Турбореактивный

Эта статья требует дополнительных ссылок для проверки . Пожалуйста, помогите улучшить эту статью , добавив цитаты из надежных источников . Материал, не полученный от источника, может быть оспорен и удален. Найти источники:  "Turbojet"  -  новости  · газеты  · книги  · ученый  · JSTOR ( апрель 2008 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )

Схема типичного газотурбинного реактивного двигателя

Турбореактивного представляет собой реактивный двигатель airbreathing , как правило , используется в самолетах. Он состоит из газовой турбины с метательным соплом . Газовая турбина имеет воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину (которая приводит в движение компрессор). Сжатый воздух из компрессора нагревается за счет сжигания топлива в камере сгорания, а затем расширяется через турбину. Затем выхлоп турбины расширяется в движущем сопле, где он ускоряется до высокой скорости для создания тяги. ^[1] Два инженера, Фрэнк Уиттл из Великобритании и Ханс фон Охайн из Германии., независимо развил эту концепцию в практические двигатели в конце 1930-х годов.

Хотя турбореактивный двигатель был первой формой газотурбинной силовой установки для авиации, он был в значительной степени заменен другими разработками первоначальной концепции. В процессе работы, как правило , генерируют ТРД тягу за счет ускорения относительно небольшое количество воздуха до очень высоких сверхзвуковых скоростях, в то время как турбовентиляторных ускорить большее количество воздуха , чтобы снизить околозвуковых скоростей. В более медленных самолетах турбореактивные двигатели заменены на турбовинтовые, поскольку они имеют лучший удельный расход топлива.. На средних и высоких скоростях, когда пропеллер перестает работать, турбовинтовые двигатели были заменены на турбовентиляторные. На этих околозвуковых скоростях турбовентилятор работает тише и имеет лучший расход топлива в зависимости от дальности полета, чем турбореактивный двигатель. Турбореактивные двигатели могут быть очень эффективными для сверхзвуковых самолетов.

Турбореактивные двигатели имеют низкую эффективность на низких скоростях транспортного средства, что ограничивает их полезность в транспортных средствах, кроме самолетов. Турбореактивные двигатели использовались в отдельных случаях для питания транспортных средств, отличных от самолетов, обычно для попыток установления рекордов скорости на суше . В тех случаях, когда транспортные средства "приводятся в действие турбиной", это чаще всего происходит за счет использования турбовального двигателя, развития газотурбинного двигателя, в котором дополнительная турбина используется для привода вращающегося выходного вала. Они распространены в вертолетах и ​​судах на воздушной подушке. Турбореактивные двигатели использовались на «Конкорде» и на более дальних версиях Ту-144, которым требовалось длительное время путешествовать на сверхзвуке. Турбореактивные двигатели по-прежнему распространены в крылатых ракетах средней дальности., благодаря высокой скорости выхлопа, небольшой лобовой площади и относительной простоте. Они также все еще используются на некоторых сверхзвуковых истребителях, таких как МиГ-25 , но большинство из них тратят мало времени на сверхзвуковые путешествия, поэтому используют турбовентиляторные двигатели и форсажные камеры для увеличения скорости выхлопа при сверхзвуковом спринте.

История [ править ]

Первый патент на использование газовой турбины для привода самолета был подан в 1921 году французом Максимом Гийомом . ^[2] Его двигатель должен был быть турбореактивным с осевым потоком, но так и не был сконструирован, так как требовал значительного прогресса по сравнению с современными компрессорами. ^[3]

В 1928 году курсант Крэнвеллского колледжа британских ВВС ^[4] Фрэнк Уиттл официально представил свои идеи турбореактивного двигателя своему начальству. В октябре 1929 года он развил свои идеи дальше. ^[5] 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал свой первый патент (выданный в 1932 году). ^[6] В патенте показан двухступенчатый осевой компрессор, питающий односторонний центробежный компрессор . Практичные осевые компрессоры стали возможны благодаря идеям А.А. Гриффита.в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория конструкции турбины»). Позднее Уиттл сконцентрировался только на более простом центробежном компрессоре по ряду практических причин. 12 апреля 1937 года Уиттл запустил первый турбореактивный двигатель Power Jets WU . Он работал на жидком топливе и включал автономный топливный насос. Команда Уиттла испытала почти панику, когда двигатель не останавливался, ускоряясь даже после отключения топлива. Оказалось, что топливо просочилось в двигатель и скопилось в лужах, поэтому двигатель не остановился, пока не сгорело все вытекшее топливо. Уиттл не смог заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.

