Расчёт турбореактивного двигателя
Основные условные обозначения
Vп -
скорость полёта, м/с
Н - высота полёта, м (км)
М - число Маха (отношение скорости потока к скорости звука)
а - скорость звука, м/с
с - скорость потока, м/с
p -
давление газа, Па (кПа)
υ - удельный объём, м3/кг
ρ - плотность, кг/м3
t -
температура по шкале Цельсия, °С
Т - абсолютная температура, К
P -
тяга двигателя, Н (кН)
Pуд -
удельная тяга двигателя, Н·с/кг
Суд - удельный расход топлива, кг/(Н·ч)
Сэ - удельный эквивалентный расход топлива ТВД, кг/(кВт·ч)
-
степень повышения полного давления воздуха в компрессоре
-
степень понижения полного давления газа в турбине
-
располагаемая степень понижения давления газа в канале сопла
-
удельная работа, Дж/кг
q - удельный
подвод (отвод) тепла, Дж/кг
i - удельная
энтальпия, Дж/кг
η - коэффициент полезного действия
ηг - коэффициент полноты сгорания топлива
N - мощность, Вт
(кВт)
Nэ -
эквивалентная мощность ТВД, Вт (кВт)
G - секундный
массовый расход, кг/с
gТ -
относительный расход топлива
αк.с - коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания
Lо - количество
воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания 1 кг топлива
R - газовая
постоянная, Дж/(кг·К)
k, kг -
показатель адиабаты для воздуха, газа
Срв,
Срг - средняя удельная теплоёмкость для воздуха, газа, Дж/(кг·К)
Сп
- средняя условная удельная теплоёмкость рабочего тела
в
камере сгорания, Дж/(кг·К)
σ* - коэффициент восстановления полного давления
Нu -
низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг (кДж/кг)
mг - численный
коэффициент в уравнении расхода, (кг·К/Дж)0,5:
mв = 0,0405
(кг·К/Дж)0,5 (для воздуха); mг = 0,0396 (кг·К/Дж)0,5 (для газа)
φс - коэффициент скорости реактивного сопла
.
m - степень
двухконтурности
q(λ) - газодинамическая функция плотности тока газа
где
- коэффициент скорости
x - коэффициент,
характеризующий распределение энергии между контурами
F - площадь
проходного сечения, м2
D, d -
диаметр тела вращения, м
h - длина
лопаток, м
l - осевые
размеры элементов двигателя, м
z - количество
ступеней
r - радиус, м
b - хорда, м
Основные сечения потока
Н-Н
- невозмущённый поток перед двигателем
Вх-Вх
- вход во входное устройство
В-В
- вход в компрессор
К-К
- выход из компрессора
Г-Г
- вход в турбину
Т-Т
- выход из турбины
С-С
- выход из реактивного сопла
I-I -
выход из внутреннего контура ТРДД
II -II -
выход из наружного контура ТРДД
Сокращения
ГТД
- газотурбинный двигатель
ТРД
- турбореактивный двигатель
ТРДД
- турбореактивный двухконтурный двигатель
ТВД
- турбовинтовой двигатель
ТВаД
- турбовальный двигатель
ТВВД
- турбовинтовентиляторный двигатель
КПД
- коэффициент полезного действия
СМС
- средне магистральный самолёт
ДМС
- дальне магистральный самолёт
Используемые
индексы
*
- параметры заторможенного потока
О
- параметры при работе на стенде (Vп = 0)
Н
- параметры невозмущённого потока
Вх
- параметры на входе во входное устройство
В
- параметры на входе в компрессор
К
- параметры на выходе из компрессора
Г
- параметры на входе в турбину
Т
- параметры на выходе из турбины
С
- параметры на выходе из реактивного сопла
I - параметры на
выходе из внутреннего контура ТРДД
II - параметры
на выходе из наружного контура ТРДД
агр
- агрегаты
в
- винт, вентилятор
вн
- внутренний
ген
- генератор
д
- диффузор
е
- эффективный
ж
- жаровая труба
кр
- крейсерский, критический
к.с
- камера сгорания
опт
- оптимальный
отб
- отбор
охл
- охлаждение
п
- полётной, полный
р
- реактивный
ред
- редуктор
с
- сопло, секундный
ср
- средний, размер на среднем радиусе
ст
- ступень
ст.
т - ступень турбины
т
- топливо, турбина
т.в
- турбина вентилятора
тр
- трение
тяг
- тяговый
m - механический
t - термический
уд
- удельный
ц
- цикл
ч
- часовой
э
- эквивалентный
Σ - суммарный
ВВЕДЕНИЕ
Выполнение курсового проекта является завершающим этапом изучения
дисциплин «Термодинамика и теплопередача», «Теория авиационных двигателей» и
подготовки студентов к изучению дисциплин «Конструкция и прочность
авиадвигателей» и «Конструкция и техническое обслуживание авиационных
двигателей».
Выполнение курсового проекта позволит студентам понять методологию и
основы проектирования современных авиационных двигателей. Современное состояние
и тенденции развития авиационного двигателестроения предъявляют повышенные
требования к знаниям и навыкам инженеров, эксплуатирующим авиационную технику.
Исходными данными для термодинамического расчёта газотурбинного двигателя
являются:
-
степень повышения давления воздуха в компрессоре 
;
температура
газа перед турбиной 
;
расход
воздуха через двигатель 
;
степень
двухконтурности m (для двухконтурных ТРД).
Для
выполнения курсового проекта исходные данные формируются в соответствии с
указаниями, приведенными в Приложении П.3. Особенностью исходных данных является
задание двигателя - прототипа. Знание схемы прототипа, его основных технических
характеристик и результатов эксплуатации на воздушных судах гражданской авиации
позволяет выполнить сравнение проектируемого двигателя с конкретным образцом
авиационной техники.
Задачей
термодинамического расчёта двигателя является определение основных параметров
потока (температуры, давления, скорости) в контрольных сечениях проточной части
(газовоздушного тракта). На базе результатов этого расчёта находятся:
тяга
Р (или эквивалентная мощность Nэ - для ТВД и ТВаД);
удельная
тяга Руд (или удельная мощность Nуд - для ТВД и ТВаД);
удельный
расход топлива Суд (или Сэ).
Зная
расход воздуха GВ, можно провести термодинамический расчёт отдельных
элементов двигателя и определить все геометрические размеры, необходимые для
построения схемы проточной части.
Для
выполнения термодинамического расчёта ГТД нужно иметь достоверные данные о
коэффициентах потерь во всех элементах двигателя, об отборе воздуха на
охлаждение турбин и функционирование системы активного регулирования зазоров
между её роторами и статорами, а также на нужды воздушного судна, об отборе
механической энергии, необходимой для привода вспомогательных агрегатов
(топливных и масляных насосов, гидронасосов, электрогенераторов и других
устройств), обеспечивающих нормальное функционирование ГТД и воздушного судна.
Значения этих коэффициентов и соответствующих параметров, обычно определяемых
путем обработки статистической информации, оказывает существенное влияние на
итоговые удельные параметры ГТД. Поэтому выбор коэффициентов потерь и
параметров отбора должен быть сделан достаточно обоснованно. Критерием
правильности их выбора, в частности, может быть сопоставление удельных
параметров спроектированного двигателя и двигателя - прототипа. В ходе рабочего
процесса, происходящего в двигателе, физические константы рабочего тела
(газовая постоянная R, теплоёмкость при постоянном давлении Ср, показатель
адиабаты k) меняются по его газовоздушному тракту. Степень этого
изменения зависит от степени повышения давления воздуха в компрессоре и температуры газа перед турбиной 
. В расчётах обычно принимают значение теплоёмкости Ср
(или показателя адиабаты k) равным некоторому среднему значению, не зависящему
от температуры и давления. Это, естественно, снижает точность расчёта, но для
инженерной практики вполне приемлемо.
ОБЩИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ
Основными целями выполнения курсового проекта являются:
закрепление и расширение знаний студентов, полученных при изучении
дисциплин «Термодинамика и теплопередача», «Теория авиационных двигателей»;
проверка способности студентов применять полученные знания в инженерной
деятельности;
ознакомление студентов с методами поиска оптимальных вариантов при
решении технических задач;
обучение использованию знаний и умений, полученных при изучении смежных
дисциплин, в процессе выполнения курсового проекта;
привитие навыков использования вычислительной техники при решении
конкретных технических задач;
освоение навыков работы с научно-технической литературой и методов поиска
информации;
освоение и закрепление навыков самостоятельной творческой работы.
Задание на выполнение курсового проекта выдается индивидуально каждому
студенту преподавателем, ведущим дисциплину, и включает в себя:
1. Задание на термодинамический расчёт ГТД на заданном режиме;
2. Построение в масштабе профиля проточной части двигателя;
. Построение действительного цикла спроектированного двигателя;
. Расчёт параметров ТВД на базе ТРД;
. Расчёт параметров ТРДД на базе ТРД;
. Сравнение основных параметров ТРД, ТВД и ТРДД.
Курсовой проект выполняется студентами самостоятельно по мере прохождения
соответствующих тем на плановых аудиторных лекционных и практических занятий
при непосредственном руководстве со стороны ведущего данный предмет
преподавателя.
Выполненный курсовой проект оформляется в виде расчётно-пояснительной
записки с приложенными к ней чертежами, схемами и другими результатами работы,
выполненными в соответствии с выданным заданием.
Объём расчётно-пояснительной записки должен составить не менее 35…40
листов формата А4 (210×297 мм). Записка может быть выполнена как в рукописном
виде, так и на компьютере. Компьютерный вариант более предпочтителен и
позволяет автору претендовать на более высокую оценку.
Все листы расчётно-пояснительной записки должны быть пронумерованы.
Номера следует располагать сверху справа листа. Первым листом является
титульный, он не нумеруется, но учитывается в нумерации. На втором листе следует
поместить содержание, затем - задание на курсовой проект.
На последней странице записки указывается литература, использованная при
выполнении курсового проекта.
Графическая часть курсового проекта (построение профиля проточной части
двигателя и действительного цикла спроектированного двигателя) выполняется на
листе бумаги формата А4 с соблюдением масштабов.
Выполненный курсовой проект в срок, установленный учебным планом сдаётся
преподавателю, который проверяет качество проекта и его соответствие заданию.
Приём защиты курсового проекта производится преподавателем вне расписания
учебных занятий. В процессе защиты преподавателем оцениваются:
степень усвоения основного теоретического материала, связанного с
выполнением задания;
умение объяснить проведенные расчёты, обоснования принятых проектных
решений;
самостоятельность выполнения курсового проекта и понимание принципов
оптимизации параметров рабочего процесса;
умение пользоваться учебной и справочной литературой;
качество оформления курсового проекта.
Положительная оценка за курс «Теория авиационных двигателей» выставляется
только при условии успешной защиты курсового проекта (не ниже, чем на оценку
«удовлетворительно»). Студентам, получившим неудовлетворительную оценку на
защите курсового проекта, устанавливается новый срок для подготовки и
назначается повторная защита.
Небрежно оформленный курсовой проект, с диаграммами и схемами,
выполненными “от руки”, не рассматриваются и возвращаются на доработку.
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ АВИАЦИОННОГО ГТД НА ЗАДАННОМ РЕЖИМЕ РАБОТЫ
Задание.
Расчёт производится по исходным данным по мере изучения основных
элементов двигателя и сводится к следующему:
– определение параметров рабочего тела в характерных сечениях
двигателя;
– расчёт площадей и диаметров проходных сечений, длины лопаток
компрессора, турбины, осевых размеров элементов двигателя;
– построение в масштабе (на миллиметровке) профиля проточной
части и действительного цикла спроектированного двигателя;
– определение основных параметров спроектированного двигателя: тяги,
удельной тяги, удельного расхода топлива, внутреннего КПД;
– расчёт параметров ТВД, ТРДД на базе ТРД;
– сравнение основных параметров ТРД, ТВД и ТРДД;
– проверка правильности расчёта и анализ результатов;
– защита курсового проекта.
Раздел I
. РАСЧЁТ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Турбореактивным двигателем (ТРД) или двигателем прямой реакции называется
авиационный газотурбинный двигатель, в котором преобладающая часть энергии
сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию струи продуктов сгорания,
истекающую из реактивного сопла (выходного устройства) двигателя (рис. 1.1.).
Рис. 1.1 Схема турбореактивного двигателя (ТРД): 1 - входное устройство;
2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - газовая турбина; 5 - выходное
устройство
Исходные данные для расчёта берутся из таблицы вариантов задания,
приведённой в Приложении П.3. Исходные данные для шифра ЗФ (ТОР-9111208)
студента Макеева:
-
степень повышения давления воздуха в компрессоре 
= 20;
температура
газа перед турбиной 
= 1360К;
расход
воздуха через двигатель GВ = 105 кг/с;
прототип
- авиационный газотурбинный двигатель РД-3М-500.
