Здравствуйте, друзья!
ТРДД с вентилятором на входе.
В сегодняшней небольшой статье продолжаем более конкретное знакомство с типами авиационных двигателей. Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) уже не раз упоминался по сайту и осталось только познакомиться с ним поближе.
Главная идея статьи в том, чтобы понять каково, собственно, главное отличие ТРДД от его предшественника, так сказать первого звена в двигательном семействе, обычного турбореактивного двигателя (ТРД).
Правильней, наверное, было бы сказать даже не просто отличие, а преимущество. Ведь на сегодняшний день ТРД активно сдает свои позиции (если уже не сдал совсем :-)) двухконтурному двигателю. ТРДД теперь превратился в самый распространенный воздушно-реактивный авиационный двигатель на земле.
Главная причина этому одна – высокая экономичность при столь же высокой тяговой эффективности. В наше время растущего энергодефицита такой важный фактор значит очень многое. Экономичность и, соответственно, дальность полета.Современный самолет с ТРДД имеет в этой области большие преимущества.
Первые разработки по теме двухконтурный турбореактивный двигатель начались еще в 19-м веке. Начал их (по крайней мере это официально известно :-)) русский инженер Федор Романович Гешвен (наш ! :-)). В 1939 году А.М. Люлька, ставший в последствии знаменитым конструктором авиадвигателей, разработал ТРДД такой схемы, которая используется в современных двухконтурных двигателях. Но ни тогда, ни в последующие годы проблема экономичности ТРД не стояла так остро, как сейчас. Это были скорее просто конструктивные варианты воздушно-реактивного двигателя, хотя выигрышно-положительные стороны их были известны.
Таковым положение дел оставалось вплоть до 50-х годов, когда ТРД уверенно стали завоевывать первенство среди авиационных двигателей мира. И уже тогда стал проявляться их, пожалуй, главный недостаток. На относительно небольших скоростях полета эти двигатели довольно неэкономичны. Или, говоря другими словами, имеют низкий коэффициент полезного действия.
В одной из прошлых статей я упомянул как-то прочитанный мной в одной из книг интересный факт, неплохо характеризующий этот недостаток. Там было сказано, что в течение одной летной смены полка сверхзвуковых бомбардировщиков ТУ-22 (они были оснащены ТРДФ) потреблялось количество керосина, равное месячному бюджету Белорусской ССР по топливу. За достоверность сказанного не ручаюсь, но очень похоже на правду :-).
Бомбардировщик ТУ-22.
То есть для повышения экономичности было бы конечно хорошо снизить подачу топлива в двигатель. Но ведь чем меньше топлива в камере сгорания, тем меньше температура газа. Воздушный поток, проходящий через двигатель, получит меньше энергии, и в дальнейшем, при выходе из сопла, скорость потока будет ниже. А это значит, что и тяга тоже уменьшится.
Выходит, ничего хорошего 🙂 … Однако есть возможность этого избежать. Уменьшение тяги, полученное за счет падения скорости истечения газовоздушного потока из двигателя, можно компенсировать увеличением самого этого потока, то есть, правильней говоря, увеличением его массы. Или на техническом языке: нужно увеличить расход воздуха через двигатель. Чем больше масса воздуха, тем больше импульс тяги, создаваемый двигателем. Это, я думаю, всем уже ясно. Реактивное движение : чем больше из движка «вылетело», тем сильнее его самого толкнуло в обратную сторону :-).
Что же получилось в итоге? А то, что тяга осталась той же, а расход топлива уменьшился. То есть улучшилась экономичность, иначе говоря повысился коэффициент полезного действия двигателя (кпд).