В Германии Ганс фон Охайн запатентовал аналогичный двигатель в 1935 году ^[7].

27 августа 1939 года Heinkel He 178 стал первым в мире самолетом, летавшим на турбореактивном двигателе с пилотом-испытателем Эрихом Варзицем ^[8] за штурвалом, ^[8] став таким образом первым практическим реактивным самолетом. Gloster E.28 / 39 (также называемый «Глостер Уиттлы», «Глостер Pioneer», или «Gloster G.40») был первым британским самолетом реактивного двигателя летать. Он был разработан для испытания реактивного двигателя Уиттла в полете, что привело к созданию Gloster Meteor. ^[9]

Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262, а затем Gloster Meteor , поступили на вооружение в 1944 году, ближе к концу Второй мировой войны . ^{[10] [11]}

Воздух всасывается во вращающийся компрессор через впускное отверстие и сжимается до более высокого давления перед поступлением в камеру сгорания. Топливо смешивается со сжатым воздухом и горит в камере сгорания. Продукты сгорания покидают камеру сгорания и расширяются через турбину, где отбирается мощность для привода компрессора. Выхлопные газы турбины все еще содержат значительную энергию, которая преобразуется в сопле двигателя в высокоскоростную струю.

Первыми реактивными двигателями были турбореактивные двигатели либо с центробежным компрессором (как в Heinkel HeS 3 ), либо с осевыми компрессорами (как в Junkers Jumo 004 ), которые давали двигатель меньшего диаметра, но более длинный. За счет замены пропеллера, используемого в поршневых двигателях, на высокоскоростную струю выхлопных газов можно было получить более высокие скорости самолета.

Одним из последних применений турбореактивного двигателя был Concorde, который использовал двигатель Olympus 593 . В ходе проектирования было обнаружено, что турбореактивный двигатель является оптимальным для крейсерского полета с удвоенной скоростью звука, несмотря на преимущество турбореактивных двигателей для более низких скоростей. Конкорду требовалось меньше топлива для создания заданной тяги на милю со скоростью 2,0 Маха, чем у современного ТРДД с большим байпасом, такого как General Electric CF6, при оптимальной скорости 0,86 Маха. ^[12]

Турбореактивные двигатели оказали значительное влияние на коммерческую авиацию . Помимо обеспечения более высоких скоростей полета турбореактивные двигатели обладали большей надежностью, чем поршневые двигатели, причем некоторые модели демонстрировали рейтинг надежности диспетчеризации, превышающий 99,9%. Предварительно реактивные коммерческие самолеты были спроектированы с четырьмя двигателями, отчасти из-за опасений по поводу отказов в полете. Маршруты зарубежных полетов были проложены так, чтобы самолеты находились в пределах часа от посадочной площадки, что увеличивало продолжительность полетов. Повышенная надежность турбореактивного двигателя позволила создать трех- и двухмоторную конструкцию и увеличить число прямых перелетов на дальние расстояния. ^[13]

Высокотемпературные сплавы были обратным явлением , ключевой технологией, которая замедлила развитие реактивных двигателей. Реактивные двигатели не британского производства, построенные в 1930-х и 1940-х годах, приходилось ремонтировать каждые 10 или 20 часов из-за нарушения ползучести и других видов повреждений лопастей. Британские двигатели, однако, используются Нимоник сплавы , которые позволили длительного использования без ремонта, двигатели , такие как Rolls-Royce Welland и Rolls-Royce Derwent , ^[14] , а к 1949 году де Хэвилленд Гоблин , будучи подвергнут испытанию типа в течение 500 часов без обслуживания. ^[15] Только в 1950-х годах суперсплавыТехнология позволила другим странам производить экономически практичные двигатели. ^[16]

Ранние разработки [ править ]

Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения на количество оборотов, которые они могли выполнять из-за отсутствия подходящих жаропрочных материалов для турбин. В британских двигателях, таких как Rolls-Royce Welland, использовались лучшие материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Первоначально Welland прошел типовой сертификат на 80 часов, позже был продлен до 150 часов между капитальными ремонтами в результате продленных 500 часов пробега, достигнутых в ходе испытаний. ^[17] Несмотря на высокие эксплуатационные расходы, некоторые из первых реактивных истребителей все еще эксплуатируются со своими оригинальными двигателями.

