Форсажная камера турбореактивного двигателя

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)

В отличие от камеры сгорания воздушно-реактивных двигателей, характеризующихся поступлением топлива в поток воздуха, в форсажной камере комбинированных двигателей топливо поступает в поток продуктов сгорания, содержащих до 6—7% углекислого газа и только 10—14% кислорода (фиг. 80). В форсажной камере турбореактивного двигателя топливо поступает в поток продуктов сгорания со значительно большим содержанием кислорода (15—17%) и соответственно меньшим количеством углекислого газа (3,5—4%). [c.203]

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

При этом в камерах турбореактивных двигателей сжигают керосин, а в форсажной камере комбинированных двигателей с целью сокращения ассортимента применяемых нефтепродуктов, приходится использовать дизельное топливо. [c.204]

На рис. 9.1 показана форсажная камера турбореактивного двухконтурного двигателя. [c.444]

Рис. 63. Схема турбореактивного двигателя. Указаны характерные основные сечения и соответствующие давления торможения и температуры торможения. 1 — диффузор, 2 — компрессор, 3 — камеры сгорания, 4 — турбина, 5 — выхлопное сопло, возможно, с форсажной камерой.

Камеры [сгорания ((мусоросжигательных печей G 5/24-5/28 для получения продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости R) F 23 (пульсирующие в воздушно-реактивных двигателях К 7/02-7/04 в ракетно-двигательных установках КЗ/11, 9/34, 9/62-9/66 в роторных ДВС В 55/14) F 02 на тепловозах и моторных вагонах В 61 С 5/02 в устройствах для сжигания топлива (твердого В 1/30-1/38, С 3/00 детали или элементы конструкции М удаление продуктов сгорания и остатков J 1/00) F 23) сушильные (стационарные для сушки твердых предметов или материалов 9/06-9/08 в сушильных устройствах 25/06-25/18) F 26 В форсажные турбореактивных двигателей для подогрева рабочего тела F 02 К 3/10, 3/11] Камни (В 28 D (машины для их обработки обработка охлаждением 7/02) В 24 (пескоструйная обработка С 1/04 шлифование В 7/22, 9/06) футеровочные для камер сгорания F 23 М 5/02) [c.90]

Турбореактивные двигатели (одноконтурные и двухконтурные) могут быть снабжены форсажными камерами, которые позволяют существенно увеличивать взлетную и особенно полетную гягу, причем тем больше, чем больше скорость полета. [c.6]

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой Атар 9К-50 выполнен по простой одновальной схеме и развивает на взлетном режиме с форсажем тягу 70,6 кН, без форсажа — тягу 49 кН. Двигатель имеет степень повышения давления ii =6,5 и температуру газа перед турбиной Г =1223 К, удельная масса двигателя =0,0225 кг/Н. [c.94]

В более тяжелых условиях работают некоторые детали прямоточных — воздушно-реактивных и ракетных двигателей, а также некоторые элементы конструкций турбореактивной турбины и форсажной камеры (лопатки турбин, хвостовые юбки, заслонки форсунок, сопла ракетных двигателей поверхности управления в ракетах с твердым топливом). Для изготовления этих деталей, работающих при температурах до 1370° С, можно использовать молибден и ниобий и их сплавы, но при более высоких температурах пригодны лишь тантал и вольфрам. Для работы нри температурах выше 1370° С наибольший интерес представляют снлавы тантала, которые имеют сравнительно высокую пластичность при таких температурах, а по жаропрочности почти не уступают вольфраму. К сожалению, тантал очень мало распространен в природе. [c.479]

Температура сгорания в форсажной камере получается ниже, чем в камерах сгорания турбореактивных двигателей. Это объясняется тем, что в форсажную камеру поступает не воздух, а выпускные газы, содержащие в своем составе значительно меньше кислорода и соответственно больше балласта, т. е. негорючих газов СОг, N2, Н2О. Поэтому при сгорании топлива в среде выпускных газов даже при использовании всего имеющегося кислорода Лф =1) теоретически максимальная температура в камере не будет превышать 1450—1600°С (перед камерой а = 2-т-2,6). [c.210]

