Двигатель турбореактивный

Решение о развитии реактивной истребительной авиации было принято Советским правительством еще в ходе Великой Отечественной войны. Весной 1946 г. начались летные испытания первых отечественных реактивных истребителей МиГ-9 и Як-15, а осенью того же года — летные испытания реактивного истребителя Ла-150. Истребитель МиГ-9 — цельнометаллический моноплан с двумя турбореактивными двигателями РД-20 (рис. 105) — был спроектирован ОКБ А. И. Микояна. Принятая в нем компоновка, характерная размещением двигателей непосредственно в фюзеляже и ставшая впоследствии классической для двухмоторных самолетов этого класса, значительно улучшила его аэродинамические качества. Истребитель Як-15 (рис. 106) был спроектирован ОКБ А. С. Яковлева на базе серийно строившегося самолета-истребителя Як-3 — с заменой поршневого двигателя турбореактивным двигателем РД-10 и с устройством специального экрана из жароупорной стали для защиты нижней поверхности фюзеляжа от действия горячих газов, выбрасываемых из выхлопного сопла. Опытный истребитель Ла-150 был построен по проекту, разработанному ОКБ С. А. Лавочкина. [c.373]

Рассмотрены устройство, эксплуатация и надежность авиационных газотурбинных двигателей (турбореактивных, турбовинтовых, двухконтурных), используемых в наземных технологических и энергетических установках. На основе опыта эксплуатации в авиации рекомендованы принципиальные схемы использования ГТД в электрогенераторных установках, нефтеперерабатывающих и газоперекачивающих агрегатах, дождевальных и распылительных установках для сельского хозяйства и т. д. Даны обоснования выбора основных параметров наземных установок. Изложены вопросы надежности установок, технология управления двигателями на различных режимах, особенности их эксплуатации. [c.223]

Процесс разрушения при совместном действии усталости и ползучести материала характерен для ответственных деталей энергетических установок и двигателей рабочих лопаток стационарных газовых турбин и двигателей турбореактивных самолетов, трубопроводов и др. [c.32]

На рис. П.84 представлена схема наиболее распространенного авиационного газотурбинного двигателя — турбореактивного двигателя. При движении самолета через входную часть двигателя поступает воздух, давление которого несколько повышается в диффузоре 5. В осевом компрессоре 1 происходит дальнейшее повышение давления воздуха, и он поступает в камеру сгорания 2, куда подается распыленное жидкое топливо. Образующиеся в камере сгорания газы поступают в газовую турбину 3, вырабатывая мощность, расходуемую на привод компрессора. Отработавшие в турбине газы удаляются через сопла 4 в атмосферу, создавая реактивную силу, движущую самолет. [c.224]

В настоящее время особенно широкое применение газовая турбина получила в качестве двигателя для привода компрессора в авиационных реактивных двигателях (турбореактивные двигатели). В ближайшие годы следует ожидать дальнейшего развития газовых турбин и внедрения их в различные отрасли народного хозяйства. К числу причин, затрудняющих развитие газовых турбин, следует отнести необходимость работы лопаток рабочего колеса турбины при высоких температурах газа, проходящего по лопаткам, и необходимость иметь компрессор с высоким коэфициентом полезного действия. [c.435]

Особенно широкое распространение за последние годы получили газовые турбины в авиации при установке их ка самолёты в сочетании с реактивными двигателями (турбореактивные двигатели). [c.442]

Ракетные двигатели практически применяются на ракетных снарядах ближнего, среднего и дальнего радиуса действия в качестве самолетных ускорителей — либо как часть смешанной двигательной установки (ракетный двигатель+турбореактивный двигатель) для высотных высокоскоростных самолетов-перехватчиков, либо в качестве вспомогательного двигателя, работающего лишь во время старта в качестве силовых установок сверхзвуковых рельсовых тележек, а также для управления движением ракетных снарядов и самолетов. [c.25]