General Electric в Соединенных Штатах имела хорошие возможности для входа в бизнес по производству реактивных двигателей благодаря своему опыту с высокотемпературными материалами, которые использовались в их турбокомпрессорах во время Второй мировой войны. ^[18]

Впрыск воды был обычным методом, используемым для увеличения тяги, обычно во время взлета, в ранних турбореактивных двигателях, которые были ограничены их допустимой температурой входа в турбину. Вода увеличивала тягу на пределе температуры, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный след дыма.

Допустимые температуры на входе в турбину неуклонно увеличивались с течением времени как с введением высококачественных сплавов и покрытий, так и с введением и повышением эффективности конструкции охлаждения лопаток. На ранних двигателях пилот должен был следить за температурным пределом турбины и избегать его, как правило, во время запуска и при максимальных настройках тяги. Было введено автоматическое ограничение температуры, чтобы снизить рабочую нагрузку на пилот и снизить вероятность повреждения турбины из-за перегрева.

Дизайн [ править ]

Забор воздуха [ править ]

Перед компрессором необходим воздухозаборник или трубка, чтобы помочь плавно направлять поступающий воздух в движущиеся лопасти компрессора. У старых двигателей были неподвижные лопатки перед движущимися лопастями. Эти лопасти также помогали направлять воздух на лопасти. Воздух, поступающий в турбореактивный двигатель, всегда дозвуковой, независимо от скорости самого самолета.

Воздухозаборник должен подавать воздух в двигатель с приемлемо малым изменением давления (известным как искажение) и с минимальными потерями энергии в пути (это называется восстановлением давления). Повышение давления гидроцилиндра на впуске является вкладом впускного канала в общий коэффициент давления в двигательной установке и тепловой КПД .

Впуск становится заметным на высоких скоростях, когда он производит большую компрессию, чем ступень компрессора. Хорошо известными примерами являются силовые установки Concorde и Lockheed SR-71 Blackbird, в которых вклад впуска и двигателя в общую компрессию составлял 63% / 8% ^[19] при 2 Маха и 54% / 17% ^[20] при 3+ Маха. . Воздухозаборники варьировались от «нулевой длины» ^[21] на турбовентиляторной установке Pratt & Whitney TF33 в Lockheed C-141 Starlifter до сдвоенных воздухозаборников длиной 65 футов на North American XB-70 Valkyrie , каждый из которых питает по три двигатели с расходом воздуха на впуске около 800 фунтов / сек.

Компрессор [ править ]

Компрессор приводится в движение турбиной. Он вращается с высокой скоростью, добавляя энергию воздушному потоку и в то же время сжимая (сжимая) его в меньшее пространство. Сжатие воздуха увеличивает его давление и температуру. Чем меньше компрессор, тем быстрее он вращается. В самом конце диапазона вентилятор GE-90-115 вращается со скоростью около 2500 об / мин, в то время как небольшой компрессор двигателя вертолета вращается со скоростью около 50 000 об / мин.

Турбореактивные двигатели подают отбираемый из компрессора воздух в самолет для системы экологического контроля., например, для защиты от обледенения и повышения давления в топливном баке. Самому двигателю для поддержания работы необходим воздух с различным давлением и расходом. Этот воздух поступает из компрессора, и без него турбины перегреются, смазочное масло будет вытекать из полостей подшипников, упорные подшипники ротора будут скользить или перегружены, а на носовом конусе образуется лед. Воздух из компрессора, называемый вторичным воздухом, используется для охлаждения турбины, уплотнения полости подшипника, защиты от обледенения и предотвращения его преждевременного износа из-за осевой нагрузки ротора на упорный подшипник. Подача отбираемого воздуха в самолет снижает эффективность двигателя, поскольку он был сжат, но не способствует созданию тяги. Отбор воздуха для обслуживания самолетов больше не нужен на ТРДД Боинг 787.