Или же немного по-другому: можно при тех же энергетических затратах пропускать через двигатель значительно большую массу воздуха, но с малой скоростью ее истечения. При этом получим большую тягу с меньшими удельными параметрами расхода топлива. То есть суть дела та же :-)…
Все вышесказанное как раз и есть основной принцип работы двухконтурного турбореактивного двигателя. Получили, так сказать, мое любимое объяснение «на пальцах» :-)…
А теперь подтвердим этот факт парочкой формул. Тяга воздушно-реактивного двигателя (коим и является, как известно, ТРД) определяется простым выражением, вытекающим из закона сохранения импульса:
P = G (c — v) , здесь Р – тяга двигателя, G – это расход воздуха через двигатель (кг/с), c— скорость истечения газовоздушной струи из двигателя (м/с), v – скорость полета (м/с). Из этой формулы хорошо видно, что чем больше скорость реактивной струи, тем выше тяга двигателя.
Теперь о кпд. Для нашего случая эффективность реактивного двигателя, как движителя, характеризует так называемый полетный кпд (еще его называют тяговым). Он определяется формулой, которую часто именуют формулой Стечкина (Борис Сергеевич Стечкин — выдающийся советский ученый -гидроаэромеханик и теплотехник, которого в авиационных кругах полушутливо, но явно с большим уважением называли «Главный моторист Советского Союза»).
η= 2/(1+с/v) , здесь η – полетный кпд. Можно сравнить эти две формулы, и тогда виден интересный факт. Чем выше скорость выхода газовоздушной струи из двигателя (с), тем выше его тяга (Р), но при этом ниже кпд (η). И наоборот. То есть при проектировании турбореактивного двигателя инженерам приходится решать две явно противоположные задачи. Нужно поддерживать тягу двигателя на хорошем уровне, но при этом нельзя сильно занижать кпд. Приходится идти на компромисс. В этом случае именно применение концепции двухконтурного турбореактивного двигателя облегчает задачу.
Итак, мы с вами выяснили, что для ТРДД должен быть организован дополнительный расход воздуха. Конструктивно это выполняется путем добавления к уже существующему ТРД так называемого второго контура, выполненного в виде кольцевого канала как бы поверх уже существующих габаритов. Этот канал проходит от компрессора до сопла, минуя камеру сгорания и турбину. Первый же контур (внутренний) представляет собой по сути обычный ТРД со всеми присущими ему атрибутами и принципом работы.
Воздух, поступая из самолетного воздухозаборника (входного устройства) на вход в двигатель, попадает в так называемый компрессор низкого давления (КНД), степень повышения давления в котором действительно невысока (в среднем от 1,5 до 3). Этот компрессор состоит из небольшого количества ступеней. Обычно от одной до пяти. Передние ступени КНД могут носить название «вентилятор».
Далее сжатый до определенного уровня воздух делится на два потока. Один поступает в первый (внутренний) контур и работает там, как в обычном турбореактивном двигателе, а другой попадает в вышеозначенный второй( или внешний) контур и, следуя по нему, истекает из реактивного сопла, создавая при этом реактивную тягу.
Схема ТРДД. Здесь: 2 - КНД, 3 - КВД, 4 - камера сгорания, 5 - ТВД, 6 - ТНД, 7 - сопло, 8 - ротор высокого давления, 9 - ротор низкого давления, 1 - часть КНД (вентилятор).
Компрессор внутреннего контура называется компрессором высокого давления КВД (степень повышения давления в среднем 10-30). Во внутренний контур могут также входить и последние ступени компрессора низкого давления. Каждый из этих компрессорных узлов вращает своя турбина (турбины низкого и высокого давления, ТНД и ТВД). Оба эти турбокомпрессора между собой обычно механически не связаны, и валы их расположены один внутри другого. Часто они и вращаются в разные стороны.
Одним из основных параметров для двухконтурного двигателя является степень двухконтурности К. Это отношение массового расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний. Диапазон изменения степени двухконтурности для различных двигателей довольно большой: от 0,5 вплоть до 90.
Степень двухконтурности К от 0,5 до 2 имеют двигатели, стоящие на самолетах, предназначенных для полета на высоких дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Обычно это военные самолеты. А если К>2, то это уже скорей всего движок для пассажирского лайнера или транспортника, потому что большая степень двухконтурности означает большой расход воздуха, что подразумевает, в свою очередь, большие диаметральные размеры движка. А это никакой истребитель себе позволить не может :-).
