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.
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 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.
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.
СУ-35 с установленными на нем 2мя двигателями АЛ-41Ф1С
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.
zewerok.ru
Турбореактивные двигатели (ТРД) — наиболее распространенный тип ГТД, широко применяемый для самолетов гражданской авиации.
Рассмотрим работу ТРД на схеме, приведенной на рис. 7. Во входное устройство 1 попадает атмосферный воздух, сжимается от действия скоростного напора и затем проходят к компрессору 2. Здесь воздух еще более сжимается. При этом повышаются его давление и плотность. Степень повышения давления в современных ТРД может достигать 15— 20 и более. Естественно, что при повышении давления возрастает температура воздуха в компрессоре до 600 — 700 К. Часть горячего воздуха из компрессора может быть взята на обогрев гермокабин, в антиобледенительную систему и т. п.
Рис.3. Схемы турбореактивного двигателя
Компрессор является одним из основных узлов ГТД и служит для повышения давления воздуха перед поступлением его в камеру сгорания. Для устойчивой и равномерной работы двигателя компрессор должен обеспечить стабильное состояние сжимаемого воздуха у входа в камеру сгорания. Заметим, что при движении вдоль канала компрессора воздух все более сжимается и соответственно растет плотность. Вот почему для сохранения осевой скорости движения потока поперечное сечение канала компрессора сужают. Это еще одна иллюстрация действия закона неразрывности движения. На рис. 7, а показана схема ТРД с осевым компрессором, в котором сжатие происходит в направлении оси двигателя. Эта схема наиболее широко применяется. На рис. 7, б дана схема ТРД с центробежным компрессором, где сжатие воздуха происходит за счет действия центробежных сил от вращающейся крыльчатки 2. Эта схема редко применяется, так как имеет большие габаритные размеры.
Из компрессора сжатый воздух поступает в камеру сгорания 3, куда через форсунку впрыскивают топливо. При этом образуется горючая смесь. В момент запуска смесь поджигают с помощью пусковой свечи, а затем горение поддерживается непрерывно в процессе всей работы двигателя.
Турбореактивные двух контурные двигатели (ТРДД) — широко применяемый тип ГГД. Основные преимущества ТРДД — лучшая экономичность, более низкий уровень шума (по сравнению с ТРД). Это и определило широкое распространение ТРДД в гражданской авиации.
Рассмотрим принцип работы ТРДД (рис. 8). Во входное устройство 1 поступает воздух. В отличие от ТРД в ТРДД имеются два компрессора. Первоначально воздух поступает к компрессору 2 низкого давления (КНД).
Рис.4. Схема турбореактивного двух контурного двигателя
Предварительно сжатый поток воздуха разделяется на два. Один поток проходит по наружному контуру и попадает в свое выходное устройство 6, увеличивая массу выходящих газов. Второй поток воздуха поступает в компрессор 3 высокого давления (КВД). Здесь все происходит так же, как и в ТРД: из камеры сгорания 4 газообразные продукты поступают к турбине 5, приводят ее во вращение и вытекают из выходного устройства 7. Турбина приводят во вращение оба компрессора. Причем КНД требует меньшей частоты вращения, меньшей мощности. Ему соответствует своя турбина. Для КВД приводом является другая турбина.
Таким образом, в создании реактивной тяги Р принимают участие два контура: наружный и внутренний. Наружный контур состоит из входного устройства, КНД, кольцевого канала 6 с выходным устройством. В некоторых конструкциях ТРДД предусмотрено смещение на выходе потоков обоих контуров. Внутренний контур работает по обычной схеме ТРД. Для ТРДД введена характеристика, именуемая степенью двухконтурности. Она определяется, как отношение расхода воздуха через наружный контур к расходу воздуха через внутренний контур. Это соотношение для современных ТРДД колеблется в довольно широких пределах: от 0,5 до 8 и выше.
Очевидно, что параметры воздушного потока наружного и внутреннего контуров и потока горячих газов внутреннего контура резко разнятся. Так, почти на всем пути температура в наружном контуре составляет около 400 К, давление поднимается только до 3 МПа. Во внутреннем контуре в жаровой трубе температура достигает 1400 К и более, а давление возрастает до 15 МПа и более. Эта особенность также является преимуществом ТРДД, поскольку относительно холодный наружный контур в эксплуатации всегда удобней, чем горячий.
Турбовинтовые двигатели (ТВД) — это такой ГТД, в котором турбина развивает мощность, достаточную для привода компрессора и вращения воздушного винта. ТВД на дозвуковых скоростях превосходят по экономичности другие типы двигателей. На взлете ТВД развивает в 2—2,5 раза большую тягу, чем ТРД. Следовательно, взлетная дистанция в этом случае будет короче. На самолетах с ТВД воздушный винт может быть использован в качестве тормоза при посадке, что снижает длину пробега. Кроме того, уровень шума ТВД ниже, чем у ТРД и ТРДД. Это обусловило широкое применение ТВД в гражданской авиации. В период дефицита углеводородного топлива ТВД с высокими экономическими показателями становятся все более популярными. Уже сейчас проектируется применение ТВД на самолетах новых поколений.
К недостаткам ТВД следует отнести тот факт, что воздушные винты могут эффективно применяться только до чисел М, равных 0,7—0,8. Так что ТВД для около- и сверхзвуковых полетов не применимы. В эксплуатации ТВД сложнее, чем ТРД, поскольку наличие редуктора и воздушного винта с регулирующими устройствами требует дополнительных затрат на их эксплуатацию.
