Авиационные двигатели турбореактивные

Наряду с применением в составе ГПА газотурбинных установок стационарного типа на КС газопроводов все большее распространение получают ГПА с приводом авиационного типа. В качестве привода используют авиационные турбореактивные двигатели, выработавшие ресурс на самолетах ТУ-114, ТУ-154, ИЛ-62. На базе авиационных двигателей созданы агрегаты ГПА-Ц-6,3 и ГПА-Ц-16 [1]. [c.156]

Большую перспективу газовые турбины имеют как двигатели для локомотивов и судов, где их незначительные габариты и отсутствие потребности в питательной воде при относительно высоких экономических показателях являются особенно ценными. Наиболее широкое распространение получили газовые турбины в качестве составного элемента турбореактивных и турбовинтовых авиационных двигателей. [c.390]

Турбореактивный авиационный двигатель С-18 [c.370]

Наряду с развитием и увеличением производства турбореактивных двигателей в первые послевоенные годы продолжалось совершенствование конструкций и сохранялось значительное по количеству производство поршневых авиационных двигателей. Особо мощные и экономичные многоцилиндровые поршневые двигатели оставались необходимыми для тяжелых самолетов дальнего и сверхдальнего действия, так как газотурбинные двигатели конца 40-х и начала 50-х годов не обладали достаточно высокими экономическими характеристиками. Поршневые двигатели устанавливались на самолетах легкомоторной и гражданской авиации, поскольку в эти годы еще не были развернуты работы по проектированию и постройке газотурбинных двигателей малой и средней мощности. [c.371]

Турбореактивные авиационные двигатели впервые вошли в употребление как энергетические установки относительно небольших высокоскоростных военных самолетов-истребителей и штурмовиков. Вскоре после того, как их стали использовать в крупных самолетах, обозначилось значительное различие в требованиях, предъявляемых к двигателям для крупных военных или гражданских самолетов. [c.54]

Достижения S области (разработки и постройки газовых турбин дали возможность создать турбореактивный авиационный двигатель. [c.324]

Турбореактивные двигатели меньше по габаритам и легче по весу обычных авиационных двигателей и нашли (Применение для скоростных самолетов. [c.324]

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]

Книга посвящена изложению эксплуатационных характеристик авиационных газотурбинных двигателей — важного раздела общего курса теории авиационных двигателей. В ней излагаются термодинамические основы регулирования, дроссельные, высотные, скоростные, разгонные, пусковые, а также специальные характеристики турбореактивных, турбовинтовых и турбовентиляторных двигателей, [c.2]

Восьмая глава посвящена исследованию методов снижения шума струй турбореактивных двигателей. Рассмотрена струйная система для снижения шума околозвуковых реактивных струй авиационного двигателя, состоящая из основной центральной струи и окружающих ее малоразмерных струек, высокочастотный шум которых воздействует на центральную струю. На примере модельных и натурных экспериментов продемонстрирована эффективность такого метода снижения шума струи, которое достигает [c.10]

Внутренней газовой эрозии подвергаются рабочие и сопловые лопатки стационарных газовых турбин и турбореактивных авиационных двигателей кольца и зеркала цилиндров двигателей внутреннего сгорания различные сопловые устройства камеры сгорания авиационных и ракетных двигателей каналы стволов артиллерийских орудий и другого огнестрельного оружия резиновые уплотнения клапанов пневмосистем. [c.6]

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 авиационных бензиновых двигателях при степенях сжатия е =- 7 — 9 термический к. п. д. колеблется в тех же пределах, что и в турбореактивных двигателях. Но у ТРД механические потери относительно меньше, чем у поршневого. Поэтому эффективная мощность ТРД (при одинаковых термических) выше, чем у поршневого авиационного двигателя. [c.283]

Рис. 103. Схема турбореактивного авиационного двигателя.

