Трд j85 з осьовим компресором виробництва компанії General Electric

Схема ТРД з відцентровим компресором: 1 – відцентровий компресор; 2 – вхідний пристрій; 3 – камера згоряння; 4 – газова турбіна; 5 – вихідний пристрій.

ТРД ВК-1 КБ Климова, з відцентровим компресором, який застосовується рідко і трубчатою камерою згорання. Застосовувався на літаках МіГ-15, МіГ-17.

Перший в світі літак He 178 з турбореактивним двигуном

Перший реактивний пасажирський літак срср Ту-104 з двома трд рд-3м-500

F – 104 з ТРД General Electric J79-GE-11A

Су – 25 з ТРД Р-195

3.24. Турбореактивний двигун з форсажною камерою (трдф)

У ТРД є надлишок кисню в камері згоряння. Цей резерв потужності не має можливості реалізувати напряму, тобто збільшенням розходу палива в камері згоряння із-за обмеження температури робочого тіла, яке поступає на турбіну. Але цей резерв можна використати в двигунах, якщо обладнати їх форсажною камерою 2, яку розташувати між турбіною 1 і регульованим соплом 3 (рис. 3.53).

Рис. 3.53. Схема ТРД з форсажною камерою.

Форсажна камера призначена для згоряння додаткової кількості палива. При цьому підвищується внутрішня енергія робочого тіла перед розширенням в соплі, зростає швидкість його течії та тяга двигуна збільшується. Форсажна камера дозволяє при тих же розмірах двигуна збільшити тягу на 40 – 60 %, але при цьому витрата палива збільшується в 2 – 2,5 рази.

Режим роботи двигуна з включеною форсажною камерою називається "Форсаж" (французьке слово, означає примус, форсування, збільшення). Форсаж вмикається льотчиком при необхідності різкого збільшення тяги двигуна (на зльоті, при перехопленні цілі, виконанні складних маневрів літака і таке інше). З форсажної камери гази поступають у регульоване сопло, в якому ще більше зростає швидкість їх течії з двигуна. На нефорсажних режимах двигуна вихідні гази проходять через форсажну камеру як через вихлопну трубу.

Враховуючи різке збільшення витрати палива і температури газового потоку на виході форсажної камери (обмежується теплостійкістю реактивного сопла) при включенні форсажу, форсаж дозволяється включати короткочасно.

Конструктивно надзвуковий повітрозабірник виконують регульованим і забезпечують системою управління. Вихідне сопло, як і у ТРД, профілюють по типу надзвукового сопла Лаваля, площа критичного перетину якого може змінюватися. На форсажному режимі сопло розкривається, щоб при роботі форсажної камери режим роботи турбокомпресорної частини двигуна не змінювався і залишався постійним. Сопло виконується двопозиційним, якщо в системі управління двигуна не передбачається можливість зміни тяги форсажного режиму, або всережимним регульованим с плавною або ступеневою змінною площі критичного перетину, коли необхідно змінити величину форсажної тяги в деякому діапазоні за умовами маневрування літака в польоті.

Можливістю змінювання величини площі критичного перетину користуються не тільки в зв’язку з роботою форсажної камери, але і в інших випадках. Наприклад, при запуску сопло розкривають для полегшення процесу запуску двигуна. Всережимне сопло може використовуватися на нефорсажних режимах для поліпшення характеристик двигуна в польоті. Форсажна камера має самостійну систему паливоподачі, автоматичного регулювання і управління.

Турбореактивний двигун з форсажною камерою: 1 – компресор низького тиску; 2 – компресор високого тиску; 3 – камера згоряння; 4 – турбіна високого тиску; 5 – турбіна низького тиску; 6 – форсажна камера; 7 – регульоване вихідне сопло.

На рис. 3.54 показана схема ТРДФ з позначенням основних поперечних перетинів його проточної частини та приведене змінювання параметрів робочого тіла (тиску р, температури Т і швидкості V) по тракту двигуна під час роботи на землі з максимальною частотою обертання ротора.

На вході в компресор потік повітря прискорюється. В перетині 1–1 його швидкість досягає 180 – 240 м/с, тому тиск стає менше атмосферного, а температура повітря на 10 – 15 °К менше температури навколишнього середовища. В польотних умовах тиск і температура повітря перед компресором значно зростають. Так, наприклад, при числі М = 2,5 степінь підвищення тиску у вхідному пристрої = 12, а повна температура в 2,25 рази перевищує температуру Т_н навколишнього середовища.

Рис. 3.54. Схема ТРДФ і змінювання параметрів робочого тіла по тракту двигуна.

У компресорі тиск і температура повітря значно зростають, осьова складова швидкості повітря незначно зменшується та на виході з компресора (в перетині 2–2) буде складати 100 – 160 м/с. Степінь збільшення тиску повітря в двигуні дорівнює добутку степені підвищення тиску у вхідному пристрої π_вх і степені підвищення тиску в компресорі , тобто: π = π_вх∙ .

У результаті згоряння палива в основній камері згоряння температура газу в перетині 3–3 перед турбіною досягне 1200 – 1300 °К, якщо робочі лопатки турбіни не мають спеціального охолодження, и 1400 – 1500 °К і більше за наявності повітряного охолодження лопаток турбіни. При цьому тиск уздовж камери згоряння незначно зменшується внаслідок гідравлічних опорів її елементів і збільшення швидкості через зниження густини газу при його нагріві.

У турбіні здійснюється частково розширення та перетворення енергії газу в механічну роботу, яка витрачається на обертання компресора і допоміжних агрегатів. При проходженні газу через турбіну його тиск і температура знижуються, а осьова швидкість збільшується і на виході з турбіни (в перетині 4–4) досягає 300 – 400 м/с. Тиск за турбіною стає вищим ніж атмосферний. Відношення повного тиску перед турбіною до повного тиску за турбіною характеризує степінь розширення газу в турбіні. Подальше розширення газу до атмосферного тиску здійснюється в вихідному соплі, яке розташовано за турбіною. Степенем розширення газу в вихідному соплі називається відношення повного тиску за турбіною до тиску на зрізі сопла .

В ТРДФ призводять додатковий підігрів газу в форсажної камері згоряння, розташованої перед вихідним соплом, до температури 1800 – 2000 °К і більше. Додаткове згоряння палива в форсажної камері приводить до суттєвого збільшення швидкості течії газу в вихідному перетині 5–5 сопла, внаслідок цього суттєво збільшується і тяга двигуна. Перед форсажною камерою встановлюються дифузор, в якому швидкість газу незначно зменшують з метою забезпечення стійкості горіння та зниження гідравлічних втрат при русі газу уздовж форсажної камери.

Схема роботи ТРДФ: 1 – повітрозабірник; 2 – компресор; 3 – газова турбіна; 4 – форсажна камера.

Форсажна камера ТРДФ General Electric J79. Вид з боку сопла. В торці знаходиться стабілізатор горіння, за яким бачимо турбіну та на якому встановлені паливні форсунки.