Для современных двигателей и двигателей ближайшего будущего температура газа перед турбиной имеет тенденцию к возрастанию. Возрастает и температура воздуха на выходе из компрессора в связи с увеличением степени повышения давления. В ближайшее время температура воздуха на выходе из компрессора будет порядка 1000 К и более, т. е. такой, какой была на заре развития турбореактивных двигателей температура газов перед турбиной. Вследствие этого особенно остро встает вопрос о защите подшипниковых узлов от проникновения к ним теплового потока, передаваемого благодаря теплопроводности, например, от диска в вал и далее к подшипнику либо теплоизлучением от дисков, деталей камеры сгорания, соплового аппарата, сопла или форсажной камеры. Для уменьшения теплового потока, поступающего от нагретых элементов двигателя, существует ряд конструкторских решений. Так, например, корпус опор покрывают теплоизоляцией, а для снижения теплового потока от вала к подшипнику последний устанавливают на вал через промежуточную втулку, на внутренней либо наружной поверхности которой выполняются кольцевые или продольные пазы для уменьшения площади соприкосновения ее с более нагретым валом или корпусом. [c.199]

В турбореактивных двигателях для сверхзвуковых самолетов с целью преодоления звукового барьера и полета самолета со сверхзвуковой скоростью, а также для сокращения дистанции взлета, времени разгона и набора высоты требуется весьма существенное увеличение тяги двигателя (до 45—60 % на взлете и до 130. .. 170 % при Мп = 2,0). Эта цель достигается благодаря применению на двигателе специального устройства — форсажной камеры. [c.444]

На рис. 9.2 представлена принципиальная схема форсажной камеры, типичной для большинства турбореактивных двигателей. Основными элементами форсажной камеры являются диффузор 1, система смесеобразования, включающая в себя коллекторы с форсунками 2, стабилизаторы пламени 3 и жаровую трубу 4 с теплозащитным и антивибрационным экранами 5 и 6. На выходе из жаровой трубы устанавливается регулируемое сопло 7 с механизм л управления 8. [c.444]

Воздух, сжимаемый компрессором, поступает в камеры, куда впрыскивается и где сгорает горючее, или в ядерный реактор. Энтальпия газового потока возрастает. Сжатые и горячие газы приводят во вращение рабочее колесо турбины, отдавая ему часть своей энергии температура и давление при этом уменьшаются. Газы, отработавшие в турбине, вытекают из выходного сопла со скоростью, превышающей скорость набегающего потока, и действуют на двигатель с некоторой силой реакции. ТРД работает за счет энергии, выделяющейся в камерах сгорания или в реакторе. Если прекратить подогрев газов, то энергия, отдаваемая газами в турбине, окажется меньше энергии, потребляемой воздухом при сжатии в компрессоре, и вращение ротора турбокомпрессора прекратится. С увеличением степени поджатия газов в компрессоре и с ростом температуры газов, выходящих из камер сгорания или реактора, тяга турбореактивных двигателей увеличивается. Однако температура газов на входе в турбину ограничена жаростойкостью ее направляющих и рабочих лопаток. При сверхзвуковых скоростях полета температура газов, выходящих из компрессора, становится большой, а возможный подогрев газов в камерах сгорания — малым. Поэтому турбореактивные двигатели пригодны только при скоростях полета, превышающих скорость звука не более чем в 3 раза (см. фиг. 11). Для увеличения области применения турбореактивных двигателей они снабжаются форсажными камерами для дожигания горючего в газах, прошедших через турбину (фиг. 4,6 и фиг. 144, см. стр. 244). Турбореактивные двигатели с форсажными камерами пригодны для скоростей, превышающих скорость звука не более чем в Зч-4 раза [c.12]

Рис. 15.53. Турбореактивный двигатель с форсажной камерой

Первый путь осваивается на протяжении длительного времени развития авиационного двигателестроения, и по мере достижения определенных результатов реализуется в инженерной практике. Второй путь с конструктивной точки зрения значительно усложняет конструкцию турбины, что ведет к удорожанию самого двигателя. Одним из вариантов реализации третьего пути является применение ТРД с форсажной камерой. Такая камера в настояш ее время является обязательным добавлением почти ко всякому мош ному турбореактивному двигателю, установленному на любом высокоскоростном военном самолете. [c.472]

