Компоненты реактивных двигателей

Схема типичного газотурбинного реактивного двигателя. Воздух сжимается лопатками компрессора при попадании в двигатель, смешивается и сжигается с топливом в секции сгорания. Горячие выхлопные газы создают прямую тягу и вращают турбины, приводящие в движение лопатки компрессора. 1. Впуск
2. Сжатие низкого давления
3. Сжатие высокого давления
4. Горение
5. Выхлоп
6. Горячая секция
7. Турбины низкого и высокого давления.
8. Камеры сгорания
9. Холодная секция
10. Воздухозаборник

В этой статье кратко описаны компоненты и системы реактивных двигателей .

Основные компоненты

Основные узлы реактивного двигателя (осевая конструкция)

Основные компоненты турбореактивного двигателя, включая упоминания о турбовентиляторных двигателях, турбовинтовых двигателях и турбовалах:

• Холодная секция:
  • Воздухозаборник (впуск) . Для дозвуковых самолетов впуск представляет собой канал, который необходим для обеспечения плавного потока воздуха в двигатель, несмотря на то, что воздух приближается к впускному отверстию с направлений, отличных от прямого. Это происходит на земле при боковом ветре и в полете при движении самолета по тангажу и рысканию. Длина воздуховода сведена к минимуму для уменьшения сопротивления и веса. Воздух поступает в компрессор со скоростью примерно вдвое меньшей скорости звука, поэтому на скоростях полета ниже этой скорость потока будет ускоряться вдоль впускного отверстия, а на более высоких скоростях полета он замедляться. Таким образом, внутренний профиль воздухозаборника должен выдерживать как ускоряющийся, так и рассеивающий поток без чрезмерных потерь. Для сверхзвуковых самолетов воздухозаборник имеет такие особенности, как конусы и рампы, для создания наиболее эффективной серии ударных волн, которые образуются при замедлении сверхзвукового потока. Воздух замедляется от скорости полета до дозвуковой скорости за счет ударных волн, а затем примерно до половины скорости звука в компрессоре через дозвуковую часть воздухозаборника. Конкретная система ударных волн выбирается с учетом многих ограничений, таких как стоимость и эксплуатационные потребности, чтобы минимизировать потери, что, в свою очередь, максимизирует восстановление давления в компрессоре.
  • Компрессор или вентилятор . Компрессор состоит из ступеней. Каждая ступень состоит из вращающихся лопаток и неподвижных статоров или лопаток. По мере движения воздуха через компрессор его давление и температура увеличиваются. Мощность для привода компрессора поступает от турбины (см. ниже) в виде вала . крутящего момента и скорости
  • Байпасные каналы доставляют поток от вентилятора с минимальными потерями к байпасному рабочему соплу. Альтернативно, поток вентилятора может смешиваться с выхлопными газами турбины перед попаданием в одно рабочее сопло. В другом варианте между смесителем и соплом может быть установлена ​​камера дожигания.
  • Вал . Вал соединяет турбину с компрессором и проходит по большей части двигателя. Может быть до трех концентрических валов, вращающихся с независимыми скоростями, с таким же количеством турбин и компрессоров. Охлаждающий воздух для турбин может поступать через вал от компрессора.
  • Секция диффузора: - Диффузор замедляет подачу воздуха компрессором, чтобы уменьшить потери потока в камере сгорания. Более медленный воздух также необходим для стабилизации пламени горения, а более высокое статическое давление повышает эффективность сгорания .
• Горячий раздел:
  • Камера сгорания или камера сгорания . Топливо сгорает непрерывно после первоначального воспламенения во время запуска двигателя.
  • Турбина . Турбина представляет собой серию лопастных дисков, которые действуют как ветряная мельница, извлекая энергию из горячих газов, выходящих из камеры сгорания . Часть этой энергии используется для привода компрессора . Турбовинтовые, турбовальные и ТРДД имеют дополнительные ступени турбины для привода воздушного винта, двухконтурного вентилятора или несущего винта вертолета. В свободной турбине турбина, приводящая в движение компрессор, вращается независимо от турбины, приводящей в движение пропеллер или ротор вертолета. Охлаждающий воздух, отбираемый из компрессора, может использоваться для охлаждения лопаток турбины, лопаток и дисков, чтобы обеспечить более высокие температуры газа на входе в турбину при тех же температурах материала турбины.**

    

    Лопатка с внутренним охлаждением на примере турбины высокого давления.

  • Форсажная камера или разогрев (британский) - (в основном военный) Создает дополнительную тягу за счет сжигания топлива в реактивной трубе. Этот повторный нагрев выхлопных газов турбины повышает температуру на входе в рабочее сопло и скорость выхлопа. Площадь сопла увеличена, чтобы вместить больший удельный объем выхлопных газов. Это поддерживает одинаковый поток воздуха через двигатель, чтобы гарантировать отсутствие изменений в его рабочих характеристиках.
  • Выхлоп или сопло . Выхлопные газы турбины проходят через сопло, образуя высокоскоростную струю. Сопло обычно сужающееся с фиксированным проходным сечением.
  • Сверхзвуковое сопло . Для высоких соотношений давления в сопле (давление на входе в сопло/давление окружающей среды) сужающееся-расширяющееся сопло (де Лаваля) используется . Расширение до атмосферного давления и сверхзвуковой скорости газа продолжается за горловиной и создает большую тягу.