ТРДДФ Eurojet EJ200. На фото ниже его рисунок с разрезом. Устанавливается на истребитель Eurofighter Typhoon.
Двухконтурный турбореактивный двигатель Eurojet EJ200 с малой степенью двухконтурности. Второй контур голубого цвета. Устанавливается на истребитель Eurofighter Typhoon.
Истребитель Eurofighter Typhoon с двигателями Eurojet EJ200.
Практически на всех современных истребителях сейчас ставятся ТРДД с малой степенью двухконтурности. Примером может служить двигатель Pratt & Whitney F100-PW-229 (степень двухконтурности 0,4), устанавливавшийся на самолеты F-15 и F-16, двигатель Eurojet EJ200 со степенью двухконтурности 0,4, устанавливающийся на самолет Eurofighter Typhoon, а также российские АЛ-31Ф (истребитель СУ-27, степень двухконтурности 0,571) и РД-33 (истребители МИГ-29 (35), степень двухконтурности 0,49).
ТРДДФ F100-PW-229. Типичный двигатель со смешением потоков. Хорошо просматривается второй контур (темный цвет). Устанавливался на истребители F-15 и F-16.
Истребитель F-15 с двигателями F100-PW-229.
Истребитель F-16 с двигателем F100-PW-229.
ТРДДФ АЛ-31Ф. Устанавливается на истребитель СУ-27.
Истребитель СУ-27УБ с двигателями АЛ-31Ф.
ТРДДФ РД-33. Устанавливается на самолеты МИГ-29, МИГ-35.
Истребитель МИГ-29 с двигателями РД-33.
Однако правильнее будет сказать, что все эти двигатели не ТРДД, а ТРДДФ, то есть двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажем.
Дело в том, что двухконтурный двигатель достаточно эффективен (как в плане экономии, так и в тяговом отношении) именно на дозвуковых скоростях. Например, ТРДД со степенью двухконтурности М=1 имеет на взлете (максимальный режим на малой скорости) тягу на 25% выше, чем ТРД с такой же тягой на скорости 1000 км/ч.
Но с ростом скорости полета (более 1000 км/ч) и приближении ее к сверхзвуку, тяговая эффективность ТРДД ощутимо падает, потому что скорость выхода реактивного потока из движка для полета на таких скоростях уже мала. Чтобы эту скорость увеличить производится дополнительный подвод энергии к воздуху второго контура. Для этого как раз вполне подходит форсажная камера. Она к тому же служит камерой смешения.
Дело в том, что ТРДД могут быть двух видов: со смешением потоков и без него. То есть поток второго контура может с момента разделения с потоком первого самостоятельно пройти до выхода из двигателя и покинуть его через свое собственное сопло. Это будет двигатель без смешения потоков.
Но два потока могут и смешиваться. Происходит это обычно в так называемой камере смешения. И далее смешанный поток уже с общими температурой и давлением покидает двигатель через общее сопло.
Это в целом повышает эффективность двухконтурного турбореактивного двигателя. В движках, предназначенных для сверхзвуковых самолетов (ТРДДФ, степень двухконтурности меньше 1)) роль камеры смешения выполняет форсажная камера. Конструкция ее и принцип работы такие же, как и у простого ТРДФ.
Это совмещение функций очень удобно. Потому что, ведь, надо понимать, что дополнительная камера смешения – это дополнительные габариты и масса. Поэтому движки с большой степенью двухконтурности (К>4), обычно итак уже имеющие немалые габариты и массу :-), чаще всего выполняются без смешения потоков.
Но об этом уже в другой статье, потому что такие двигатели (обычно начиная со степени двухконтурности два) уже выделяются в отдельный вид, называемый турбовентиляторные двигатели (ТВРД). Кроме того существуют еще и турбовинтовентиляторные двигатели (ТВВД). У них двухконтурность переваливает далеко за 20 и может достигать 90 и более. И те и другие движки особенные и поэтому рассказывать о них тоже будем особо :-).
