Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) — тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется разогретая смесь атмосферного воздуха и продуктов горения топлива. Нагрев происходит за счёт химической реакции окисления горючего кислородом из атмосферного воздуха. Ускорение рабочего тела происходит за счет повышения давления вследствие его нагрева.
Впервые этот термин в печатной публикации, по-видимому, был использован в 1929 г. Б. С. Стечкиным в журнале «Техника Воздушного Флота», где была помещена его статья «Теория воздушного реактивного двигателя». В английском языке этому термину наиболее точно отвечает словосочетание англ. air-breathing jet engine.
Воздушно-реактивные двигатели используются, как правило, для приведения в движение летательных аппаратов на высотах до 40 км для турбореактивных двигателей, до 55 км для прямоточных и, в теории, до 75 км для гиперзвуковых прямоточных.[1][неавторитетный источник?]
История воздушно-реактивных двигателей неразрывно связана с историей авиации. Прогресс в авиации на всём протяжении её существования обеспечивался, главным образом, прогрессом авиационных двигателей, а всё возраставшие требования, предъявляемые авиацией к двигателям, являлись мощным стимулятором развития авиационного двигателестроения.
К концу Второй мировой войны требование повышения мощности поршневых двигателей внутреннего сгорания вошло в неразрешимое противоречие с другими требованиями, предъявляемыми к авиамоторам — компактностью и ограничением массы. Дальнейшее развитие авиации по пути совершенствования поршневых двигателей становилось невозможным.
Первый патент на турбинный двигатель был выдан англичанину Джону Барберу в 1791 году. В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
Следует отметить, что ряд инженеров и учёных разных стран в 20-е и 30-е годы XX века предвидели надвигающийся кризис в авиационном двигателестроении, и искали пути выхода из него, в том числе и за счёт ВРД.
Впервые в СССР проект реального истребителя с ВРД разработанным А. М. Люлькой, в марте 1943 года предложил начальник ОКБ-301 М. И. Гудков. Самолёт назывался Гу-ВРД[2]. Проект был отвергнут экспертами, главным образом, в связи с неверием в актуальность и преимущества ВРД в сравнении с поршневыми авиадвигателями.
Первым самолётом, поднявшимся в небо с турбореактивным двигателем (ТРД) HeS 3 конструкции фон Охайна, был He 178 (фирма Хейнкель Германия), управляемый лётчиком-испытателем флюг-капитаном Эрихом Варзицем (27 августа 1939 года). Этот самолёт превосходил по скорости (700 км/ч) все поршневые истребители своего времени, максимальная скорость которых не превышала 650 км/ч, но при этом был менее экономичен, и вследствие этого имел меньший радиус действия. К тому же у него были бо́льшие скорости взлёта и посадки, чем у поршневых самолётов, из-за чего ему требовалась более длинная взлётно-посадочная полоса с качественным покрытием.
С августа 1944 года в Германии началось серийное производство реактивного истребителя-бомбардировщика Мессершмитт Me.262, оборудованного двумя турбореактивными двигателями Jumo-004 производства фирмы Юнкерс. А с ноября 1944 года начал выпускаться ещё и первый реактивный бомбардировщик Arado Ar 234 Blitz с теми же двигателями. Единственным реактивным самолётом союзников по антигитлеровской коалиции, формально принимавшим участие во Второй мировой войне, был «Глостер Метеор» (Великобритания) с ТРД Rolls-Royce Derwent 8 конструкции Ф. Уиттла (серийное производство которого началось даже раньше, чем немецких).
В послевоенные годы реактивное двигателестроение открыло новые возможности в авиации: полёты на скоростях, превышающих скорость звука, и создание самолётов с грузоподъёмностью, многократно превышающей грузоподъёмность поршневых самолётов.