Компоненты, работающие вместе

Вышеуказанные компоненты, за исключением вала, связаны общим для всех них параметром — расходом газа, проходящим через двигатель, который одинаков для всех компонентов одновременно (в качестве основного утверждения это приемлемое приближение, которое игнорирует добавление топлива в камеру сгорания и стравливание воздуха из компрессора). Для всех них существует общее требование: тратить как можно меньше топлива, подаваемого в двигатель, в совокупности внося вклад в выходную мощность двигателя, которая представляет собой тягу или мощность, передаваемую на воздушный винт или несущий винт. Для потока через воздуховоды это означает поддержание низкого числа Маха потока (Mn), поскольку потери увеличиваются с увеличением Mn. Слишком высокий Mn на входе в воздуховод особенно актуален в воздуховодах, где происходит подвод тепла, т. е. в камере сгорания двигателя и камере дожигания, если она установлена, поскольку Mn достиг бы скорости звука, если бы Mn на входе был слишком высоким ( поток Рэлея ). .

Компрессор и турбина не только должны пропускать один и тот же поток, но и вращаются вместе, поэтому скорости имеют фиксированное соотношение (обычно равное, если они не связаны с коробкой передач), и один приводит в движение другой, поэтому мощность турбины должна равняться мощности компрессора. В то же время необходимо снизить потери в компрессоре и турбине, чтобы они работали с приемлемой эффективностью.

Проектирование, определение размеров и изменение рабочих характеристик компонентов для обеспечения их совместной работы как единого целого называется согласованием.

Производительность и эффективность двигателя никогда нельзя рассматривать изолированно; например, эффективность использования топлива/расстояния сверхзвукового реактивного двигателя достигает максимума примерно при скорости 2 Маха, тогда как сопротивление транспортного средства, несущего его, увеличивается по квадратичному закону и имеет гораздо большее сопротивление в околозвуковой области. Таким образом, наивысшая топливная эффективность для всего транспортного средства обычно составляет ~0,85 Маха.

Для оптимизации двигателя по назначению здесь важны конструкция воздухозаборника, габаритные размеры, количество ступеней компрессора (набора лопаток), тип топлива, количество ступеней выпуска, металлургия компонентов, количество используемого перепускного воздуха, где перепускной вводится воздух и многие другие факторы. Например, рассмотрим конструкцию воздухозаборника.

Воздухозаборники

Воздухозаборник (впуск США ) представляет собой аэродинамический канал, идущий от входной кромки к вентилятору/компрессору двигателя. Для сверхзвуковых воздухозаборников с изменяемой геометрией это называется системой воздухозаборника, имея в виду необходимость управления ударной волной и внутренним потоком в воздуховодах с использованием поверхностей изменяемого положения (рампы или конусы) и перепускных дверей. Воздуховод может быть частью конструкции фюзеляжа с входной кромкой в ​​различных местах (носовая часть самолета — Corsair A-7 , бортовая часть фюзеляжа — Dassault Mirage III ), либо располагаться в мотогондоле, прикрепленной к фюзеляжу ( Grumman F-14 Tomcat , Bombardier) . CRJ ) или крыло ( Боинг 737 ).

Дозвуковые воздухозаборники

Режимы работы впуска Пито

Воздухозаборники Пито используются на дозвуковых самолетах. Впускное отверстие Пито представляет собой не что иное, как трубку с аэродинамическим обтекателем вокруг нее.

Когда самолет неподвижен и нет ветра, воздух приближается к воздухозаборнику со всех сторон: прямо вперед, сбоку и сзади.

На низких скоростях полета труба потока, приближающаяся к кромке, имеет большее поперечное сечение, чем площадь сечения кромки, тогда как при расчетном числе Маха впускного самолета обе площади потока равны. На высоких скоростях полета обтекаемая труба становится меньше, и избыток воздуха выливается вокруг кромки.

Скругление кромки предотвращает отрыв потока и искажение входного отверстия компрессора на низких скоростях при боковом ветре и взлетном вращении.

Тонкая закругленная впускная губа

Сверхзвуковые воздухозаборники

Сверхзвуковые воздухозаборники используют ударные волны для замедления воздушного потока до дозвукового состояния на входе в компрессор.

Существуют две основные формы ударных волн:

1. Нормальные ударные волны лежат перпендикулярно направлению потока. Обычные ударные волны имеют тенденцию вызывать значительное падение давления застоя . Чем выше сверхзвуковое число Маха на входе в нормальную ударную волну, тем ниже число Маха на дозвуковом выходе и тем сильнее ударная волна (т. е. тем больше потеря давления торможения в ударной волне).
2. Конические (3-мерные) и наклонные ударные волны (2D) наклонены назад, как носовая волна на корабле или лодке, и исходят от возмущения потока, такого как конус или пандус. Для заданного числа Маха на входе они слабее, чем эквивалентная нормальная ударная волна, и, хотя поток замедляется, он все время остается сверхзвуковым. Конические и косые ударные волны поворачивают поток, который продолжается в новом направлении до тех пор, пока ниже по течению не встретится новое возмущение потока. Примечание. Комментарии, сделанные относительно трехмерных конических ударных волн, обычно также применимы к двумерным косым ударным волнам.

Версия воздухозаборника Пито с острыми губами, описанная выше для дозвуковых применений, довольно хорошо работает на умеренных сверхзвуковых скоростях полета. Отдельная нормальная ударная волна образуется непосредственно перед впускной кромкой и «сотрясает» поток до дозвуковой скорости. Однако по мере увеличения скорости полета ударная волна становится сильнее, вызывая большее процентное снижение давления торможения (т. е. худшее восстановление давления). в одном из первых американских сверхзвуковых истребителей F-100 Super Sabre Такой воздухозаборник использовался .