Турбореактивный
двигатель РД-3М-500 (Главный конструктор А.А.Микулин) одновальной схемы с 8-ми
ступенчатым осевым компрессором ( = 20),
трубчато-кольцевой камерой сгорания (14 жаровых труб) и трехступенчатой газовой
турбиной ( = 1 083 К) развивал в стандартных атмосферных
условиях (tн = + 15°С, рн = 760 мм. рт. ст. = 101 325 Н/м2) на
уровне моря (Н = 0) при старте воздушного судна (Vп = 0) взлётную
тягу 95 кН (9 684 кГс) при расходе воздуха через компрессор GB =
105 кг/с и удельном расходе топлива Суд = 0,112 кг/(Н·ч). Двигатель имел массу
3 100 кг, максимальный диаметр 1,4 м и длину 5,38 м; был установлен в 1957 году
на первый в СССР реактивный пассажирский самолет Ту-104 (взлётная масса 78 т;
масса пустого самолета 44,2 т; масса коммерческой нагрузки 8 т.; количество
пассажиров 100 чел.; дальность полёта при максимальной коммерческой нагрузке 2
100 км; крейсерская скорость 800 км/ч; высота крейсерского полета 10 км; запас
топлива на борту 20 т.). Силовая установка самолёта Ту-104 состояла из двух ТРД
РД-3М-500.
Расчёт
двигателя производится при стандартных атмосферных условиях в условиях старта
воздушного судна (Н = 0, Vп = 0). Режим работы двигателя - взлётный. Порядок
расчёта ТРД следующий:
По
заданной высоте полета Н = 0 в таблице стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81,
Приложение П.1) находятся параметры воздуха на входе в двигатель:
давление
воздуха рн = 101 325 Н/м2;
плотность
воздуха ρн = 1,225 кг/м3;
температура
воздуха Тн = 288,15 К (в примере расчёта использовано значение Тн = 288,15 К).
Далее
следует приступить к расчёту каждого элемента ТРД согласно изложенному в
настоящем «Учебном пособии» алгоритму.
1.1 Входное устройство
Входным
устройством авиационного ГТД называют часть двигателя воздушного судна
(летательного аппарата), состоящую из воздухозаборника, средств его
регулирования и защитных устройств. Входное устройство современного ГТД
является одним из его функциональных модулей.
Для
воздушных судов гражданской авиации с числом Маха крейсерского полёта Мкр =
0,8…0,9 применяются дозвуковые входные устройства, которые отличаются простотой
конструкции и возможностью регулирования их параметров.
Входное
устройство предназначено для забора воздуха из окружающей атмосферы,
предварительного его сжатия за счёт использования кинетической энергии
набегающего потока и подвода воздуха к компрессору с заданной скоростью и с
минимальными гидравлическими потерями (рис. 1.2.).
Геометрия
входного устройства ГТД определяется на расчётном режиме работы двигателя,
соответствующего полёту воздушного судна на эшелоне (высота Нкр и скорость Vкр).
Все остальные режимы работы входного устройства, в том числе и при старте
воздушного судна (Н = 0, Vп = 0), при наборе высоты, снижении и заходе на
посадку - нерасчётные.
Плавные
очертания внутренней и наружной поверхностей обечайки входного устройства
необходимы для предотвращения срыва воздушного потока (как правило, потребный
угол наклона внешней поверхности обечайки к направлению набегающего потока
составляет приблизительно 4…5°) и создания равномерного поля скоростей и
давлений во входном отверстии воздухозаборника (сечение Вх-Вх). Радиус окружности,
описывающей обечайку в её передней части, приближенно находится по формуле
=
(0,04…0,05)·
(1.1)
Размеры
отверстия выбираются таким образом, чтобы скорость потока в нём на расчётном
режиме составляла 50…70 % скорости полёта воздушного судна. Это требование
обеспечивает большую часть (75…80 %) увеличения давления перед
воздухозаборником и позволяет таким образом снизить общие потери. Форма
внутреннего канала воздухозаборника выбирается так, чтобы в нём происходило
дальнейшее торможение потока (примерно до начала обтекателя). Канал имеет вид
диффузора, эквивалентный угол раскрытия которого составляет 2·α = 6…10° во избежание отрыва потока от внутренней
поверхности обечайки воздухозаборника.
Диаметр
канала входного устройства воздухозаборника в сечении В-В DВ
равен диаметру компрессора DК (DВ = DК = 0,95 м - см. формулу (1.12)).
Диаметр
канала входного устройства в сечении Вх-Вх DВх на расчётном
режиме полёта определяется по формуле:
(1.2)
где
- относительный диаметр воздухозаборника при Мкр =
0,80…0,85, 
.
Выбираем
Мкр = 0,8, 
, 
и из
формулы (1.2) получаем
м.
Длина
входного устройства определяется по известному диаметру:
, (1.3)
где
DВ - диаметр входного устройства (компрессора).
м. (1.4)
Рис.
1.2 Схема входного устройства
.2 Осевой компрессор
Компрессор
- это лопаточная машина, предназначенная для сжатия воздуха за счёт внешней
механической работы, подводимой от газовой турбины и последующей подачи сжатого
воздуха в камеру сгорания (рис. 1.3.). Для рассматриваемого двигателя выбираем
многоступенчатый осевой компрессор.
Расчёт
компрессора сводится к определению:
– параметров
воздуха на входе в компрессор - 
– параметров
воздуха на выходе из компрессора - 
– длины
лопаток первой и последней ступеней, длины компрессора;
– количества
ступеней (z) компрессора;
– работы
компрессора и мощности, потребляемой компрессором.
Рис. 1.3 Схема осевого компрессора
Сечение В-В
1. Полная температура воздуха:
(1.5)
где
МН = 0, так как Vп = 0.
В
результате 
К.
2. Полное давление воздуха:
(1.6)
где
σВх = 
-
коэффициент восстановления (сохранения) полного давления воздуха. Для
дозвуковых входных устройств σВх =
0,96…0,98. Чем больше σВх, тем выше эффективность работы входного устройства
(больше тяга двигателя и меньше удельный расход топлива). В среднем увеличение σВх на 1 % вызывает повышение тяги на 
1 % и снижение удельного расхода топлива на 0,5 %.
Выбираем
коэффициент восстановления полного давления воздуха во входном устройстве 
, тогда 
Па.
Рис.
1.4. Зависимость коэффициента восстановления полного давления во входном
устройстве ТРД от числа МН полёта: σВх0 = 0,98 при МН = 0, при МН > 1 (до МН = 3) расчёт по формуле:
σВх = σВх0 - 0,02241·(МН - 1)2 - 0,14561·(МН - 1)3
+ 0,086282·(МН - 1)4 - 0,14561·(МН - 1)5
3. Статическая температура воздуха
. (1.7)
При
применении дозвуковых ступеней в осевом компрессоре обычно осевая составляющая
скорости на входе в компрессор сВ принимается равной 170…195 м/с.
Выбираем
осевую составляющую скорости потока воздуха в сечении В-В 
м/с, тогда 
Дж/(кг·К)
К.
4. Статическое давление воздуха pВ
Па (1.8)
5. Плотность воздуха
кг/м3. (1.9)
6. Площадь проходного сечения
м2. (1.10)
7. Наружный диаметр компрессора DB определяется с использованием формулы:
(1.11)
Для
первых ступеней многоступенчатых компрессоров относительный диаметр втулки
компрессора 
принимается равным 0,3…0,6.
Выбираем
относительный диаметр втулки компрессора 
, тогда
м. (1.12)
8. Диаметр втулки компрессора
м. (1.13)
9. Длина лопаток рабочего колеса первой ступени компрессора
м. (1.14)
Сечение
К-К
1. Определение удельной работы компрессора
(1.15)
Для
осевых компрессоров со степенью повышения давления воздуха = 20…30 КПД составляет 
=
0,8…0,86.
Выбираем
КПД компрессора по заторможенным параметрам 
, тогда
удельная работа компрессора равна
Дж/кг. (1.16)
2. Полное давление воздуха
Па. (1.17)
3. Полная температура воздуха
К.(1.18)
4. Статическая температура воздуха
К. (1.19)
На
выходе из последних ступеней компрессора величина осевой скорости сК не должна
превышать 120…150 м/с.
Выбираем
скорость воздуха за компрессором 
м/с,
тогда статическая температура воздуха равна
К. (1.20)
5. Статическое давление воздуха
Па. (1.21)
6. Плотность воздуха
кг/м3. (1.22)
7. Площадь проходного сечения
м2. (1.23)
8. Наружный диаметр компрессора. Принимаем закон профилирования
проточной части компрессора DК = const, т.е. DВ = DК =
0,95 м.
9. Внутренний диаметр компрессора
м. (1.24)
10. Длина лопаток на выходе из компрессора
= 0,029
м = 29 мм. (1.25)
. Определяем
количество ступеней (z) компрессора. Обычно повышение давления в одной
ступени осевого компрессора изменяется в пределах 
= 1,3…1,5.
Выбираем
степень повышения давления воздуха в ступени 
и
прологарифмировав формулу 
() z получим:
(1.26)
12. Определяем длину компрессора по формуле lK = 2,4·bСР·z, где bСР - средняя хорда профиля лопатки, z - количество ступеней компрессора.
Выбираем
, тогда среднюю высоту компрессорной решетки hСР
можно определить по формуле:
= 0,128
м; (1.27)
м;
м. (1.28)
13. Определение мощности, потребляемой компрессором
Вт. (1.29)
1.3 Камера сгорания
Камеры
сгорания (рис. 1.5.) предназначены для подвода тепловой энергии к рабочему телу
в двигателе за счёт преобразования химической энергии топлива в тепловую. От
совершенства и устойчивой работы камер сгорания в значительной степени зависит
эксплуатационная надёжность и экономичность работы двигателя.
Расчёт
камеры сгорания сводится к определению:
– параметров
газа на выходе из камеры сгорания - 
– длины
камеры сгорания LК.С ;
– относительного
расхода топлива - 
GT /GB;
– коэффициента
избытка воздуха на выходе из камеры сгорания αк.
компрессор
турбина воздушный винт
Рис. 1.5 Схема камеры сгорания
Сечение Г-Г
1. Полное
давление газов на входе в турбину 
рассчитывается
по заданной температуре 
и в зависимости от типа камеры сгорания, в
соответствии с которыми оценивается возможная величина коэффициента
восстановления полного давления σк.с = 0,92…0,97. При этом, чем выше , тем
меньшее значение σк.с рекомендуется принимать. Ориентируясь на камеру
сгорания двигателя РД-3М-500, принимаем σк.с = 0,93.
Па (1.30)
. Полная
температура газов
Задаётся
в исходных данных: 
К.
3. Статическая температура газов
(1.31)
На
выходе из камеры сгорания осевая скорость газов должна быть в пределах сГ =
160…220 м/с.
Выбираем
сГ = 180 м/с. Принимая значения коэффициента адиабаты и газовой постоянной
равными kГ = 1,33 и RГ = 288 Дж/(кг·К) вычислим
удельную теплоёмкость газов СРГ
Дж/(кг·К) (1.32)
Подставляя
принятые и вычисленные значения сГ и СРГ по формуле 1.31 определим значение
статической температуры ТГ
К.
4. Статическое давление газов
(1.33)
Па.
5. Плотность газа
кг/м3. (1.34)
6. Диаметр камеры сгорания.
Наружный
диаметр камеры сгорания DК.Сн на входе (сечение К-К) равен диаметру компрессора
DК, на выходе - (сечение Г-Г) - диаметру турбины. 
м.
Внутренний
диаметр камеры сгорания DК.Свн определяется из соотношения
где
принимает значения 0,5…0,7. Выбираем = 0,6 , тогда DК.Свн = 
= 0,6·0,95 = 0,475 м.
7. Длина камеры сгорания
Длина камеры сгорания LК.С
определяется суммой длины диффузора камеры сгорания lД (lД =
100…150 мм) и длины жаровой трубы lЖ (lЖ = 400…600 мм). Выбираем lД = 150 мм, lЖ = 600 мм, тогда
LК.С =
lД + lЖ = 150 +600 = 750 мм = 0,75 м.
Для
обеспечения высокой полноты сгорания и достаточно равномерного поля температур
на выходе из камеры сгорания отношение длины жаровой трубы lЖ к
её поперечному размеру DЖ должно составлять не менее 3…4 
. Однако, это отрицательно сказывается на габаритах и
массе двигателя, кроме этого, в выхлопной струе появляется повышенное
количество сажи, приводящее возрастанию дымности двигателя. В современных ГТД
добиваются уменьшения относительной длины жаровой трубы 
до значений 2,0…2,5. При этом практически отсутствует
дым в выхлопных газах, но несколько сужается диапазон устойчивой работы камер
сгорания по составу смеси.
Принимаем
компромиссное решение по одновременному обеспечению устойчивой работы камеры
сгорания и приемлемому уровню дымности, выбирая 
равное
3,0. В результате диаметр жаровой трубы равен 
мм.
Для
современных ГТД относительная длина диффузоров камер сгорания 
.
