Турбореактивный двигатель — воздушно-реактивный двигатель , который обычно используется в самолетах. Он состоит из газовой турбины с соплом . Газовая турбина имеет воздухозаборник, который включает в себя направляющие лопатки входного канала, компрессор, камеру сгорания и турбину (которая приводит в действие компрессор). Сжатый воздух из компрессора нагревается путем сжигания топлива в камере сгорания, а затем расширяется через турбину. Выхлоп турбины затем расширяется в сопле, где он ускоряется до высокой скорости, обеспечивая тягу. [1] Два инженера, Фрэнк Уиттл в Великобритании и Ганс фон Охайн в Германии , независимо друг от друга разработали концепцию в практических двигателях в конце 1930-х годов.
Турбореактивные двигатели имеют низкую эффективность на низких скоростях транспортного средства, что ограничивает их полезность в транспортных средствах, отличных от самолетов. Турбореактивные двигатели использовались в отдельных случаях для питания транспортных средств, отличных от самолетов, как правило, для попыток установления рекордов скорости на суше . Если транспортные средства «приводятся в действие турбиной», то это чаще всего происходит с использованием турбовального двигателя, усовершенствованного газотурбинного двигателя, в котором дополнительная турбина используется для приведения в действие вращающегося выходного вала. Они распространены в вертолетах и судах на воздушной подушке.
Турбореактивные двигатели широко использовались для ранних сверхзвуковых истребителей , вплоть до многих истребителей третьего поколения , причем МиГ-25 был последним разработанным истребителем с турбореактивным двигателем. Поскольку большинство истребителей проводят мало времени в сверхзвуковом режиме, истребители четвертого поколения (а также некоторые поздние истребители третьего поколения, такие как F-111 и Hawker Siddeley Harrier и последующие конструкции оснащены более эффективными турбовентиляторными двигателями с малым двухконтурием и используют форсажные камеры для увеличения скорости выхлопа для всплесков сверхзвукового полета. Турбореактивные двигатели использовались на Concorde и более дальних версиях Ту -144 , которым требовалось проводить длительный период в сверхзвуковом режиме. Турбореактивные двигатели по-прежнему распространены в крылатых ракетах средней дальности из-за их высокой скорости выхлопа, малой лобовой площади и относительной простоты.
Первый патент на использование газовой турбины для питания самолета был подан в 1921 году французом Максимом Гийомом . [2] Его двигатель должен был быть осевым турбореактивным двигателем, но так и не был построен, поскольку для этого потребовалось бы значительное усовершенствование компрессоров по сравнению с современным уровнем техники. [3]
В 1928 году курсант британского колледжа ВВС в Кранвелле [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 был представлен двухступенчатый осевой компрессор, питающий односторонний центробежный компрессор . Практические осевые компрессоры стали возможны благодаря идеям А. А. Гриффита в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория проектирования турбин»). Позднее Уиттл сосредоточился только на более простом центробежном компрессоре по ряду практических причин. Двигатель Уиттла был первым турбореактивным двигателем, запущенным в эксплуатацию, Power Jets WU , 12 апреля 1937 года. Он работал на жидком топливе. Команда Уиттла испытала почти панику во время первых попыток запуска, когда двигатель разогнался до относительно высокой скорости, несмотря на прекращение подачи топлива. Впоследствии было обнаружено, что топливо просочилось в камеру сгорания во время предпусковых проверок двигателя и скапливалось в лужах, поэтому двигатель не прекращал разгона, 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 конструкцией фон Охайна, стал первым в мире самолетом, который летал, используя тягу турбореактивного двигателя. Им управлял летчик-испытатель Эрих Варзиц . [9] Gloster E.28/39 (также известный как «Gloster Whittle», «Gloster Pioneer» или «Gloster G.40») совершил первый британский полет с реактивным двигателем в 1941 году. Он был разработан для испытания реактивного двигателя Уиттла в полете и привел к разработке Gloster Meteor. [10]
Первые два эксплуатируемых турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262 и затем Gloster Meteor , поступили на вооружение в 1944 году, ближе к концу Второй мировой войны , Me 262 в апреле, а Gloster Meteor в июле. Только около 15 Meteor приняли участие в боевых действиях во Второй мировой войне, но было произведено до 1400 Me 262, из которых 300 приняли участие в боевых действиях, осуществив первые наземные атаки и победы в воздушных боях среди реактивных самолетов. [11] [12] [13]
Воздух втягивается во вращающийся компрессор через впускной патрубок и сжимается до более высокого давления перед поступлением 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 из турбины газы все еще содержат значительную энергию, которая преобразуется в сопле двигателя в высокоскоростную струю.