Стационарная турбореактивная установка (рис. 7.18). Входящий в ее состав авиационный двигатель 2 типа ВК-1 А установлен в специальном помещении 3. Верхний газопровод с соплом 6 опирается на ферму стационарного портала 5 и служит для очистки внутренних поверхностей кузова. Для уменьшения пылеобразования к соплу по трубопроводу 4 насосом I подается вода, вследствие чего образуется направленное пароводяное облако. По газопроводу 8 отработанный газ подается из камер сгорания двигателя к соплам 7 для очистки наружных поверхностей и ходовых частей полувагона. Подача газа регулируется дроссельными заслонками на основном трубопроводе. [c.180]

Экономичность турбореактивных двигателей по сравнению с поршневыми авиационными двигателями относительно низка. Однако при высоких скоростях полета (начиная с 800— 900 и более км/час) турбореактивные двигатели имеют значительные преимущества перед поршневыми ввиду того, что тяга турбореактивных дв игателей почти не зависит от скорости полета, в то время как тяга винта падает с увеличением скорости. Кроме того, турбореактивные двигатели имеют значительные преимущества с точки зрения габаритов и веса, что для авиации имеет решающее значение. [c.497]

Так, например, эрозии подвержены рабочие и сопловые лопатки стационарных газовых турбин и турбореактивных авиационных двигателей. [c.10]

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]

Пиковые ГТУ на базе авиационных двигателей. Для покрытия острых пиков нагрузки (с количеством часов работы в году до 1000) и специального резервирования большое распространение получили ГТУ, выполненные на базе авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). [c.424]

На рис. 67 показаны детали турбореактивного авиационного двигателя с центробежным компрессором [7]. Основными частями подобного двигателя, изготавливаемыми из алюминиевых сплавов, могут быть ротор центробежного компрессора 1, передняя силовая рама 2, задняя силовая рама 3, корпус центробежного компрессора 4, крыльчатка для охлаждения воздуха, картер. [c.138]

Первоначально турбомашины существенно уступали поршневым машинам по к. п. д. Первую победу одержали паровые турбины большой мощности, которые оказались более эффективными, чем паровые машины. Затем последовала победа турбокомпрессоров в радиальном исполнении. Осевые компрессоры и газовые турбины завоевали права гражданства только после того, как благодаря запросам авиации были достигнуты значительные успехи в газодинамике. Сегодня в скоростной авиации турбореактивные двигатели уже вытеснил поршневые авиационные двигатели. Есть основания ожидать, что в будущем газовая турбина окажется серьезным конкурентом для паросиловой установки. [c.257]

Развитие авиационной техники в послевоенные годы характеризовалось прежде всего интенсивной разработкой конструкций и промышленным освоением турбореактивных двигателей и первых реактивных самолетов различного назначения. [c.369]

В 1937 г. А. М. Люлька был разработан проект турбореактивного двигателя с осевым компрессором и кольцевой камерой сгорания, на несколько лет опередивший появление аналогичных проектов за рубежом. В 1943—1944 гг. под его же руководством в Центральном институте авиационного моторостроения был построен экспериментальный турбореактивный двигатель С-18 (рис. 104). Тогда же (1940—1945 гг.) в ЦИАМ велась разработка оригинальной конструкции авиационного газотурбинного двигателя с трехступенчатой газовой турбиной, с трехступенчатым центробежным компрессором и с системой испарительного жидкостного охлаждения по схеме, предложенной в 1935 г. проф. В. В. Уваровым. С 1945 г. к проектированию турбореактивных двигателей помимо группы А. М. Люлька были привлечены большие конструкторские коллективы А. А. Микулина,В. Я. Климова и других ОКБ и значительно увеличены объемы необходимых теоретических и экспериментальных исследований. К этому же времени относится начало работ по изысканию жаропрочных материалов для газовых турбин двигателей во Всесоюзном институте авиационных материалов (ВИАМ). [c.369]

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]

Трудности решения сложнейших проблем освоения сверхзвуковых скоростей (изменения аэродинамической схемы самолетов, разработки конструкций мощных турбореактивных двигателей с осевыми компрессорами, конструирования новых автоматизированных систем управления и пр.), потребовавшие значительной затраты времени и сил больших коллективов иссле-дователей-аэродинамиков, конструкторов и технологов авиационного двигателе-и агрегатостроения, не могли не сказаться на темпах возрастания скоростей полета, несколько замедлившихся в мировой и отечественной авиации в начале 50-х годов (рис. 108). Но успехи, достигнутые в практическом решении этих проблем, определили начиная с 1953—1955 гг. новый подъем авиационной техники, равного которому еще никогда до того не отмечала ее история. [c.376]