Рассмотрим схему работы ТВД (рис. 9) . Воздух попадает во входное устройство двигателя, минуя воздушный винт 1. Затем он сжимается в компрессоре 3. Продукты сгорания вытекают из камеры сгорания 4, заставляют вращаться турбину 5 и выходят из реактивного сопла 6, создавая дополнительную тягу. В конструкциях некоторых ТВД компрессор приводится во вращение одной турбиной, а воздушный винт — другой. Такие независимые приводы дают возможность лучше регулировать работу двигателя. Непременным конструктивным элементом ТВД является редуктор. Дело в том, что турбина вращается с частотой около 20000 об/мин. Прямая передача этого вращения на воздушный винт невозможна, ибо при такой частоте вращения винт не может быть эффективным. Поэтому вращение воздушному винту передается через редуктор 2.
Рис. 5. Схема турбовинтового двигателя
Из сказанного следует, что тяга ТВД создается воздушным винтом (около 90 %) и реактивным действием газовой струи (около 10 %). Такое комплексное использование энергии сгорания топливно-воздушной смеси позволяет получить высокий коэффициент полезного действия и хорошие экономические показатели ТВД.
Приведенная выше классификация в известной мере условна. Все большее развитие получают комбинированные двигатели. Схематично один из комбинированных двигателей можно представить таким: обычный поршневой двигатель, отработавшие газы которого вращают газовую турбину; на одном валу с турбиной установлен компрессор, который подает воздух под давлением в камеры сгорания двигателя
studfiles.net
Турбореактивный двигатель является газотурбинным устройством, у которого тяга создается за счет преобразования энергии (тепловой) в кинетическую потока газа. При этом возникающая реакция применяется в качестве движущей силы.
Наибольшее распространение и эффективность турбореактивный двигатель получил в летательных аппаратах, которые способны развивать большие скорости полета (сверхзвуковые самолеты).
Существуют одно- и двухконтурные устройства, которые снабжаются форсажными камерами, существенно позволяющими повысить взлетную и полетную тягу. При этом при более высоком показателе тяги увеличивается скорость полета.
Широта применения турбореактивных двигателей обусловлена относительной простотой их устройства и малым удельным весом. Агрегат состоит из камеры сгорания, турбины, компрессора и выхлопного сопла, представляющего сужающую трубу, которая располагается внутри выпускного коллектора.
Воздух приобретает в заборнике предварительное увеличение давления (благодаря скоростному напору), которое затем повышается в компрессоре. Это позволяет создать благоприятные условия для процессов сгорания и эффективно использовать тепло. Допустимая температура при входе в турбину газа зависит от жаропрочности материалов и эффективности охлаждения турбины. Повышение давления воздуха и температуры газов является характерной особенностью большинства типов газотурбинных устройств.
Турбореактивный двигатель, используемый в беспилотной и высокоскоростной авиации, обеспечивает существенное увеличение тяги на форсажных режимах, а, следовательно, и тяговой мощности при достижении сверхзвуковой скорости. Однако агрегаты, применяемые в области дозвуковых полетов, по тяговым параметрам и экономичности уступают другим видам газотурбинных двигателей. 
Данное обстоятельство обусловлено принципом работы устройства, который связан со сравнительно высокими потерями тепла и скоростной энергии с выхлопной струей на низких числах полета (М).
Турбореактивный двигатель своими руками собрать непросто, для этого необходимо досконально знать его устройство и принципы работы всех элементов.
Прибор включает в свой состав систему газового компрессора, которая располагается между камерами и впускным отверстием. Благодаря создаваемой в результате сгорания топлива энергии, турбина приводит в движение компрессор и обеспечивает тягу.
Детальные схемы и расчеты компонентов двигательной системы, как и поршневых моторов, очень разнообразны. В различных источниках можно найти подробные расчетные данные и простые описания для данных систем, что позволяет сделать самодельный турбореактивный двигатель.
Агрегаты, в которых установлены центробежные насосы, не имеют форсажной камеры. Газы, выходя из турбины, попадают в реактивное сопло, после чего истекают в атмосферу с большой скоростью. Тяга создается посредством приращения скорости газов, выходящих из двигателя.
fb.ru
Ключевые характеристики ТРД следующие:
Степень повышения полного давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД (Jumo-004) этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40 (General Electric GE90).
Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными (НК-22) или трехкаскадными (НК-25). Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своим каскадом турбины. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последним (самым низкооборотным) каскадом турбины, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (каскада высокого давления для двухкаскадного двигателя, каскада среднего давления для трехкаскадного). Каскады двигателя также именуют роторами низкого, среднего и высокого давления.
ТРД J85 производства компании General Electric. Между 8 ступенями компрессора и 2 ступенями турбины расположена кольцевая камера сгорания. Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока.
Первичный воздух — поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической.
Вторичный воздух — поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения.
Третичный воздух — поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной.
Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется, приводя её в движение и отдавая ей часть своей энергии, а после неё расширяется в сопле и истекает из него, создавая реактивную тягу.
ТРД ВК-1 КБ Климова, с редко использующимися центробежным компрессором и трубчатой камерой сгорания. Использовался на самолётах МиГ-15, МиГ-17 Благодаря компрессору ТРД (в отличие от ПВРД) может «трогать с места» и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является совершенно необходимым, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора.