Выбранные
нами значения lД , lЖ и вычисленный диаметр жаровой трубы DЖ
находятся в пределах, характерных для современных ГТД, так как 
. Относительный
расход топлива в основной камере сгорания GT /GB
определяется из уравнения баланса энергии:
(1.35)
(1.36)
где Hu - низшая (рабочая) теплотворная
способность топлива (для авиационных керосинов Hu = 42900…43100 кДж/кг). Выбираем Hu = 43000 кДж/кг;
ηГ - коэффициент полноты сгорания (выделения теплоты), который на
расчётных режимах для основных камер сгорания принимает значения в пределах
0,970…0,995. При этом, чем выше температура (больше
область горения в жаровых трубах), тем большие значения коэффициента ηГ рекомендуется принимать.
Выбираем ηГ = 0,98.
Таким образом, величина относительного расхода топлива в основной камере
сгорания будет равна:
(1.37)
9. Коэффициент избытка воздуха на выходе из камеры сгорания (αк.с) находится по формуле
αк.с = 1/gТ ·Lо (1.38)
где Lо для авиационных керосинов равное
14,9 - теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания 1 кг
топлива.
Значение Lо и другие
показатели авиационных топлив приведены в Приложении П.1.
αк.с = 1/gТ ·Lо =
1/0,02 ·14,9 = 3,36 (1.39)
Если
полученное значение αк.с
оказывается более 5…7 или менее 1…2, то рабочий процесс в камере сгорания
практически неосуществим, поскольку при этом происходит «срыв» пламени из-за
слишком бедной или обогащённой смеси, соответственно. Для получения
положительного результата необходимо либо увеличить 
, либо .
.4 Турбина
Турбина ГТД - это лопаточная машина, в которой происходит отбор энергии
от сжатого и нагретого газа и преобразование её в механическую энергию вращения
ротора, которая используется для привода компрессора и агрегатов (рис. 1.6).
Расчёт турбины сводится к определению:
– степени
понижения давления газа 
;
– параметров
газа на выходе из турбины - 
– геометрических размеров турбины - диаметров на входе и
выходе, длины турбины, высоты лопаток на входе и выходе;
– количества ступеней (z) турбины.
Сечение Г-Г
1. Используя одно из условий совместной работы газогенератора
(компрессора, камеры сгорания и турбины) в одновальном ТРД на установившихся режимах
определим соотношение между расходами GВ и GГ.
Расход воздуха через компрессор GВ , равен сумме расходов воздуха через камеру сгорания GК.С, отводимого от компрессора на
охлаждение Gохл и отбираемого для других целей Gотб , т.е.
В = GК.С + Gохл + Gотб (1.40)
Расход газа через турбину GГ
равен сумме расходов воздуха на входе в камеру сгорания GК.С и секундного расхода топлива GТ , т.е.
Из совместного решения соотношений (1.40) и (1.41) получим
Г = GК.С · (1 + gТ) = (GВ - Gохл - Gотб)·(1 + gТ) = GВ · (1 - gохл - gотб)
· (1 + gТ) (1.42)
где gотб = Gотб / GВ -
относительный расход воздуха, отбираемый от компрессора высокого давления на
нужды воздушного судна (кондиционирование воздуха в кабине экипажа и салонах,
вентиляция приборных отсеков, обогрев воздухозаборников и др.). Величина gотб в первом приближении принимается
равной gотб = 0,01…0,02, а в заключительной
части расчёта осуществляется проверка его принятого значения. Принимаем gотб = 0,02;
gохл - относительный
расход воздуха, идущий на охлаждение турбины. Величина gохл может быть
определена для принятой системы охлаждения (конвективная,
конвективно-плёночная, заградительная) лишь после расчёта теплового состояния
основных деталей турбины (лопаток, дисков, корпусов) и их прочностного расчёта.
Можно условно принять, что до Т
=
1250…1270 К турбина неохлаждаемая (первый сопловой аппарат имеет конвективную
систему охлаждения, а рабочие и сопловые лопатки всех последующих ступеней
выполнены без системы охлаждения), а при Т >
1270 К турбина охлаждаемая (рабочие лопатки также, как и сопловые имеют систему
охлаждения). В зависимости от принятой системы охлаждения и Т по графику (рис. 1.6) оценивается величина gохл.
Принимая конвективно-плёночное охлаждение для Т = 1360 К
определяем gохл = 0,03.
Назовём
величину (1 - gохл - gотб) · (1 + gТ) = GГ / GВ -
относительным расходом газа, обозначим gГ и вычислим
его значение
Г
= (1 - gохл - gотб) · (1 + gТ) =
=
(1 - 0,05 - 0,017) · (1 + 0,02) = 0,952 (1.43)
Рис.
1.6 Зависимость относительного расхода воздуха на охлаждение турбины от температуры
газа перед турбиной и типа системы охлаждения лопаток: 1 - внутренне
конвективное охлаждение; 2 - комбинированное (конвективно-плёночное)
охлаждение; 3 - пористое и проницаемое охлаждение (многослойные перфорированные
материалы)
.
Площадь проходного сечения
м2. (1.44)
. Наружный диаметр турбины
м (1.45)
.
Внутренний диаметр турбины
м. (1.46)
Рис. 1.7 Схема осевой турбины
5. Длина лопаток
м. (1.47)
.
Средний диаметр турбины
Расширение
канала в турбине обеспечивается за счёт увеличения наружного диаметра 
и уменьшения внутреннего диаметра dГ ,
при этом DСР = const
м. (1.48)
7.
Из уравнения баланса мощностей турбины и компрессора находится удельная работа
расширения газа в турбине LТ .
Мощность
турбины NТ равна сумме мощностей компрессора NК,
вспомогательных агрегатов Nагр и трения в подшипниках Nтр, т.е.
NТ = NК + Nагр
+ Nтр или NТ · ηт = NК
или LТ · GГ · ηт = LК · GВ ,
что
в соответствии с (1.42) и (1.43) приводит к уравнению баланса работ компрессора
и турбины
К
= LТ · gГ · ηт (1.49)
где
ηт - коэффициент, учитывающий затраты мощности на
привод вспомогательных агрегатов Nагр (топливных, масляных и гидро- насосов,
электрогенераторов и других устройств) и на преодоление трения Nтр в
подшипниках ротора турбокомпрессора. Рекомендуется в первом приближении
принимать коэффициент ηт равным 0,99…0,995, большие значения соответствуют
более мощным двигателям. Из уравнения (1.49) определим:
Т
= 
= 486590 Дж/кг (1.50)
.
Определяем степень понижения давления газа в турбине
(1.51)
где
- адиабатный КПД турбины, оценивающий только
гидравлические потери в турбине. Уровень важен
для турбин ТРД и ТРДД, поскольку его величина оказывает влияние на мощность
привода компрессора и вспомогательных агрегатов в этих двигателях. Для
современных двигателей КПД лежит в
пределах 0,90…0,92.
Выбираем
= 0,92 , тогда
(1.52)
Сечение Т-Т
1. Полное давление газа
Па. (1.53)
2. Полная температура газа
Определяется из уравнения сохранения энергии применительно к турбине
К. (1.54)
3. Статическая температура газа
К. (1.55)
Осевая
составляющая скорости газа сТ на выходе из турбины обычно лежит в пределах
200…350 м/с и более. Выбираем сТ = 300 м/с, тогда
К.
4. Статическое давление газа
Па. (1.56)
5. Плотность газа
кг/м3. (1.57)
6. Площадь проходного сечения
м2. (1.58)
7. Длина рабочих лопаток турбины h
Исходя
из принятого закона профилирования проточной части турбины 
, имеем
м. (1.59)
8. Наружный и внутренний диаметры турбины
м. (1.60)
м. (1.61)
9.
Выбираем количество ступеней турбины
Расчёты и практика конструирования показывают, что для одновальных ГТД
прямой реакции обычно требуется иметь двух- или трехступенчатую турбину.
Поскольку
расчётное значение степени повышения давления воздуха в компрессоре составляет 20, выбираем трёхступенчатую турбину (z =
3).
10. Длина турбины
Длину турбины определяем по формуле
lT =
2,6 ·bср·z
где bср - хорда лопатки на среднем
радиусе; z - количество ступеней турбины.
Выбираем bср = 0,5 ·hср , тогда среднюю высоту решетки
газовой турбины hср можно
определить по формуле
hср= (hГ + hТ)/2 = (0,03925 + 0,083)/2 = = 0,062625 м.
Хорда лопатки на среднем радиусе bср = 0,5 ·0,061 = 0,031 м.
Длина турбины lT = 2,6 ·0,03 ·3
= 0,242 м.
1.5 Выходное устройство
Выходное устройство, являясь функциональным модулем силовой установки
(выходным модулем), включает ряд элементов. В зависимости от назначения силовой
установки ими могут быть: реактивное сопло или диффузорный газоотводящий
патрубок, реверсивное устройство, устройство для отклонения или поворота
вектора тяги, шумоглушения, снижения инфракрасного излучения и др.
Основным элементом большинства выходных устройств является реактивное
сопло, в котором происходит ускорение потока газа с целью создания реактивной
(дополнительной) тяги.
Для расчёта выходного устройства проектируемого двигателя принимаем
суживающееся (дозвуковое) реактивное сопло.
Выходное устройство предназначено для преобразования оставшейся тепловой
энергии газа в кинетическую энергию его направленного движения и отвода
продуктов сгорания в окружающую среду (рис. 1.8.).
Расчёт выходного устройства сводится к определению:
– параметров газа на выходе из сопла;
– скорости течения газа из сопла сс;
– геометрических размеров - диаметра и длины выпускной трубы - DТ, lВ , а также диаметра и длины сопла - DС, lС .
Сечение Т′-Т′
1. Площадь проходного сечения
5 м2. (1.62)
2. Диаметр проходного сечения
м. (1.63)
3. Располагаемая степень понижения давления газа
(1.64)
.8 Схема выходного устройства
Так как располагаемая степень понижения давления газа πСР = 3,49 больше критической степени
понижения давления πКР = 1,85 , то для суживающегося реактивного сопла
действительная степень понижения давления в данном случае равна πС = πКР = 1,85. Таким образом, дозвуковое
сопло работает в режиме недорасширения, а на выходе из сопла устанавливается
критическое (звуковое) течение газа, т.е. скорость потока газа в выходном
сечении сопла равна местной скорости звука, соответствующей статической
температуре газа в этом сечении.
Сечение С-С
а) скорость
истечения газа из сопла
м/с (1.65)
где
φС - коэффициент скорости (φС = СС /СС ад), учитывающий внутренние потери
скорости. Рекомендуется принимать φС = 0,97…0,985. Причём, чем больше πСР , тем меньшие значения φС следует принимать. В расчёте принято значение φС = 0,97.
б) статическое
давление газа
Па. (1.66)
в) статическая
температура газа
К. (1.67)
г) плотность
газа
кг/м3 (1.68)
д) площадь
выходного сечения сопла
Рассмотрим два способа определения площади выходного сечения сопла:
В первом способе используется уравнение расхода, которое включает
газодинамические функции
GГ = mГ ·
(1.69)
где
q(λС) - газодинамическая функция относительной плотности тока газа;
λ = 
- коэффициент
скорости (приведённая скорость).
Из
формулы (1.69) определим выражение для вычисления площади выходного сечения
сопла, которая является критическим сечением:
м2 (1.70)
Второй
способ заключается в определении значения площади выходного сечения сопла по
уравнению неразрывности:
Г
= GВ·(gГ + gохл) = Fс·cс·ρс (1.71)
Из
уравнения (1.71) имеем
Fс = Fкр =
м2. (1.72)
Результаты
вычислений по формулам (1.70) и (1.72) оказались практически одинаковыми
(отличаются на 2,5 %), поэтому, когда не требуется точных вычислений и для
инженерной практики вполне оправданно применение простых уравнений.
е) диаметр
сопла
м. (1.73)
ж) длина
выпускной трубы
м. (1.74)
з) длина
сопла
м. (1.75)
и) принимаем
углы конусности
(1.76)
Основные параметры двигателя.
Если на двигателе установлено суживающееся реактивное сопло, то при
неполном расширении газа в нем тяга ГТД определяется по формуле Б.С. Стечкина
/3/:
1. Тяга двигателя
Н (1.77)
Полученное
значение тяги оказывается ниже, чем оно было бы при полном расширении газа в
сопле. Величина недобора тяги невелика (0,4…0,5 %), поэтому применение
суживающегося простого (нерегулируемого) сопла в проектируемом двигателе
является целесообразным. Окончательный выбор сопла производится после расчета
высотно-скоростных характеристик двигателя (рекомендуется в большинстве точек
характеристик иметь недобор тяги не более 0,5…1,0 %).
