубчатая передача (редуктор).
На некоторых самолётах на турбовинтовые двигатели устанавливаются не обычные воздушные винты, а два многолопастных соосных воздушных винта, вращающихся в противоположные стороны (рис. 1.7). Такие водушные винты называются винтовнтиляторами, а ГТД, приводящие их во вращение –турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД).
studfiles.net
(ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора наружного контура. Внутренний контур содержит компрессор, турбины компрессора и вентилятора и камеру сгорания. Поток сжатого воздуха наружного контура и поток газа внутреннего контура, вытекающего из турбины вентилятора, используются для получения реактивной тяги с помощью отдельных реактивных сопел или одного общего сопла, в котором смешиваются потоки. Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться форсажные камеры сгорания для увеличения тяги путём сжигания дополнительного топлива . Введение второго контура при отсутствии форсажа являет основным средством повышения экономичности ТРД вследствие уменьшения потерь энергии с отбрасываемой струёй, обусловленного уменьшением её среднемассовой скорости. Экономичность ТРДД зависит от параметров рабочего процесса и уменьшается с повышением скорости полёта. Поэтому нефорсированные ТРДД применяются в основном на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах, на которых они с 60-х гг. стали основным типом двигателя. ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) широко применяются на сверхзвуковых самолетах для повышения экономичности при полёте с дозвуковой скоростью, а также для расширения диапазона изменения характеристик двигателя. Важнейшим параметром ТРДД является степень двухконтурности т. Находящиеся в эксплуатации ТРДД дозвуковых самолётов имеют m = 0,5—2 и, как правило, смешение потоков в общем реактивном сопле, или m = 4—8 и раздельное истечение потоков (в этом случае вентилятор одноступенчатый). Значения удельного расхода топлива в дозвуковом ТРДД находятся в пределах Суд = 0,08—0,058 кг/(Н(·)ч) при Маха числе полёта М(∞) = 0,8 на высоте H = 11 км. Меньшие значения относятся к ТРДД с большей степенью двухконтурности. ТРДД сверхзвуковых самолётов имеют при М(∞) = 2,2 и H = 11 км на нефорсированном режиме Суд = 0,13—0,14 кг/(Н(·)ч) и до 0,2 кг/(Н·ч) на полном форсаже. Для ТРДД дозвуковых самолётов наибольший интерес представляет дроссельная характеристика на крейсерском режиме полёта , показывающая изменение экономичности двигателя в зависимости от режима его работы. На протекание дроссельной характеристики ТРДД сильно влияет значение степени двухконтурности на расчётном режиме mp. Для ТРДДФ сверхзвуковых манёвренных самолётов важны высотно-скоростные характеристики в полном диапазоне изменения условий полёта . Дросселирование здесь производится в основном изменением подачи форсажного топлива. Протекание высотно-скоростных характеристик ТРДД обеспечивается принятой программой регулирования, задающей закон изменения параметра регулирования в зависимости от внешних условий, например nк = f(р*вх, Т*вх) или nк = const, где nк — частота вращения компрессора, р*вх и Т*вх — полное давление и температура торможения воздуха на входе в двигатель. По конструкции ТРДД разделяются на одно-, двух- и трёхвальные, с передним и задним вентиляторами. Передний вентилятор работает всегда на оба контура, задний — только на наружный контур (свободная турбовентиляторная приставка). Наибольшее распространение получили двух- и трёхвальные ТРДД с передним вентилятором. Второе название ТРДД — турбовентиляторный двигатель — также нашло широкое распространение, но его чаще применяют, имея в виду ТРДД с большой степенью двухконтурности. Впервые ТРДД был предложен А. М. Люлькой в 1937. Первые ТРДД для пассажирских самолётов были созданы во 2-й половине 50-х гг. (за рубежом — «Конуэй» английской фирмы «Роллс-Ройс», в СССР — Д-20П в ОКБ П. А. Соловьёва).
Поделитесь на страничкеslovar.wikireading.ru
Лит.: Стечкин В.С., Теория реактивных двигателей, М., 1958; Клячкин А. Л., Теория воздушно-реактивных двигателей, М., 1969: High speed aerodynamics and jet propulsion, v. 12, L., 1959.
С. З. Копелев.
Рис. 1. Схемы двухконтурного турбореактивного двигателя; расположение вентилятора: а — заднее, б — переднее; сжигание дополнительного топлива: в — во внешнем контуре, г — в общей смесительной камере; 1 — вентилятор (компрессор) внешнего контура; 2 и 21 — компрессор и турбина низкого давления; 3 — 31 — компрессор и турбина высокого давления; 4 — камера сгорания внутреннего контура; 5 — камера сгорания внешнего контура; 6 — форсунки дополнительного топлива; 7—71 — реактивное сопло внутреннего и внешнего контура.