При повышении скорости полёта давление в камере сгорания и расход рабочего тела растут за счёт роста напора встречного потока воздуха, который затормаживается во входном устройстве (так же, как в ПВРД) и поступает на вход низшего каскада компрессора под давлением более высоким, чем атмосферное, при этом повышается и тяга двигателя.
Диапазон скоростей, в котором ТРД эффективен, смещён в сторону меньших значений, по сравнению с ПВРД. Агрегат «турбина-компрессор», позволяющий создавать большой расход и высокую степень сжатия рабочего тела в области низких и средних скоростей полёта, является препятствием на пути повышения эффективности двигателя в зоне высоких скоростей:
В результате максимальная скорость истечения реактивной струи у ТРД меньше, чем у ПВРД, что в соответствии с формулой для реактивной тяги ВРД на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла равно давлению окружающей среды,[2]
P=G⋅(c−v){\displaystyle P=G\cdot (c-v)} , (1)где P{\displaystyle P} — сила тяги,G{\displaystyle G} — секундный расход массы рабочего тела через двигатель,c{\displaystyle c} — скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя),v{\displaystyle v} — скорость полёта,ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями M = 2,5 — 3 (M — число Маха). На этих и более высоких скоростях полёта торможение встречного потока воздуха создаёт степень повышения давления, измеряемую десятками единиц, такую же, или даже более высокую, чем у высоконапорных компрессоров, и ещё бо́льшее сжатие становится нежелательным, так как воздух при этом нагревается, а это ограничивает количество тепла, которое можно сообщить ему в камере сгорания. Таким образом, на высоких скоростях полёта (при M > 3) агрегат турбина-компрессор становится бесполезным, и даже контрпродуктивным, поскольку только создаёт дополнительное сопротивление в тракте двигателя, и в этих условиях более эффективными становятся прямоточные воздушно-реактивные двигатели.
Форсажная камера ТРД General Electric J79. Вид со стороны сопла. В торце находится стабилизатор горения с установленными на нём топливными форсунками, за которым видна турбина. 
F-18 Hornet на форсаже взлетает с палубы авианосца Хотя в ТРД имеет место избыток кислорода в камере сгорания, этот резерв мощности не удаётся реализовать напрямую — увеличением расхода горючего в камере — из-за ограничения температуры рабочего тела, поступающего на турбину. Этот резерв используется в двигателях, оборудованных форсажной камерой, расположенной между турбиной и соплом. В режиме форсажа в этой камере сжигается дополнительное количество горючего, внутренняя энергия рабочего тела перед расширением в сопле повышается, в результате чего скорость его истечения возрастает, и тяга двигателя увеличивается, в некоторых случаях, более, чем в 1,5 раза, что используется боевыми самолётами при полетах на высоких скоростях. В форсажной камере применяется стабилизатор, функция которого состоит в снижении скорости за ним до околонулевых значений, что обеспечивает стабильное горение топливной смеси. При форсаже значительно повышается расход топлива, ТРД с форсажной камерой практически не нашли применения в коммерческой авиации, за исключением самолётов Ту-144 и Конкорд, полеты которых уже прекратились.
Скоростной разведчик SR-71 с гибридными ТРД/ПВРД. 
Турбопрямоточный двигатель J58 В 1960-х годах в США был создан гибридный ТРД / ПВРД Pratt & Whitney J58, использовавшийся на стратегическом разведчике SR-71 Blackbird. До числа Маха М = 2,4 он работал как ТРД с форсажем, а на более высоких скоростях открывались каналы, по которым воздух из входного устройства поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась, и она начинала работать, как ПВРД. Такая схема работы позволяла расширить скоростной диапазон эффективной работы двигателя до М = 3,2. В то же время двигатель уступал по весовым характеристикам как ТРД, так и ПВРД, и широкого распространения этот опыт не получил.
Двигатели этого типа при полете в атмосфере в качестве окислителя используют кислород из атмосферного воздуха, а при полете за пределами атмосферы в качестве окислителя используют жидкий кислород из топливных баков. Двигатели такого типа планируется использовать в проекте Skylon[3].
Регулируемое сопло ТРДДФ F-100 самолёта F-16 створки максимально открыты 
Регулируемое сопло ТРДФ АЛ-21 регулируемые створки максимально закрыты ТРД, скорость истечения реактивной струи в которых может быть как дозвуковой, так и сверхзвуковой на различных режимах работы двигателей, оборудуются регулируемыми соплами. Эти сопла состоят из продольных элементов, называемых створками, подвижных относительно друг друга и приводимых в движение специальным приводом, позволяющим по команде пилота или автоматической системы управления двигателем изменять геометрию сопла. При этом изменяются размеры критического (самого узкого) и выходного сечений сопла, что позволяет оптимизировать работу двигателя при полётах на разных скоростях и режимах работы двигателя.[1] (недоступная ссылка)
ТРД наиболее активно развивались в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолётов до 70-80-х годов XX века. В настоящее время ТРД потеряли значительную часть своей ниши в авиастроении, будучи вытесненными более экономичными двухконтурными ТРД (ТРДД).
Штурмовик Су-25 УБ с двумя ТРД Р-95Ш.
Сверхзвуковой авиалайнер Конкорд с четырьмя ТРДФ Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
Сверхзвуковой авиалайнер — летающая лаборатория Ту-144ЛЛ с четырьмя ТРДФ НК-321
Схема ТРДД с малой степенью двухконтурности. На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года). В основу двухконтурных ТРД (далее — ТРДД), в англоязычной литературе — Turbofan, положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.
Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 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, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора. Таким образом, наиболее эффективные и мощные ТРДД делают трёхкаскадными и трёхвальными. К двум роторам внутреннего контура, называемого ещё газогенератором, добавляется ещё один, в котором вентилятор и последний каскад турбины соединены валом, расположенном внутри валов газогенератора.
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{\displaystyle m=G_{2}/G_{1}} , (2)где m{\displaystyle m} — степень двухконтурности,G1{\displaystyle G_{1}} и G2{\displaystyle G_{2}} — расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.
Принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом.Согласно формуле полетного КПД ВРД
ηn=21+cv{\displaystyle \eta _{n}={\frac {2}{1+{\frac {c}{v}}}}} , (3)его повышение в ТРДД достигается за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла c{\displaystyle c} и скоростью полета v{\displaystyle v} .Уменьшение тяги, которое, согласно формуле (1), вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Увеличение расхода воздуха через двигатель достигается увеличением площади фронтального сечения входного устройства двигателя (увеличением 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.
Например, длина ТРДД АИ-25, устанавливаемого на самолёте Як-40 — 2140 мм, а ТРДДсм АИ-25ТЛ, устанавливаемого на самолёте L-39 — 3358 мм.
ТРДД, как и ТРД, могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолётов.
Отклоняемые створки сопла с ОВТ. 
ТРДД Rolls-Royce Pegasus, поворотные сопла которого позволяют осуществлять вертикальные взлёт и посадку. Устанавливается на самолёте Harrier. Специальные поворотные сопла на некоторых ТРДД позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняет управление самолётом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением манёвренности и сокращением разбега самолёта при взлёте и пробега при посадке, вплоть до вертикальных взлёта и посадки. ОВТ используется исключительно в военной авиации.
Порою в популярной литературе ТРДД с высокой степенью двухконтурности (выше 2) называют турбовентиляторными. В англоязычной литературе этот двигатель называется turbofan с добавлением уточнения high bypass (высокая двухконтурность), сокращённо — hbp. ТРДД с высокой степенью двухконтурности выполняются, как правило, без камеры смешения. По причине большого входного диаметра таких двигателей их сопло внешнего контура достаточно часто делают укороченным с целью снижения массы двигателя.
Можно сказать, что с 1960-х и по сей день в самолётном авиадвигателестроении — эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространённым классом ВРД, используемых на самолётах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолётов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности TF-39 (вид сзади)
Як-44 с винтовентиляторными двигателями Д-27 ru-wiki.org
Основными элементами такого двигателя являются следующие (рис. 1.1):
Компрессор. Повышает давление воздуха, поступающего из входного устройства, и проталкивает его далее по тракту двигателя. Давление повышается в компрессоре в 8...10 раз и более.
Камера сгорания. В ней воздух смешивается с топливом, смесь воспламеняется, сгорает и на выходе из нее температура газадостигает в ТРД 1100...1300оС (1400...1600 К).
| |
|
| Рис. 1.1. Схема одноконтурного турбореактивного двигателя (ТРД) | Рис. 1.2. Схема одноконтурного турбореактивного двигателя с форсажем (ТРДФ) |
Турбина. Предназначена для вращения ротора компрессора, установленного с ней на одном валу. Горячие газы, выходящие из камеры сгорания, обладают гораздо большим запасом энергии, чем сравнительно холодный воздух за компрессором. При расширении в турбине он способен в большой мере отдавать эту энергию. Поэтому давление газа понижается в турбине в значительно меньшей мере, чем оно повышалось в компрессоре. В результате за турбиной давление существенно превышает атмосферное давление.
Реактивное сопло. В нем за счет падения давления до атмосферного происходит значительное ускорение выходящего из турбины потока газа и выбрасывание реактивной струи с большой скоростью в направлении, противоположном направлению полета. В результате выбрасывания этой струи на двигатель действует сила отдачи, направленная по полету, т.е. сила тяги.
В рабочем процессе двигателя участвует также входное устройство (воздухозаборник). Он служит для забора воздуха из атмосферы и подвода его к двигателю ( в полете в нем может происходить также повышение давления воздуха). Воздухозаборник может быть рассчитан как на дозвуковые, так и на сверхзвуковые скорости полета. Так как в большинстве случаев воздухозаборник является частью конструкции самолета, он обычно не показывается на схемах двигателей.
Его схема отличается от схемы ТРД тем, что за турбиной установлена форсажная камера (рис. 1.2). В ней за счет дополнительного сжигания топлива температура газа повышается примерно до 2000 К. Это позволяет увеличить скорость реактивной струи на 30-40 % при незначительном увеличении массы двигателя, так как форсажная камера представляет собой тонкостенный канал. Поэтому тяга увеличивается, но при значительном ухудшении экономичности.
На сверхзвуковых скоростях полета включение форсажной камеры дает весьма большой прирост тяги. Поэтому такие двигатели применяются на самолетах, рассчитанных на сверхзвуковые скорости полета: МиГ-21, МиГ-23, МиГ-27, Су-17, Су-24, Ту-144 и др.