Первые турбореактивные двигатели использовали либо центробежный компрессор (как в Heinkel HeS 3 ), либо осевой компрессор (как в Junkers Jumo 004 ), что давало меньший диаметр, хотя и более длинный двигатель. Заменив пропеллер, используемый в поршневых двигателях, на высокоскоростную струю выхлопных газов, можно было достичь более высоких скоростей самолета.
Одним из последних применений турбореактивного двигателя был Concorde , который использовал двигатель Olympus 593. Однако совместные исследования Rolls-Royce и Snecma для двигателя SST второго поколения с использованием сердечника 593 были проведены более чем за три года до ввода Concorde в эксплуатацию. Они оценили двухконтурные двигатели со степенью двухконтурности от 0,1 до 1,0, чтобы улучшить взлетные и крейсерские характеристики. [14] Тем не менее, 593 соответствовал всем требованиям программы Concorde. [15] Оценки, сделанные в 1964 году для конструкции Concorde при скорости 2,2 Маха, показали, что проигрыш в дальности для сверхзвукового авиалайнера, с точки зрения миль на галлон, по сравнению с дозвуковыми авиалайнерами при скорости 0,85 Маха (Boeing 707, DC-8) был относительно небольшим. Это происходит потому, что значительное увеличение сопротивления в значительной степени компенсируется увеличением эффективности силовой установки (эффективность двигателя увеличивается за счет повышения давления набегающего потока, которое добавляется к повышению давления компрессора, более высокая скорость самолета приближается к скорости выхлопной струи, увеличивая эффективность тяги). [16]
Турбореактивные двигатели оказали значительное влияние на коммерческую авиацию . Помимо обеспечения более высоких скоростей полета, турбореактивные двигатели обладали большей надежностью, чем поршневые двигатели, некоторые модели демонстрировали рейтинг надежности отправки свыше 99,9%. Дореактивные коммерческие самолеты проектировались с четырьмя двигателями отчасти из-за опасений по поводу отказов в полете. Траектории полетов за границу были составлены так, чтобы удерживать самолеты в пределах часа от посадочной площадки, что удлиняло полеты. Повышение надежности, которое пришло с турбореактивными двигателями, позволило использовать трех- и двухмоторные конструкции и более прямые дальние перелеты. [17]
Высокотемпературные сплавы были обратным выступом , ключевой технологией, которая тормозила прогресс в реактивных двигателях. Небританские реактивные двигатели, построенные в 1930-х и 1940-х годах, должны были проходить капитальный ремонт каждые 10 или 20 часов из-за разрушения при ползучести и других типов повреждений лопаток. Британские двигатели, однако, использовали сплавы Nimonic , которые допускали длительное использование без капитального ремонта, такие двигатели, как Rolls-Royce Welland и Rolls-Royce Derwent , [18] и к 1949 году de Havilland Goblin , были испытаны в течение 500 часов без обслуживания. [19] Только в 1950-х годах технология суперсплавов позволила другим странам производить экономически практичные двигатели. [20]
Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения по количеству пробега, которое они могли сделать из-за отсутствия подходящих высокотемпературных материалов для турбин. Британские двигатели, такие как Rolls-Royce Welland, использовали лучшие материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Welland был сертифицирован как тип на 80 часов изначально, позже продлен до 150 часов между капитальными ремонтами в результате продленного 500-часового пробега, достигнутого в ходе испытаний. [21]
Компания General Electric в Соединенных Штатах находилась в выгодном положении для выхода на рынок реактивных двигателей благодаря своему опыту работы с высокотемпературными материалами, которые использовались в турбонагнетателях во время Второй мировой войны. [22]
Впрыск воды был распространенным методом, использовавшимся для увеличения тяги, обычно во время взлета, в ранних турбореактивных двигателях, тяга которых ограничивалась допустимой температурой входа в турбину. Вода увеличивала тягу на пределе температуры, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный дымный след.