Неопущенная губа создает ударную волну, которая многократно отражается во впускном отверстии. Чем больше отражений до того, как поток станет дозвуковым, тем лучше восстановление давления.

Более совершенные сверхзвуковые воздухозаборники, за исключением Пито:

а) использовать комбинацию конических ударных волн и нормальной ударной волны для улучшения восстановления давления на высоких сверхзвуковых скоростях полета. Конические ударные волны используются для уменьшения сверхзвукового числа Маха при входе в нормальную ударную волну, тем самым уменьшая результирующие общие ударные потери.

b) иметь расчетное число Маха полета ударной волны на кромке, при котором конические/косые ударные волны пересекают кромку капота, что позволяет площади захвата струйной трубы равняться площади впускной кромки. Однако при значениях ниже числа Маха полета ударной волны на выступе углы ударной волны становятся менее наклонными, что приводит к отклонению линии тока, приближающейся к выступу, из-за присутствия конуса/рампы. Следовательно, площадь захвата впуска меньше площади впускной кромки, что уменьшает поток всасываемого воздуха. В зависимости от характеристик воздушного потока двигателя может оказаться желательным уменьшить угол рампы или переместить конус назад, чтобы перефокусировать ударные волны на кромку капота и максимизировать поток всасываемого воздуха.

в) рассчитаны на нормальную ударную нагрузку в воздуховоде после впускной кромки, так что поток на входе в компрессор/вентилятор всегда является дозвуковым. Этот впуск известен как впуск смешанного сжатия. Однако с этими воздухозаборниками возникают две трудности: одна возникает при дросселировании двигателя, а другая - при изменении скорости самолета (или Маха). Если двигатель дросселируется обратно, происходит уменьшение скорректированного (или безразмерного) расхода воздуха компрессора/вентилятора низкого давления, но (в сверхзвуковых условиях) скорректированный расход воздуха на впускной кромке остается постоянным, поскольку он определяется Число Маха полета и угол наклона/рыскание на впуске. Этот разрыв преодолевается за счет перемещения нормального скачка уплотнения в меньшую площадь поперечного сечения воздуховода, чтобы уменьшить число Маха на входе в ударную волну. Это ослабляет ударную волну, улучшая общее восстановление давления на впуске. Таким образом, абсолютный расход воздуха остается постоянным, в то время как скорректированный расход воздуха на входе в компрессор падает (из-за более высокого давления на входе). Избыточный поток всасываемого воздуха также может быть сброшен за борт или в выхлопную систему, чтобы предотвратить нарушение конических/косых ударных волн из-за того, что нормальный удар слишком далеко выдвигается вперед из-за дросселирования двигателя.

Вторая трудность возникает при изменении числа Маха самолета. Поток воздуха должен быть одинаковым на впускной кромке, в горловине и в двигателе. Это утверждение является следствием сохранения массы . Однако воздушный поток обычно не одинаков, когда изменяется сверхзвуковая скорость самолета. Эта трудность известна как проблема согласования воздушного потока, которая решается с помощью более сложных конструкций воздухозаборников, чем типичные для дозвуковых воздухозаборников. Например, чтобы соответствовать воздушному потоку, сверхзвуковое впускное отверстие можно сделать регулируемым, а некоторое количество воздуха можно обводить вокруг двигателя, а затем нагнетать в качестве вторичного воздуха с помощью эжекторного сопла. Если входной поток не соответствует, он может стать нестабильным, и нормальная ударная волна в горле внезапно выйдет вперед за пределы кромки, что называется разблокированием входного отверстия . Сопротивление разливу велико, а восстановление давления низкое, при этом вместо обычного набора косых ударных волн возникает только плоская ударная волна. В установке СР-71 двигатель продолжал работать, хотя иногда случался выброс форсажной камеры.

Входной конус

Основная статья: Впускной конус

Многие сверхзвуковые истребители второго поколения имели входной конус , который использовался для формирования конической ударной волны. Такой тип воздухозаборника хорошо виден English Electric Lightning и МиГ-21 , например, в самой передней части самолетов .

Тот же подход можно использовать для воздухозаборников, установленных сбоку фюзеляжа, где полуконус служит той же цели, что и полукруглый воздухозаборник, как это видно на истребителях F-104 Starfighter и BAC TSR-2 .

Некоторые водозаборы имеют биконическую форму ; то есть они имеют две конические поверхности: первый конус дополнен второй, менее наклонной, конической поверхностью, которая генерирует дополнительную коническую ударную волну, исходящую от места соединения двух конусов. Биконический впуск обычно более эффективен, чем эквивалентный конический впуск, поскольку число Маха на входе в нормальный скачок уплотнения уменьшается из-за присутствия второй конической ударной волны.

Воздухозаборник SR-71 имел поступательный конический шип , который контролировал положение ударной волны, обеспечивая максимальное восстановление давления.

Входная рампа

Основная статья: Впускная рампа

Для прямоугольных воздухозаборников эквивалентным способом создания необходимой ударной системы по сравнению с круглыми коническими воздухозаборниками является использование пандусов. Рампа, как и наличие конической поверхности, вызывает резкое отклонение воздушного потока при сверхзвуковом потоке.

использовались две вертикальные рампы В воздухозаборнике F-4 «Фантом» : первая с фиксированным углом клина 10 градусов и вторая с переменным дополнительным отклонением выше 1,2 Маха. использовались горизонтальные рампы В воздухозаборниках Concorde .

