Турбореактивный двигатель — воздушно-реактивный двигатель , который обычно используется в самолетах. Он состоит из газовой турбины с рабочим соплом . Газовая турбина имеет воздухозаборник, который включает в себя входные направляющие лопатки, компрессор, камеру сгорания и турбину ( приводящую 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 реактивном сопле, где он разгоняется до высокой скорости, обеспечивая тягу. [1] Два инженера, Фрэнк Уиттл в Великобритании и Ханс фон Охайн в Германии , независимо друг от друга разработали эту концепцию и превратили ее в практические двигатели в конце 1930-х годов.
Турбореактивные двигатели имеют низкую эффективность на низких скоростях транспортных средств, что ограничивает их полезность в транспортных средствах, кроме самолетов. Турбореактивные двигатели использовались в отдельных случаях для привода транспортных средств, кроме самолетов, обычно для попыток установления рекордов наземной скорости . В транспортных средствах с «турбинным приводом» чаще всего используется турбовальный двигатель - разработка газотурбинного двигателя, в которой дополнительная турбина используется для приведения в движение вращающегося выходного вала. Они распространены в вертолетах и судах на воздушной подушке. Турбореактивные двигатели использовались на Конкорде и дальнемагистральных версиях Ту-144 , которым требовалось длительное время путешествовать на сверхзвуке. Турбореактивные двигатели по-прежнему широко распространены в крылатых ракетах средней дальности из-за их высокой скорости истечения, небольшой лобовой площади и относительной простоты. Они также до сих пор 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 для сверхзвуковых спринтов.
Первый патент на использование газовой турбины для питания самолета был подан в 1921 году французом Максимом Гийомом . [2] Его двигатель должен был представлять собой турбореактивный двигатель с осевым потоком, но так и не был построен, поскольку это потребовало бы значительного прогресса по сравнению с современными компрессорами. [3]
В 1928 году курсант Крэнвелла [4] британского колледжа Королевских ВВС Фрэнк Уиттл официально представил начальству свои идеи турбореактивного двигателя. 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 . Практические осевые компрессоры стали возможными благодаря идеям А. А. Гриффита, изложенным в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория конструкции турбин»). Позже Уиттл сосредоточился только на более простом центробежном компрессоре по ряду практических причин. Двигатель Уиттла был первым турбореактивным двигателем Power Jets WU , запущенным 12 апреля 1937 года. Он работал на жидком топливе. Команда Уиттла испытала близкую к панике во время первых попыток запуска, когда двигатель вышел из-под контроля и достиг относительно высокой скорости, несмотря на прекращение подачи топлива. Впоследствии было обнаружено, что топливо просочилось в камеру сгорания во время предпусковых проверок и скопилось в лужах, поэтому двигатель не прекращал ускорение до тех пор, пока все вытекшее топливо не сгорело. Уиттлу не удалось заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.
В Германии Ганс фон Охайн запатентовал аналогичный двигатель в 1935 году. Его конструкция, двигатель с осевым потоком, в отличие от двигателя с центробежным потоком Уиттла, в конечном итоге была принята большинством производителей к 1950-м годам. [7] [8]
27 августа 1939 года Heinkel He 178 , оснащенный двигателем конструкции фон Охайна, стал первым в мире самолетом, летавшим с использованием тяги турбореактивного двигателя. Пилотировал его летчик-испытатель Эрих Варсиц . [9] Gloster E.28/39 (также называемый «Gloster Whittle», «Gloster Pioneer» или «Gloster G.40») совершил первый британский полет с реактивным двигателем в 1941 году. Он был разработан для испытал реактивный двигатель Уиттла в полете и привел к разработке Gloster Meteor. [10]
Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262 , а затем Gloster Meteor , поступили на вооружение в 1944 году, ближе к концу Второй мировой войны , Me 262 в апреле и Gloster Meteor в июле. Всего около 15 Meteor участвовали в боевых действиях во время Второй мировой войны, но было выпущено до 1400 Me 262, из которых 300 вступили в бой, нанеся первые наземные атаки и одержав победы в воздушных боях реактивных самолетов. [11] [12] [13]
Воздух всасывается во вращающийся компрессор через воздухозаборник и сжимается до более высокого давления перед попаданием в камеру сгорания. Топливо смешивается со сжатым воздухом и сгорает в камере сгорания. Продукты сгорания покидают камеру сгорания и расширяются через турбину , где извлекается мощность для привода компрессора. Выходящие газы турбины по-прежнему содержат значительную энергию, которая преобразуется в реактивном сопле в высокоскоростную струю.