В заключение немного остановлюсь на моей любимой теме о правильности понятий. Дело в том, что в последнее время часто все двухконтурные турбореактивные двигатели огульно называют турбовентиляторными. При этом часть компрессора низкого давления называют вентилятором. Я, конечно, не могу считать себя истиной в первой инстанции :-), но считаю, что это некорректно.
Слово турбовентиляторный произошло от английского turbofan. Им «у них» обозначаются все двухконтурные турбореактивные двигатели. Здесь fan означает вентилятор. Такое название носит та часть компрессора низкого давления, которая гонит воздух во второй контур.
Слово английское и по-английски все, пожалуй, нормально звучит :-). Но, извините, по-русски не могу я назвать вентилятором те 3-4 ступени компрессора на входе в движок с малой степенью двухконтурности (работающие на второй контур), которые и диаметр-то имеют еле отличающийся от диаметра остальных ступеней компрессора низкого давления (да и высокого тоже).
Двухконтурный турбореактивный двигатель Д-18Т. Устанавливается на АН-124 и АН-225.
Другое дело, когда степень двухконтурности ого-го :-). Тогда обычно ступень одна и диаметр тоже соответствующий. Вот это да, это настоящий вентилятор (как, например, у двигателя Д-18Т). Поэтому (я думаю :-)) и принято было в нашей теории двигателей (русской :-)) всегда называть турбовентиляторными двигатели, у которых К>2. Если же К<2, то это просто ТРДД или же ТРДДФ. Это двигатели для сверхзвуковых самолетов (военных) и K у них обычно даже меньше еденицы. Я считаю, что это правильно.
Транспортник АН-124. На нем стоят двухконтурные двигатели Д-18Т.
Тем более, что в зарубежной авиации несмотря на общее название turbofan для двухконтурных турбореактивных двигателей существует, однако, специфическое деление на: low bypass turbofan и high bypass turbofan. Вypass – это и есть второй контур. А high bypass turbofan, соответственно, и есть турбовентиляторные движки (K>2) с высоким расходом воздуха во втором контуре (для пассажирских и транспортных самолетов). Low bypass turbofan – двигатели для военных самолетов с низкой степенью двухконтурности. То есть соответствие практически полное нашему делению :-). На приведенной схемке это показано. Не стал даже ничего переводить с английского, итак все ясно :-). Движки там, кстати, изображены без смешения потоков.
ТРДД с низкой и высокой степенью двухконтурности.
Вот, пожалуй, и все. На такой самоутверждающейся ноте и закончим сегодня. Продолжение, как говорится, следует…
Фотографии кликабельны.
Спасибо за ответ. Я так и думал,но решил переспросить,на всякий случай.
Какую взаимосвязь имеет температура нагрева реактивной струи с её обьёмом?Проще говоря,что если в двигатель самолёта поступал бы чистый кислород( как в ракете),без азота и других негорючих примесей. Температура горения повысилась бы ,но снизился бы объём реактивной струи. Как бы это повлияло на скорость и дальность движения самолета?
Связь простая — чем выше температура газа, тем выше при постоянном давлении его объем. Но для тяги двигателя важен не объем, а массовый расход. Вопрос чересчур замысловатый, учитывающий кучу факторов. Очень упрощенно… Чем выше тяга, тем больше скорость (при прочих равных…). Тяга напрямую зависит от температуры газа и его массового расхода через двигатель. Чем выше расход и температура, тем выше тяга. Если будет присутствовать только кислород, то массовый расход газа упадет значительно (кислорода только 21%) — это фактор, уменьшающий тягу (скорость). Температура пламени будет значительно выше — это фактор ее увеличивающий. Их соотношение зависит от многих факторов (в т.ч. конструктивных), но думаю влияние уменьшения расхода будет выше, то есть тяга упадет. Плюс интенсивность расхода топлива будет значительно выше. Вероятно экономичность ухудшится, то есть дальность уменьшится. Вообще в ракетном двигателе несколько иной процесс. Там происходит формирование большой массы высокоэнергетичных продуктов сгорания. В ВРД же просто подогрев готового рабочего тела.