• 
  F-4 Phantom с фиксированной передней аппарелью, обозначение «702», и подвижной задней аппарелью.
• 
  Режимы работы впуска Concorde с указанием положения горизонтальных «подвижных пандусов»

Бездиверторный сверхзвуковой впуск

Основная статья: Сверхзвуковой воздухозаборник без дивертора

Сверхзвуковой воздухозаборник без дивертора (DSI) состоит из «выступа» и обращенного вперед обтекателя воздухозаборника, которые работают вместе, чтобы отводить поток воздуха пограничного слоя от двигателя самолета, одновременно сжимая воздух, чтобы замедлить его от сверхзвуковой скорости. DSI может использоваться для замены традиционных методов управления сверхзвуковым потоком воздуха и потоком воздуха в пограничном слое. DSI можно использовать для замены впускной рампы и впускного конуса , которые более сложны, тяжелы и дороги.

Компрессоры

Анимация осевого компрессора, показывающая вращающиеся лопатки и неподвижные статоры.

17-ступенчатый осевой компрессор на General Electric J79 . Воздух движется слева направо. Каждая ступень компрессора представляет собой ряд лопаток ротора, которые придают воздуху тангенциальную скорость, за которым следует ряд неподвижных лопаток статора, которые замедляют воздух и повышают его статическое давление. Верхний кожух, удерживающий статоры, был снят, чтобы показать лопасти ротора. На нижнем корпусе видны рычаги управления шестью ступенями регулируемых статоров. Лопасти и воздушный канал уменьшаются слева направо, потому что объем каждого фунта воздуха уменьшается по мере сжатия воздуха от 1 атмосферы до 12.

В осевых компрессорах используются вращающиеся лопатки с аэродинамическими секциями, похожими на крылья самолета. Как и в случае с крыльями самолета, в некоторых условиях лопасти могут заглохнуть. Если это произойдет, поток воздуха вокруг заглохшего компрессора может резко изменить направление. Каждая конструкция компрессора имеет соответствующую рабочую карту зависимости воздушного потока от скорости вращения для характеристик, свойственных этому типу (см. карту компрессора ).

При заданном состоянии дроссельной заслонки компрессор работает где-то в пределах установившегося режима работы. К сожалению, эта рабочая линия смещается во время переходных процессов. Многие компрессоры оснащены противостопорными системами в виде дренажных бандажей или статоров с изменяемой геометрией, чтобы снизить вероятность помпажей. Другой метод — разделить компрессор на два или более агрегата, работающих на отдельных концентрических валах.

Еще одним фактором, учитываемым при проектировании, является средняя нагрузка на ступень . Это можно поддерживать на разумном уровне либо за счет увеличения количества ступеней сжатия (больше веса/стоимости), либо за счет средней скорости лопасти (больше нагрузки на лопасти/диск).

Хотя компрессоры с большим расходом обычно являются полностью осевыми, задние ступени на агрегатах меньшего размера слишком малы, чтобы быть надежными. Следовательно, эти ступени часто заменяются одной центробежной установкой. В компрессорах с очень малым расходом часто используются два центробежных компрессора, соединенных последовательно. Хотя изолированные центробежные компрессоры способны работать при довольно высоких соотношениях давлений (например, 10:1), соображения, связанные с напряжением рабочего колеса, ограничивают степень сжатия, которая может использоваться в циклах двигателя с высокой степенью общего перепада давления.

Увеличение общей степени сжатия подразумевает повышение температуры на выходе компрессора высокого давления. Это подразумевает более высокую скорость вала высокого давления для поддержания исходного числа Маха кончика лопатки на задней ступени компрессора. Однако соображения напряжения могут ограничить увеличение скорости вала, заставляя исходный компрессор аэродинамически дросселировать до более низкой степени давления, чем исходная.

камеры сгорания

Основная статья: Камера сгорания

Вкладыши сгорания из GE J79. Верхний внешний кожух сгорания был снят. Воздух из компрессора движется слева направо. Часть попадает во вкладыш слева, где находится топливный пистолет. Оставшийся воздух проходит вдоль внешней стороны гильзы и поступает в отверстия после первичной зоны для завершения сгорания и разбавления продуктов сгорания до температуры, приемлемой для направляющих лопаток сопла первой ступени турбины, видимых справа. Две гильзы имеют свечи зажигания, а во время запуска остальные восемь воспламеняются через перекрестные огневые трубки, соединяющие все гильзы. Одна трубка едва виднеется между нижним и средним вкладышами.

Первая часть камеры сгорания представляет собой увеличенную площадь (диффузор) для замедления потока воздуха из компрессора, поскольку слишком высокая скорость входа в канал подвода тепла (камера сгорания) приведет к неприемлемо высоким потерям давления. Скорость все еще слишком высока, чтобы пламя могло удерживаться на месте, поэтому необходимо создать защищенную зону горения (известную как основная зона), с помощью держателя пламени например, . После того, как воздух, необходимый для горения, попал в переднюю часть банки, дополнительный воздух поступает через множество небольших отверстий в стенках банки, чтобы обеспечить охлаждение стен пленкой более холодного воздуха для изоляции металлических поверхностей защитным тепловым барьером .