Однако, несмотря на ряд преимуществ, нишевые и аэродинамические стабилизаторы не получили распространения в форсажных камерах турбореактивных двигателей вследствие сложности организации охлаждения нишевых стабилизаторов и понижения экономичности двигателя в связи с необходимостью отбора воздуха за компрессором для питания аэродинамической стабилизации пламени. [c.453]

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]

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой отличается от ТРД наличием форсажной камеры, в которой происходит дополнительное сжигание топлива за турбиной. ТРДФ применяются, если скорости полета соответствуют числам Мп = 3 3,5. [c.257]

Практическое развитие идеи повышения высотности силовых установок самолетов позволило достигнуть больших скоростей полета на возрастающих высотах при неизменном максимальном скоростном напоре. Но возникающий при этом интенсивный нагрев передних кромок крыла и воздухозаборных устройств от трения пограничного слоя, окутывающего обтекаемую воздухом поверхность самолета, а также нагрев элементов конструкции от горячих частей турбореактивного двигателя (особенно — от форсажной камеры) заставили искать способы тепловой защиты летчика и специального оборудования и вести поисковые разработки теплостойких конструкций планеров самолетов, двигателей и бортовых систем. Уже на самолете МиГ-19 были применены высокопроизводительные турбохододиль-ные агрегаты для кондиционирования воздуха в кабине летчика. В дальнейшем мощные турбохолоди.льные агрегаты стали использоваться для охлаждения нетеплостойкого оборудования в приборных отсеках. Кроме того,, при изготовлении конструкций планера начали применяться специальные высокопрочные и жаропрочные сплавы вместо традиционных дюралевых сплавов. [c.386]

В дальнейшем советскими авиаконструкторами были созданы многие отечественные газотурбинные двигатели, которые по конструктивному совершенству и основным показателям не имели себе равных среди зарубежных двигателей своего времени. Достаточно указать, что двухвальный турбореактивный двигатель Р11Ф-300 с форсажной камерой, разработанный под руководством акад. С. К. Туманского, имел наименьшую удельную массу среди всех известных двигателей этого типа и обеспечил превосходные летные качества широко известным сверхзвуковыхМ истребителям МиГ-21. Турбовинтовые двигатели НК-12, созданные коллективом, руководимым акад. Н. Д. Кузнецовым, устанавливаемые на самолетах Ту-114 и Ан-22 Антей , до сих пор являются самыми мощными ТВД в мире. Турбовинтовые двигатели АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко, устанавливаемые на пассажирских самолетах Ил-18 и Ан-10 и транспортных самолетах Ан-12, не имели равных себе по надежности. [c.7]

Турбореактивные двигатели (ТРД) и турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ) в прошлом имели наиболее широкое применение, что было обусловлено относительной простотой их конструкции и малой удельной массой. ТРД состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного сопла. Воздух получает предварительное повышение давления в воздухозаборнике (от скоростного напора), а затем его давление повышается в компрессоре. Этим обеспечиваются благоприятные условия для процесса сгорания и эффективное использование тепла. Процесс сгорания осуществляется при почти постоянном давлении, а допустимая температура газа на входе в турбину определяется жаропрочностью материалов турбины и эффективностью ее охлаждения. Увеличение степени повышения давления воздуха в компрессоре Як и температуры газов перед турбиной Гг является характерной чертой в развитии большинства типов ГТД. Это объясняется поло- [c.11]

Двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ДТРДФ) обладают по сравнению с ТРДФ лучшей эконо- [c.13]

На военных самолетах (истребителях и бомбардировщ,иках) первых послевоенных лет применялись в основном турбореактивные двигатели (ТРД). Позже на военных самолетах стали применяться турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ). Вместе с совершенствованием аэродинамики самолетов это позволило вначале достигнуть звуковых, а затем и высоких сверхзвуковых скоростей полета. [c.3]