Какое влияние оказала бы струя воды спущенная в реактивную струю и превратившаяся в пар? Дало бы это увеличение тяги?
Возможно и дало бы (в зависимости от конструкции двигателя и места впрыскивания воды), но расход воды потребовался бы непропорционально большой. Удельная тяга (тяга на единицу расхода бортовых запасов топлива и воды) сильно бы уменьшилась.
Дало бы :-), если говорить о конкретном месте использования в двигателе, а не в струю на выходе. Метод добавления легкоиспаряющейся жидкости в газовоздушный тракт ГТД — это один из способов форсирования двигателя. В качестве жидкости используется обычно вода, иногда смесь воды и метанола. Добавляются они обычно перед компрессором или после одной из его ступеней. При добавлении растет степень сжатия (заторможенная), удельная тяга и тяга соответственно. особенности использования конечно есть. Чаще используется на ТВД и ТвАД (растет мощность), но в ТРД тоже (тяга).
Какой примерно процент энергии турбореактивного двигателя расходуется на сжатие воздуха?
Не готов сейчас ответить на этот вопрос предметно. Буду скоро делать статейку о КПД. Думаю там он пройдет хорошо и к месту.
На чем держится вал, на котором вращаются лопасти воздухазбора и турбины?
Имеется в виду вал второго контура (контура низкого давления), я так понимаю. В общем-то ничего особенного нет. Вал — на подшипниках, подшипники в опорах (обычно на концах валов). Опоры соединены с внешним корпусом двигателя различными силовыми элементами (стойки, лопаточные спрямляющие аппараты и др.). Так как двигатель обычно двух- (или много-) вальный, то вал второго контура располагается внутри первого. Возможно наличие промежуточных опор и совмещение опор различных валов.
Ротор низкого давления в двигателе без смешения является частью контура высокого давления? Если да, то как он влияет на выходной поток? Что с этим делают конструкторы?
Извиняюсь, поторопился. Турбина низкого давления (не ротор) имеется ввиду.
Турбина низкого давления расположена в первом контуре, то есть в «горячем тракте», можно сказать, что в контуре высокого давления (если иметь в виду, что в первом контуре давление низкое). В плане влияния, честно говоря, не очень ясно, что Вы имеете в виду. Но в общем повышается энергетика, температура и скорость общего потока. для лучшего смешения, меньшей турбулизации и, тем самым, снижения потерь конструкторы часто предусматривают различного вида дефлекторы, которые помогают смешению. На двигателе SAM146 (для Суперджета 100) это видно хорошо…
Я очень редко оставляю отзывы, но здесь даже я не удержалась☺ спасибо автору) все 5 лет курса по АД в одной статье и главное как говорится на «пальцах». Не каждому дано уметь так обьяснять ☺добавляю сайт в закладки
Спасибо Вам большое за статью! Давно интересовался, что же это такое контур авиадвигателя.
Не за что :-). Если интересно, можете следующую статью посмотреть http://avia-simply.ru/tvrd-tvvd/, она о турбовентиляторных двигателях, разновидности типа ТРДД.
Ваш сайт теперь у меня в закладках:)
окончил МАИ в1966 кафедра ВРД прочитал с интересом, конструкции двухконтурного двухвального о них только теоретически.
Спасибо автору!
Сайт просто фантастический. На многое открываются глаза.
Насколько я понимаю, принцип турбовентиляторного и турбовинтового двигателя схожи, т.е. различие между ними только в размерах, количестве лопастей винта/вентилятора, изменяемого шага у винта и «трубы» вокруг вентилятора. Имеются ли другие существенные отличия между ними и как каждое из этих отличий влияет на их характеристики и область применения?