Типы компрессоров, используемых в турбореактивных двигателях, обычно были осевыми или центробежными. Ранние турбореактивные компрессоры имели низкое соотношение давлений примерно до 5: 1. Аэродинамические улучшения, включая разделение компрессора на две отдельно вращающиеся части, включение регулируемых углов лопастей для входных направляющих лопаток и статоров, а также удаление воздуха из компрессора, позволили более поздним турбореактивным двигателям иметь общее соотношение давлений 15: 1 или более. Для сравнения: современные гражданские турбовентиляторные двигатели имеют общий коэффициент давлений 44: 1 и более. После выхода из компрессора воздух попадает в камеру сгорания.

Камера сгорания [ править ]

Процесс горения в камере сгорания существенно отличается от такового в поршневом двигателе . В поршневом двигателе горящие газы ограничены небольшим объемом, и по мере сгорания топлива давление увеличивается. В турбореактивном двигателе смесь воздуха и топлива сгорает в камере сгорания и проходит через турбину в непрерывном потоке без повышения давления. Вместо этого в камере сгорания возникает небольшая потеря давления.

Топливно-воздушная смесь может гореть только в медленно движущемся воздухе, поэтому область обратного потока поддерживается топливными форсунками для приблизительно стехиометрического горения в первичной зоне. Далее вводится сжатый воздух, который завершает процесс сгорания и снижает температуру продуктов сгорания до уровня, приемлемого для турбины. Для сжигания обычно используется менее 25% воздуха, так как общая обедненная смесь требуется, чтобы не выходить за пределы температуры турбины.

Турбина [ править ]

Горячие газы, выходящие из камеры сгорания, расширяются через турбину. Типичные материалы для турбин включают инконель и нимоник . ^[22] Самые горячие лопатки турбины в двигателе имеют внутренние охлаждающие каналы. Через них пропускается воздух из компрессора, чтобы поддерживать температуру металла в определенных пределах. Остальные этапы в охлаждении не нуждаются.

На первой ступени турбина в основном представляет собой импульсную турбину (похожую на колесо Пелтона ) и вращается из-за воздействия потока горячего газа. Более поздние стадии представляют собой сходящиеся каналы, которые ускоряют газ. Энергия передается валу посредством обмена импульсом, противоположным передаче энергии в компрессоре. Мощность, развиваемая турбиной, приводит в действие компрессор и вспомогательное оборудование, например топливные, масляные и гидравлические насосы, которые приводятся в действие коробкой передач.

Сопло [ править ]

После турбины газы расширяются через выхлопное сопло, создавая высокоскоростную струю. В сужающемся сопле канал постепенно сужается до горловины. Степень давления в сопле турбореактивного двигателя достаточно высока при более высоких настройках тяги, чтобы вызвать дросселирование сопла.

Если, однако, установлено сходящееся-расширяющееся сопло де Лаваля , расширяющаяся (увеличивающаяся сечение потока) секция позволяет газам достигать сверхзвуковой скорости в расширяющейся секции. Дополнительная тяга создается более высокой результирующей скоростью выхлопа.

Увеличение тяги [ править ]

Чаще всего тяга увеличивалась в турбореактивных двигателях с впрыском воды / метанола или дожиганием . Некоторые двигатели использовали оба одновременно.

Впрыск жидкости был испытан на Power Jets W.1 в 1941 году, сначала с использованием аммиака, а затем воды, а затем воды и метанола. Была разработана система для испытания техники Gloster E.28 / 39 , но так и не удалось. ^[23]

Afterburner [ править ]

Форсажная камера или «реактивная труба повторного нагрева» - это камера сгорания, добавляемая для повторного нагрева выхлопных газов турбины. Расход топлива очень высокий, обычно в четыре раза больше, чем у главного двигателя. Форсажные камеры используются почти исключительно на сверхзвуковых самолетах , большинство из которых являются военными. Два сверхзвуковых авиалайнера, Concorde и Ту-144 , также использовали форсажные камеры, как и Scaled Composites White Knight , самолет-носитель для экспериментального суборбитального космического корабля SpaceShipOne .