Рис. 2. Схема (а) и общий вид (б) трёхвального двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД): 1 — вход воздуха во внешний контур; 2 — вход воздуха во внутренний контур; 3 — лопатки вентилятора; 4 и 41 — компрессор и турбина низкого давления; 5—51 —компрессор и турбина высокого давления; 6 — камера сгорания; 7 — турбина привода вентилятора; 8 — реактивное сопло.
dic.academic.ru
Рис. 1. Схемы ТРДД.
турбореакти́вный двухко́нтурный дви́гатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора наружного контура. Внутренний контур содержит компрессор, турбины компрессора и вентилятора и камеру сгорания. Поток сжатого воздуха наружного контура и поток газа внутреннего контура, вытекающего из турбины вентилятора, используются для получения реактивной тяги с помощью отдельных реактивных сопел или одного общего сопла, в котором смешиваются потоки (рис. 1). Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться форсажные камеры сгорания для увеличения тяги путём сжигания дополнительного топлива (рис. 2). Введение второго контура при отсутствии форсажа являет основным средством повышения экономичности ТРД вследствие уменьшения потерь энергии с отбрасываемой струёй, обусловленного уменьшением её среднемассовой скорости. Экономичность ТРДД зависит от параметров рабочего процесса и уменьшается с повышением скорости полёта. Поэтому нефорсированные ТРДД применяются в основном на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах, на которых они с 60-х гг. стали основным типом двигателя. ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) широко применяются на сверхзвуковых самолётах для повышения экономичности при полёте с дозвуковой скоростью, а также для расширения диапазона изменения характеристик двигателя.
Важнейшим параметром ТРДД является степень двухконтурности т.
Находящиеся в эксплуатации ТРДД дозвуковых самолётов имеют m = 0,52 и, как правило, смешение потоков в общем реактивном сопле, или m = 48 и раздельное истечение потоков (в этом случае вентилятор одноступенчатый).Значения удельного расхода топлива в дозвуковом ТРДД находятся в пределах Суд = 0,080,058 кг/(Н·ч) при Маха числе полёта М∞ = 0,8 на высоте H = 11 км. Меньшие значения относятся к ТРДД с большей степенью двухконтурности. ТРДД сверхзвуковых самолётов имеют при М∞ = 2,2 и H = 11 км на нефорсированном режиме Суд = 0,130,14 кг/(Н·ч) и до 0,2 кг/(Н·ч) на полном форсаже.
Для ТРДД дозвуковых самолётов наибольший интерес представляет дроссельная характеристика на крейсерском режиме полёта (рис. 3), показывающая изменение экономичности двигателя в зависимости от режима его работы. На протекание дроссельной характеристики ТРДД сильно влияет значение степени двухконтурности на расчётном режиме mp. Для ТРДДФ сверхзвуковых манёвренных самолётов важны высотно-скоростные характеристики в полном диапазоне изменения условий полёта (рис. 4). Дросселирование здесь производится в основном изменением подачи форсажного топлива. Протекание высотно-скоростных характеристик ТРДД обеспечивается принятой программой регулирования, задающей закон изменения параметра регулирования в зависимости от внешних условий, например nк = f(p*вх, T*вх) или nк = const, где nк частота вращения компрессора, p*вх и T*вх полное давление и температура торможения воздуха на входе в двигатель. На рис. 4 виден характерный для ТРДДФ широкий диапазон изменения тяги при изменении условий полёта и режима работы двигателя.
По конструкции ТРДД разделяются на одно-, двух- и трёхвальные, с передним и задним вентиляторами. Передний вентилятор работает всегда на оба контура (см. рис. 1 и 2), задний только на наружный контур (свободная турбовентиляторная приставка). Наибольшее распространение получили двух- и трёхвальные ТРДД с передним вентилятором. Второе название ТРДД турбовентиляторный двигатель также нашло широкое распространение, но его чаще применяют, имея в виду ТРДД с большой степенью двухконтурности.
Впервые ТРДД был предложен А. М. Люлькой в 1937. Первые ТРДД для пассажирских самолётов были созданы во 2-й половине 50-х гг. (за рубежом «Конуэй» английской фирмы «Роллс-Ройс», в СССР Д-20П в ОКБ П. А. Соловьёва).