Также интересуют различия в характеристиках между модельными винтами и импеллерами при использовании и тех и других с авиамодельными бесщёточными электродвигателями — какое решение более эффективно для различного диапазона скоростей, зависимость тяги и мощности от оборотов, максимальные обороты?
Принципы работы вентилятора и винта имеют определенную схожесть. Принцип образования тяги ТВД И ТРДД разный. По поводу модельных винтов сказать ничего не могу, по крайней мере пока :-). Не занимался этим вопросом.
Уважаемый автор! Можно ли переформулировать принцип действия внешнего контура следующим образом?… Площадь поперечно сечения на входе внешнего контура S1, на выходе S2, причем S1 > S2. Т.к. объем воздуха, проходящего через S1 и S2 одинаковый, то скорость воздуха на входе внешнего контура меньше скорости воздуха на выходе из него. Отсюда и происходит дополнительная тяга. Приемлимо ли такое объяснение?
Принципа разности сечений недостаточно. Он описывает идеальные условия без учета трения, вязкости, сжимаемости и особенностей конструкции. Воздух, попадая в канал (трубу,контур) тормозится (с возрастанием давления). Может за счет профилирования канала (по принципу входного устройства) и главное, за счет трения, вязкости и гидравлических потерь при продвижении по всему тракту. Энергия потока тратится на преодоление всевозможных сопротивлений. В итоге при прохождении сечения S2 скорость потока может оказаться даже меньше скорости входящего потока (на больших скоростях полета) или недостаточной для создания ощутимой тяги (малые скорости, стоянка). Чтобы этого не происходило потоку в канале необходимо сообщить дополнительную энергию для преодоления гидропотерь и разгона в сечении S2. Это делает камера сгорания ТРД) или вентилятор (ТВРД) или же КНД (ТРДД). При наличии одного из этих узлов принципиально сопло (S2) может даже не понадобиться. Двигатель будет работать, просто менее эффективно.
То есть просто канал с разными сечениями на входе и выходе без дополнительных устройств, сообщающих ему энергию, будет нежизнеспособен.
Кстати просто дополнительной я бы тягу не называл. На ТВРД тяга второго контура от 80% и выше…
Вот как-то так. Если что-то непонятно — пишите…
Спасибо за статью! Есть несколько вопросов.
1) Существуют ли в природе двигатели с изменяемой на ходу степенью двухконтурности? Например, в месте разделения потока меняющие размеры воздуховоды (смешной вопрос, наверное :-D).
2) Приведите, пожалуйста, пример двигателей, где компрессоры высокого и низкого давления находятся на одном валу.
3) Есть ли смысл применения двухконтурного двигателя, где компрессоры высокого давления создают небольшую степень сжатия (один или два компрессора всего)?
Спасибо заранее за ответы!
1. Существуют. Причем разрабатываются достаточно давно, правда не в массовом порядке. Например двигатель АЛ-41Ф. Есть и другие более современные примеры. Более подробно не скажу, не занимался этим плотно.
2. Их очень мало, но есть, все же. Например, Snecma M53 для истребителя Мираж 2000. Еще на ракету Х-55 ставился двигатель Р95-300.
3. Высокая степень сжатия хороша для любого двигателя. Но в общем все зависит от конкретной конструкции. Я думаю, нет смысла в осевом компрессоре с одной или двумя ступенями, они не смогут высоко поднять давление.
Спасибо еще раз!
Уточнение по 3му вопросу: я имел в виду маленькие модельные ТРД, которые ставят на модели самолетов. Они продаются и успешно используются. В них стоит один осевой компрессор и одна турбина (например, youtube).
Вот я и думаю, стоит ли прочитать пару книг по проектированию ТРДД и спроектировать подобное, но двукамерное, увеличив на одну количество компрессоров и турбин. Или это не даст ничего при такой небольшой компрессии. Сам я механик-проектировщик, но в другой области.
Под «двукамерное» имел в виду «двухконтурное». Опечатка.