Это основной тип двигателей, применяемых в настоящее время на многих пассажирских лайнерах, транспортных и военно-транспортных самолетах. Первое авторское свидетельство на ТРДД было получено будущим академиком Архипом Михайловичем Люлька еще в 30-х годах ХХ века.
|
|
|
| Рис. 1.3. Схема двухконтурного турбореактивного двигателя без смешения потоков (ТРДД) | Рис. 1.4. Схема двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков (ТРДДсм) |
Поступающий в двигатель воздух разделяется на 2 части (рис. 1.3). Одна часть поступает за компрессором, как и в ТРД, в камеру сгорания, в турбину и сопло. Это – так называемый внутреннийконтур. Вторая же часть, пройдя только несколько первых ступеней компрессора, поступает далее внаружныйконтур, канал которого заканчивается вторым соплом (кольцевым). При том же расходе топлива, как в ТРД, тяга двигателя получается большей за счет увеличения отбрасываемой соплами массы воздуха и газа. Это делает такой двигатель значительно более экономичным, чем ТРД (на дозвуковых скоростях полёта). По такой схеме выполнены, например, двигатели Д-18Т, установленные на самолете Ан-124 «Руслан», а также проектируемый двигатель ПД-14.
Группу первых степеней компрессора, нагнетающих воздух и во внутренний и во внешний контур, часто называют вентилятором.
studfiles.net
Ключевые характеристики ТРД следующие:
Степень повышения полного давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД (Jumo-004) этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40 (General Electric GE90).
Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными (НК-22) или трехкаскадными (НК-25). Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своим каскадом турбины. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последним (самым низкооборотным) каскадом турбины, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (каскада высокого давления для двухкаскадного двигателя, каскада среднего давления для трехкаскадного). Каскады двигателя также именуют роторами низкого, среднего и высокого давления.
ТРД J85 производства компании General Electric. Между 8 ступенями компрессора и 2 ступенями турбины расположена кольцевая камера сгорания. Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока.
Первичный воздух — поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической.
Вторичный воздух — поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения.
Третичный воздух — поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной.
Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется, приводя её в движение и отдавая ей часть своей энергии, а после неё расширяется в сопле и истекает из него, создавая реактивную тягу.
ТРД ВК-1 КБ Климова, с редко использующимися центробежным компрессором и трубчатой камерой сгорания. Использовался на самолётах МиГ-15, МиГ-17 Благодаря компрессору ТРД (в отличие от ПВРД) может «трогать с места» и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является совершенно необходимым, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора.
При повышении скорости полёта давление в камере сгорания и расход рабочего тела растут за счёт роста напора встречного потока воздуха, который затормаживается во входном устройстве (так же, как в ПВРД) и поступает на вход низшего каскада компрессора под давлением более высоким, чем атмосферное, при этом повышается и тяга двигателя.
Диапазон скоростей, в котором ТРД эффективен, смещён в сторону меньших значений, по сравнению с ПВРД. Агрегат «турбина-компрессор», позволяющий создавать большой расход и высокую степень сжатия рабочего тела в области низких и средних скоростей полёта, является препятствием на пути повышения эффективности двигателя в зоне высоких скоростей:
В результате максимальная скорость истечения реактивной струи у ТРД меньше, чем у ПВРД, что в соответствии с формулой для реактивной тяги ВРД на расчетном режиме, когда давление на срезе сопла равно давлению окружающей среды,[2]
P=G⋅(c−v){\displaystyle P=G\cdot (c-v)} , (1)где P{\displaystyle P} — сила тяги,G{\displaystyle G} — секундный расход массы рабочего тела через двигатель,c{\displaystyle c} — скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя),v{\displaystyle v} — скорость полёта,ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями M = 2,5 — 3 (M — число Маха). На этих и более высоких скоростях полёта торможение встречного потока воздуха создаёт степень повышения давления, измеряемую десятками единиц, такую же, или даже более высокую, чем у высоконапорных компрессоров, и ещё бо́льшее сжатие становится нежелательным, так как воздух при этом нагревается, а это ограничивает количество тепла, которое можно сообщить ему в камере сгорания. Таким образом, на высоких скоростях полёта (при M > 3) агрегат турбина-компрессор становится бесполезным, и даже контрпродуктивным, поскольку только создаёт дополнительное сопротивление в тракте двигателя, и в этих условиях более эффективными становятся прямоточные воздушно-реактивные двигатели.
Форсажная камера ТРД General Electric J79. Вид со стороны сопла. В торце находится стабилизатор горения с установленными на нём топливными форсунками, за которым видна турбина. F-18 Hornet на форсаже взлетает с палубы авианосца Хотя в ТРД имеет место избыток кислорода в камере сгорания, этот резерв мощности не удаётся реализовать напрямую — увеличением расхода горючего в камере — из-за ограничения температуры рабочего тела, поступающего на турбину. Этот резерв используется в двигателях, оборудованных форсажной камерой, расположенной между турбиной и соплом. В режиме форсажа в этой камере сжигается дополнительное количество горючего, внутренняя энергия рабочего тела перед расширением в сопле повышается, в результате чего скорость его истечения возрастает, и тяга двигателя увеличивается, в некоторых случаях, более, чем в 1,5 раза, что используется боевыми самолётами при полетах на высоких скоростях. В форсажной камере применяется стабилизатор, функция которого состоит в снижении скорости за ним до околонулевых значений, что обеспечивает стабильное горение топливной смеси. При форсаже значительно повышается расход топлива, ТРД с форсажной камерой практически не нашли применения в коммерческой авиации, за исключением самолётов Ту-144 и Конкорд, полеты которых уже прекратились.