Разогрев был летно-опробован в 1944 году на W.2 / 700 двигателей в Gloster Meteor I . ^[24]

Чистая тяга [ править ]

Чистая тяга турбореактивного двигателя определяется по формуле: ^{[25] [26]}${\ Displaystyle F_ {N} \;}$

${\ displaystyle F_ {N} = ({\ dot {m}} _ {air} + {\ dot {m}} _ {f}) V_ {j} - {\ dot {m}} _ {air} V }$

где:

${\displaystyle {\dot {m}}_{air}}$	скорость потока воздуха через двигатель
${\displaystyle {\dot {m}}_{f}}$	скорость потока топлива, поступающего в двигатель
${\displaystyle V_{j}\;}$	- скорость струи (выхлопного шлейфа) и предполагается, что она меньше скорости звука
${\displaystyle V\;}$	является истинной воздушной скорости самолета
${\displaystyle ({\dot {m}}_{air}+{\dot {m}}_{f})V_{j}}$	представляет собой общую тягу сопла
${\displaystyle {\dot {m}}_{air}V}$	представляет собой лобовое сопротивление впускного коллектора.

Если скорость струи равна скорости звука, сопло считается « забитым ». Если сопло закупорено, давление в выходной плоскости сопла превышает атмосферное давление, и к приведенному выше уравнению необходимо добавить дополнительные члены, чтобы учесть тягу давления. ^[27]

Скорость потока топлива, поступающего в двигатель, очень мала по сравнению со скоростью потока воздуха. ^[25] Если не учитывать вклад топлива в общую тягу форсунки, чистая тяга будет:

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{air}(V_{j}-V)}$

Скорость реактивного двигателя должна превышать истинную воздушную скорость самолета , чтобы на планер создавалась чистая прямая тяга. Скорость может быть рассчитана термодинамически на основе адиабатического расширения . ^[28]${\displaystyle V_{j}\;}$${\displaystyle V\;}$${\displaystyle V_{j}\;}$

Улучшения цикла [ править ]

Работа турбореактивного двигателя приблизительно моделируется циклом Брайтона .

Эффективность газовой турбины повышается за счет увеличения общего перепада давлений, требующего использования материалов компрессора с более высокой температурой, и повышения температуры на входе в турбину, что требует более качественных материалов турбины и / или улучшенного охлаждения лопастей / лопаток. Его также увеличивают за счет уменьшения потерь по мере продвижения потока от впускного отверстия к движущемуся соплу. Эти потери количественно оцениваются КПД компрессора и турбины, а также потерями давления в воздуховоде. При использовании в турбореактивном двигателе, когда выходная мощность газовой турбины используется в движущем сопле, повышение температуры турбины увеличивает скорость струи. На обычных дозвуковых скоростях это снижает эффективность движителя, что приводит к общим потерям, о чем свидетельствует более высокий расход топлива или SFC. ^[29]Однако для сверхзвуковых самолетов это может быть выгодно и является одной из причин, по которым Конкорд использовал турбореактивные двигатели. Турбореактивные системы представляют собой сложные системы, поэтому для обеспечения оптимального функционирования такой системы существует потребность в разработке новых моделей для усовершенствования ее систем управления с целью внедрения новейших знаний в области автоматизации, чтобы повысить ее безопасность и эффективность. ^[30]

См. Также [ править ]

• Система воздушного пуска
• Экзоскелетный двигатель
• Реактивный автомобиль
• Отказ турбинного двигателя
• Разработка турбореактивного двигателя в РАЭ
• Двигатель с переменным циклом

Ссылки [ править ]

Дальнейшее чтение [ править ]

• Спрингер, Эдвин Х. (2001). Строительство турбореактивного двигателя с турбонаддувом . Турбореактивные технологии.

Внешние ссылки [ править ]

• Эрих Варсиц, первый в мире пилот реактивного самолета : включает редкие видеоролики (Heinkel He 178) и аудиокомментарии.
• Описание поршневого двигателя НАСА : включает модель программного обеспечения.
• Возможности реактивного движения : обзор 1941 г. с обсуждением экспериментальных разработок 1920-1930-х гг.
• Документы Whittle Power Jet - Переписка из архива Питерхауса, Кембриджского колледжа, касающаяся разработки поршневого двигателя Уиттла в Кембриджской цифровой библиотеке
• [1]