Принцип действия авиационных
двухконтурных турбореактивных двигателей

Двухконтурным турбореактивным двигателем (ТРДД) называется газотурбинный двигатель, основной особенностью которого является создание тяги в двух (обычно соосных) контурах. Первый (внутренний) контур представляет обычный турбореактивный двигатель и состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного устройства (реактивного сопла). Второй (внешний) контур состоит из входного устройства, компрессора (вентилятора), расположенного в кольцевом канале, и выходного устройства. При этом сжатие воздуха в компрессоре второго контура производится за счет затраты части мощности турбины первого контура, т. е. за счет передачи части энергии первого контура во второй контур.

ТРДД могут быть выполнены с раздельным выходом потоков из контуров и со смешением этих потоков в пространстве между турбиной и реактивным соплом (в камере смешения). В первом случае истечение происходит через отдельные реактивные сопла, во втором - через общее реактивное сопло. Например, двигатель Д-30 II серии выполнен со смешением потока газа, выходящего из внутреннего контура, с потоком воздуха, выходящим из наружного контура, и с выходом газов в атмосферу через общее для обоих потоков реактивное сопло.

В настоящее время находят применение две основные конструктивные схемы ТРДД: с передним расположением вентилятора и с задним. В силу ряда преимуществ (меньший диаметральный габарит двигателя, более высокая надежность вентилятора расположенного в зоне низких температур, и др.) более широкое распространение получила схема двигателя с передним расположением вентилятора. ТРДД с передним расположением вентилятора выполняются, как правило, с выходным устройством, общим для обоих контуров.

Принцип работы ТРДД с передним расположением вентилятора заключается в следующем. Весь поступающий в двигатель воздух проходит через общее входное устройство и через компрессор низкого давления (КНД), являющийся общим для обоих контуров, а затем в корпусе разделяется на потоки, движущиеся по внутреннему и наружному контурам. Во входном устройстве и в компрессоре низкого давления происходит увеличение давления и температуры. Поток воздуха, поступающий во внутренний контур, проходит через компрессор высокого давления (КВД), в котором происходит дальнейшее повышение давления и температуры. Из компрессора высокого давления сжатый воздух поступает в камеру сгорания. В камере сгорания осуществляется подогрев воздуха путем сжигания топлива, подаваемого через форсунки. Газовоздушная смесь, обладающая высокими давлением и температурой, поступает в турбины высокого (ТВД) и низкого (ТНД) давлений, в которых происходит расширение и преобразование части энергии газового потока в механическую работу. Эта работа затрачивается на привод компрессора низкого давления, компрессора высокого давления и агрегатов двигателя и летательного аппарата.

Из турбины газовый поток поступает в выходное устройство первого контура и реактивное сопло, где происходит его дальнейшее расширение и создание реактивной тяги, или в камеру смешения, при смешении потоков первого и второго контуров и в общее реактивное сопло.

Воздушный поток, поступающий во внешний контур, двигаясь по кольцевому каналу, поступает в выходное устройство контура или в камеру смешения и в общее реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газового потока, его ускорение и создание реактивной тяги.

Источник: http://www.npmavia.ru/