Литература:Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М. 1979.
А. Л. Пархомов.
Рис. 2. Схемы ТРДД с форсажом.
Рис. 3. Дроссельные характеристики ТРДД для дозвуковых самолётов.
Рис. 4. Высотно-скоростные характеристики ТРДДФ.
Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.
avia.academic.ru
Схема ТРДД.1 — Вентилятор.2 — Компрессор низкого давления.3 — Компрессор высокого давления.4 — Камера сгорания.5 — Турбина высокого давления.6 — Турбина низкого давления.7 — Сопло.8 — Вал ротора высокого давления.9 — Вал ротора низкого давления.
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД, англ. Turbofan) — ТРД с конструкцией позволяющей перемещать дополнительную массу воздуха, проходящую через внешний контур двигателя. Такая конструкция обеспечивает более высокие полетные КПД, по сравнению с обычными ТРД. Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М.[источник не указан 54 дня] На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года).[источник не указан 54 дня]
Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на два потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше.
Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности, то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур. m = G2 / G1 Где G1 и G2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.
Если вернуться к формулам (1) и (4) то принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом. В ТРДД, согласно формуле (4) заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета.[источник не указан 54 дня] Уменьшение тяги, которое, согласно формуле (1), вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности — тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.
Все ТРДД можно разбить на 2 группы: со смешением потоков за турбиной и без смешения.
В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя.
ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолётов.
ПС-90А — российский двухконтурный турбореактивный авиационный двигатель с максимальной тягой 16 000 кгс. Разработан конструкторским бюро ОАО «Авиадвигатель». Устанавливается на пассажирские самолёты семейства Ил-96 (Ил-96-300, Ил-96-400), Ту-204 (Ту-204-100, Ту-204-300, Ту-214), и семейство самолётов Ил-76 (Ил-76МД-90, Ил-76ТД-90, А-50ЭИ, Ил-76МФ). Последняя разработка авиаконструктора П. А. Соловьёва, в честь которого и назван: ПС - Павел Соловьев. Производство осуществляет ОАО «Пермский Моторный Завод».
ПС-90А разрабатывался специально для нового поколения российских самолётов, чтобы удовлетворить все требования авиакомпаний по экономичности, мощности и экологическим характеристикам. ПС-90 демонстрирует существенное превосходство над двигателями, разработанными в 60-х — 70-х и составляет конкуренцию аналогичным западным двигателям:[1][2].
ПС-90 сертифицирован в 1992 и с тех пор находится в эксплуатации. Двигатель эксплуатируется по техническому состоянию в пределах назначенных ресурсов (циклов) основных деталей. Максимальная наработка без снятия с крыла составляет 12198 ч (з.н. 3949043102040), что в два раза превышает межремонтный интервал двигателей предыдущего поколения, а литерный двигатель наработал 35503 ч (з.н. 3949042001017)[3].
ПС-90А имеет сертификат о соответствии нормам ИКАО 2008 года по эмиссии[4] и обеспечивает всем самолетам на которые устанавливается соответствие нормам ИКАО на шум самолетов, в том числе и последним - по главе 4[4].
ПС-90А
Двигатель ПС-90А — базовая версия, устанавливаемая на Ил-96-300, Ил-96-400, и Ту-204, Ту-214. Максимальная тяга — 16 000 кгс. Этот двигатель впервые позволил российским самолётам конкурировать с западными по топливной эффективности
ПС-90А-76
Модификация базовой версии ПС-90А. Разработан специально для замены устаревших Д-30КП на самолётах Ил-76. Этот чрезвычайно удачный транспортный самолёт столкнулся в 90-х с жёсткими международными требованиями по экологичности и шуму. ПС-90А-76 позволил устранить эти недостатки. Возможна конвертация в эту модификацию из ранее выпущенных двигателей базовой модификации ПС-90А, что позволяет заметно снизить стоимость. Максимальная тяга — 14 500 кгс.
ПС-90А-1
Модификация базовой версии ПС-90А. Увеличена тяга двигателя на максимальном режиме до 17 400 кгс. Кроме этого, двигатель оснащен малоэмиссионной камерой сгорания и новыми звукопоглощающими конструкциями 2-го поколения. Предназначен для эксплуатации на транспортном самолёте Ил-96-400Т и на пассажирском Ил-96-400М. В последние дни 2007 года ОАО «Авиадвигатель» получило официальный документ, подтверждающий сертификацию авиационного двигателя ПС-90А-1 — дополнение № 29 к сертификату типа двигателя ПС-90А.