Папример, предлагается устанавливать на первых ступенях ракет-носителей воздушно-реактивные двигатели — турбореактивные и прямоточные. Наиболее пригодны для подобного использования прямоточные двигатели с так называемым сверхзвуковым сгоранием (в этих двигателях топливо сгорает в воздушном потоке, движущемся со [c.683]

Класс I Прямоточный воздушно-реактивный двигатель Турбореактивный двигатель Оборудование для химической промышленности Детали нагревательных печей Тепловое оборудование Орбитальные ракеты Ракетный зонд 800—1100 800—1100 800—1100 800—1100 800—1100 800—1100 800—1100 Тип 1А Короткое время работы (менее 1 ч) Тип ПА Продолжительное время работы (более 1 ч) [c.18]

Датчики температуры торможения используются также для измерения температуры воздуха на входе в компрессор турбореактивного двигателя. Точное значение этой температуры необходимо для правильного выбора степени сжатия — одного из важных параметров управления на взлете. [c.231]

Примером устаревания последнего вида может служить переворот, произведенный не сто.ть давно в авиации появлением турбореактивных двигателей, почти полностью вытеснивших поршневые двигатели внутреннего сгорания. [c.37]

Турбореактивными двигателями оборудованы известные всему миру самолеты ИЛ-62, ТУ-154. [c.113]

Для увеличения силы тяги нужно увеличивать либо массу поступающего воздуха Но. либо скорость с, с которой он вылетает, либо и то и другое вместе. Скорость с определяется тем, насколько расширяется воздух в камере, т. е. какая температура поддерживается в камере. Для увеличения количества воздуха, поступающего в дви-гатель, применяется компрессор, расположенный у входного отверстия двигателя и приводимый во вращение турбиной, помещенной у выходного отверстия турбину вращает вылетающая из двигателя струя газа. Такие воздушно-реактивные двигатели получили название турбореактивных. Турбореактивный двигатель может создать силу тяги и при скорости самолета v = О (т. е. на стоянке), в то время как воздушно-реактивный двигатель без турбины в этом случае тяги не создает (так как воздух в него не поступает). На самолетах, снабженных воздуш- [c.576]

По типу рабочего процесса реактивные двигатели подразделяют на воздушно-реактивные (турбореактивные) и ракетные. [c.113]

Итак, в конечном счете из уравнения моментов количества движения вытекает, что степень повышения давления в компрессоре турбореактивного двигателя падает с увеличением скорости полета. Результаты расчета по этой формуле при стартовой степени повышения давления = 4 и к = 1,4 представлены в следующей таблице [c.47]

Основное назначение турбокомпрессорного устройства в турбореактивном двигателе состоит в том, чтобы создать в выходном сопле (за турбиной) большее полное давление, чем в диффузоре (перед компрессором) [c.48]

При дозвуковой, околозвуковой и не очень большой сверхзвуковой скорости полета, когда сжатие газа в компрессоре существенно преобладает над расширением в турбине, турбореактивный двигатель сохраняет все свои преимущества перед прямоточным реактивным двигателем. [c.48]

Рис. 1.15. Схема турбореактивного двигателя D — диффузор, К — компрессор, Т — газовая турбина, А — камера сгорания, В — выходное сопло

В турбореактивном двигателе работа турбины используется практически целиком на привод компрессора Lt Ьк. Если пренебречь небольшими изменениями газовой постоянной и показателя адиабаты, то будем иметь [c.56]

Доля работы компрессора ( к/2 ) обычно значительно больше половины, следовательно, на образование свободной мощности в турбореактивном двигателе тратится относительно малая часть располагаемой энергии. [c.57]

Тяга турбореактивного двигателя определяется скоростью истечения из сопла [c.57]

Как показано выше, в турбореактивном двигателе всегда выполняется равенство Li = Lk. [c.57]

Для воздуха (А = 1,4, i = 287,3 Дж/(кг-К)) численный коэффициент в уравнении (109) т = 0,0404 [м с К° ]. Для выхлопных газов в турбореактивных двигателях к = 1,33, R = = 288,3 Дж/ (кг К)) т = 0,0396. Для пороховых газов в среднем можно считать т = 0,035. [c.238]