В первых турбореактивных двигателях использовался либо центробежный компрессор (как в Heinkel HeS 3 ), либо осевой компрессор (как в Junkers Jumo 004 ), что давало двигатель меньшего диаметра, хотя и более длинный. Заменив пропеллер, используемый в поршневых двигателях, на высокоскоростную выхлопную струю, удалось достичь более высоких скоростей самолета.
Одним из последних применений турбореактивного двигателя был Concorde , в котором использовался двигатель Olympus 593 . Однако совместные исследования Rolls-Royce и Snecma по двигателю SST второго поколения с ядром 593 были проведены более чем за три года до того, как Concorde поступил на вооружение. Они оценили двухконтурные двигатели со степенью двухконтурности от 0,1 до 1,0, чтобы обеспечить улучшенные взлетные и крейсерские характеристики. [14] Тем не менее, 593 отвечал всем требованиям программы «Конкорд». [15] Оценки, сделанные в 1964 году для конструкции Конкорда со скоростью 2,2 Маха, показали, что потеря дальности полета сверхзвукового авиалайнера в милях на галлон по сравнению с дозвуковыми авиалайнерами со скоростью 0,85 Маха (Boeing 707, DC-8) была относительно небольшой. Это связано с тем, что большое увеличение лобового сопротивления в значительной степени компенсируется увеличением эффективности силовой установки (КПД двигателя увеличивается за счет повышения давления в плунжере, что приводит к увеличению давления в компрессоре, чем более высокая скорость самолета приближается к скорости выхлопной струи, что увеличивает тяговую эффективность). [16]
Турбореактивные двигатели оказали значительное влияние на коммерческую авиацию . Помимо обеспечения более высоких скоростей полета, турбореактивные двигатели обладали большей надежностью, чем поршневые двигатели, при этом некоторые модели демонстрировали надежность диспетчеризации, превышающую 99,9%. Предреактивные коммерческие самолеты проектировались с четырьмя двигателями, отчасти из-за опасений по поводу отказов в полете. Траектории полетов за рубежом были проложены таким образом, чтобы самолеты находились в пределах часа от посадочной площадки, что удлиняло полеты. Повышение надежности, которое произошло с появлением турбореактивного двигателя, позволило использовать трех- и двухдвигательные конструкции, а также увеличить количество прямых полетов на большие расстояния. [17]
Жаропрочные сплавы были обратным явлением , ключевой технологией, которая тормозила прогресс в реактивных двигателях. Реактивные двигатели, произведенные за пределами Великобритании, построенные в 1930-х и 1940-х годах, приходилось ремонтировать каждые 10 или 20 часов из-за отказа ползучести и других типов повреждений лопастей. В британских двигателях, однако, использовались сплавы Nimonic , которые позволяли длительное использование без капитального ремонта, такие двигатели, как Rolls-Royce Welland и Rolls-Royce Derwent , [18] и к 1949 году de Havilland Goblin , прошли типовые испытания в течение 500 часов без технического обслуживания. [19] Лишь в 1950-х годах технология суперсплавов позволила другим странам производить экономически практичные двигатели. [20]
Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения по продолжительности работы из-за отсутствия подходящих высокотемпературных материалов для турбин. В британских двигателях, таких как Rolls-Royce Welland, использовались более качественные материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Первоначально Welland имел сертификат типа на 80 часов, позже срок между капитальными ремонтами был увеличен до 150 часов в результате увеличенного 500-часового пробега, достигнутого в ходе испытаний. [21]
General Electric в Соединенных Штатах имела хорошие возможности для входа в бизнес по производству реактивных двигателей благодаря своему опыту работы с высокотемпературными материалами, используемыми в их турбонагнетателях во время Второй мировой войны. [22]
Впрыск воды был распространенным методом, используемым для увеличения тяги, обычно во время взлета, в первых турбореактивных двигателях, тяга которых ограничивалась допустимой температурой на входе в турбину. Вода увеличивала тягу при предельной температуре, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный дымный след.