Скоростной разведчик SR-71 с гибридными ТРД/ПВРД. Турбопрямоточный двигатель J58 В 1960-х годах в США был создан гибридный ТРД / ПВРД Pratt & Whitney J58, использовавшийся на стратегическом разведчике SR-71 Blackbird. До числа Маха М = 2,4 он работал как ТРД с форсажем, а на более высоких скоростях открывались каналы, по которым воздух из входного устройства поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась, и она начинала работать, как ПВРД. Такая схема работы позволяла расширить скоростной диапазон эффективной работы двигателя до М = 3,2. В то же время двигатель уступал по весовым характеристикам как ТРД, так и ПВРД, и широкого распространения этот опыт не получил.
Двигатели этого типа при полете в атмосфере в качестве окислителя используют кислород из атмосферного воздуха, а при полете за пределами атмосферы в качестве окислителя используют жидкий кислород из топливных баков. Двигатели такого типа планируется использовать в проекте Skylon[3].
Регулируемое сопло ТРДДФ F-100 самолёта F-16 створки максимально открыты Регулируемое сопло ТРДФ АЛ-21 регулируемые створки максимально закрыты ТРД, скорость истечения реактивной струи в которых может быть как дозвуковой, так и сверхзвуковой на различных режимах работы двигателей, оборудуются регулируемыми соплами. Эти сопла состоят из продольных элементов, называемых створками, подвижных относительно друг друга и приводимых в движение специальным приводом, позволяющим по команде пилота или автоматической системы управления двигателем изменять геометрию сопла. При этом изменяются размеры критического (самого узкого) и выходного сечений сопла, что позволяет оптимизировать работу двигателя при полётах на разных скоростях и режимах работы двигателя.[1] (недоступная ссылка)
ТРД наиболее активно развивались в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолётов до 70-80-х годов XX века. В настоящее время ТРД потеряли значительную часть своей ниши в авиастроении, будучи вытесненными более экономичными двухконтурными ТРД (ТРДД).
Штурмовик Су-25 УБ с двумя ТРД Р-95Ш.
Сверхзвуковой авиалайнер Конкорд с четырьмя ТРДФ Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
Сверхзвуковой авиалайнер — летающая лаборатория Ту-144ЛЛ с четырьмя ТРДФ НК-321
Схема ТРДД с малой степенью двухконтурности. На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года). В основу двухконтурных ТРД (далее — ТРДД), в англоязычной литературе — Turbofan, положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.
Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 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, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора. Таким образом, наиболее эффективные и мощные ТРДД делают трёхкаскадными и трёхвальными. К двум роторам внутреннего контура, называемого ещё газогенератором, добавляется ещё один, в котором вентилятор и последний каскад турбины соединены валом, расположенном внутри валов газогенератора.
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{\displaystyle m=G_{2}/G_{1}} , (2)где m{\displaystyle m} — степень двухконтурности,G1{\displaystyle G_{1}} и G2{\displaystyle G_{2}} — расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.
Принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом.Согласно формуле полетного КПД ВРД
ηn=21+cv{\displaystyle \eta _{n}={\frac {2}{1+{\frac {c}{v}}}}} , (3)его повышение в ТРДД достигается за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла c{\displaystyle c} и скоростью полета v{\displaystyle v} .Уменьшение тяги, которое, согласно формуле (1), вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Увеличение расхода воздуха через двигатель достигается увеличением площади фронтального сечения входного устройства двигателя (увеличением 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.
Например, длина ТРДД АИ-25, устанавливаемого на самолёте Як-40 — 2140 мм, а ТРДДсм АИ-25ТЛ, устанавливаемого на самолёте L-39 — 3358 мм.
ТРДД, как и ТРД, могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолётов.
Отклоняемые створки сопла с ОВТ. ТРДД Rolls-Royce Pegasus, поворотные сопла которого позволяют осуществлять вертикальные взлёт и посадку. Устанавливается на самолёте Harrier. Специальные поворотные сопла на некоторых ТРДД позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняет управление самолётом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением манёвренности и сокращением разбега самолёта при взлёте и пробега при посадке, вплоть до вертикальных взлёта и посадки. ОВТ используется исключительно в военной авиации.
Порою в популярной литературе ТРДД с высокой степенью двухконтурности (выше 2) называют турбовентиляторными. В англоязычной литературе этот двигатель называется turbofan с добавлением уточнения high bypass (высокая двухконтурность), сокращённо — hbp. ТРДД с высокой степенью двухконтурности выполняются, как правило, без камеры смешения. По причине большого входного диаметра таких двигателей их сопло внешнего контура достаточно часто делают укороченным с целью снижения массы двигателя.
Можно сказать, что с 1960-х и по сей день в самолётном авиадвигателестроении — эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространённым классом ВРД, используемых на самолётах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолётов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности TF-39 (вид сзади)
Як-44 с винтовентиляторными двигателями Д-27 http-wikipediya.ru
 | Проверить информацию. Необходимо проверить точность фактов и достоверность сведений, изложенных в этой статье.На странице обсуждения должны быть пояснения. |
Схема работы ТРД: 1. Забор воздуха 2. Компрессор низкого давления 3. Компрессор высокого давления 4. Камера сгорания 5. Расширение рабочего тела в турбине и сопле 6. Горячая зона; 7. Турбина 8. Зона входа первичного воздуха в камеру сгорания 9. Холодная зона 10. Входное устройство Турбореактивный двигатель (ТРД, англоязычный термин — turbojet engine) — Воздушно-реактивный двигатель (ВРД), в котором сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. Во входном устройстве осуществляется рост статического давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы. В камере сгорания производится подвод теплоты. Часть энергии рабочего тела отнимается турбиной. В реактивном сопле формируется реактивная струя.