Допустимые температуры на входе в турбину неуклонно росли с течением времени как с введением превосходных сплавов и покрытий, так и с введением и прогрессивной эффективностью конструкций охлаждения лопаток. На ранних двигателях предел температуры турбины должен был контролироваться и избегаться пилотом, как правило, во время запуска и при максимальных настройках тяги. Автоматическое ограничение температуры было введено для снижения нагрузки на пилота и снижения вероятности повреждения турбины из-за перегрева.
_engine_integration.svg/1280px-Turbine_Based_Combined_Cycle_(TBCC)_engine_integration.svg.png)
Носовая часть — это компонент турбореактивного двигателя, используемый для отвода воздуха во впускной коллектор перед приводом вспомогательных агрегатов и для размещения стартера.
Входное отверстие или труба необходимы перед компрессором, чтобы помочь плавно направить входящий воздух во вращающиеся лопатки компрессора. Старые двигатели имели неподвижные лопатки перед движущимися лопатками. Эти лопатки также помогали направлять воздух на лопатки. Воздух, поступающий в турбореактивный двигатель, всегда дозвуковой, независимо от скорости самого самолета.
Впускной патрубок должен подавать воздух в двигатель с приемлемо малым изменением давления (известным как искажение) и теряя как можно меньше энергии по пути (известным как восстановление давления). Рост давления набегающего потока во впускном патрубке является вкладом впуска в общую степень повышения давления и тепловой КПД двигательной системы .
Впуск приобретает значимость на высоких скоростях, когда он создает большее сжатие, чем ступень компрессора. Известными примерами являются двигательные установки Concorde и Lockheed SR-71 Blackbird , где вклад впуска и двигателя в общее сжатие составлял 63%/8% [23] при 2 Махах и 54%/17% [24] при 3+ Махах. Впуски варьировались от «нулевой длины» [25] на турбовентиляторной установке Pratt & Whitney TF33 в Lockheed C-141 Starlifter до двух воздухозаборников длиной 65 футов (20 м) на североамериканском XB-70 Valkyrie , каждый из которых питал три двигателя с расходом воздуха на впуске около 800 фунтов в секунду (360 кг/с).
Турбина вращает компрессор на высокой скорости, добавляя энергию потоку воздуха, одновременно сжимая (компрессируя) его в меньшее пространство. Сжатие воздуха увеличивает его давление и температуру. Чем меньше компрессор, тем быстрее он вращается. (Большой) вентилятор GE90-115B вращается со скоростью около 2500 об/мин, в то время как компрессор небольшого вертолетного двигателя вращается со скоростью около 50 000 об/мин.
Турбореактивные двигатели подают отбираемый воздух из компрессора в самолет для работы различных подсистем. Примерами служат система контроля окружающей среды , противообледенительная защита и наддув топливного бака. Самому двигателю для поддержания работы необходим воздух при различных давлениях и расходах. Этот воздух поступает из компрессора, и без него турбины перегревались бы, смазочное масло вытекало бы из полостей подшипников, упорные подшипники ротора скользили бы или были бы перегружены, а на носовом обтекателе образовывался бы лед. Воздух из компрессора, называемый вторичным воздухом, используется для охлаждения турбины, герметизации полостей подшипников, противообледенительной защиты и обеспечения того, чтобы осевая нагрузка ротора на его упорный подшипник не изнашивала его преждевременно. Подача отбираемого воздуха в самолет снижает эффективность двигателя, поскольку он был сжат, но затем не способствует созданию тяги.
Типы компрессоров, используемых в турбореактивных двигателях, обычно были осевыми или центробежными. Ранние турбореактивные компрессоры имели низкие степени сжатия, вплоть до 5:1. Аэродинамические усовершенствования, включая разделение компрессора на две отдельно вращающиеся части, включение изменяемых углов лопастей для входных направляющих лопаток и статоров, а также отбор воздуха из компрессора, позволили более поздним турбореактивным двигателям иметь общие степени сжатия 15:1 или более. После выхода из компрессора воздух поступает в камеру сгорания.
Процесс горения в камере сгорания существенно отличается от процесса 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 нарастания давления. Вместо этого в камере сгорания происходит небольшая потеря давления.
Смесь топлива и воздуха 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, который может принять турбина. Менее 25% воздуха обычно используется для сгорания, так как для поддержания пределов температуры турбины требуется общая обедненная смесь.