Допустимые температуры на входе в турбину со временем неуклонно повышались как с внедрением более совершенных сплавов и покрытий, так и с внедрением и повышением эффективности конструкций охлаждения лопаток. В ранних двигателях пилоту приходилось контролировать предел температуры турбины и избегать его, как правило, во время запуска и при максимальной тяге. Было введено автоматическое ограничение температуры, чтобы уменьшить рабочую нагрузку пилота и снизить вероятность повреждения турбины из-за перегрева.
Перед компрессором необходим воздухозаборник или трубка, которая помогает плавно направлять поступающий воздух во вращающиеся лопатки компрессора. Старые двигатели имели 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 небольшим изменением давления (так называемое искажение) и с минимально возможной потерей энергии на пути (так называемое восстановление давления). Повышение давления напора во впуске является вкладом впуска в общую степень сжатия и тепловой КПД двигательной установки .
Впуск приобретает особое значение на высоких скоростях, когда он обеспечивает большее сжатие, чем ступень компрессора. Хорошо известными примерами являются силовые установки Concorde и Lockheed SR-71 Blackbird , где вклад впуска и двигателя в общее сжатие составлял 63%/8% [23] на скорости 2 Маха и 54%/17% [24] на скорости 3+ Маха. . Воздухозаборники варьировались от «нулевой длины» [25] на турбовентиляторной установке Pratt & Whitney TF33 на Lockheed C-141 Starlifter до сдвоенных воздухозаборников длиной 65 футов (20 м) на North American XB-70 Valkyrie , каждый питание трех двигателей с расходом всасываемого воздуха около 800 фунтов в секунду (360 кг/с).
Компрессор приводится в движение турбиной. Он вращается с высокой скоростью, добавляя энергии 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 верхнем конце диапазона вентилятор GE90-115B вращается со скоростью около 2500 об/мин, а компрессор небольшого вертолетного двигателя — со скоростью около 50 000 об/мин.
Турбореактивные двигатели подают отбираемый воздух из компрессора в самолет для работы различных подсистем. Примеры включают систему экологического контроля , противообледенительную защиту и наддув топливного бака. Самому двигателю для поддержания работы необходим воздух при различных давлениях и скоростях потока. Этот воздух поступает из компрессора, а без него турбины перегревались бы, смазочное масло вытекало бы из полостей подшипников, подпятники несущего винта буксовали бы или перегружались бы, а на носовом обтекателе образовывался бы лед. Воздух из компрессора, называемый вторичным воздухом, используется для охлаждения турбины, герметизации полостей подшипников, защиты от обледенения и обеспечения того, чтобы осевая нагрузка ротора на его упорный подшипник не приводила к его преждевременному износу. Подача отбираемого воздуха в самолет снижает эффективность двигателя, поскольку он сжимается, но не способствует созданию тяги.
Типы компрессоров, используемые в турбореактивных двигателях, обычно были осевыми или центробежными. Ранние турбореактивные компрессоры имели низкую степень сжатия примерно до 5:1. Аэродинамические улучшения, включая разделение компрессора на две отдельно вращающиеся части, включение переменных углов наклона лопаток для входных направляющих лопаток и статоров, а также отбор воздуха из компрессора, позволили более поздним турбореактивным двигателям иметь общую степень сжатия 15:1 или более. Для сравнения, современные гражданские турбовентиляторные двигатели имеют общую степень сжатия 44:1 или более. После выхода из компрессора воздух попадает в камеру сгорания.
Процесс горения в камере сгорания существенно отличается от процесса горения в поршневом двигателе . В поршневом двигателе горящие газы ограничены небольшим объемом, а по мере сгорания топлива давление увеличивается. В турбореактивном двигателе смесь воздуха и топлива сгорает в камере сгорания и поступает в турбину непрерывным потоком без повышения давления. Вместо этого в камере сгорания происходит небольшая потеря давления.
Топливно-воздушная смесь может гореть только в медленно движущемся воздухе, поэтому топливными форсунками поддерживается зона обратного потока для приблизительно стехиометрического горения в первой зоне. Далее подается сжатый воздух, который завершает процесс сгорания и снижает температуру продуктов сгорания до уровня, который может принять турбина. Для сгорания обычно используется менее 25% воздуха, поскольку для поддержания температуры в пределах температур турбины требуется общая бедная смесь.