Первым отечественным серийным реактивным самолётом был истребитель Як-15 (1946 г), разработанный в рекордные сроки на базе планера Як-3 и адаптации трофейного двигателя Jumo-004, выполненной в моторостроительном КБ В. Я. Климова под обозначением РД-10.[3]
А уже через год прошёл государственные испытания первый, полностью оригинальный, отечественный турбореактивный двигатель ТР-1,[4] разработанный в КБ А. М. Люльки (ныне НПО «Сатурн»).
Первым отечественным реактивным пассажирским авиалайнером был Ту-104 (1955 г), оборудованный двумя турбореактивными двигателями РД-3М-500 (АМ-3М-500), разработанными в КБ А. А. Микулина.
Запатентованный ещё в 1913 г, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на сверхзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. В 1930-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).
В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД.[5] Далее в течение десяти лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые,[6][неавторитетный источник?] а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.
Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга на месте, низкая эффективность на малых скоростях полёта), ПВРД является предпочтительным типом ВРД для беспилотных одноразовых снарядов и крылатых ракет, благодаря своей простоте, а, следовательно, дешевизне и надёжности. Начиная с 50-х годов XX века в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.
В СССР с 1954 по 1960 гг в ОКБ-301 под руководством С.А.Лавочкина[7], разрабатывалась крылатая ракета «Буря», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов[8] на межконтинентальные расстояния, и использовавшая в качестве маршевого двигателя ПВРД. В 1957 году на вооружение уже поступила МБР Р-7, имевшая то же назначение, разработанная под руководством С. П. Королёва. Это ставило под сомнение целесообразность дальнейшей разработки «Бури». Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 Оникс, П-270 Москит.
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) был изобретён в XIX веке шведским изобретателем Мартином Вибергом. Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c ПуВРД Argus As-014 производства фирмы Argus-Werken, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1. После войны исследования в области пульсирующих воздушно-реактивных двигателей продолжились во Франции (компания SNECMA) и в США (Pratt & Whitney, General Electric), кроме того, благодаря простоте и дешевизне, маленькие двигатели этого типа стали очень популярны среди авиамоделистов, и в любительской авиации, и появились коммерческие фирмы, производящие на продажу для этих целей ПуВРД и клапаны к ним (быстроизнашивающаяся запчасть).[9]
Несмотря на многообразие ВРД, существенно отличающихся друг от друга конструкцией, характеристиками и областью применения, можно выделить ряд принципов, общих для всех ВРД и отличающих их от тепловых двигателей других типов.
Воздушно-реактивный двигатель — реактивный двигатель, развивающий тягу за счёт реактивной струи рабочего тела, истекающего из сопла двигателя. С этой точки зрения ВРД подобен ракетному двигателю (РД), но отличается от последнего тем, что большую часть рабочего тела он забирает из окружающей среды — атмосферы, в том числе и окислитель, необходимый для горения топлива. В качестве окислителя в ВРД используется кислород, содержащийся в воздухе. Благодаря этому ВРД обладает преимуществом в сравнении с ракетным двигателем при полётах в атмосфере. Если летательный аппарат, оборудованный ракетным двигателем должен транспортировать как горючее, так и окислитель, масса которого больше массы горючего в 2-8 раз, в зависимости от вида горючего, то аппарат, оснащённый ВРД должен иметь на борту только запас горючего.
Рабочее тело ВРД на выходе из сопла представляет собой смесь продуктов сгорания горючего с оставшимися после выгорания кислорода фракциями воздуха. Если для полного окисления 1 кг керосина (обычного топлива для ВРД) требуется около 3,4 кг чистого кислорода, то, учитывая, что атмосферный воздух содержит лишь 23 % кислорода по массе, для полного окисления этого горючего требуется 14,8 кг воздуха, и, следовательно, рабочее тело, как минимум, на 94 % своей массы состоит из исходного атмосферного воздуха. На практике в ВРД, как правило, имеет место избыток расхода воздуха (иногда — в несколько раз, по сравнению с минимально необходимым для полного окисления горючего), например, в турбореактивных двигателях массовый расход горючего составляет 1 % — 2 % от расхода воздуха.[10] Это позволяет при анализе работы ВРД, во многих случаях, без большого ущерба для точности, считать рабочее тело ВРД, как на выходе, так и на входе, одним и тем же веществом — атмосферным воздухом, а расход рабочего тела через любое сечение проточной части двигателя — одинаковым.