2. Удельная тяга двигателя
Pуд 
Н·с/кг (1.78)
3. Удельный расход топлива
Суд
кг/(Н·ч) (1.79)
4. Часовой расход топлива
Т.Ч = Суд ·Р = 0,084 ·96 385 = 7039,12 кг/ч (1.80)
Производится уточнение отборов воздуха и механической энергии от
двигателя. Расход отбираемого воздуха:
отб = GВ·gотб = 120·0,017 = 1,79 кг/с
Мощность, отбираемая от турбины высокого давления:
отб = (1 - ηm)·GВ·gг ·LТ = (1 - 0,995)·120·0,952·500256 = 243 198 Вт
Количество отбираемого воздуха в двигателе - прототипе РД-3М-500
составляет 6000 кг/ч (1,67 кг/с) на номинальном режиме его работы (который
используется для набора высоты воздушного судна). Это обеспечивает пятикратный
обмен воздуха в кабине экипажа и салонах, работу антиобледенительной системы
крыла и воздухозаборника двигателя, а также работу других систем ВС. По графику
на рис. 1.9 определяем количество пассажиров по найденному расходу отбираемого
воздуха. По нормам ИКАО (Международная организация гражданской авиации) на
одного пассажира необходимо иметь Gо = 36…42 кг/ч воздуха. Это соответствует при Gотб = 1,79 кг/с пассажировместимости от 170 до 230 человек,
то есть воздушным судам СМС и ДМС. Таким образом коррекцию ранее принятого
значения gотб можно не делать.
На двигателе РД-3М-500 установлены два генератора типа ГСР-18000М
мощностью 18 кВт каждый. При КПД преобразования механической энергии в
электрическую ηген = 0,85…0,9 это соответствует отбираемой мощности Nотб = 45…55 кВт.
Рис. 1.9 Зависимость отбираемого расхода воздуха от количества пассажиров
по данным статистики (заштрихованное поле): Go - расход воздуха на одного пассажира за час полёта по данным
Киприанова В.Г
Сравнение значений отбираемой мощности проектируемого ГТД и РД-3М-500
показывает на необходимость изменения ранее принятого значения ηm и повторения расчёта. Следует иметь
в виду, что необоснованно завышенные отборы воздуха и механической энергии
приводят к излишним расходам топлива (увеличению Суд).
Если установить мощность отбираемой электрической энергии от двигателя не
представляется возможным, рекомендуется приближённо принять Nотб = 50…60 кВт на каждые 100 кН
тяги.
5. Внутренний (эффективный) КПД двигателя
а) располагаемая энергия топлива (количество теплоты qо, приходящееся на 1 кг воздуха,
проходящего через двигатель)
о = qвн / ηГ (1.81)
где ηГ - коэффициент полноты сгорания;
qвн -
количество теплоты, сообщаемое 1 кг воздуха.
Дж/кг (1.82)
где
сП - средняя условная теплоемкость процесса подвода теплоты, которая в отличие
от величины срГ учитывает изменение, как массы, так и химического состава газа
во время его нагрева в камере сгорания. Для авиационных керосинов теплоемкость
сП в зависимости от температур и 
обычно определяется из экспериментальных данных
(например, по графикам, смотри рис. 1.10), которые могут быть аппроксимированы
следующей формулой (1.83)
кДж/(кг·К) (1.83)
qо = qвн /
ηГ = 876244/0,97 = 787863 Дж/кг.
Рис.
1.10 Условная средняя теплоёмкость процесса подвода тепла в камерах сгорания
ГТД
б)
эффективная работа, снимаемая с вала турбины
Le = (1 - ηт)·LT = (1 - 0,995)·500 256 = 2432,95 Дж/кг (1.84)
в)
работа цикла ТРД
Lц = Lе +
Руд·( Руд +2·Vп)/ 2 = 2501,28 + 803,22 / 2 =
273796,4 Дж/кг (1.85)
г) внутренний (эффективный) КПД
ηвн = Lц / qо =
273796,4/ 787863 = 0,35 (1.86)
У существующих ГТД в зависимости от типа двигателя и режима полета
внутренний КПД ηвн может достигать значений 0,3...0,4.
Представляется целесообразным определить также термический КПД
(относящийся к идеальному ГТД) как базовое значение для оценки
термодинамического совершенства проектируемого двигателя как тепловой машины:
ηt = 1
- 1/ 
= 1 - 1/220,286 = 0,575 (1.87)
Совершенство
ТРД как движителя оценивается тяговым (полетным) КПД ηтяг, определяемым отношением полезной тяговой работы Lтяг
= Руд · Vп к работе цикла Lц, т.е.
ηтяг = Руд · Vп / Lц (1.88)
На
расчетном режиме при Vп = 0 тяговый КПД ηтяг равен нулю. Поэтому его значение следует
рассчитывать для наиболее часто употребляемого крейсерского режима работы
двигателя. У выполненных авиационных ГТД тяговый КПД лежит в пределах 0,6…0,7.
Совершенство
ТРД в целом оценивается полным КПД. Его величина находится по формуле
ηП = ηвн · ηтяг (1.89)
Полный
КПД используется для оценки топливной экономичности ТРД в крейсерском полете
воздушного судна. Для существующих авиационных ГТД полный КПД достигает
значений 0,35 и более.
Построение
действительного цикла спроектированного ГТД.
Построение
цикла ГТД необходимо выполнить на листе миллиметровой бумаги формата А4 в “p-υ” координатах с соблюдением масштаба, используя полученные
в ходе расчётов статические параметры рабочего тела.
Статические
давления рабочего тела в характерных точках цикла:
pН = 101325 Па =
101,325 кПа;
pК = 1876916 Па
= 187,6916 кПа;
pГ = 1753435,2Па
= 175,3435 кПа;
pТ = 298061Па =
298,061 кПа;
pС = 190912,9Па
= 190,912 кПа.
Значения
удельных объёмов рабочего тела в характерных точках цикла:
υ = 1/ρ;
υH = 1/1,225 =
0,82 м3/кг;
υК = 1/9,64 = 0,1 м3/кг;
υГ = 1/4,7 = 0,21 м3/кг;
υТ = 1/1,2 = 0,83 м3/кг;
υС = 1/0,894 = 1,12 м3/кг.
Раздел II
. РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ ТВД НА БАЗЕ ТРД
Установленный на самолёте ГТД, турбина которого развивает большую
мощность, чем требуется для вращения компрессора, и в котором избыточная
мощность передается на воздушный винт, называется турбовинтовым двигателем
(ТВД).
ТВД по сравнению с ТРД имеет преимущества при взлёте и полёте на малых и
средних скоростях полёта (до 600…800 км/ч). Тяга у ТВД в этой области больше, а
удельный расход топлива меньше. ТВД более эффективно преобразует полезную
(эффективную) энергию в тяговую работу, которая в основном создаётся воздушным
винтом.
Расчёт параметров ТВД производится на базе рассчитанного ТРД. Принимая
полное расширение газа на турбине, необходимо определить основные параметры ТВД
и сравнить эффективность ТВД и ТРД при работе на месте (Vп = 0).
.1 Схема и исходные данные ТВД
Большинство ТВД, применяемых в настоящее время на летательных аппаратах,
выполнены по одновальной схеме (рис. 2.1.). Одновальные ТВД отличаются
относительной простотой конструкции и управления (регулирования).
Исходными данными являются параметры расчёта ТРД.
2.2 Расчёт основных параметров
Рис. 2.1 Схема ТВД: 1 - воздушный винт; 2 - входное устройство; 3 -
редуктор; 4 - осевой компрессор; 5 - камера сгорания; 6 - газовая турбина; 7
-выходное устройство
2.2.1 Работа расширения газа в турбине
Работа расширения газа в турбине определяется из условия полного
расширения газа в турбине:
Дж/к (2.1)
где
πТ = 
=
2010916/101325 = 19,8 - действительная степень понижения давления газа в
турбине;
рТ = (1,0…1,05)·рН = 298061Па - статическое давление в потоке газа за
турбиной;
ηТ - мощностной КПД турбины ТВД. На
расчётном режиме рекомендуется принимать ηТ = 0,8…0,83. При этом, чем больше
эквивалентная мощность, тем больше КПД ηТ = 0,8…0,83. В формуле (2.1) выбрано
значение ηТ = 0,83.
Работа, передаваемая на вращение воздушного винта
Lв = Lе· ηред = (LТ - LК) · ηред = (730518,54 - 473862,5)·0,99 =
= 207799,58 Дж/кг (2.2)
где ηред - КПД редуктора. Рекомендуется принимать ηред = 0,97…0,99, причём, чем больше
мощность двигателя, тем больше ηред . В расчёте (2.2) выбрано
значение ηред = 0,99.
Мощность, передаваемая на вращение воздушного винта
Nв = Lв·Gв = 207799,58·105 = 21818955,9 Вт = 21818,955 кВт.(2.3)
Тяга, создаваемая воздушным винтом
Рв = Nв· ηв / Vп (2.4)
где ηв - КПД винта;
Vп -
скорость полёта самолёта.
В стендовых условиях (Vп =
0, ηв = 0) тяга Рв по формуле (2.4) не
определяется. Поэтому при Vп = 0
тяга винта при известном значении мощности Nв0 определяется с помощью экспериментального коэффициента К0
= Рв0 / Nв0 . При известном Ко тяга винта
определяется формулой
Рв0 = Ко· Nв0 (2.5)
где Nв0 - мощность, подводимая к валу
винта на стенде.
Для
современных винтов на взлётном режиме К0 = 9…17 Н/кВт, в зависимости от
нагрузки винта, характеризуемой отношением мощности винта Nв к
площади, ометаемой лопастями винта - Fв = π·
. С ростом скорости полёта коэффициент К0 уменьшается.
При сравнительных расчётах для низконагруженных винтов ТВД обычно принимают К0
= 15 Н/кВт, а для высоконагруженных (ТВВД) - 9…10 Н/кВт. Для выполняемого
расчёта выбираем К0 = 10 Н/кВт.
Рв
= Рв0 = К0· Nв0 = 10·21818955,9= 218189,56Н. (2.6)
Реактивная тяга, развиваемая ТВД при Vп = 0 (на стенде, на старте)
=
105·(200 - 0) = 21000 Н. (2.7)
Скорость
истечения газа из реактивного сопла ТВД сС = 200 м/с выбрана на основании
анализа формулы Б.С. Стечкина /3/, выведённой для случая оптимального
распределения работы цикла между тягой винта и реакцией струи:
сС опт = Vп / ηред ·ηв (2.8)
Как видно из формулы (2.8), чем больше скорость полета Vп и чем меньше КПД винта ηв и КПД редуктора ηред (даже при постоянстве этих КПД с
изменением скорости Vп), тем больше
будет оптимальная скорость истечения газа из выходного сопла, и, следовательно,
работа реакции струи, и меньше работа, передаваемая на винт. В целях приближения
распределения энергии между винтом и реакцией струи к оптимальному в полёте для
ТВД с современными параметрами целесообразно на земле (Н = 0, Vп = 0) передавать на винт 85…90 %
работы цикла, и, следовательно - 10…15 % оставить на приращение кинетической
энергии струи. Этому распределению соответствует сС = 200…350 м/с.
Полная тяга ТВД.
Полная тяга ТВД РΣ складывается из тяги, создаваемой винтом Рв и
реактивной тяги Рр - тяги, создаваемой за счёт реакции газовой струи,
истекающей из сопла двигателя.
РΣ = Рв + Рр = 218189,56+ 21000 =
239189,56 Н. (2.9)
Эквивалентная мощность.
Под эквивалентной мощностью Nэ понимают условную мощность, необходимую для вращения такого воздушного
винта, который развивал бы тягу, равную суммарной тяге двигателя РΣ .
Nэ = Nв0 + Рр / К0 = 21818955,9+ 21000/10 =
23918,956 кВт. (2.10)
Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта.
Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта воздушного судна (Vп = 0) может быть вычислена по
формуле:
Σ = Nэ·K0 = 23918,956·10
= 239189,56 H (2.11)
Удельный эквивалентный расход топлива
Сэ
= GТ.Ч / Nэ = gТ ·GB·3600/ Nэ = 
= 0,32
кг/(кВт·ч), (2.12)
где
GТ.Ч = gТ ·GB·3600 - часовой расход топлива, кг/ч.
GТ.Ч = gТ ·GB·3600
= 0,02·105·3600 = 7560 кг/ч. (2.13)
Для
современных ТВД удельный эквивалентный расход топлива лежит в диапазоне Сэ =
0,24…0,40 кг/(кВт·ч). Полученное значение (2.11) удовлетворяет требованиям,
предъявляемым к современным ТВД.
Определение
удельных параметров ТВД как движителя (ТВД имеет два движителя: воздушный винт
и газотурбинный контур).
Pуд = PΣ / GВ = 239189,56/ 105 = 2278 (Н·с)/кг (2.14)
Суд = GТ.Ч / РΣ = 7560 / 239189,56= 0,032кг/(Н·ч) (2.15)
Количество ступеней турбины.
Количество
ступеней турбины zT определяется в зависимости от суммарной работы
турбины LT и работы одной её ступени LСТ.T .
При степени понижения давления газа в ступени турбины = 1,7…2,2 и при температурах на входе в турбину,
используемых в современных ГТД ( =
1600…1650 К) удельная работа одной ступени составляет 200…300 кДж/кг, а в
сверхзвуковых высоконагруженных ступенях при = 3,5…4,0
достигает 400…500 кДж/кг. Для расчёта принимаем LСТ.T =
240 кДж/кг, тогда
zT = LT / LСТ.T =
670815,77/240000 = 3 (2.16)
Удельная работа цикла ТВД.
