Большая Советская Энциклопедия (АВ)

В 1965–1967 появились весьма легкие турбореактивные А. д. для самолётов вертикального взлёта и посадки (СВВП). Их удельная масса находится в пределах 6–7 г/н. На основе ТРД и ТВД разработаны т. н. двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД) (рис. 4). Их особенностью является создание двух реактивных потоков: одного внутреннего, или центрального, из высокотемпературных продуктов сгорания, поступающих в реактивное сопло из газовой турбины, и второго, концентрически окружающего первый и состоящего из воздуха, который прогоняется компрессором второго контура.

Двухконтурные ТРД применяются на самолётах с дозвуковыми скоростями; благодаря малому расходу топлива они могут успешно конкурировать как с обычными ТРД, так и с ТВД.

Тяга ТРД при сверхзвуковых скоростях полёта возрастает (рис. 5). Удельную массу турбореактивных А. д. за период 1939—67 удалось существенно снизить (рис. 6).

Схемы турбореактивных А. д. для дозвуковых и сверхзвуковых самолётов различны (рис. 7). При сверхзвуковых скоростях полёта температура воздуха и газа в турбореактивных А. д. весьма велика. Воздухозаборник, обеспечивающий наибольшее использование скоростного напора воздуха с минимальными потерями, необходимо выполнять с регулируемыми размерами и изменяемой формой. Для увеличения тяги А. д. применяют форсажную камеру. При этом реактивное сопло выполняют также с регулируемыми размерами и формой.

А. д. представляет собой автоматическую систему, которая позволяет освободить лётчика от управления двигателем в полёте. Автоматически поддерживаются на заданном уровне давление топлива, температура газов перед турбиной и другие параметры, независимо от высоты полёта.

Дальнейшее развитие А. д. предусматривает следующие основные направления, на которых концентрируются главные усилия конструкторов в разных странах, разрабатывающих А. д.: обеспечение высоких скоростей и больших высот полёта, а также непрерывное повышение грузоподъёмности самолёта, что требует создания А. д., развивающих большую тягу с наименьшим расходом топлива, с малой удельной массой и большим ресурсом работы (т. е. длительностью периода работы двигателя между ремонтами, выражаемого обычно в часах). Для этого приходится повышать температуру газа перед турбиной, что ведёт к применению охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток. С другой стороны, стремятся снизить расход энергии во всех элементах А. д., для чего требуется повышение кпд компрессоров, турбин, форсажных камер и т. п. Повысить температуру газов можно применением жаропрочных материалов (ниобий, молибден) для лопаток турбины и других деталей, соприкасающихся с высокотемпературными газами. Снижения удельной массы можно достигнуть использованием материалов с низкой плотностью (титановые, бериллиевые сплавы). На крупные пассажирские и транспортные самолёты целесообразно устанавливать двухконтурные А. д. с форсажной камерой, обеспечивающие большой диапазон скоростей полёта, и двухконтурные А. д. со степенью двухконтурности (т. е. соотношением температуры первого и второго контуров) 6–8 для получения больших значений тяги при высокой экономичности.

Лит.: Иноземцев Н. В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс, М., 1955; Теория реактивных двигателей, М., 1958; Конструкция авиационных газотурбинных двигателей, М., 1961; Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, № 3, с. 6—13; 1966, № 2, с. 60–64; 1967, № 7, с. 57–61.

С. К. Туманский, Г. С. Скубачевский.

Рис. 1. Классификация авиационных двигателей.

Рис. 4. Принципиальная схема двухконтурного турбореактивного двигателя: 1 — первый (внутренний) контур; 2 — второй (внешний) контур.

Рис. 3б. Турбореактивный авиационный двигатель. Внешний вид.

Рис. 6. Изменение удельной массы турбореактивных двигателей по годам.

Рис. 2а. Турбовинтовой авиационный двигатель: Принципиальная схема; 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — реактивное сопло; 6 — воздушный винт.

Рис. 2б. Турбовинтовой авиационный двигатель. Внешний вид.

Рис. 3а. Турбореактивный авиационный двигатель: Принципиальная схема; 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — корпус двигателя; 5 — сопловый аппарат; 6 — турбина; 7 — реактивное сопло.

Рис. 7. Сравнительная схема турбореактивного двигателя: ниже осевой линии для дозвуковых (ок. 850 км/ч) и выше осевой линии для сверхзвуковых (ок. 3000 км/ч) самолётов; 1 — воздухозаборник с регулируемыми размерами и формой; 2 — форсажная камера; 3 — сопло с регулируемыми размерами и формой; 4 — воздухозаборник нерегулируемый; 5 — сопло нерегулируемое.

Рис. 5. Изменения тяги Р турбореактивного двигателя в зависимости от М-числа.

Авиационный компас