Поскольку турбина не может выдерживать стехиометрические температуры (соотношение смеси около 15:1) в зоне сгорания, воздух компрессора, остающийся после подачи в первичную зону и стеночную охлаждающую пленку и известный как разбавляющий воздух, используется для снижения содержания газа. температура на входе в турбину до приемлемого уровня (используется общее соотношение смеси от 45:1 до 130:1). ).

Конфигурации камеры сгорания включают баночную, кольцевую и баночно-кольцевую.

Ракетные двигатели, не являясь «канальными двигателями», имеют совершенно разные системы сгорания, и соотношение смеси в основной камере обычно намного ближе к стехиометрическому. В этих двигателях обычно отсутствуют держатели пламени, и сгорание происходит при гораздо более высоких температурах, поскольку после них нет турбины. Однако в жидкостных ракетных двигателях для питания турбонасосов часто используются отдельные горелки, и эти горелки обычно работают далеко от стехиометрии, чтобы снизить температуру турбины в насосе.

Турбины

Трехступенчатая турбина на GE J79. Каждая ступень представляет собой неподвижное кольцо направляющих лопаток сопла, за которым следуют вращающиеся лопатки. Газ движется слева направо, а 2-е и 3-е кольца лопаток удалены, чтобы лопасти было лучше видно. Первое кольцо показывает форму лопастей и то, как они направляют газ из камеры сгорания в тангенциальном направлении, необходимом для вращения лопастного диска.

Поскольку турбина расширяется от высокого давления к низкому, не существует такого понятия, как помпаж или остановка турбины. Турбине требуется меньше ступеней, чем компрессору, главным образом потому, что более высокая температура на входе снижает разницу T/T (и, следовательно, степень давления) процесса расширения. Лопасти имеют большую кривизну и скорость газового потока выше.

Однако проектировщики должны предотвратить плавление лопаток и лопаток турбины в условиях очень высоких температур и напряжений. Следовательно, отбираемый из системы сжатия воздух часто используется для внутреннего охлаждения лопаток турбины. Другими решениями являются улучшенные материалы и/или специальные изоляционные покрытия . Диски должны иметь специальную форму, чтобы выдерживать огромные нагрузки, создаваемые вращающимися лопастями. Они принимают форму импульса, реакции или комбинации форм импульса-реакции. Улучшенные материалы помогают снизить вес диска.

Дожигатели (повторный нагрев)

Основная статья: Форсаж

Форсажные камеры увеличивают тягу за счет сжигания дополнительного топлива в реактивной трубе позади двигателя.

• 
  ТРДД с форсажной камерой. Обратите внимание, что распылители топлива также должны быть показаны на выхлопе активной зоны.
• 
  Топливные трубки форсажной камеры к внутренним распылителям, GE J79

Насадки

Основная статья: Метательное сопло

Метательное сопло преобразует газовую турбину или газогенератор в реактивный двигатель . Энергия, имеющаяся в выхлопе газовой турбины, преобразуется соплами в высокоскоростную реактивную струю. Мощность определяется типичными значениями манометрического давления и температуры для турбореактивного двигателя 20 фунтов на квадратный дюйм (140 кПа) и 1000 ° F (538 ° C).

Реверсы тяги

Основная статья: Реверс тяги

Они либо состоят из чашек, которые качаются на конце выхлопного сопла и отклоняют реактивную тягу вперед (как в DC-9), либо представляют собой две панели за капотом, которые скользят назад и изменяют только тягу вентилятора (вентилятор создает большая часть тяги). Перенаправление воздуха вентилятора осуществляется устройствами, называемыми «блокировочными дверями» и «каскадными лопатками». Так обстоит дело на многих больших самолетах, таких как 747, C-17, KC-10 и т. д. Если вы находитесь на самолете и слышите, как мощность двигателей увеличивается после приземления, это обычно происходит из-за того, что сработали реверсоры тяги. Двигатели на самом деле не вращаются в обратном направлении, как может заставить вас поверить этот термин. Реверсивные устройства используются для более быстрого замедления самолета и уменьшения износа колесных тормозов.

Системы охлаждения

Всем реактивным двигателям для обеспечения хорошей эффективности требуется газ высокой температуры, обычно достигаемый за счет сжигания углеводородного или водородного топлива. Температура сгорания в ракетах может достигать 3500К (5841F), что намного выше точки плавления большинства материалов, но обычные воздушно-реактивные двигатели используют гораздо более низкие температуры.

Системы охлаждения используются для поддержания температуры твердых частей ниже температуры разрушения.

Воздушные системы

Газовые турбины имеют систему вторичного воздуха, которая имеет основополагающее значение для работы двигателя. Он обеспечивает подачу охлаждающего воздуха к турбинам, подачу воздуха в полости подшипников для предотвращения вытекания масла и повышение давления в полости, чтобы гарантировать, что осевые нагрузки ротора обеспечивают приемлемый срок службы упорного подшипника.

Воздух, отбираемый на выходе компрессора, проходит вокруг камеры сгорания и впрыскивается в обод вращающегося диска турбины. Охлаждающий воздух затем проходит через сложные каналы внутри лопаток турбины. После отвода тепла от материала лопатки воздух (теперь достаточно горячий) выбрасывается через охлаждающие отверстия в основной газовый поток. Охлаждающий воздух для лопаток турбины подвергается аналогичному процессу.

Охлаждение передней кромки лопасти может быть затруднено, поскольку давление охлаждающего воздуха внутри охлаждающего отверстия может не сильно отличаться от давления набегающего газового потока. Одним из решений является установка на диск защитной пластины. Он действует как центробежный компрессор, создавая давление охлаждающего воздуха перед тем, как он попадет в лопатку. Другое решение — использовать сверхэффективное уплотнение обода турбины для создания давления в области, где охлаждающий воздух проходит через вращающийся диск.