Горячие газы, выходящие из камеры сгорания, расширяются через турбину. Типичные материалы для турбин включают инконель и нимоник . [26] Самые горячие лопатки и лопатки турбины в двигателе имеют внутренние охлаждающие каналы. Через них проходит воздух из компрессора, чтобы поддерживать температуру металла в определенных пределах. Остальные ступени в охлаждении не нуждаются.
На первой ступени турбина представляет собой в основном импульсную турбину (похожую на пельтонное колесо ) и вращается за счет воздействия потока горячего газа. Более поздние стадии представляют собой сходящиеся каналы, ускоряющие газ. Энергия передается на вал путем обмена импульсом, противоположным передаче энергии в компрессоре. Мощность, развиваемая турбиной, приводит в движение компрессор и вспомогательное оборудование, такое как топливный, масляный и гидравлический насосы, которые приводятся в движение вспомогательной коробкой передач.
После турбины газы расширяются через выхлопное сопло, создавая высокоскоростную струю. В суживающемся сопле воздуховод постепенно сужается к горловине. Степень давления в сопле турбореактивного двигателя достаточно высока при более высоких настройках тяги, что приводит к дросселированию сопла.
Однако если установлено сужающееся-расширяющееся сопло Лаваля , расширяющаяся секция (с увеличенным проходным сечением) позволяет газам достигать сверхзвуковой скорости внутри расширяющейся секции. Дополнительная тяга создается за счет более высокой скорости выхлопа.
Тяга чаще всего 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 , затем его заменили на воду, а затем на воду-метанол. Система для испытания этой техники на Gloster E.28/39 была разработана, но так и не установлена. [27]
Форсажная камера или «реактивная труба повторного нагрева» представляет собой камеру сгорания, добавленную для подогрева 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, «Конкорд» и Ту-144 , также использовали форсажные камеры, как и Scaled Composites White Knight , самолет-носитель для экспериментального суборбитального космического корабля SpaceShipOne .
В 1944 году Reheat прошел летные испытания на двигателях W.2/700 самолета Gloster Meteor I. [28]
Полезная тяга турбореактивного двигателя определяется по формуле: [29] [30]
где:
Если скорость струи равна скорости звука, сопло называется « заглушенным ». Если сопло заблокировано, давление в плоскости выхода из сопла превышает атмосферное давление, и в приведенное выше уравнение необходимо добавить дополнительные члены, чтобы учесть тягу давления. [31]
Скорость потока топлива, поступающего в двигатель, очень мала по сравнению со скоростью потока воздуха. [29] Если не учитывать вклад топлива в полную тягу сопла, то чистая тяга составит:
Скорость реактивной струи должна превышать истинную воздушную скорость самолета , чтобы планер имел чистую тягу вперед. Скорость можно рассчитать термодинамически на основе адиабатического расширения . [32]
Работа турбореактивного двигателя моделируется примерно циклом Брайтона .
Эффективность газовой турбины повышается за счет повышения общей степени сжатия, что требует использования более высокотемпературных материалов для компрессора, и повышения температуры на входе в турбину, что требует более качественных материалов турбины и/или улучшенного охлаждения лопаток. Оно также увеличивается за счет уменьшения потерь при движении потока от впускного отверстия к рабочему соплу. Эти потери количественно выражаются эффективностью компрессора и турбины, а также потерями давления в воздуховодах. При использовании в турбореактивных двигателях, где мощность газовой турбины используется в реактивном сопле, повышение температуры турбины увеличивает скорость струи. На обычных дозвуковых скоростях это снижает тяговую эффективность, приводя к общим потерям, о чем свидетельствует более высокий расход топлива или SFC. [33] Однако для сверхзвуковых самолетов это может быть выгодно и является одной из причин, по которой в «Конкорде» использовались турбореактивные двигатели. Системы турбореактивных двигателей являются сложными системами, поэтому для обеспечения оптимального функционирования такой системы необходимо разрабатывать новые модели, совершенствовать ее системы управления, внедрять новейшие знания из областей автоматизации, тем самым повышая ее безопасность и эффективность. [34]
{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)Рис.26