Пример 10. Форсажная камера турбореактивного двигателя представляет собой установленную за турбиной цилиндрическую трубу с соплом регулируемого сечения на выходе. В камере происходит горение дополнительно впрыскиваемого топлива, вследствие чего повышается температура газа. Пусть параметры потока газа па входе в камеру р = 1,94-10 Н/м , Г =880 К, А,] = 0,4. Эти величины должны сохраняться постоянными независимо от величины подогрева газа, иначе будет изменен режим работы турбины и компрессора. [c.250]

Рис. 5.25. Схема форсажной камеры турбореактивного двигателя а) исходное положение сопла, Ь) раскрытое сопло (к примеру 10)

Рис. 7.4. Профили скорости в камере сгорания турбореактивного двигателя (при холодной продувке) по опытным данным А. И. Михайлова

Рис. 9.2. Схема стенда для испытания турбореактивных двигателей 1 — входная шахта, 2 — двигатель на балансирном станке, 3 — эжектор,

Форсажная камера турбореактивного Шлихтинга функция 365, 371 двигателя 250 Фронт пламени 218 Фруда число 79, 81, 86 Функции газодинамические 233—245, [c.597]

Компрессорные турбореактивные двигатели [c.172]

Воздушно-реактивные двигатели. Турбореактивный двигатель (см. рис. 6.2) работает по термодинамическому циклу (рис. 6.3, а). На взлете воздух из атмосферы засасывается в воздухозаборник со скоростью до 150 — 200 м/с. В полете на больщих скоростях воздух подвергается динамическому сжатию в свободной струе и сверхзвуковом диффузоре до параметров, соответствующих точке в. Дальнейщее сжатие воздуха до точки к происходит в компрессоре. (В современных ТРД основным типом компрессора является многоступенчатый осевой.) Общая степень повышения давления в ТРД достигает 100 — 200. [c.259]

В настояш,ее время используются несколько типов этих двигателей Турбореактивные (ТРД), турбовинтовые (ТВД), двухконтурные (ТРДД). [c.4]

В настоящее время распространены три вида воздушно-реактив ных двигателей турбореактивные (сокращенно ТРД), пульсирующие (ПуВРД) и прямоточные (ПВРД). [c.12]

Основные силовые установки самолетов. Ракетные двигатели в качестве основных силовых установок ставятся обычно на самолетах-перехватчиках. Для обеспечения полета на крейсерском режиме на таких самолетах имеются обычно другие двигатели (турбореактивные). Продолжительность работы ракетных двигателей самолетов-перехватчиков ограничена примерно десятью минутами. Рассмотрим в качестве примеров двигательные установки SEPR630 и Де Хэвиленд Спектр . [c.39]

Транспортные ГТУ щироко применяются в качестве главных и форсажных двигателей самолетов (турбореактивных и турбовинтовых) и судов морского флота. Это связано с возможностью получения рекордных показателей по удельной мощности и габаритным размерам по сравнению с другими типами двигателей, несмотря на несколько завыщенные расходы топлива. Газовые турбины весьма перспективны как двигатели локомотивов, где их незначительные габариты и отсутствие потребности в воде являются особенно ценными. Транспортные ГТУ работают в щироком диапазоне нагрузок и пригодны для кратковременных форсировок. [c.176]

Жаропрочные сплавы. Эти сила[1ы используют для деталей, рабо тающих при гемпературах до 300 С (поршни, головки цилиндров, крыльчатки, лопатки и диски осевых компрессоров турбореактивных двигателей, обшивка сверхзвуковых самолетов и т. д.). Жаропрочмь е сплавы имеют более сложный химический состав, чем рассмотреипыс, выше алюминиевые сплавы. Их дополнительно легируют железом, никелем п титаном. [c.331]

В турбокомнрессорпых реактивных двигателях, нлп, как их называют, турбореактивных двигателях (ТРД), воздух, после сжатия в диффузоре дополнительно сжимается в турбокомпрессоре, который приводится во вращение газовой турбиной, расположеп-ной после камеры сгорания. Эффективность работы таких двигателей вследствие повышения степени сжатия значительно больше, чем [c.290]