Уплотнения служат для предотвращения утечек масла, регулирования подачи воздуха на охлаждение и предотвращения попадания постороннего воздуха в полости турбины.

Ряд уплотнений (например, лабиринтных) позволяет небольшому потоку отбираемого воздуха омывать диск турбины для отвода тепла и в то же время создавать давление на уплотнение обода турбины, чтобы предотвратить попадание горячих газов во внутреннюю часть двигателя. Другими типами уплотнений являются гидравлические, щеточные, угольные и т. д.

Небольшие количества отбираемого из компрессора воздуха также используются для охлаждения вала, кожухов турбины и т. д. Некоторое количество воздуха также используется для поддержания температуры стенок камеры сгорания ниже критической. Это делается с помощью первичных и вторичных отверстий для воздуха, которые позволяют тонкому слою воздуха покрывать внутренние стенки камеры, предотвращая чрезмерный нагрев.

Температура на выходе зависит от верхнего предела температуры турбины в зависимости от материала. Снижение температуры также предотвратит тепловую усталость и, следовательно, выход из строя. Для аксессуаров также могут потребоваться собственные системы охлаждения, использующие воздух от компрессора или наружный воздух.

Воздух из ступеней компрессора также используется для обогрева вентилятора, противообледенения корпуса самолета и обогрева кабины. Из какой ступени осуществляется отбор воздуха, зависит от атмосферных условий на этой высоте.

Топливная система

Помимо подачи топлива в двигатель, топливная система также используется для управления скоростью вращения гребного винта, потоком воздуха в компрессоре и охлаждением смазочного масла. Топливо обычно вводится посредством распыленной струи, количество которой регулируется автоматически в зависимости от скорости воздушного потока.

Таким образом, последовательность действий для увеличения тяги такова: дроссельная заслонка открывается и давление распыления топлива увеличивается, увеличивая количество сжигаемого топлива. Это означает, что выхлопные газы более горячие и поэтому выбрасываются с более высоким ускорением, а это означает, что они оказывают более высокие силы и, следовательно, напрямую увеличивают тягу двигателя. Это также увеличивает энергию, извлекаемую турбиной, которая приводит в движение компрессор еще быстрее, и поэтому также увеличивается поток воздуха, поступающего в двигатель.

Очевидно, что значение имеет скорость массы воздушного потока, поскольку именно изменение импульса (масса x скорость) создает силу. Однако плотность меняется в зависимости от высоты, и, следовательно, приток массы также будет меняться в зависимости от высоты, температуры и т. д., что означает, что значения дроссельной заслонки будут меняться в соответствии со всеми этими параметрами без изменения их вручную.

Поэтому подача топлива контролируется автоматически. Обычно имеется 2 системы: одна для контроля давления, другая для контроля расхода. Входные данные обычно поступают от датчиков давления и температуры на впуске и в различных точках двигателя. Также требуются входы дроссельной заслонки, частота вращения двигателя и т. д. Это влияет на топливный насос высокого давления.

Гидромеханическая установка (ГМУ)

Тягу двигателя необходимо поддерживать или изменять по желанию пилота путем изменения расхода топлива. Но это необходимо делать, не превышая никаких ограничений, которые могут привести к повреждению двигателя или вызвать загорание (в камерах сгорания должна поддерживаться горючая смесь, чтобы не допустить обеднения или обогащения пламени). До появления электронного управления двигателем для реализации этих требований использовались сложные гидромеханические агрегаты.

Ниже объясняются некоторые функции HMU для систем контроля топлива в 1960-х годах. Расход топлива зависит от площади переменного сужения в топливной трубке (дроссельной заслонке, площадь которой регулируется пилотом) и перепада давления на ней. Падение давления должно поддерживаться HMU, если дроссельная заслонка пилота должна контролировать поток топлива. Количество топлива должно уменьшаться с высотой, чтобы поддерживать то же соотношение воздух/f, поскольку более низкое давление окружающей среды означает меньший вес воздуха, поступающего в двигатель (ранние средства управления двигателем использовали баростат или контроль барометрического давления в зависимости от типа топливного насоса, фиксированного или переменного). смещение). Когда пилот хочет увеличить тягу, скорость увеличения расхода топлива, возникающая при перемещении рычага управления двигателем (дросселя), не должна быть слишком большой, но в то же время должна быть достаточной для быстрого ускорения двигателя без остановки компрессора. При уменьшении тяги скорость уменьшения топлива не должна быть слишком быстрой, иначе произойдет загорание. При высоких оборотах двигателя необходимо предотвращать превышение скорости и перегрев (превышение максимально допустимого) во избежание повреждения лопаток турбины. Примером HMU, хотя и называемого системой постоянного управления всеми скоростями (CASC), был регулятор подачи топлива Rolls-Royce/Lucas, используемый на Rolls-Royce Spey . Он выполнял все вышеперечисленные функции, а также поддерживал скорость вала ВД (являющуюся основным параметром управления), выбранную пилотом для большинства последующих условий полета, при этом скорость вала НД не превышала предел аэродинамической скорости (N/sqrtT), что происходит при низких температурах на входе, максимальном давлении в двигателе, возникающем в холодные дни, для сохранения усталостной долговечности корпусов.