Горячие газы, выходящие из камеры сгорания, расширяются через турбину. Типичные материалы для турбин включают инконель и нимоник . [26] Самые горячие лопатки турбины и лезвия в двигателе имеют внутренние охлаждающие каналы. Воздух из компрессора проходит через них, чтобы поддерживать температуру металла в определенных пределах. Остальные ступени не нуждаются в охлаждении.
На первом этапе турбина в основном является импульсной турбиной (похожей на колесо Пельтона ) и вращается из-за воздействия потока горячего газа. Последующие этапы представляют собой сходящиеся каналы, которые ускоряют газ. Энергия передается на вал посредством обмена импульсом в направлении, противоположном передаче энергии в компрессоре. Мощность, развиваемая турбиной, приводит в действие компрессор и вспомогательное оборудование, такое как топливные, масляные и гидравлические насосы, которые приводятся в действие вспомогательным редуктором.
После турбины газы расширяются через выхлопное сопло, создавая высокоскоростную струю. В сходящемся сопле воздуховод постепенно сужается до горла. Степень давления в сопле турбореактивного двигателя достаточно высока при более высоких настройках тяги, чтобы вызвать засорение сопла.
Однако, если установлено конвергентно-дивергентное сопло Лаваля , то расходящаяся (увеличивающаяся площадь потока) секция позволяет газам достигать сверхзвуковой скорости в расходящейся секции. Дополнительная тяга создается более высокой результирующей скоростью истечения.
Тяга чаще всего увеличивалась в турбореактивных двигателях с помощью впрыска воды/метанола или дожигания . Некоторые двигатели использовали оба метода.
Впрыск жидкости был испытан на Power Jets W.1 в 1941 году, первоначально с использованием аммиака , затем с заменой на воду, а затем на водно-метаноловую смесь. Была разработана система для испытания этой технологии на Gloster E.28/39, но так и не была установлена. [27]
Форсажная камера или «реактивная труба повторного нагрева» — это камера сгорания, добавленная для повторного нагрева выхлопных газов турбины. Расход топлива очень высок, как правило, в четыре раза больше, чем у основного двигателя. Форсажные камеры используются почти исключительно на сверхзвуковых самолетах , большинство из которых — военные самолеты. Два сверхзвуковых авиалайнера, Concorde и Tu-144 , также использовали форсажные камеры, как и Scaled Composites White Knight , самолет-носитель для экспериментального суборбитального космического корабля SpaceShipOne .
В 1944 году форсаж был испытан в полете на двигателях W.2/700 самолета Gloster Meteor I. [ 28]
Чистая тяга турбореактивного двигателя определяется по формуле: [29] [30]
где:
Если скорость струи равна скорости звука, то говорят, что сопло « засорено ». Если сопло засорено, давление на выходе сопла больше атмосферного, и в приведенное выше уравнение необходимо добавить дополнительные члены для учета тяги давления. [31]
Скорость потока топлива, поступающего в двигатель, очень мала по сравнению со скоростью потока воздуха. [29] Если пренебречь вкладом топлива в общую тягу сопла, то чистая тяга составит:
Скорость струи должна превышать истинную воздушную скорость самолета , чтобы на планере была чистая прямая тяга. Скорость может быть рассчитана термодинамически на основе адиабатического расширения . [32]
Работа турбореактивного двигателя приблизительно моделируется циклом Брайтона .
Эффективность газовой турбины увеличивается за счет повышения общего коэффициента давления, требующего более высокотемпературных материалов компрессора, и повышения температуры на входе в турбину, требующего лучших материалов турбины и/или улучшенного охлаждения лопастей. Она также увеличивается за счет снижения потерь по мере продвижения потока от впуска к соплу. Эти потери количественно определяются эффективностью компрессора и турбины и потерями давления в воздуховодах. При использовании в турбореактивном двигателе, где выход газовой турбины используется в сопле, повышение температуры турбины увеличивает скорость струи. На обычных дозвуковых скоростях это снижает эффективность тяги, давая общую потерю, что отражается в более высоком расходе топлива, или SFC. [33] Однако для сверхзвуковых самолетов это может быть полезным, и это одна из причин, по которой Concorde использовал турбореактивные двигатели. Турбореактивные системы являются сложными системами, поэтому для обеспечения оптимальной работы такой системы существует призыв к разработке новых моделей для усовершенствования ее систем управления с целью внедрения новейших знаний из областей автоматизации, чтобы повысить ее безопасность и эффективность. [34]
{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)Рис.26