ПС-90А-2
Модификация ПС-90А.
Унифицированный двигатель ПС-90А-2 предназначен для самолетов типа Ил-96, Ту-204/Ту-214.
По сравнению с базовым ПС-90А двигатель ПС-90А-2 обладает рядом преимуществ, в числе которых:
poznayka.org
Рис. 1. Схемы ТРДД.
турбореакти́вный двухко́нтурный дви́гатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора наружного контура. Внутренний контур содержит компрессор, турбины компрессора и вентилятора и камеру сгорания. Поток сжатого воздуха наружного контура и поток газа внутреннего контура, вытекающего из турбины вентилятора, используются для получения реактивной тяги с помощью отдельных реактивных сопел или одного общего сопла, в котором смешиваются потоки (рис. 1). Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться форсажные камеры сгорания для увеличения тяги путём сжигания дополнительного топлива (рис. 2). Введение второго контура при отсутствии форсажа являет основным средством повышения экономичности ТРД вследствие уменьшения потерь энергии с отбрасываемой струёй, обусловленного уменьшением её среднемассовой скорости. Экономичность ТРДД зависит от параметров рабочего процесса и уменьшается с повышением скорости полёта. Поэтому нефорсированные ТРДД применяются в основном на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах, на которых они с 60-х гг. стали основным типом двигателя. ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) широко применяются на сверхзвуковых самолётах для повышения экономичности при полёте с дозвуковой скоростью, а также для расширения диапазона изменения характеристик двигателя.
Важнейшим параметром ТРДД является степень двухконтурности т.
Находящиеся в эксплуатации ТРДД дозвуковых самолётов имеют m = 0,52 и, как правило, смешение потоков в общем реактивном сопле, или m = 48 и раздельное истечение потоков (в этом случае вентилятор одноступенчатый).Значения удельного расхода топлива в дозвуковом ТРДД находятся в пределах Суд = 0,080,058 кг/(Н·ч) при Маха числе полёта М∞ = 0,8 на высоте H = 11 км. Меньшие значения относятся к ТРДД с большей степенью двухконтурности. ТРДД сверхзвуковых самолётов имеют при М∞ = 2,2 и H = 11 км на нефорсированном режиме Суд = 0,130,14 кг/(Н·ч) и до 0,2 кг/(Н·ч) на полном форсаже.
Для ТРДД дозвуковых самолётов наибольший интерес представляет дроссельная характеристика на крейсерском режиме полёта (рис. 3), показывающая изменение экономичности двигателя в зависимости от режима его работы. На протекание дроссельной характеристики ТРДД сильно влияет значение степени двухконтурности на расчётном режиме mp. Для ТРДДФ сверхзвуковых манёвренных самолётов важны высотно-скоростные характеристики в полном диапазоне изменения условий полёта (рис. 4). Дросселирование здесь производится в основном изменением подачи форсажного топлива. Протекание высотно-скоростных характеристик ТРДД обеспечивается принятой программой регулирования, задающей закон изменения параметра регулирования в зависимости от внешних условий, например nк = f(p*вх, T*вх) или nк = const, где nк частота вращения компрессора, p*вх и T*вх полное давление и температура торможения воздуха на входе в двигатель. На рис. 4 виден характерный для ТРДДФ широкий диапазон изменения тяги при изменении условий полёта и режима работы двигателя.
По конструкции ТРДД разделяются на одно-, двух- и трёхвальные, с передним и задним вентиляторами. Передний вентилятор работает всегда на оба контура (см. рис. 1 и 2), задний только на наружный контур (свободная турбовентиляторная приставка). Наибольшее распространение получили двух- и трёхвальные ТРДД с передним вентилятором. Второе название ТРДД турбовентиляторный двигатель также нашло широкое распространение, но его чаще применяют, имея в виду ТРДД с большой степенью двухконтурности.
Впервые ТРДД был предложен А. М. Люлькой в 1937. Первые ТРДД для пассажирских самолётов были созданы во 2-й половине 50-х гг. (за рубежом «Конуэй» английской фирмы «Роллс-Ройс», в СССР Д-20П в ОКБ П. А. Соловьёва).
Литература:Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М. 1979.
А. Л. Пархомов.
Рис. 2. Схемы ТРДД с форсажом.
Рис. 3. Дроссельные характеристики ТРДД для дозвуковых самолётов.
Рис. 4. Высотно-скоростные характеристики ТРДДФ.
Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.
avia.academic.ru
по МН
по МН
иm0 = 4
, К