Смотря какую цель Вы этим преследуете. Если просто для себя из конструкторского интереса, то пожалуй можно было бы попробовать. Но, что у Вас получится в плане параметров трудно так сказать, не зная исходных данных и заданных для проектирования. Скорей всего то, что получится, будет сильно отличаться от исходного и насчет практического применения…. сомневаюсь. Хотя, конечно, тот же Р-95 применяется же на ракетах….
К сожалению что-то более конкретное трудно сказать :-)…
Сразу прошу прощения, если вопрос покажется идиотским) Новичок-любитель))
У ТРДД общая тяга состоит из реактивной струи первого контура и воздушного потока внешнего контура? Т.е. во втором контуре не реактивная энергия или там тоже идет подача топлива и выход через сопло?
Я бы сказал, что вопрос совсем не идиотский :-). Более того не такой уж простой, как кажется на первый взгляд. Однако попытаемся все же не мудрить :-). Обычный реактивный двигатель для создания реактивного движения преобразует внутреннюю энергию топлива в кинетическую энергию струи выходящих газов. Причем разогрев (и сгорание топлива) здесь не обязателен, то есть внутренняя энергия не обязательно химического происхождения. Например, газовый баллон, наполненный сильно сжатым газом при открытии вентиля тоже станет реактивным двигателем. В нем внутренняя энергия — это энергия давления газа.
Во втором контуре подвода топлива нет, то есть нет разогрева. Однако, работающий там вентилятор (или компрессор низкого давления) преобразует химическую энергию топлива, сгораемого в камере сгорания первого контура через турбину низкого давления в кинетическую энергию потока воздуха, выходящего через сопло второго контура (либо через общее сопло для двигателя со смешением потоков). Таким образом реактивный двухконтурный двигатель работает, создавая реактивную тягу, и происходит реактивное движение.
Теоретически можно было бы рассмотреть второй контур совершенно отдельно от всего двигателя (причем только для двигателей без смешения потоков). Тогда это было бы что-то типа воздушного винта в трубе. В этом случае ни о какой реактивной тяге для него говорить было бы нельзя. Однако, это неверный подход. ТРДД — реактивный двигатель, который надо рассматривать в целом, как объект реактивного движения, создающий реактивную тягу, которая не делится на две разные части, но на величину которой оказывают влияние первый и второй контур, каждый по-своему.
Ну вот как-то так… Если что-то непонятно, пишите — разберемся…
здравствуйте, подскажите пожалуйста где можно скачать схему двигателя Д-30, мне для курсовой очень нужно.
Не очень понимаю, что Вы имеете ввиду под схемой… Есть чертеж-разрез движка вместе со схемами топливной и маслосистемы вот по этой ссылке. Есть еще «Cutaway Д-30КП-3 Бурлак» — разрез с видом три четверти на сайте http://www.twirpx.com. На этом сайте достаточно много всего есть и чертежи и схемы и инструкции. Только там для скачивания нужна регистрация и соблюдение определенных условий (по баллам). Может быть Вам это поможет. Успехов!
Здравствуите. Спосибо что потратили время… Ясно и понятно написсанно, безвсяких там, формул и формулировок которое некоторые авторы сами ничерта непонимают…
http://www.youtube.com/watch?v=mXHBn3tCwkQ
Нашел ролик, который на мой взгляд наиболее красочно преподносит устройство ТРДД.
В общем неплохой ролик :-). Перевод, правда, не очень. Что там по-английски вещают разобрать не могу, но принцип, конечно, нагляден. Спасибо!..
Юрий, спасибо за ответ. Не важно, что не сразу, главное сам ответ. Очень любопытные цифры получаются….
Юрий, спасибо за отличный сайт. Благодаря нему я нашел множество ответов на свои вопросы. Вот еще один вопрос. Откуда берется реактивная тяга во втором (внешнем) контуре? Нагрева воздуха нет, соответственно, дополнительную энергию этот воздух не получает. Так откуда же берется реактивная тяга (да еще и более 80% от всей тяги двигателя) во втором контуре?