Ключевые характеристики ТРД следующие.
1. Создаваемая двигателем тяга.
2. Удельный расход топлива. (Масса топлива потребляемая за единицу времени для создания единицы тяги/мощности)
3. Расход воздуха. (Масса воздуха проходящего через каждое из сечений двигателя за единицу времени)
4. Степень повышения полного давления в компрессоре
5. Температура газа на выходе из камеры сгорания.
6. Масса и габариты.
Степень повышения полного давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД (Jumo-004) этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40 (General Electric GE90). Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Каскады двигателя также именуют роторами низкого и высокого давления.
ТРД J85 производства компании General Electric. Между 8 ступенями компрессора и 2 ступенями турбины расположена кольцевая камера сгорания. Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока.
Первичный воздух — поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической.
Вторичный воздух — поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения.
Третичный воздух — поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной.
Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется, приводя её в движение и отдавая ей часть своей энергии, а после неё расширяется в сопле и истекает из него, создавая реактивную тягу.
ТРД ВК-1 КБ Климова, с редко использующимися центробежным компрессором и трубчатой камерой сгорания. Использовался на самолётах МиГ-15, МиГ-17 Благодаря компрессору ТРД (в отличие от ПВРД) может «трогать с места» и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является совершенно необходимым, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора.
При повышении скорости полёта давление в камере сгорания и расход рабочего тела растут за счёт роста напора встречного потока воздуха, который затормаживается во входном устройстве (так же, как в ПВРД) и поступает на вход низшего каскада компрессора под давлением более высоким, чем атмосферное, при этом повышается и тяга двигателя.
Диапазон скоростей, в котором ТРД эффективен, смещён в сторону меньших значений, по сравнению с ПВРД. Агрегат «турбина-компрессор», позволяющий создавать большой расход и высокую степень сжатия рабочего тела в области низких и средних скоростей полёта, является препятствием на пути повышения эффективности двигателя в зоне высоких скоростей:
В результате максимальная скорость истечения реактивной струи у ТРД меньше, чем у ПВРД, что в соответствии с формулой для реактивной тяги ВРД[1]
, (1) где 
— сила тяги,
— секундный расход массы рабочего тела через двигатель,
— скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя),
— скорость полёта,ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями 2,5—3М. На этих и более высоких скоростях полёта торможение встречного потока воздуха создаёт степень повышения давления, измеряемую десятками единиц, такую же, или даже более высокую, чем у высоконапорных компрессоров, и ещё бо́льшее сжатие становится нежелательным, так как воздух при этом нагревается, а это ограничивает количество тепла, которое можно сообщить ему в камере сгорания. Таким образом, на высоких скоростях полёта (при M>3) агрегат турбина-компрессор становится бесполезным, и даже контрпродуктивным, поскольку только создаёт дополнительное сопротивление в тракте двигателя, и в этих условиях более эффективными становятся прямоточные воздушно-реактивные двигатели.
Форсажная камера ТРД General Electric J79. Вид со стороны сопла. В торце находится стабилизатор горения с установленными на нём топливными форсунками, за которым видна турбина. 
F-18 Hornet на форсаже взлетает с палубы авианосца Хотя в ТРД имеет место избыток кислорода в камере сгорания, этот резерв мощности не удаётся реализовать напрямую — увеличением расхода горючего в камере — из-за ограничения температуры рабочего тела, поступающего на турбину. Этот резерв используется в двигателях, оборудованных форсажной камерой, расположенной между турбиной и соплом. В режиме форсажа в этой камере сжигается дополнительное количество горючего, внутренняя энергия рабочего тела перед расширением в сопле повышается, в результате чего скорость его истечения возрастает, и тяга двигателя увеличивается, в некоторых случаях, более, чем в 1,5 раза, что используется боевыми самолётами при полетах на высоких скоростях. При форсаже значительно повышается расход топлива, ТРД с форсажной камерой практически не нашли применения в коммерческой авиации, за исключением самолётов Ту-144 и Конкорд, полеты которых уже прекратились.
Скоростной разведчик SR-71 с гибридными ТРД/ПВРД. 
Турбопрямоточный двигатель J58 В 1960-х годах в США был создан гибридный ТРД / ПВРД Pratt & Whitney J58, использовавшийся на стратегическом разведчике SR-71 Blackbird. До скорости М=2,4 он работал как ТРД с форсажем, а на более высоких скоростях открывались каналы, по которым воздух из входного устройства поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась, и она начинала работать, как ПВРД. Такая схема работы позволяла расширить скоростной диапазон эффективной работы двигателя до М=3,2. В то же время двигатель уступал по весовым характеристикам как ТРД, так и ПВРД, и широкого распространения этот опыт не получил.