Ниже описывается недавняя система управления подачей топлива, которая использовалась в двигателе CFM International CFM56 5B, установленном на Airbus A320, который имеет FADEC, контролирующий и вычисляющий все функции, ранее выполняемые HMU. HMU по-прежнему требуется, поскольку электрические приводы ( моментные двигатели или шаговые двигатели ) необходимы для преобразования цифровых сигналов от FADEC в изменения расхода топлива. HMU должен реализовать следующее: переменное ограничение (называемое клапаном дозирования топлива FMV) и перепад давления на нем (с помощью перепускного клапана между топливным насосом высокого давления и FMV). Падение давления поддерживается постоянным, поэтому поток топлива к топливной форсунке зависит только от положения FMV. Запрос пилотом рычага управления двигателем на подачу топлива — это только один запрос, который поступает в FADEC для позиционирования FMV. Другие, такие как скорость ротора HP, при необходимости изменят запрос пилота перед отправкой сигнала на моментный двигатель, который устанавливает положение FMV. HMU также отправляет топливно-гидравлические сигналы с помощью отдельных моментных двигателей, управляемых FADEC, на приводы регулируемых лопаток статора, регулятор зазора турбины низкого и высокого давления, регулятор зазора компрессора высокого давления и двигатель регулируемых перепускных клапанов.

Топливный насос

Обычно используются топливные насосы, которые повышают давление топлива выше давления в камере сгорания, чтобы можно было впрыскивать топливо. Топливные насосы обычно приводятся в движение главным валом через зубчатую передачу.

Турбонасосы

Основная статья: Турбонасос

Турбонасосы — это центробежные насосы, которые приводятся в движение газовыми турбинами и используются для поднятия давления топлива выше давления в камере сгорания, чтобы его можно было впрыскивать и сжигать. Турбонасосы очень часто используются в ракетах, но известно, что они также используются в прямоточных и турбореактивных двигателях. Рабочие газы для турбонасоса обычно образуются в отдельных камерах с нестехиометрическим сгоранием, а относительно небольшой массовый расход сбрасывается либо через специальное сопло, либо в точку основного сопла; оба вызывают небольшое снижение производительности. В некоторых случаях (особенно в главном двигателе космического корабля "Шаттл" ) ступенчатое сгорание используется , и выхлопные газы насоса возвращаются в основную камеру, где сгорание завершается, и тогда практически не происходит потери производительности из-за насосных потерь.

В турбонасосах ПВРД используется набегающий воздух, расширяющийся через турбину.

Система запуска двигателя

Топливная система, как объяснялось выше, является одной из двух систем, необходимых для запуска двигателя. Другой — фактическое воспламенение топливовоздушной смеси в камере. Обычно вспомогательная силовая установка для запуска двигателей используется . Он имеет стартер , который передает высокий крутящий момент на компрессорную установку. Когда достигается оптимальная скорость, т. е. поток газа через турбину достаточен, турбины берут на себя управление.

Существует несколько различных способов запуска, таких как электрический , гидравлический , пневматический и т. д.

Электростартер работает с шестернями и диском сцепления, соединяющими двигатель и двигатель. Сцепление используется для отключения при достижении оптимальной скорости. Обычно это делается автоматически. Электропитание используется для запуска двигателя, а также для зажигания. Напряжение обычно нарастает медленно по мере того, как стартер набирает обороты.

Некоторые военные самолеты необходимо запускать быстрее, чем позволяет электрический метод, и поэтому они используют другие методы, такие как картриджный турбинный стартер или «стартер тележки». Это импульсная турбина, приводящая в действие сгорающими газами из патрона, обычно создаваемая воспламенением твердого топлива, похожего на порох. Он предназначен для вращения двигателя, а также соединен с системой автоматического отключения или обгонной муфтой. Патрон поджигается электрически и используется для вращения турбины стартера.

Другая турбинная система стартера почти идентична маленькому двигателю. Опять же турбина соединена с двигателем через шестерни. Однако турбина вращается за счет сжигания газов — обычно топливом является изопропилнитрат (или иногда гидразин), хранящийся в баке и распыляемый в камеру сгорания. Опять же воспламеняется от свечи зажигания. Все контролируется электрически, например, скорость и т. д.

Большинство коммерческих самолетов и крупных военно-транспортных самолетов обычно используют так называемую вспомогательную силовую установку (ВСУ). Обычно это небольшая газовая турбина. Таким образом, можно сказать, что использование такой ВСУ — это использование маленькой газовой турбины для запуска более крупной. Воздух низкого давления (40–70 фунтов на квадратный дюйм или 280–480 кПа) и большого объема из компрессорной секции ВСУ отбирается через систему труб к двигателям, откуда направляется в систему запуска. Этот отбираемый воздух направляется в механизм, который запускает вращение двигателя и начинает всасывать воздух. Стартер обычно представляет собой воздушно-турбинный стартер, аналогичный картриджному стартеру, но в нем используется отбираемый из ВСУ воздух вместо горючих газов порохового картриджа. Большинство стартеров тележек также могут использовать воздух ВСУ для их вращения. Когда скорость вращения двигателя достаточна для всасывания достаточного количества воздуха для поддержания горения, топливо подается и воспламеняется. Как только двигатель зажигается и достигает оборотов холостого хода, системы отбора воздуха и зажигания отключаются.

ВСУ на таких самолетах, как Boeing 737 и Airbus A320, можно увидеть в крайней задней части самолета. Это типичное расположение ВСУ на большинстве коммерческих авиалайнеров, хотя некоторые из них могут находиться в корневой части крыла ( Боинг 727 ) или в хвостовой части фюзеляжа ( DC-9 / MD80 ), например, а некоторые военные транспортные средства несут свои ВСУ на одной из основных посадочных площадок. коробки передач ( С-141 ).