Малотоксичная камера сгорания авиационного двигателя ЛТ9Д разработана на базе конструкции серийной камеры сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя 1Т9Д-7, имевшей неудовлетворительные эмиссионные характеристики. Обеспечение качества прбцесса смесеобразования в этих камерах достигается ор- [c.32]

В турбореактивных двигателях и в экспериментальных установках для исследования шума турбулентных струй аэроакусти-ческое взаимодействие в главной своей части обусловлено чувствительностью турбулентной струи к акустическим возмущениям, зависящим в общем случае от частоты, интенсивности и мод воздействующего звука. Такая чувствительность определяется в ос- [c.126]

Характерные особенности закрученного потока наиболее полно подходят для создания эффективной схемы конвективных и конвективно-пленочных систем охлаждения лопаток проточной части ГТД. В турбинных двигателях IV—VI поколений прослеживается тенденция использования больших степеней понижения давления газа в ступени (я > 2), что обусловливает возможность применения вихревых энергоразделителей (ВЭ) в охлаждаемых лопатках. По прогнозу к 2000 г. будут вводиться в эксплуатацию перспективные двухконтурные турбореактивные двигатели со степенью повышения давления в компрессоре до л = 60, с последней центробежной ступенью компрессора и противоточной камерой сгорания в этом случае на охлаждение соплового аппарата второй ступени удобно подвести воздух высокого давления из внутреннего кожуха камеры сгорания, и использование ВЭ становится перспективным. [c.367]

В турбореактивном двигателе, схема которого изображена на рис. 89, имеется компрессор 1, вращаемый газовой турбиной 2, находящейся в струе выбрасываемых газов. Воздух, поступающий в такой двигатель, сжимается не только в результате скоростного напора, но и компрессором. В обычных воздущно-реактивных двигателях сила тяги возникает только при движении самолета, тогда как турбореактивный двигатель, засасывая воздух компрессором, обладает тягой и при неподвижном самолете. [c.114]

Разновидностью турбореактивного двигателя является турбовинтовой двигатель. В турбовинтовых двигателях ббльщая часть мощности газовой турбины (90—93%) идет на вращение воздущ-ного винта, который сообщает относительно небольшую скорость большой массе воздуха и тем самым создает тягу. Остальная часть мощности газовой турбины расходуется на вращение компрессора. Воздух с продуктами сгорания, выходя после турбины из сопла, [c.114]

Подробное изложение теории турбореактивного двигателя см. в книге Теория воздушно-реактивных двигателей/Под ред. С. М. Шляхтенко.— М. Машиностроение. 1987. [c.55]

Обычно температура затормошенного газа в выходном сопле значительно выше температуры заторможенного газа в диффузоре (Г > Уд). Тогда из равенства работ компрессора и турбины вытекает, что степень уве-диченпя давления воздуха в компрессоре выше степени уменьшения давления в турбине т. е. при Т) Т1 1 имеется избыточное давление в реактивном сопле двигателя. Это необходимо для того, чтобы скорость истечения из сопла Ша и соответственно реактивная тяга были достаточно велики (как на старте, так и в полете). Турбореактивный двигатель развивает обычно значительную стартовую тягу. [c.57]

Исли дав.чение за турбиной выше, чем перед компрессором, то приведенная скорость истечения при одинаковых условиях полета у турбореактивного двигателя выше, чем у прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Но в последнем возможны более высокие температуры. Поэтому прямоточный воздушно-реактивный двигатель может развивать большие удельные тяги даже при меньших давлениях в реактивном сопле. Однако для увеличения тяги в турбореактивном двигателе можно поместить за турбиной вторую камеру сгорания (так называемую форсажную камеру), в которой газ может дополнительно нагреваться до такой же температуры, как и в прямоточном воздушно-реактивном двигателе. В этом случае тяга турбореактивного двигателя существенно возрастает. [c.57]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...