Не за что :-)… Во втором контуре присутствует вентилятор, который является в некотором роде компрессором низкого давления. И выходное сопло там есть, свое или же совмещенное с первым контуром. Так что реактивная тяга есть. И ведь для создания реактивной тяги принципиально нагрев не обязателен. Можно ее получить просто выпуская сжатый воздух через какое-либо сопло (даже из баллона). А это ведь по сути дела и есть второй контур. Кроме того тяга эта зависит от давления воздуха и в большей степени от его количества (массы). Даже, если воздух будет сжат несильно, но в единицу времени его будет выходить из сопла много, то тяга будет велика. То есть практически одним из определяющих факторов для величины тяги является расход воздуха через двигатель. А его через ТВРД проходит немало. Размеры-то вон какие. Основная его масса идет через второй контур. Вот и получаются эти 80%…. Надеюсь я ответил на вопрос :-)…
Спасибо, за ответ. Маленькое уточнение, получается, что в двухконтурных двигателях чуть ли не единственное назначение КС — это вращение компрессора. Понятно, что и реактивная тяга создается в первом контуре, но, фактически, ей можно принебречь (так как все же 80% тяги обеспечивается вторым контуром.) так?
Не совсем так. 80% не тяги, а 80% общего расхода воздуха. А тяга и первым контуром немалая создается, ведь расход воздуха хоть и важный параметр, но не единственный… Прошу прощения, что не сразу обратил внимание на интерпретацию 80%-тов.
А какое примерно соотношение тяги в первом и втором контурах?
Прошу прощения, Дмитрий, что так сильно задержался с ответом. Подзамотался слегка и выпал Ваш комментарий из поля зрения. Но лучше поздно, чем никогда :-). По поводу процентного соотношения, то для движков с большой степенью двухконтурности и без смешения потоков, то есть по сути ТВРД всегда было что-то около 60-65% — это второй контур. Но сегодня наткнулся на интересный фактик (поэтому про Вас и вспомнил, кстати :-)). На одном из англоязычных форумов наткнулся на конкретное упоминание выдержки из руководства для обучения персонала заказчика двигателей JT-9D-7 (ставятся в частности на В-747): «The Pratt & Whitney customer training manual (page 2-11 and 2-78) says the JT-9D-7/A/F/J/R4 engine fan (called the first stage rotor by Pratt) produces 78% of total engine take-off thrust at sea level, standard day.» Понятно, что сведения эти могут быть, как говорится полурекламными, кроме того многое зависит от внешних условий и режима полета (здесь например тяга взлетная). Но тем не менее цифра 78% от полной тяги для второго контура впечатляет. Так что первый контур действительно близок к тому, чтобы называться просто приводом вентилятора :-). Хотя о пренебрежении его тягой речь, конечно, не идет. А мощность всего двигателя зависит от мощности именно первого контура.
Действительно, интересное содержание и подробное и красочное описание
Спасибо за интересную статью.
Отличие ТРДД от ТРД понятно. Изложено доходчиво. Спасибо.
Ну как всегда на высоте!!!!!)))) Мне понравилось!!!!!
Приятно слышать :-)… Заходите, всегда рад Вас видеть. Будет кое-что еще…
Да,да,да!!! Обязательно зайдем))) Я же все жду, чтоб Вы рассказали подробно про TCAS!!!)))))
Прошу прощения за задержку. Ужасный дефицит времени. Но я не забыл о TCAS :-). Появится в скором времени…
Спасибо, читаем :).
В дальнейшем на основании статей сайта можно (и нужно) издать книгу популярно об авиации, такого плана книг на прилавках не видел.
Рад видеть Вас на сайте. Только что дополнил статью фотографией СУ-27. Первоначально была, но потом куда-то исчезла по непонятным причинам :-).
Насчет книги — мысль интересная и заманчивая. И ведь действительно такого плана книг как-то не наблюдается сейчас…. Спасибо.
Спасибо за такое подробное описание! В статье есть все, что надо — и содержание и картинки.