Некоторые ВСУ монтируются на колесных тележках, поэтому их можно буксировать и использовать на разных самолетах. Они соединены шлангом с воздуховодом самолета, который включает в себя обратный клапан, позволяющий воздуху ВСУ поступать в самолет, не допуская при этом выхода отбираемого из главного двигателя воздуха через воздуховод.

ВСУ также обеспечивают достаточную мощность для поддержания освещения кабины, давления и других систем включенными при выключенных двигателях. Клапаны, используемые для регулирования воздушного потока, обычно имеют электрическое управление. Они автоматически закрываются с заранее заданной скоростью. В ходе запуска некоторых двигателей топливо смешивается с подаваемым воздухом и сжигается вместо использования только воздуха. Обычно это дает больше мощности на единицу веса.

Обычно ВСУ запускается собственным электростартером, который автоматически выключается на нужной скорости. Когда основной двигатель запускается и достигает нужных условий, этот вспомогательный агрегат выключается и медленно отключается.

Гидравлические насосы также можно использовать для запуска некоторых двигателей через шестерни. Насосы имеют электрическое управление с земли.

Разновидностью этого является ВСУ, установленная на самолете Boeing F/A-18 Hornet; он запускается гидравлическим двигателем, который сам получает энергию, запасенную в аккумуляторе. Подзарядка этого аккумулятора происходит после запуска правого двигателя и создания гидравлического давления, или с помощью ручного насоса в правом отсеке основного шасси.

Зажигание

Обычно в системе сгорания имеются две свечи зажигания, расположенные в разных положениях. Для воспламенения газов используется искра высокого напряжения. Напряжение сохраняется за счет источника низкого напряжения (обычно 28 В постоянного тока), обеспечиваемого аккумуляторами самолета. Он накапливается до нужного значения в возбудителях зажигания (аналогично автомобильным катушкам зажигания), а затем высвобождается в виде искры высокой энергии. В зависимости от различных условий, например, при полете под сильным дождем, воспламенитель продолжает подавать искры, чтобы предотвратить прекращение горения, если пламя внутри погаснет. Конечно, в случае, если пламя погаснет, необходимо предусмотреть возможность его повторного зажигания. Существует предел высоты и скорости полета, при которых двигатель может получить удовлетворительный перезапуск.

Например, в General Electric F404-400 используется один воспламенитель для камеры сгорания и один для камеры дожигания; Система зажигания A/B включает в себя ультрафиолетовый датчик пламени для отключения воспламенителя после обнаружения зажигания при минимальном уровне топлива.

Большинство современных систем зажигания обеспечивают достаточно энергии (20–40 кВ), чтобы создать смертельную опасность, если человек будет в контакте с электрическим проводом во время активации системы, поэтому при работе с этими системами жизненно важно общение в команде.

Система смазки

Система смазки служит для обеспечения смазки подшипников и шестерен и поддержания достаточно низких температур, главным образом за счет устранения трения. Смазку также можно использовать для охлаждения других деталей, таких как стены и другие элементы конструкции, напрямую посредством направленных потоков масла. Система смазки также удаляет частицы износа изнутри двигателя и промывает их через фильтр, чтобы поддерживать чистоту масла и компонентов, смачиваемых маслом.

Смазка изолирована от внешних частей двигателя с помощью различных уплотнительных механизмов, которые также предотвращают загрязнение масла и других посторонних предметов, а также попадание в подшипники, шестерни и другие движущиеся части, и обычно течет по петле (не намеренно потребляется при использовании двигателя). Смазка должна легко течь при относительно низких температурах и не распадаться и не разрушаться при очень высоких температурах.

Обычно в системе смазки имеются подсистемы, которые индивидуально занимаются системой подачи смазки двигателя, продувкой (системой возврата масла) и сапуном (стравлением лишнего воздуха из внутренних отсеков).

Компоненты системы давления обычно включают в себя масляный бак и деаэратор , главный масляный насос , главный масляный фильтр/перепускной клапан фильтра , клапан регулирования давления (PRV) , маслоохладитель/перепускной клапан и трубки/форсунки.
Обычно поток идет из бака на вход насоса и PRV, перекачивается в главный масляный фильтр или его перепускной клапан и маслоохладитель, а затем через еще несколько фильтров к жиклерам в подшипниках.

Использование метода управления PRV означает, что давление подаваемого масла должно быть ниже критического значения (обычно контролируется другими клапанами, которые могут вытекать излишки масла обратно в бак, если оно превышает критическое значение). Клапан открывается при определенном давлении, и масло продолжает поступать с постоянной скоростью в камеру подшипника.

Если мощность двигателя увеличивается, давление внутри камеры подшипника также обычно увеличивается, что означает, что разница давлений между подачей смазочного материала и камерой уменьшается, что может еще больше снизить расход масла, когда это необходимо. В результате некоторые PRV могут регулировать значения силы пружины, используя это изменение давления в камере подшипника пропорционально, чтобы поддерживать постоянный поток смазочного материала.

Система управления

Основная статья: ФАДЕК

Большинство реактивных двигателей управляются в цифровом формате с использованием систем полного управления цифровой электроникой , однако в некоторых системах используются механические устройства.

См. также

• Указатель авиационных статей
• Передовой технологический двигатель