Lц = Le+ 
= (LT - LK) + 
=
670815,77- 460917,2 + 
= 229898,57Дж/кг (2.17)
Внутренний
КПД ТВД.
ηвн = Lц·ηГ / qвн =
229898,57·0,97/876244 = 0,29 (2.18)
Раздел III
3. РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ ТРДД НА БАЗЕ ТРД
ТРДД более эффективен по сравнению с ТРД и ТВД на средних (дозвуковых и
небольших сверхзвуковых) скоростях полёта (800…1200 км/ч). Такие скорости
характерны для пассажирских и транспортных самолётов, поэтому ТРДД получили в
настоящее время преимущественное применение на самолётах гражданской авиации.
Одним из главных итогов применения ТРДД на дозвуковых пассажирских и
транспортных самолётах явилось увеличение дальности полёта при той же загрузке,
связанное с существенно лучшей экономичностью и меньшей удельной массой ТРДД по
сравнению с ТРД. Расчёт параметров ТРДД производится на базе рассчитанного ТРД.
Расчёт параметров ТРДД сводится к определению основных параметров (тяги и
удельного расхода) при работе на месте с учётом оптимального распределения
энергии между контурами. Принимаем схему ТРДД с раздельным выпуском потоков
газа и воздуха из первого и второго контуров, соответственно (схема ТРДД без
смешения потоков) (рис. 3.1.).
Рис. 3.1. Схема двухконтурного ТРД (ТРДД): 1 - входное устройство; 2
компрессор низкого давления (вентилятор); 3 - компрессор высокого давления; 4 -
камера сгорания; 5 - турбина высокого давления; 6 - турбина вентилятора; 7 -
сопло наружного контура; 8 - сопло внутреннего контура
3.1 Расчёт основных параметров
Степень двухконтурности m. Под
степенью двухконтурности понимают отношение расхода воздуха через наружный
контур GВII к расходу воздуха через внутренний контур GВI ТРДД
= GВII / GВI (3.1)
В настоящее время наметилась достаточно чёткое разделение ТРДД на три
группы:
с малыми степенями двухконтурности m = 0,3…0,9 (для самолётов с большими сверхзвуковыми
скоростями полёта);
со средними m = 1,0…3,0 и
большими m = 4,0…8,0 и более (для самолётов с
дозвуковыми скоростями полёта).
Степень двухконтурности является очень важным параметром, влияющим на
экономичность и шум, создаваемый двигателем. Использование больших m приводит к снижению средней скорости
истечения воздуха и газа из обоих контуров и, следовательно, к уменьшению
потерь с выходной скоростью. Это приводит к повышению экономичности двигателя и
снижению шума выходной (реактивной) струи. Для расчёта выбираем степень
двухконтурности m = 6,5.
Оптимальный коэффициент энергообмена между контурами хОПТ, который
соответствует максимальной эффективности функционирования ТРДД, т. е. получению
минимального расхода топлива при заданной тяге. Оптимальный коэффициент
энергообмена между контурами хОПТ определяется формулой
(3.2)
где
ηII -
коэффициент потерь (КПД) наружного контура.
Коэффициент
потерь ηII
учитывает все гидравлические потери в проточной части второго контура от
сечения Н-Н до сечения CII - CII (рис. 3.1.). По статистическим данным величина
коэффициента ηII
составляет 0,8…0,85. Это означает, что потери в наружном контуре составляют
15…20 % от приращения кинетической энергии воздушного потока в этом контуре.
Для расчёта в формуле (3.2) выбран коэффициент ηII = 0,85.
Эффективная
(полезная) работа внутреннего контура ТРДД.
Исходным
значением для расчёта полезной работы первого контура LцI
принимаем значение полезной работы цикла ТРД - Lц ТРД .
Дж/кг. (3.3)
Скорость
истечения газа и удельная тяга внутреннего контура ТРДД
м/с. (3.4)
Тяга
внутреннего контура ТРДД
Н. (3.5)
Скорость истечения и удельная тяга наружного контура ТРДД
м/с. (3.6)
Тяга наружного контура ТРДД
Н. (3.7)
Полная тяга ТРДД
Н (3.8)
Удельная тяга ТРДД
Н·с/кг (3.9)
Удельный расход топлива
кг/(Н·с). (3.10)
Мощность турбины вентилятора
Вт.
(3.11)
Раздел IV
СРАВНЕНИЕ ТРД, ТВД и ТРДД
Результаты выполненных расчётов основных параметров двигателей ТРД, ТВД и
ТРДД сведём в таблицу 1.
Таблица 1. Сравнение параметров ТРД, ТВД и ТРДД
|
Параметры
|
Тип двигателя
|
|
ТРД
|
ТВД
|
ТРДД
|
|
Тяга двигателя Р, кН
|
77
|
239
|
299
|
|
Удельный расход топлива Суд
, кг/(Н·ч)
|
0,091
|
0,032
|
0,036
|
|
Удельная тяга Руд , Н·с/кг
|
736,7
|
2278
|
2017
|
|
Относительная тяга  13,103,88
|
|
|
|
|
Относительный удельный
расход топлива  уд10,350,39
|
|
|
|
Сравнение
ТРД, ТВД и ТРДД проведём путём анализа основных параметров, полученных в ходе
расчёта. При одинаковых исходных заданных параметрах 
, 
, GВ и
принятой одновальной схеме двигателя параметры ТРДД и ТВД оказываются лучше,
чем параметры ТРД по тяговым характеристикам и удельному расходу топлива.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1. В.Т.
Шулекин, Н.Д. Тихонов. Методические указания по газодинамическому расчёту
турбореактивных и турбовальных двигателей ВС ГА по дисциплине «Термодинамика,
теплопередача и теория АД» для студентов специальности 130300 всех форм
обучения. - М.: МГТУ ГА, 1998. 64 с.
. П.К.
Казанджан, Н.Д. Тихонов. В.Т. Шулекин. Теория авиационных двигателей. Рабочий
процесс и эксплуатационные характеристики газотурбинных двигателей. М.:
Транспорт, 2000. - 287 с.
3. Ю.Н.
Нечаев. Теория авиационных двигателей. - М.: ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского,
1990. - 703 с.
. В.Т.
Шулекин. Основы теории и конструирования авиационных двигателей. Конспект
лекций. - М.: МГТУ ГА, 1994. - 140 с.
. П.К.
Казанджан, Н.Д. Тихонов. Теория авиационных двигателей. Теория лопаточных
машин. - М.: Машиностроение, 1995. - 317 с.
. Авиационные
газотурбинные двигатели. Термины и определения. ГОСТ 23851-79. - М.:
Издательство стандартов, 1978.
. Газодинамика.
Буквенные обозначения основных величин. ГОСТ 23199-78. - М.: Издательство
стандартов, 1979.
. В.В.
Кулагин. Теория газотурбинных двигателей: Учебник. Кн. 1/ Анализ рабочего
процесса, выбор параметров и проектирование проточной части. - 264 с. Кн. 2 /
Совместная работа узлов, характеристики и газодинамическая доводка выполненного
ГТД. - М.: Изд-во МАИ, 1994. - 304 с.
. Государственная
Система обеспечения единства измерений. Единицы величин. Межгосударственный
стандарт ГОСТ 8.417-2002. - Минск.: Межгосударственный совет по стандартизации,
метрологии и сертификации, 2002, - 28 с.
10. В.В.
Шашкин, В.М. Нечаев. Авиационные газотурбинные двигатели. Часть III. Теория рабочего процесса. Учебное
пособие. - Ленинград.: ОЛАГА, 1972. - 139 с.
11. В.В.
Кулагин. Теория, расчёт и проектирование авиационных двигателей и энергетических
установок. Учебник. 2-е изд. Основы теории ГТД рабочий процесс и
термогазодинамический анализ. (Кн. 1). Совместная работа узлов выполненного
двигателя и его характеристики. (Кн. 2). М.: Машиностроение, 2003. - 616 с.
Приложение П.1
Международная стандартная атмосфера (МСА) ГОСТ 4401-81 (фрагмент)
|
Высота, км
|
Температура
|
Барометрическое давление pH
|
Плотность ρН, кг/м3
|
Скорость звука а, м/с
|
|
TH, К
|
tH, °C
|
Па
|
мм. рт. ст
|
|
|
|
0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0
3,5 4,0 4,5 5,0 5,5 6,0 6,5 7,0 7,5 8,0 8,5 9,0 9,5 10,0 10,5 11,0 11,5 12,0
12,5 13,0 14,0 15,0 16,0 18,0 20,0
|
288,15 284,900 281,651
278,402 275,154 271,906 268,659 265,413 262,166 258,921 255,676 252,431
249,187 245,943 242,700 239,457 236,215 232,974 229,733 226,492 223,252
220,013 216,774 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650
216,650 216,650
|
15,0 11,750 8,501 5,252
2,004 -1,244 -4,491 -7,737 -10,984 -14,229 -17,474 -20,719 -23,963 -27,207
-30,450 -33,693 -36,935 -40,176 -43,417 -46,658 -49,898 -53,187 -56,376
-56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500
|
101325,0 94561,3 89876,3
84559,7 79501,4 74691,7 70121,2 65780,4 61660,4 57752,6 54048,3 50539,3
47217,6 44075,5 41105,3 38299,7 35651,6 33154,2 30800,7 28584,7 26499,9
24540,2 22699,9 20984,7 19399,4 17934,0 16579,6 14170,3 12111,8 10352,8
7565,2 5529,2
|
760,00 716,019 674,128
634,250 596,310 560,234 525,952 493,393 462,491 433,180 405,395 379,076
354,161 330,593 308,315 287,271 267,409 248,677 231,024 214,403 198,765
184,067 170,264 157,398 145,507 134,516 124,357 106,286 90,846 77,6524
56,7437 41,4781
|
1,225 1,16727 1,11166
1,05810 1,00655 0,956954 0,909254 0,863402 0,819347 0,777038 0,736429
0,697469 0,660111 0,624310 0,590018 0,557192 0,525786 0,495757 0,467063
0,439661 0,413510 0,388570 0,364801 0,337429 0,311937 0,288375 0,266595
0,227855 0,194755 0,166470 0,121647 0,088909
|
340,294 338,370 336,435
334,489 332,532 330,563 328,584 326,592 324,589 322,573 320,545 318,505
316,452 314,485 312,406 310,212 308,105 305,984 303,848 301,697 299,532
297,351 295,154 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069
295,069 295,069
|
Приложение П.2
Основные показатели топлив для газотурбинных двигателей ГА
а) топлива Российской Федерации
|
Свойства
|
Т-1
|
ТС-1
|
РТ
|
ТС-6
|
|
Плотность, кг/м3
|
Не менее 800
|
Не менее 775
|
Не менее 775
|
Не менее 840
|
|
Удельная теплота сгорания,
кДж/кг
|
42900
|
43100
|
43100
|
43100
|
|
Температура начала кипения,
°C
|
150
|
135
|
195
|
|
Температура конца кипения, °C
|
280
|
250
|
280
|
315
|
|
Температура вспышки, °C
|
Не ниже 30
|
Не ниже 28
|
Не ниже 28
|
-
|
|
Температура начала
кристаллизации, °C
|
-60
|
-60
|
-60
|
-60
|
|
Теоретически необходимая
масса воздуха, кг/кг топл.
|
14,9
|
14,9
|
14,9
|
14,9
|
б) топлива США
|
Свойства
|
Jp-4
|
Jp-5
|
Jp-6
|
|
Плотность, кг/м3
|
750…800
|
790…850
|
780…840
|
|
Удельная теплота сгорания,
кДж/кг
|
42937
|
42701
|
42937
|
|
Температура начала кипения,
°C
|
Не нормируется
|
Не нормируется
|
121
|
|
Температура конца кипения, °C
|
Не нормируется
|
287
|
-
|
|
Температура вспышки, °C
|
-
|
Не ниже 60
|
-
|
|
Температура начала
кристаллизации, °C
|
-60
|
-48
|
-54
|
|
Теоретически необходимая
масса воздуха, кг/кг топл.
|
14,94
|
14,94
|
14,94
|
в) альтернативные топлива
|
Свойства
|
Жидкий водород
|
АСКТ
|
|
Плотность, кг/м3
|
70,8
|
585…595
|
|
Удельная теплота сгорания,
кДж/кг
|
121000
|
45144
|
|
Температура начала кипения,
°C
|
-253
|
Не ниже -10
|
|
Температура конца кипения, °C
|
-253
|
-10
|
|
Температура вспышки, °C
|
550…600
|
480…580
|
|
Температура начала
кристаллизации, °C
|
-262
|
-
|
|
Теоретически необходимая
масса воздуха, кг/кг топл.
|
34,2
|
15,4
|
АСКТ - авиационное сконденсированное топливо состоит из этана С2Н6 (0…2
%), пропана С3Н8 (10…20 %), бутана С4Н10 (40…50 %), пентана С5Н12 (40…50 %) и
гексана С6Н14 (10…15 %)
Приложение П.3
Исходные данные для курсового проекта
Методические указания по выбору исходных данных задания. Исходные данные
курсового проекта определяются по учебному шифру студента.