Регулируемое сопло ТРДДФ F-100 самолёта F-16 створки максимально открыты 
Регулируемое сопло ТРДФ АЛ-21 регулируемые створки максимально закрыты ТРД, скорость истечения реактивной струи в которых может быть как дозвуковой, так и сверхзвуковой на различных режимах работы двигателей, оборудуются регулируемыми соплами. Эти сопла состоят из продольных элементов, называемых створками, подвижных относительно друг друга и приводимых в движение специальным приводом, позволяющим по команде пилота или автоматической системы управления двигателем изменять геометрию сопла. При этом изменяются размеры критического (самого узкого) и выходного сечений сопла, что позволяет оптимизировать работу двигателя при полётах на разных скоростях и режимах работы двигателя.[1]
ТРД наиболее активно развивались в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолётов до 70-80-х годов XX века. В настоящее время ТРД потеряли значительную часть своей ниши в авиастроении, будучи вытесненными более экономичными двухконтурными ТРД (ТРДД).
Штурмовик Су-25 УБ с двумя ТРД Р-95Ш.
Сверхзвуковой авиалайнер Конкорд с четырьмя ТРДФ Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
Сверхзвуковой авиалайнер - летающая лаборатория Ту-144ЛЛ с четырьмя ТРДФ НК-321
Схема ТРДД с малой степенью двухконтурности. 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. На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года). В основу двухконтурных ТРД (далее — ТРДД), в англоязычной литературе — Turbofan, положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.
Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 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, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора.
Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности, то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур.
, (2) где 
— степень двухконтурности,
и 
— расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.
Принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом.Согласно формуле полетного КПД ВРД
, (3) его повышение в ТРДД достигается за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла 
и скоростью полета 
.Уменьшение тяги, которое, согласно формуле (1), вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Увеличение расхода воздуха через двигатель достигается увеличением площади фронтального сечения входного устройства двигателя (увеличением 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.
Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М.
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.
Например, длина ТРДД АИ-25, устанавливаемого на самолёте Як-40 — 2140 мм, а ТРДДсм АИ-25ТЛ, устанавливаемого на самолёте L-39 — 3358 мм.
ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолётов.
Отклоняемые створки сопла с ОВТ. 
ТРДД Rolls-Royce Pegasus поворотные сопла которого позволяют осуществлять вертикальные взлет и посадку. Устанавливается на самолёте Harrier. Специальные поворотные сопла, на некоторых ТРДД, позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолётом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневренности и сокращением разбега самолёта при взлете и пробега при посадке, до вертикальных взлета и посадки включительно. ОВТ используется исключительно в военной авиации.
Порою в популярной литературе ТРДД с высокой степенью двухконтурности (выше 2) называют турбовентиляторными. В англоязычной литературе этот двигатель называется turbofan с добавлением уточнения high bypass (высокая двухконтурность), сокращённо — hbp. ТРДД с высокой степенью двухконтурности выполняются, как правило, без камеры смешения. По причине большого входного диаметра таких двигателей их сопло внешнего контура достаточно часто делают укороченным с целью снижения массы двигателя.
Можно сказать, что с 1960-х и по сей день в самолётном авиадвигателестроении — эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространённым классом ВРД, используемых на самолётах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолётов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности TF-39 (вид сзади)
Як-44 с винтовентиляторными двигателями Д-27 У винтовентиляторного двигателя поток холодного воздуха создаётся двумя соосными, вращающимися в противоположных направлениях, многолопастными саблевидными винтами, приводимыми в движение от турбины через редуктор. Степень двухконтурности таких двигателей достигает 90.
На сегодня известен лишь один серийный образец двигателя этого типа — Д-27 (ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко, г. Запорожье, Украина.), использовавшийся на самолёте Як-44 с крейсерской скоростью полёта 670 км/ч, и на Ан-70 с крейсерской скоростью 750 км/ч.
Турбовинтовой двигатель. Привод винта от вала турбины осуществляется через редуктор 
Устройство турбовинтового двигателя Турбовинтовые или турбовальные двигатели (ТВД) относятся к ВРД непрямой реакции. Конструктивно ТВД схож с ТРД, в котором мощность, развиваемая последним каскадом турбины, передаётся на вал воздушного винта (обычно через редуктор). Этот двигатель не является, строго говоря, реактивным (реакция выхлопа турбины составляет не более 10 % его суммарной тяги), однако традиционно их относят к ВРД.
Турбовинтовые двигатели используются в транспортной и гражданской авиации при полётах с крейсерскими скоростями 400—800 км/ч.
Вариант этого двигателя с вертикальным выходным валом редуктора используется для привода винтов вертолётов, такие двигатели называют также турбовальными.
 | В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 17 ноября 2011. |
dic.academic.ru
, (1) 
— сила тяги,G{\displaystyle G}
— секундный расход массы рабочего тела через двигатель,c{\displaystyle c}
— скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя),v{\displaystyle v}
— скорость полёта,ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями M = 2,5 — 3 (M — число Маха). На этих и более высоких скоростях полёта торможение встречного потока воздуха создаёт степень повышения давления, измеряемую десятками единиц, такую же, или даже более высокую, чем у высоконапорных компрессоров, и ещё бо́льшее сжатие становится нежелательным, так как воздух при этом нагревается, а это ограничивает количество тепла, которое можно сообщить ему в камере сгорания. Таким образом, на высоких скоростях полёта (при M > 3) агрегат турбина-компрессор становится бесполезным, и даже контрпродуктивным, поскольку только создаёт дополнительное сопротивление в тракте двигателя, и в этих условиях более эффективными становятся прямоточные воздушно-реактивные двигатели. 
, (2) 
— степень двухконтурности,G1{\displaystyle G_{1}}
и G2{\displaystyle G_{2}}
— расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно. 
, (3)