Динамику ВРД можно представить следующим образом: рабочее тело, поступает в двигатель со скоростью полёта, а покидает его со скоростью истечения реактивной струи из сопла. Из баланса импульса, получается простое выражение для реактивной тяги ВРД:[10]
Где — сила тяги, — скорость полёта, — скорость истечения реактивной струи (относительно двигателя), — секундный расход массы рабочего тела через двигатель. Очевидно, ВРД эффективен (создаёт тягу) только в случае, когда скорость истечения рабочего тела из сопла двигателя превышает скорость полёта: .
Скорость истечения газа из сопла теплового реактивного двигателя зависит от химического состава рабочего тела, его абсолютной температуры на входе в сопло, и от степени расширения рабочего тела в сопле двигателя (отношения давления на входе в сопло к давлению на его срезе).
Химический состав рабочего тела для всех ВРД можно считать одинаковым, что же касается температуры, и степени расширения, которые достигаются рабочим телом в процессе работы двигателя — имеют место большие различия для разных типов ВРД и разных образцов ВРД одного типа. Во всяком случае, для каждого ВРД существует некоторая максимальная, специфическая для данного двигателя скорость истечения рабочего тела из сопла, которая ограничивает сверху диапазон скоростей полёта, при которых данный ВРД эффективен.
С учётом вышесказанного можно сформулировать и главные недостатки ВРД в сравнении с РД:
В основу большинства ВРД как тепловой машины положен термодинамический цикл Брайтона, в котором сначала происходит адиабатическое сжатие рабочего тела. Потом производится изобарический подвод теплоты за счёт сжигания топлива в камере сгорания. После чего следует адиабатическое расширение во время которого и формируется реактивная струя. Завершает цикл изобарический отвод теплоты в процессе охлаждения реактивной струи в атмосфере.
Наиболее рациональным является формирование реактивной струи в процессе расширения до достижения статического давления рабочего тела, равного забортному атмосферному давлению.[11]. Таким образом, для ВРД обязательно условие: рабочего тела перед началом фазы расширения должно превышать атмосферное, и чем больше — тем лучше, тем выше полезная работа термогазодинамического цикла и его КПД. Но в окружающей среде, из которой забирается рабочее тело, оно находится при атмосферном давлении. Следовательно, чтобы ВРД мог работать, необходимо тем или иным способом повысить давление рабочего тела в двигателе по отношению к атмосферному.
Эффективность ВРД определяют несколько КПД или коэффициентов полезного действия.
Эффективность ВРД как теплового двигателя определяет эффективный КПД двигателя: (2) Где Q1 — количество теплоты отданное нагревателем, Q2 — количество теплоты полученное холодильником.
Эффективность ВРД как движителя определяет полётный или тяговый КПД: (3)
Сравнивая формулы (1) и (3) можно прийти к выводу, что чем выше разница между скоростью истечения газов из сопла и скоростью полета, тем выше тяга двигателя и тем ниже полетный КПД. При равенстве скоростей полета и истечения газов из сопла полетный КПД будет равен 1, то есть 100 %, но тяга двигателя будет равна 0. По этой причине проектирование ВРД является компромиссом между создаваемой им тягой и его полетным КПД.
Общий или полный КПД ВРД является произведением двух приведенных выше КПД: (4)
Воздушно-реактивные двигатели можно разбить на две основные группы. ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи истекающей из сопла. И ВРД непрямой реакции, в которых тяга кроме или вместо реактивной струи создается посредством использования специального движителя, например пропеллера или несущего винта вертолёта. Применяется также классификация по признаку наличия механического воздушного компрессора в тракте двигателя: в этом случае ВРД подразделяются на бескомпрессорные (ПВРД с его вариантами, ПуВРД с его вариантами) — и компрессорные, где компрессор приводится от газовой турбины — ТРД, ТРДД, ТВД с их вариантами, а также мотокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель, в котором компрессор приводится не от турбины, а от отдельного двигателя внутреннего сгорания (с воздушным винтом или без него).