. Расход воздуха через двигатель определяется по таблице П.3.1, и
численно равен числу, соответствующему первой букве фамилии студента.
Таблица П.3.1
|
Первая буква фамилии
|
А, Л, Х
|
Б, М, Ц
|
В, Н, Ч
|
Г, О, Ш
|
Д, П, Щ
|
Е, Р, Ы
|
Ж, С, Э
|
З, Т, Ю
|
И, У, Я
|
К, Ф
|
|
GВ , кг/с
|
100
|
105
|
110
|
115
|
120
|
125
|
130
|
135
|
140
|
145
|
. Степень повышения давления воздуха в компрессоре определяется по
четвертой цифре (ЗФ), последней цифре (ИТФ, КФ) учебного шифра студента из
таблицы П.3.2.
Таблица П.3.2
|
Четвёртая (ЗФ) Последняя (ИТФ,
КФ) цифра шифра
|
1 и 6
|
2 и 7
|
3 и 8
|
4 и 9
|
5 и 0
|
|
2021222324
|
|
|
|
|
|
. Температура газов перед турбиной определяется из таблицы П.3.3 по
четвёртой цифре (ИТФ), пятой цифре (КФ, ЗФ) учебного шифра студента (счёт
ведется слева направо).
Таблица П.3.3.
|
4-ая (ИТФ) 5-ая (КФ, ЗФ)
Цифра шифра
|
1
|
2
|
3
|
4
|
5
|
6
|
7
|
8
|
9
|
0
|
|
, К1350136013701400142014501460147014801500
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
. Для расчёта ТРДД дополнительно задаётся степень двухконтурности m, которая выбирается по последней
цифре учебного шифра студента из таблицы П.3.4.
Таблица П.3.4.
|
Последняя Цифра шифра
|
1
|
2
|
3
|
4
|
5
|
6
|
7
|
8
|
9
|
0
|
|
m
|
6
|
7
|
8
|
5,5
|
5
|
4,5
|
4
|
6,5
|
7,5
|
8,5
|
Пример определения исходных данных для расчёта
Студент Петров, учебный шифр которого ИТФ - 86 063 (КФ - 184 063, ЗФ -
970 863) курсовой проект выполняет по следующим исходным данным:
. Расход воздуха через двигатель - GВ = 120 кг/с (смотри таблицу П.3.1);
2.
Степень повышения давления воздуха в компрессоре - = 22
(смотри
таблицу П.3.2);
.
Температура газов перед турбиной - = 1 450 К
(смотри таблицу П.3.3);
.
Степень двухконтурности для ТРДД - m = 8 (смотри таблицу П.3.4);
.
Расчёт выполняется для стендовых условий: Н = 0, VП = 0, с
определением необходимых данных по таблице Международной стандартной атмосферы
(МСА).
Приложение П.4
Авиационные двигатели. Основные данные
Вертолётные газотурбинные двигатели (ТВаД - Турбовальный двигатель)
|
Основные данные
|
ТВ2-117
|
ТВ3-117
|
Д-136
|
ВК-2500
|
|
Начало производства
|
1965
|
1972
|
1982
|
2001
|
|
Мощность, л.с. (кВт)
|
1500 (1100)
|
2200 (1640)
|
11400 (8390)
|
2400 (1764)
|
|
Степень повышения давления
воздуха в компрессоре
|
6,2
|
9
|
18,4
|
9
|
|
Температура газа перед
турбиной, К
|
1090
|
1190
|
1516
|
-
|
|
Расход воздуха, кг/с
|
8,4
|
9,0
|
35,55
|
9
|
|
Удельный расход топлива: на
взлётном режиме, кг/(кВт ∙ ч)
|
0,360
|
0,312
|
0,269
|
0,286
|
|
Масса, кг
|
338
|
285
|
1050
|
300
|
|
Габариты, м: длина ширина
высота
|
2,842 0,55 0,748
|
2,055 0,65 0,728
|
2,715 1,67 1,161
|
2,085 0,640 0,725
|
|
Схема ГТД: компрессор
турбина камера сгорания
|
10 рег. ВНА +НА 1-3 2+2
кольцевая
|
12 рег. ВНА +НА 1-4 2+2
кольцевая
|
7+6 рег. ВНА 1+1+3
кольцевая
|
12 рег. ВНА +НА 1-4 2+2
кольцевая
|
|
Применение
|
Ми-8
|
Ми-8, Ка-32, Ми-17
|
Ми-26, Ми-136
|
Ми-17, Ми-24, Ми-28, Ми-38,
Ка-32, Ка-50
|
|
Вспомогательные
газотурбинные двигатели (ВСУ - Вспомогательная силовая установка)
|
GTCP331-500(B)
|
Boeing 777
|
3,53
|
3,66
|
-
|
135
|
-
|
|
|
|
GTCP131-9
(A,B,D)
|
Airbus
A319/320/321, Boeing 737
|
1,16
|
3,53
|
-
|
90
|
-
|
|
|
|
GTCP 331-350
|
Airbus A-330
|
2,44
|
3,4
|
-
|
-
|
-
|
|
|
|
ТА-12-60
|
Ту-204, Ту-214, Ту-334,
Як-42
|
1,6
|
4,9
|
250
|
60
|
250
|
|
|
|
ВСУ-10
|
Ил-86, Ил-96
|
3,5
|
7,2
|
553
|
60
|
250
|
|
|
|
ТА-6А
|
Ту-154 М
|
1,35
|
4,9
|
275
|
45
|
240
|
|
|
|
Основные данные
|
Применение
|
Расход отбираемого воздуха,
кг/с
|
Давление отбираемого
воздуха, кгс/см2
|
Температура отбираемого
воздуха, °С
|
Мощность отбираемой
электроэнергии, кВт
|
Расход топлива, кг/ч, не
более
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Турбореактивные двигатели (ТРД)
|
Основные данные
|
РД-3М-500
|
РУ19-300
|
|
Государственные испытания
|
1954
|
1955
|
|
Взлётная тяга, кН
|
95
|
8,83
|
|
Степень повышения давления
в компрессоре
|
6,4
|
4,6
|
|
Температура газа перед
турбиной, К
|
1083
|
1150
|
|
Расход воздуха, кг/с
|
164
|
16
|
|
Удельный расход топлива: на
взлётном режиме, кг/(Н·ч) в крейсерском полёте
|
0,112 0,0918
|
- 0,12
|
|
Масса двигателя, кг
|
3100
|
225
|
|
Удельная тяга, Н·с/кг
|
580
|
552
|
|
Удельная масса, кг/Н
|
0,0326
|
0,0255
|
|
Длина двигателя, м
|
5,38
|
1,73
|
|
Диаметр, м
|
1,4
|
0,55
|
|
Турбокомпрессор
|
8+2
|
7+1
|
|
Камера сгорания
|
ТК-14
|
К
|
|
Частота вращения ротора,
об/мин
|
4700
|
-
|
|
Приёмистость, с
|
17
|
-
|
|
Применение
|
Ту-104
|
Ан-24, Ан-26, Ан-30
|
|
Турбореактивные
двухконтурные двигатели (ТРДД)
|
CFM-56-7В
|
12150
|
355
|
32,6
|
0,038
|
5,6
|
-
|
1549
|
2507
|
2366
|
В-737
|
|
CFM-56-5В4
|
12000
|
-
|
32
|
0,037
|
5,7
|
-
|
1735
|
2601
|
2384
|
А-320
|
|
V2533-A5
|
14240
|
396
|
33,4
|
4,5
|
-
|
1610
|
3200
|
2365
|
А-321
|
|
Д-18Т
|
23400
|
760
|
-
|
0,0345
|
-
|
1610
|
-
|
5400
|
4100
|
Ан-124, Ан-225
|
|
Д-436Т2
|
8200
|
-
|
24,2
|
0,036
|
4,89
|
1550
|
1373
|
-
|
1450
|
Як-42, Ан-72/74,
Бе-200, Ту-334
|
|
ПС-90А
|
16000
|
470
|
35,5
|
0,0382
|
4,36
|
1565
|
1900
|
5333
|
2950
|
Ил-96, Ту-204/214
|
|
Д-30КУ-154
|
10500
|
263
|
18
|
0,0498
|
2,3
|
1336
|
1455
|
5700
|
2675
|
Ту-154 М
|
|
Основные данные
|
Взлётная тяга, кГс
|
Расход воздуха, кг/с
|
Степень повышения давления
в компрессоре
|
Удельный расход топлива,
кг/(Н·ч)
|
Степень двухконтурности
|
Температура газа перед
турбиной, К
|
Диаметр вентилятора, мм
|
Длина двигателя, мм
|
Масса двигателя, кг
|
Применение
|
Турбовинтовые двигатели (ТВД)
|
Основные данные
|
АИ-20
|
АИ-24
|
ТВ7-117
|
НК-12
|
Д-27
|
PW-127H
|
|
Начало серийного
производства
|
1957
|
1960
|
1991
|
1955
|
-
|
-
|
|
Мощность, кВт
|
2980
|
1880
|
1840
|
9200
|
14000(л.с.)
|
2750 (л.с.)
|
|
Степень повышения давления
воздуха в компрессоре
|
7,32
|
6,4
|
16
|
9,5
|
29,7
|
-
|
|
Температура газа перед
турбиной, К
|
1160
|
1150
|
1515
|
1250
|
1640
|
-
|
|
Расход воздуха, кг/с
|
20,9
|
13,1
|
7,95
|
-
|
27,4
|
-
|
|
Удельная мощность, кВт·с/кг
|
143
|
143
|
231
|
-
|
-
|
-
|
|
Удельная масса, кг/кВт
|
0,362
|
0,319
|
0,282
|
0,315
|
-
|
-
|
|
Удельный расход топлива: на
взлётном режиме, кг/(кВт·ч) на крейсерском режиме
|
0,353 -
|
0,364 -
|
0,283 0,245
|
0,305 0,244
|
0,170 (кг/л.с.·ч)
|
0,206 (кг/л.с.·ч)
|
|
Масса двигателя, кг
|
1080
|
600
|
520
|
2900
|
1650
|
481
|
|
Схема двигателя: Компрессор
Турбина
|
10 3
|
10 3
|
5+1 цб 2+2 с
|
14 5
|
- -
|
- -
|
|
Частота вращения, об/мин
|
12 300
|
15 100
|
20 882/ 11 520
|
8300
|
-
|
-
|
|
Камера сгорания
|
К
|
К
|
пр. К
|
К
|
К
|
-
|
|
Габаритные размеры, м:
длина ширина высота
|
3,096 0,842 1,18
|
2,346 0,677 1,075
|
2,14 0,94 0,886
|
4,785 - 1,2
|
4,198 1,260 1,370
|
- - -
|
|
Применение
|
Ил-18, Ан-10, Ан-12
|
Ан-24
|
Ил-114
|
Ту-114, Ту-95, Ан-22
|
Ан-70, Бе-42
|
Ил-114-100
|
Приложение П.5
ВЫПИСКА
Двигатели газотурбинные авиационные
Термины и определения (ГОСТ 23851-79)
Настоящий стандарт устанавливает применяемые в науке, технике и
производстве термины и определения понятий в области авиационных газотурбинных
двигателей.
Термины, установленные стандартом, обязательны для применения в
документации всех видов, научно-технической, учебной и справочной литературе.
Для каждого понятия установлен один стандартизированный термин.
Применение терминов-синонимов стандартизированного термина запрещается.
Недопустимые к применению термины-синонимы приведены в стандарте в качестве
справочных и обозначены «Ндп».
Для отдельных стандартизированных терминов в стандарте приведены в
качестве справочных краткие формы, которые разрешается применять в случаях, исключающих
возможность их различного толкования. Установленные определения можно, при
необходимости, изменять по форме изложения, не допуская нарушения границ
понятий.
В случаях, когда необходимые и достаточные признаки понятия содержатся в
буквальном значении термина, определение не приведено, и, соответственно, в
графе «Определение» поставлен прочерк.
В стандарте в качестве справочных приведены иностранные эквиваленты
стандартизированных терминов на немецком (D), английском (E), и
французском (F) языках.
В стандарте имеется справочное приложение, содержащее основные данные и
параметры авиационных газотурбинных двигателей.
Стандартизированные термины набраны полужирным шрифтом, их краткая форма
- светлым, а недопустимые синонимы - курсивом.
|
Термин
|
Определение
|
|
ВИДЫ ГАЗОТУРБИННЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
|
|
1. Газотурбинный двигатель ГТД
D. Gasturbinentriebwerк E. Gas turbine engine F. Turbomoteur. 2. Одновальный ГТД Ндп. Однокаскадный ГТД D. Einwelen-Gasturbinentrieb-werk E.
One-shaft gas turbine en- gine F. Turbomoteur simple corps 3. Двухвальный ГТД Ндп.