В соответствии с ГОСТ 23851—79, введенным в процессе издания книги, обозначение турбореактивных двухконтурных двигателей — ТРДД, с форсажной камерой — ТРДДФ. [c.4]

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой J79 фирмы Дженерал электрик создан в конце 50-х годов, однако некоторые модификации его серийно производятся до настоящего времени и используются в основном на различных вариантах широко распространенного двухдвигательного истребителя Фантом F-4. Несмотря на то что ТРДФ J79 существует более 25 лет, достаточно перспективные параметры рабочего процесса, конструктивные решения, заложенные в двигатель, и постоянная модернизация сделали его массовым современным двигателем. За это время выпущено свыше 16 600 этих двигателей и имеются новые заказы на их производство. [c.92]

Двигатель J79 (рис. 48) является одновальным турбореактивным двигателем, развивающим (вариант J79-GE-17) на взлетном режиме с форсажем тягу 79,7 кН, без форсажа — 52,8 кН. Он имеет высокую для однокаскадного компрессора степень повышения давления тг =13,5 и температуру газа перед турбиной Г = 1311 К. Удельная масса двигателя на форсаже л 0,0219 кг/Н. Он имеет семнадцатиступенчатый осевой компрессор, у которого ВНА и направляющие аппараты первых шести ступеней поворотные. Камера сгорания трубчато-кольцевого типа с десятью жаровыми трубами. У трехступенчатой турбины сопловой аппарат первой ступени охлаждаемый. За форсажной камерой двигателя установлено сверхзвуковое регулируемое - реактивное сопло эжекторного типа. [c.92]

В начале 60-х годов в ходе англо-французских переговоров по созданию сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) было признано, что оптимальная силовая установка СПС должна состоять из регулируемого воздухозаборника, двухвального турбореактивного двигателя с форсажной камерой, используемой для взлета и трансзвукового разгона, и выхлопной системы с реверсивным устройством. Двигатели для СПС Конкорд являются развитием двигателей семейства Олимп (см. рис. 18), разработанного для английского сверхзвукового тактического истребителя — разведывательного самолета TSR-2. На основе этого военного двигателя фирмами Роллс-Ройс и SNE MA был создан двигатель для гражданской авиации — ТРДФ Олимп 593. Первые двигатели Олимп представляли собой исходный военный двигатель, к компрессору которого была добавлена дополнительная, нулевая ступень. Впоследствии при длительной доводке двигателя в его первоначальную конструкцию были внесены многочисленные изменения. [c.136]

В разработке находится подъемно-маршевый двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажем в наружном контуре Пегас 11-33. Он разработан на основе двигателя Пегас 11-35, но у него перед передними поворотными соплами устанавливаются форсажные камеры сложной конфигурации (рис. 2.58). В форсажной камере воздух после вентилятора с температурой 425 К подогревается до температуры 1600 К за счет сгорания впрыскиваемого в двух зонах топлива. Температура газов на выходе из задних сопел 955 К, т. е. такая же, что и у Пегас 11-35. В результате тяга двигателя увеличивается со 111 на максимальном бесфорсажном режиме до 151 кН на форсажном режиме. Выходные сечения передних сопел должны быть регулируемыми. Много внимания уделяется конфигурации и расположению передних поворотных сопел для предотвращения попадания горячих газов на вход в воздухозаборник двигателя. [c.162]

ТРДФ — турбореактивный двигатель с дожиганием дополнительного топлива За турбиной, или турбореактивный двигатель с форсажной камерой. [c.21]

Для турбореактивных двигателей без форсажной камеры величина т 1гпс не превышает значений 0.015... 0.02. [c.468]

Это был двухконтурный турбореактивный двигатель, созданный на базе газогенератора Д-30 тягой 6664 даН (6800 кгс), С 1963 года он стоял на гражданском двухдвигательном самолете Ту-134, у которого не было форсажной камеры, и развивал очень большую форсажную тягу 15 190 даН (15 500 кгс). Установка двигателей потребовала существенно изменить конструкцию самолета, хотя внешне обводы остались такими же и емкость топливных баков также составляла 19 700л, [c.255]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...