Основные параметры характеризующие двигатели следующие:
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД, англ. Ramjet) является самым простым в классе ВРД по устройству. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха.
Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом:
Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.
В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на дозвуковые, сверхзвукрвые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.
Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.
Эти двигатели характеризуются крайне низкой эффективностью. По этому дозвуковые прямоточные двигатели оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.
СПВРД предназначены для полётов в диапазоне 1-5 Махов. Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнения. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.
Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых, скорость потока снижается. В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке скорость становится дозвуковой и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора.
В сверхзвуковом диапазоне скоростей ПВРД значительно более эффективен, чем в дозвуковом. Например, на скорости 3 Маха для идеального ПВРД степень повышения давления составляет 36,7, что сравнимо с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически достигает 64,3 %. У реальных ПВРД эти показатели ниже, но даже с учётом потерь, в диапазоне полётного числа Маха от 3 до 5 сверхзвуковые ПВРД превосходят по эффективности ВРД всех других типов.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД, англ. Scramjet) — ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше пяти Махов и предназначенный для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с гиперзвуковым ПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.
Сжатие воздуха происходит в двух скачках уплотнения: внешнем, образованным у носового окончания аппарата, и внутреннем — у передней кромки нижней стенки двигателя. Оба скачка — косые и скорость потока остаётся сверхзвуковой.
Существует несколько программ разработок гиперзвуковых ПВРД в разных странах, но на начало XXI века этот тип двигателя остается гипотетическим, не существует ни одного образца, прошедшего лётные испытания, подтвердившие практическую целесообразность его серийного производства.
Во второй половине 50-х годов, в эпоху холодной войны, в США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором. Источником энергии этих двигателей является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором, размещённым на месте камеры сгорания. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждает его и нагревается сам до температуры около 3000 К, а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных жидкостных ракетных двигателей.
Возможное назначение летательного аппарата с таким двигателем — межконтинентальная крылатая ракета, носитель ядерного заряда. В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В 1964 году в США, по программам исследований ядерного ПВРД «Pluto» и «Tory», были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC». Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 года.
ПВРД неработоспособен при низких и нулевых скоростях полёта. Для достижения начальной скорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем, с которого запускается аппарат с ПВРД. Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприемлемым для использования на пилотируемых самолётах, но для беспилотных, боевых, крылатых ракет одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2-5 Махов, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Также ПВРД используются в летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД, англоязычный термин англ. Pulsejet), как следует из его названия, работает в режиме пульсации, тяга развивается не непрерывно, как у ПВРД или ТРД, а в виде серии импульсов, следующих друг за другом с частотой от десятков герц, для крупных двигатателей, до 250 Гц — для малых двигателей.
Конструктивно, ПуВРД представляет собой цилиндрическую камеру сгорания с длинным цилиндрическим соплом меньшего диаметра. Передняя часть камеры соединена со входным диффузором, через который воздух поступает в камеру сгорания. Между диффузором и камерой сгорания установлен воздушные клапаны, работающие под воздействием разницы давлений в камере и на выходе диффузора, когда давление в диффузоре превышает давление в камере клапан открывается и пропускает воздух в камеру, при обратном соотношении давлений он закрывается.
Цикл работы ПуВРД можно описать так:
Для инициирования процесса горения в камере устанавливается свеча зажигания, которая создаёт высокочастотную серию электрических разрядов, и топливная смесь воспламеняется.
Кажущееся сходство ПуВРД и ПВРД ошибочно. В действительности ПуВРД имеет принципиальные отличия. Большинство ПуВРД могут работать при нулевой скорости.
Существуют другие модификации ПуВРД.