Двухкаскадный ГТД D. Zweiwellen-Gasturbinentriebwerk E.
Two-shaft gas turbine engine F. Turbomoteur double corps 4. Трехвальный ГТД Ндп.
Трехкаскадный ГТД D. Dreiwellen-Gasturbinentriebwerk E.
Three-shaft gas turbine engine F. Turbomoteur triple corps
|
Тепловая машина,
предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую
энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя,
основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая
турбина ГТД, имеющий общий вал для компрессора и турбины ГТД, имеющий
два соосных, механически не связанных вала, на которых установлены отдельные каскады
компрессоров и вращающих их турбин ___
|
|
5. Подъемный ГТД ПД D. Hub-Gasturbinentriebwerk E. Lift gas turbine engine F. Turbomoteur de
sustentation 6. Подъемно-маршевый ГТД ПМД D. Hub -und Marschtriebweгк
E. Lift-cruise gas turbine engine F. Turbomoteur de sustentation et de vol 7.
Маршевый ГТД МД D. Marschtriebwerk E. Cruise gas turbine
engine F. Turbomoteur de marche 8. Вспомогательный ГТД ВГТД D. Hilfstriebwerk E. Auxiliary gas
turbine engine F. Turbomoteur auxiliaire 9. Газотурбинный двигатель с регенерацией тепла ГТД с регенерацией
тепла D.
Gasturbinentriebwerk mit
|
ГТД, предназначенный для
обеспечения вертикальных и укороченных взлета и посадки, а также переходных
участков траектории полета летательного аппарата ГТД, предназначенный для
обеспечения вертикальных и укороченных взлета и посадки, а также переходного
и маршевого участков траектории полета летательного аппарата ГТД,
предназначенный для обеспечения маршевого участка траектории полета
летательного аппарата Примечание. Маршевый ГТД может обеспечивать также
разгон при взлете и торможение при посадке летательного аппарата ГТД,
предназначенный для вспомогательных целей при обслуживании маршевых и
подъемно-маршевых ГТД, силовой установки и летательного аппарата. Примечание.
ВГТД может применяться для запуска основных ГТД с помощью воздушных и
электрических пусковых устройств, для кондиционирования в кабинах и отсеках
летательного аппарата ГТД любого вида, имеющий теплообменник, предназначенный
для подогрева сжатого воздуха теплом, отводимым от газа за турбиной
|
|
Wermeregeneration
E. Regenerative gas turbine engine F. Turbomoteur a regeneration de la
chaleur 10. Турбореактивный двигатель D. Strahlturbine E. Turbojet engine F. Turboreacteur 11. Турбореактивный одноконтурный двигатель ТРД D.Еinstrom - Luftstrahltriebwerk E. Pure
turbojet engine F. Turboreacteur a simple flux 12. ТРД с форсажной камерой сгорания ТРДФ
D. Strahlturbine mit Nachverbrennung E. Afterburning turbojet engine F.
Turboreacteur a postcombustion 13. Турбореактивный двухконтурный двигатель ТРДД D. Zweistrom-Luftstrahltrieb-werk E.
Turbofan engine F. Turboreacteur a double flux
|
ГТД, в котором энергия топлива преобразуется в
кинетическую энергию струй газов, вытекающих из реактивного сопла (сопел)
Турбореактивный двигатель с одним контуром, в котором энергия сгорания
топлива преобразуется в кинетическую энергию струи газа, вытекающего из
реактивного сопла ___ Турбореактивный двигатель с внутренним и
наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во
внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода
вентилятора наружного контура
|
|
14. ТРДД с форсажной
камерой сгорания ТРДДФ D.
Zweistrom-Luftstrahltrieb-werk mit Nachverbrennung E. Afterburning turbofan
engine F. Turboreacteur a double flux a postcombustion 15. Турбореактивный
трехконтурный двигатель ТРТД D. Dreistrоm -
Luftstrahltriebwerk E. Thre flow turbojet engine F. Turboreacteur a triple
flux 16. Турбовальный двигатель D.Wellenleistungs-Triebwerk E.
Turboshaft engine F. Turbomoteur 17. Турбовальный двигатель со свободной турбиной D. Wellenleistungs-Triebwerk mit
freilaufen der Тurbinе E. Free turbine turboshaft engine
F.Turbomoteur a turbine libre 18. Турбовинтовой двигатель ТВД D. Propellerturbine E. Turboprop engine
F. Turbopropulseur
|
ТРДД, имеющий форсажную
камеру сгорания в одном или обоих контурах Турбореактивный двигатель с
внутренним, промежуточным и наружным контурами, в котором часть энергии
сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую
работу для привода вентиляторов наружного и промежуточного контуров ГТД, в
котором преобладающая доля энергии сгорания топлива преобразуется в работу на
выводном валу Турбовальный двигатель, в котором выводной вал приводится во
вращение турбиной, механически не связанной с турбиной компрессора
Турбовальный двигатель, в котором мощность на выводном валу используется для
привода тянущего воздушного винта
|
|
19. Газотурбинная силовая
установка летательного аппарата Силовая установка СУ D.Gasturbinenantriebsanlage des Flugkörpers E. Aircraft gas turbine power plant
F. Groupe
motopropulseur de l'aeronef 20. Вспомогательная силовая установка летательного аппарата ВСУ Ндп.
Энергоузел D. Hilfsanlage des
Flugkörpers E.
Aircraft auxiliary gas turbine power plant F. Groupe de puissance auxiliare
de puissance l'aeronef
|
Конструктивно объединенная
совокупность газотурбинного двигателя (двигателей) с входным и выходным
устройствами, а также со всеми агрегатами и системами, необходимыми для его
(их) эксплуатации на летательном аппарате Конструктивно объединенная
совокупность ВГТД, входного и выходного устройства с агрегатами и системами,
предназначенными для обслуживания маршевых и подъемных ГТД и летательного
аппарата на земле и в полете
|
|
ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИЙ
ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Общие понятия
|
|
21. Газогенератор ГТД ГГ
ГТД Ндп. Турбогенератор D.Kernstrom
E. Gas turbine engine gas generator F. Generateur de gaz du TM
|
Часть ГТД, включающая
компрессор, камеру сгорания и турбину, вращающую компрессор
|
|
22. Проточная часть ГТД
Ндп. Воздушно-газовый тракт D.
Strömungsraum des Trieb-werkes E. Gas turbine
engine air-gas channel F. Veine du TM 23.
Внутренний контур ТРДД (ТРТД) Внутренний контур Ндп. Первый контур D. Primärkreis
des Zweistrom-Lufstrahltrieb-werkes E. Turbofan engine primary flow F. Flux chaud du
TRDF 24. Наружный контур ТРДД (ТРТД)
Наружный контур Ндп. Второй контур D. Sekundärkreis
des Zweist-гоm-Luftstrahltriebwerkes E. Turbofan engine secondary flow F. Flux froid du
TRDF 25. Промежуточный контур ТРТД
Промежуточный контур D. Zwischenkreis des
Dreist- rohm-
Luftstrahltriebwerkes E. Intermediate flow of three flow turbojet engine
|
Каналы в ГТД, по которым
движутся потоки воздуха и газа, создающие тягу (мощность) Проточная часть
ТРДД (ТРТД), ограничивающая поток воздуха (газа), проходящего через ГГ
ГТД Проточная часть ТРДД (ТРТД), ограничивающая поток воздуха (газа),
не проходящего через ГГ ГТД Проточная часть ТРТД, расположенная между
внутренним и наружным контурами
|
|
F. Flux
intermediare du TRTF 26. Турбо
компрессорный контур ТРД (турбовального двигателя) Турбокомпрессорный контур D. Verdkihter und Turbine
(Wellenleistungs -Triebwerkes) E. Turbocompressor channel of turbojet
(turboshaft) engine F. Canal compresseur - turbine du TR 27. Турбокомпрессорный контур ТРДД (ТРТД)
Турбокомпрессорный контур D.
Verdichter und Turbine des Zweistrom-Luftstrahltrieb- Werkes E.
Turbocompressor channel of turbofan engine F. Canal compresseur-turbine du
TRDF (TRTF) 28. Форсажный контур ТРДФ
(ТРДДФ) Форсажный контур D.
Nachbrenner (Zweistrom-Luftstrahltriebwerkes mit Nachverbrennung) E.
Afterburning channel of augmented turbojet engine F. Cаnаl
de postcombustion
|
Проточная часть
турбореактивного (турбовального) двигателя, ограниченная сечением на входе в
компрессор и сечением на выходе из турбины компрессора Часть внутреннего
и наружного контуров ТРДД (ТРТД), ограниченная сечениями на входе в
вентилятор и сечениями на выходе из вентилятора и турбины вентилятора
Проточная часть ТРДФ (ТРДДФ), ограниченная сечениями на входе в диффузор
форсажной камеры сгорания и на входе в реактивное сопло
|
|
du TRPC (TRDFPC)
|
|
|
ВОЗДУХОЗАБОРНИК
|
29.
Входное устройство ГТД Входное устройство D. Eintrittseinrichtung F. Dispositif d'entree 30. Воздухозаборник ГТД Воздухозаборник ВЗ D. Lufteintritt E. Inlet F. Prise d'air 31.
Дозвуковой воздухозаборник Дозвуковой ВЗ D. Unterschall Lufteintritt E. Subsonic
<http://Sujb.son.bc> Inlet. Prise d'air subsonique
. Сверхзвуковой воздухозаборник
Сверхзвуковой ВЗ. Überschall Lufteintritt. Supersonic Inlet. Prise d'air supersonique
.
Воздухозаборник внешнего сжатия сверхзвукового потока
ВЗ
внешнего сжатия
Ндп.
Воздухозаборник внешнего торможения сверхзвукового потокаЧасть газотурбинной
силовой установки, включающая воздухозаборник, средства его регулирования,
защитные устройства
Устройство
для забора атмосферного воздуха и подвода его к ГТД
Воздухозаборник
ГТД, предназначенный
для
работы при дозвуковых скоростях набегающего потока воздуха
Воздухозаборник
ГТД, предназначенный для работы при сверхзвуковых скоростях набегающего потока
воздуха
|
Сверхзвуковой
воздухозаборник, в котором сжатие сверхзвукового потока осуществляется перед
плоскостью входа воздухозаборника
|
|
|
D. Lufteintritt
mit aüsserer Verdichtung der superso-nischer
Strömung E. Supersonic External-comp-ression
Inlet F. Prise d'air supersonique a compression externe 34. Воздухозаборник внутреннего сжатия
сверхзвукового потока ВЗ внутреннего сжатия Ндп. Воздухозаборник внутреннего
торможения сверхзвукового потока D. Lufteintritt mit innerer Verdichtung der
superso- nischer
Strömung E. Supersonic Interna1-comp-ression
Inlet F. Rrise d'air supersonique a compression interne 35. Воздухозаборник смешанного сжатия сверхзвукового
потока ВЗ смешанного сжатия Ндп. Воздухозаборник смешанного торможения
сверхзвукового потока D. Lufteintritt mit
gemischter Verdichtung der supersо-nischer Strömung E.
Supersonic mixed-compres-sion Inlet F. Prise d'air supersonique a compression
mixte
|
Сверхзвуковой
воздухозаборник, в котором сжатие сверхзвукового потока осуществляется внутри
канала воздухозаборника Сверхзвуковой воздухозаборник, в котором сжатие
сверхзвукового потока осуществляется перед плоскостью входа в воздухозаборник
и внутри его канала
|
|
36. Поверхность сжатия Ндп.
Поверхность торможения D. Verdichtungs fläche E. Compression surface F. Surface de
compression 37. Регулируемый воздухозаборник Регулируемый ВЗ D. Verstellbarer Lufteintritt E.
Variable-geometry inlet F. Prise d'air reglable 38. Нерегулируемый
воздухозаборник Нерегулируемый ВЗ D. Nicht verstellbarer Luftein-tritt E.
Fixed-geometry inlet F. Prise d'air non reglable 39. Воздухозаборник с пусковым регулированием D.Startverstellbarer Lufteintritt E.
Controlled-starting inlet F. Prie d'air a amorsage reglable demurrage 40. Запуск сверхзвукового
воздухозаборника Запуск ВЗ D. Anfahren des supersoni-schen
Lufteintritts E. Supersonic inlet starting F. Demarrage de la prise d'air
supersonique
|
Часть поверхности
воздухозаборника или летательного аппарата, на которой осуществляется сжатие
потока Воздухозаборник, у которого положение поверхностей сжатия или форма
канала меняются на режиме запуска ГТД или условиями полета _
Воздухозаборник, у которого положение поверхностей сжатия и форма канала
изменяются на режиме запуска Процесс выхода воздухозаборника смешанного
или внутреннего сжатия на режим работы, характеризуемый изоэнтропическим
сжатием сверхзвукового потока или сжатием в системе косых скачков уплотнения
и замыкающем прямом скачке уплотнения внутри канала
|
|
КОМПРЕССОР И ТУРБИНА Общие
понятия
|
|
41. Ротор газотурбинного
двигателя Ротор ГТД D.Gasturbinentriebwerksrotor E. Rotor of gas turbine engine F. Rotor du
turbomoteur 42. Упругая опора ротора ГТД Упругая опора Ндп. Демпфирующая опора D. Elastische Läuferlagerung E. Resilient rotor support
F. Support de palier souple du rotor 43.
Демпфер опоры ротора ГТД Демпфер опоры D. Läuferlagerungdämpfer E. Rotor support damper F.