Общей особенностью моторных масел является достаточная стойкость-к воздействию высокой температуры и продуктов сгвр вяя, моющая способность и малое и.чкенение вязкости в температурном интервале запуска п установившегося режима работы двигателя внутреннего сгорания. Существуют моторные масла двух групп 1) для автомобильных, тракторных, судовых, а также стационарных двигателей (табл. 4) и 2) для авиационных двигателей, в которую наряду с маслами для турбореактивных двигателей входят масла для газовых наземных турбин. [c.448]

В компрессорах полочное бандажирование обычно применяют в рабочих колесах первых ступеней компрессоров, имеющих большую относительную длину лопаток и изредка в колесах средних ступеней. Размещают бандажные полки чаще всего на расстоянии от корня лопаток /п= (0,6... 0,8)/, где I — длина лопатки. Имеются конструкции рабочих колес, вентиляторов авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей, в которых использованы два. пояса полочного бандажирования. [c.107]

Схема турбореактивного авиационного двигателя показана на рис. 48—IV. Атмосферный воздух через диффузор 1 поступает в аксиальный турбокомпрессор 2, сжимается в нем и поступает далее в камеру сгорания 4, куда подается жидкое топливо. Продукты сгорания проходят газовую турбину 3 и выбрасываются с бапьшой скоростью через реактивные сопла 5, создавая реактивную силу. Таким образом в этом [c.324]

Свою деятельность в области газотурбострое-ния фирма начала с производства авиационных газотурбинных двигателей. Во время второй мировой войны фирма выпустила два авиационных двигателя турбовинтовой типа ТО-100 и турбореактивный типа ТО-180. [c.127]

В работах [120] и [135] описан опыт применения титановых сплавов в двух мощных авиационных двигателях турбовентиляторного американского двигателя TF-39 фирмы Прат — Уитни и турбореактивного двигателя Олимп фирмы Роллс-Ройс (Англия). Первый из пих устанавливается на тяжелом транспортном самолете Локхид С5-А, а второй — на англо-фрапцузском сверхзвуковом лайнере Конкорд . [c.428]

В турбореактивных авиационных двигателях не вся энергия газов используется в газовой турбине, часть ее [гспользуется в реактивном сопле двигателя, где продукты сгорания, продолжая расширяться, увеличивают свою кинетическую энергию и создают реактивную тягу двигателя. Работа, совершенная газом на лопатках турбины, воспринимается потребителем энергии П. [c.114]

Для пленочного (от стен и днища) оттаивания несильно смерзщегося угля в полувагонах перед разгрузкой их на вагоноопрокидывателях используют полутоннельные установки (рис. 6.8), сооружаемые на пути надвига перед вагоноопрокидывателей, В этих установках полувагоны со смерзщимся углем кратковременно обогревают перед подачей их на вагоноопрокидыватель. Теплоносителем служат горячие выхлопные газы турбореактивного авиационного двигателя, [c.134]

Техническая характеристика полутоннельной установки с турбореактивным авиационным двигателем [c.135]

Масла для реактивных двигателей предназначены для смазывания узлов трения воздушно-реактивных газотурбинных двигателей (ГТД). В турбореактивных авиационных двигателях масло смазывает и охлаждает крупногабаритные подшипники качения турбокомпрес-сорного афегата, шестерни коробки привода афегатов и других узлов трения, а также выполняет функции гидравлической жидкости. [c.409]

Схема турбореактивного авиационного двигателя пока1зана на фиг. 9-21. Двигатель состоит из газовой турбины 3, работающей с противодавлением и развивающей мощность, достаточную лишь для привода осевого компрессора 2. Воздух предварительно несколько сжимается в диффузоре 1, причем используется скоростной напор, возникающий вследствие движения самолета. Сжатый в компрессоре воздух поступает в камеру сгорания 4, в которой установлены форсунки, распыл ива ющие жидкое топливо (керосин). Продукты сгорания поступают в газовую турбину 3, а затем вытекают из выходного сопла 5, создавая р е-активную тягу, являющуюся источником движения самолета вместо тяги 1винта. Степень повышения давления в компрессоре около 3, степень понижения давления в турбине 2. Таким образом в реактивном сопле давление понижается примерно в 1,5 раза. [c.497]