ПуВРД характеризуется как шумный и неэкономный, зато простой и дешёвый. Высокий уровень шума и вибрации вытекает из самого пульсирующего режима его работы.
ПуВРД устанавливается на беспилотные летательные аппараты одноразового применения с рабочими скоростями до 0,5 Маха, летающие мишени, беспилотные разведчики, в прошлом крылатые ракеты.
ПуВРД используются любительской авиации и авиамоделировании, благодаря простоте и дешевизне.
В турбореактивном двигателе (ТРД, англ. turbojet engine) 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 рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы. Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму.
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. Благодаря компрессору ТРД может стартовать с места и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является необходимым условием, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора.
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.
Максимальная скорость истечения реактивной струи у ТРД меньше, чем у ПВРД, что ограничивает сверху диапазон скоростей, на которых ТРД эффективен, значениями 2,5—3 Маха.
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.
ТРД самолётов летающих на сверхзвуковых скоростях оборудуются так называемыми 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.[13]
Специальные поворотные сопла, на некоторых двигателях, позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. Отклонение вектора тяги 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.
До 70-80-х годов XX века ТРД с малой степенью двухконтурности активно применялись в качестве двигателей для военных и коммерческих самолётов. В настоящее время большую распространенность получили более экономичные двухконтурные ТРД (ТРДД).
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД, англ. Turbofan) — ТРД с конструкцией позволяющей перемещать дополнительную массу воздуха, проходящую через внешний контур двигателя. Такая конструкция обеспечивает более высокие полетные КПД, по сравнению с обычными ТРД. Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М.[14] На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя (авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года).[15]
Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на два 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.
Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности, то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур. Где и расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.
Если вернуться к формулам (1) и (4) то принцип присоединения массы можно истолковать следующим образом. В ТРДД, согласно формуле (4) заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, 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. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение 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.
ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолётов.
ТРДД с высокой степенью двухконтурности (выше 2) называют турбовентиляторными. 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 распространенным классом воздушно-реактивных двигателей, используемых на самолётах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с малой степенью двухконтурности до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолётов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.
Конструктивно ТВД схож с ТРД, в котором мощность, развиваемая двигателем, передаётся на вал воздушного винта, обычно не напрямую, а через редуктор.
Турбовинтовые двигатели используются в транспортной и гражданской авиации.
Турбовальные двигатели конструктивно представляют собой турбореактивный двигатель, в котором мощность, развиваемая дополнительным каскадом турбины, передаётся на вал отбора мощности, чаще всего через редуктор. Так как между валом турбины и компрессора и валом отбора мощности нет механической связи, а только газодинамическая, турбовальные двигатели относят к ВРД непрямой реакции. Эти двигатели, строго говоря, не является реактивным, реакция выхлопа турбины составляет не более 10 % его суммарной тяги, однако традиционно их относят к воздушно-реактивным.
Используется для привода винтов вертолётов.
Для улучшения характеристик эксплуатации ТВД применяют специальные многолопастные стреловидные винты с изменяемым шагом ВИШ с одним или двумя рядами лопастей. Такие ВИШ подвергаются более высокой нагрузке на ометаемую площадь при уменьшенном диаметре винта, но сохраняют относительно высокий КПД 0,8-0,85. Такие винты называются винтовентиляторами (ВВ), а двигатель – турбовинтовентиляторным (ТВВД) с открытым винтовентилятором.[16]
На сегодня известен лишь один серийный образец двигателя этого типа — Д-27 (ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко, г. Запорожье, Украина.), использующийся на самолёте Як-44 с крейсерской скоростью полёта 670 км/ч, и на Ан-70 с крейсерской скоростью 750 км/ч.
У двигателя Д-27 поток холодного воздуха создаётся двумя соосными, вращающимися в противоположных направлениях, многолопастными саблевидными винтами, приводимыми в движение от свободной четырёхступенчатой турбины, турбовального двигателя. Мощность передается винтам через редуктор.
.PNG&filetimestamp=20090506101339){kind=link}