Ук — объем камеры сгорания в м . Теплонапряженность камер сгорания турбореактивных авиационных двигателей достигает 25—50-10 ккал1м 1ч, что в 10 раз превышает теплонапряженность топок паровых котлов, для которых Qmp = 2,5—7-10 ккал/ м ч. Теплонапряженность вихревых камер сгорания нропан-воздушных горелок для газопламенной обработки металлов, по нашим исследованиям, достигает 25-10 ккал1м 1ч. Средние скорости истечения продук- [c.102]

Наддув авиационного двигателя влияет на его мощность и высотность. При заданных числах оборотов между давлением наддува и мощностью авиадвигателя существует прямая пропорциональность чем вьше давление наддува, тем большую мощность развивает поршневой авиационный двигатель. Коэффициент полезного действия и тяга, развиваемая реактивным двигателем, также в значительной степени зависят от степени сжатия воздуха, поступающего в камеры сгорания двигателя., В турбореактивных и поршневых [c.315]

Необходимый температурный режим поршневых авиационных двигателей жидкостного охлаждения поддерживается путем непрерывного пропускания через зарубашечное пространство двигателя охлаждающей жидкости (воды или низкозамерзающей смеси из воды, спирта и глицерина), которая, омывая цилиндры, отнимает от них тепло. Контроль температурного режима осуществляется по температуре охлаждающей жидкости, поступающей в двигатель. В отдельных случаях контроль производится по перепаду температур, т. е. измеряется температура охлаждающей жидкости на входе в двигатель и на выходе из него. Для измерения температуры охлаждающей жидкости, обычно равной от 50 до 120° С, применяются жидкостные дистанционные термометры и электрические термометры сопротивления. У двигателей воздушного охлаждения температурный режим контролируется путем непрерывного измерения температуры головки наиболее нагретого цилиндра двигателя (обычно первого). Для этой цели применяются термоэлектрические термометры с диапазоном измерения от 100 дО 350° С. Температурный режим турбореактивных двигателей контролируется наблюдением за температурой газов в реактивном сопле двигателя, измеряемой термоэлектрическими термометрами с пределом измерения до 900—1000 С. [c.319]

Для использования турбореактивного двигателя в составе ГПА осуществляется модернизация подачи топлива и камеры сгорания с целью применения в качестве топлива природного газа вместо керосина, добавляется силовая турбина или турбина низкого давления, приводящая в действие нагнетатель газа. Турбины низкого давления и авиационного турбореактивного двигателя не имеют между собой механической связи, связь осуществляется только за счет потока продуктов сгорания, поступающего на лопатки силовой турбины. Таким образом, энергопривод ГПА на базе авиационного газотурбинного двигателя представляет собой двухвальную ГТУ простой схемы без регенерации теплоты (см. рис. 10.7). [c.156]

Газотурбинные установки широко применяются в различных отраслях народного хозяйства. Газовые турбины являются основным агрегатом современных авиационных турбореактивных двигателей, используются в энергетических системах для покрытия максимальных нагрузок (они быстро запускаются и набирают нагрузку), в приводах нагнетателей на компрессорных станциях магистральных газо- и нефтепроводов, работают в качестве главных и форсажных двигателей на судах морского флота. Газотурбинные установки весьма перспективны на железнодорожном транспорте, где их малые размеры и маневренность создают большие преимущества. Особое место занимают они в технологических схемах многих химических и металлургических производств (энерготех-НО ЛОГИческие установки), где применяются в приводах различного рода нагнетателей с использованием как рабочего тела продуктов или отходов самих производств. [c.117]

Газотурбинные установки и двигатели. Конструкции ГТУ и ГТД и их узлов зависят от выбранной конструктивной схемы, т. е. взаимного расположения компрессоров, камер сгорания, турбин, воздухоохладителей и регенераторов (рис. 4.15). По простейшей одновальной схеме (рис. 4.15,д) без регенератора выполняют энергетические пиковые ГТУ и ГТУ вспомогательного назначения, приводящие электрогенератор. По этой же схеме был выполнен ГТД первого отечественного газотурбовоза и многие авиационные турбореактивные двигатели. Для транспортных ГТД сравнительно малой мощности (до 1 — 1,5 МВт), например, автомобильных, характерна двухзальная конструктивная схема (рис. 4.15,6). По этой же схеме изготовляют пиковые (без регенерации и базовые энергетические (с регенерацией) ГТУ. [c.192]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...