Amortisseur de support de palier du rotor 44. Ротор компрессора (турбины) D. Verdichterrotor (Turbinenrotor) E.
Compressоr (turbine) rotor F. Rotor du compresseur (de la
turbine)
|
Вращающаяся часть
конструкции компрессора (каскада компрессора) и приводящей его в действие
турбины, а также соединяющий их вал Устройство, предназначенное для
понижения критического значения частоты вращения ротора компрессора (турбины)
ГТД ниже рабочего диапазона и уменьшения усилия на опорах в рабочем диапазоне
частоты вращения ротора Устройство, служащее для уменьшения амплитуд
колебаний ротора компрессора (турбины) в зоне критических значений его
частоты вращения Вращающаяся часть компрессора (турбины) ГТД
|
|
45. Статор компрессора (турбины) D. Verdichterstator (Turbinenstator) E.
Compressor (turbine) stator F. Stator du compresseur (de la turbine) 46. Корпус компрессора (турбины) D. Verdichtergehäuse (Turbinengehäuse) E. Compressor (turbine) casing F.
Carter du compresseur (de la turbine) 47. Каскад компрессора (турбины) E. Compressor (turbine) spool F. Corps
du compresseur (de la turbine) 48. Биротативный компрессор (турбина) D. Gegenlaufender Verdichter (Turbine)
E. Birotating compressor (turbine) F. Compresseur (turbine) birotatif (-ve) 49. Лопатка компрессора (турбины) Лопатка D. Schaufel
|
Неподвижная часть
компрессора (турбины) ГТД Часть статора компрессора (турбины) ГТД,
предназначенная для размещения и крепления направляющих (сопловых) аппаратов
и подшипников ротора, а также для соединения компрессора (турбины) со
смежными узлами Одна ступень или группа ступеней компрессора (турбины) ГТД,
установленных на одном валу Многоступенчатый компрессор (турбина)
двухвального ГТД с противоположным вращением соседних рабочих лопаточных
венцов По ГОСТ 23537 - 79
|
|
E. Blade, vane
F. Ailete (aube) 50. Лопаточный венец D. Schaufelrad E. Blade row F. Couronne d'aubes
51. Спрямляющий аппарат осевого компрессора (турбины) D. Nachleitrad des Verdichters (Turbine)
E. Guide vanes F. Redresseur de sortie du compresseur axial (de la turbine)
52. Проволочный бандаж E. Lashing wires F. Bandage en fil 53. Решетка профилей D. Schaufelgitter E. Airfoil cascade F. Grille de profills
|
Одиночный ряд лопаток,
расположенных по окружности Неподвижный лопаточный венец, устанавливаемый
за направляющим аппаратом последней ступени компрессора (его каскада) или за
последним колесом турбины ГТД, для придания потоку воздуха (газа) осевого
направления Сплошное или секционное кольцо из проволоки, соединяющее перья
лопаток компрессора (турбины) ГТД и предназначенное для уменьшения амплитуды
их колебаний Одиночный ряд профилей пера лопаток, лопаточного венца,
равноотстоящих в сходственных точках
|
|
КОМПРЕССОР
|
|
54. Компрессор ГТД
Компрессор К D. Verdiсhter E. Compressor F. Compresseur
|
Лопаточная машина, в
которой воздуху сообщается энергия, идущая на повышение его полного давления
|
|
55. Ступень компрессора D. Verdichterstufe E. Compressor stage F. Etage de compresseur 56. Дозвуковая ступень компрессора Дозвуковая ступень D. Suibsonische Verdichterstufe E.
Subsonic compressor stage F. Etage subsonique de comp-resseur 57. Трансзвуковая ступень компрессора Трансзвуковая ступень D. Transsonische Verdichter-stufe E. Transsonic compressor sta-ge F.
Etage transsonique de compresseur 58. Сверхзвуковая ступень компрессора Сверхзвуковая ступень D. Supersonische Verdichter-stufe E.
Supersonic compressor stage F. Etage supersonique de compresseur
|
Часть
компрессора ГТД, включающая рабочее колесо и расположенный за ним
направляющий аппарат (для осевого компрессора) или рабочее колесо и
расположенньш за ним безлопаточный и лопаточный диффузор (для центробежного
компрессора) Ступень компрессора ГТД, в которой относительная скорость
воздуха на входе и рабочее колесо и абсолютная скорость на входе в
направляющий аппарат меныше скорости звука по всей высоте лопатки Ступень компрессора ГТД, в которой относительная
скорость воздуха на входе в рабочее колесо или абсолютная скорость на входе в
направляющий аппарат изменяется по высоте лопатки от скорости, меньшей
скорости звука, до скорости, большой скорости звука Ступень компрессора ГТД,
в которой относительная скорость воздуха на входе в рабочее колесо или
абсолютная скорость на входе в направляющий аппарат больше скорости звука по
всей высоте лопатки
|
|
59. Осевая ступень компрессора
Осевая ступень D. Achsiale Verdichterstufe E.
Axial-flow compressor stage F. Etage axial de compresseur 60. Диагональная ступень компрессора Диагональная
ступень D. Diagonale Verdichterstufe E.
Mixed-flow compressor stage F. Etage diagonal de compresseur 61. Центробежная ступень компрессора Центробежная ступень D. Kreiselsitufe des Verdich-ters E. Centrifugal compressor stage F.
Etage centrifuge de compresseur 62. Многоступенчатый компрессор D. Mehrstufenverdichter E. Multstage
compressor F. Compresseur multietage 63. Осевой компрессор ОК D. Achsialverdichter E. Axial -flow
compressor
|
Ступень компрессора ГТД» в
которой воздух движется по поверхностям, близким к цилиндрическим Ступень
компрессора ГТД, в которой воздух движется по поверхностям, близким к
коническим Ступень компрессора ГТД, в которой воздух в выходной части
рабочего колеса движется от центра к периферии по поверхностям, почти
нормальным к оси вращения Компрессор ГТД, состоящий из нескольких
последовательно расположенных ступеней. Примечание. При конкретной
конструкции компрессора он может называться по числу ступеней Компрессор ГТД,
состоящий из одной или нескольких осевых ступеней
|
|
F. Compresseur
axial 64. Диагональный компрессор D. Diagonaler Verdichter E. Mixed flow
compressor F. Compresseur diagonal 65. Центробежный компрессор D. Kreiselverdichter E. Centrifugal
compressor F. Compresseur centrifuge 66. Комбинированый компрессор D. Kombinienter Verdichter E. Compound
compressor F. Compresseur mixte 67. Двухкаскадный компрессор D. Zweiwellenverdichter E. Two spool
compressor F. Compresseur double corps 68. Трехкаскадный компрессор D. Dreiwellenverdichter E. Three-spool compressor F. Compresseur
triple corps 60. Компрессор низкого давления КНД D. Niederdruckverdichter E. Low pressure
compressor F. Compresseur basse pression
|
Компрессор ГТД, состоящий
из одной или нескольких диагональных ступеней Компрессор ГТД, состоящий из
одной или нескольких центробежных ступеней Компрессор ГТД, состоящий из
ступеней различного типа Компрессор ГТД, состоящий из двух
последовательно расположенных каскадов компрессоров _ Первый каскад
компрессора двухвального и трехвального ГТД
|
|
70. Компрессор среднего
давления КСД D. Mitteldruckverdichter E. Intermediate pressure compressor F. Compresseur a
pression in-termediaire 71. Компрессор высокого давления D. Hoсhdruckverdichter E. High pressure
compressor F. Compresseur haute pression 72. Вентилятор ТРДД
(ТРТД) Вентилятор В D. Niederdruckverdichter (Gebläse) E. Turbofan engine fan F.Soufflante
du TRDF(TRTF) 73. Подпорная ступень
ТРДД (ТРТД) Подпорная ступень D.
Mitteldruckstufe E. Turbofan engine add compressor stag e F. Etage de
precompression du TRDF (TRTF) 74.
Входной направляющий аппарат компрессора ВНА D. Eintrittsleitrad des
|
Средний каскад компрессора
трехвального ГТД Последний каскад компрессора двухвального или
трехвального ГТД Компрессор низкого давления ТРДД (ТРТД) или его часть,
повышающие давление воздуха, который поступает в наружный контур или
одновременно в наружный и внутренний контуры Ступень (ступени) компрессора
низкого давления ТРДД (ТРТД), установленная на валу после вентилятора и
подающая воздух только во внутренний контур Неподвижный лопаточный
венец, устанавливаемый перед рабочим колесом центробежной (диагональной)
ступени или перед рабочим колесом первой ступени
|
|
Verdichters E.
Compressor Inlet guide vanes F. Redresseur ol’entrée
75. Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора Регулируемый
входной направляющий аппарат РВНА D. Verstellbares Eintrittsleit-rad des
Verdichters E. Compressor variable Inlet guide vanes F. Redresseur оl’entree reglable 76.
Направляющий аппарат ступени осевого компрессора Направляющий аппарат НА
Ндп.Спрямляющий аппарат D.Leitrad
ver Verdichiterstufe E. Compressor stage guide vanes F. Redresseur de l’etage
du compresseur axial 77. Направляющая
лопатка 78. Регулируемый направляющий аппарат ступени осевого компрессора
Регулируемый
|
осевого компрессора ГТД и
предназначенный для изменения величины и направления скорости потока воздуха
Входной направляющий аппарат компрессора ГТД с изменяемым углом установки
лопаток при изменении режима его работы Неподвижный лопаточный венец,
устанавливаемый за рабочим колесом ступени осевого компрессора ГТД и
предназначенный для изменения величины и направления скорости потока
воздуха По ГОСТ 23537 - 79 Направляющий аппарат ступени осевого
компрессора ГТД с изменяемым углом установки лопаток при изменении режима его
работы
|
|
направляющий аппарат РНА D. Verstellbares Leitrad der
Verdichterstufe E. Variable compressor stage guide vanes F.
Redresseur reglable de l’etage axial de compresseur 79. Безлопаточный диффузор ступени центробежного
компрессора Безлопаточный диффузор D. Schaufelloser Diffusor der Кгeiselveirdichterstuf e. E. Centrifugal
compressor va-neless diffuser F. Diffuseur sans aubes de l’etage centrifuge
du com-presseur 80. Лопаточный диффузор
ступени центробежного компрессора Лопаточный диффузор D. Schaufeldiffusor der
Krei-selverdichterstuf e E. Centrifugal compressor va-ned diffuser F.
Diffuseur a aubes de l’etage centrifuge du compresseur 81. Передний корпус компрессора D. Vordergehäuse des Verdichters E. Front compressor casing
|
Кольцевой радиальный канал за рабочим колесом
центробежного компрессора ГТД, предназначенный для повышения давления в
результате снижения скорости потока воздуха Неподвижный лопаточный
венец, расположенный за рабочим колесом центробежного компрессора ГТД и
предназначенный для повышения давления путем снижения скорости потока
воздуха Часть корпуса компрессора ГТД, в которой размещается передняя
опора ротора компрессора
|
F. Carter avant de compresseur 82. Переходный корпус компрессора D. Zwischengehäuse des Ver-dichters E. Intermediate compressor casing
F. Carter intermediaire de compresseur 83. Задний корпус компрессора D. Hintergehäuse des Verdich- ters E. Rear compressor
casing F. Carter arriere de compresseur 84. Лента (клапан) перепуска воздуха D. Überlaufband (Uberlaufventil) E. Interstage
air bleed tape (valve) F. Bande <http://Bam.de> (valve) de decharge d’air
85.
Щелевое устройство
Ндп.
Перфорированная проставка
D. Schlitze
E. Slot casing treatment. Dispositif a fentes
Часть
корпуса компрессора ГТД, устанавливаемая между последовательно расположенными
каскадами компрессора и образующая внутреннюю и наружную проточные части
двигателя, служащая также для размещения опор, агрегатов, и приводов к ним
Часть
корпуса компрессора. ГТД, в которой располагается задняя опора ротора
компрессора
Управляемое
устройство с лентой (клапаном), прикрывающее отверстие в корпусе компрессора
ГТД, предназначенное для выпуска части воздуха из проточной части
многоступенчатого компрессора с целью увеличения запаса его газодинамической
устойчивости
|
Система ориентированных
щелей в корпусе компрессора ГТД над рабочим колесом или (и) перед ним, через
которые проточная часть компрессора сообщается с кольцевой замкнутой полостью
для расширения диапазона газодинамической устойчивости компрессора и
безвибрационной работы его лопаток
|
|
|
86. Рабочее колесо ступени
компрессора Рабочее колесо РК
D.Laufrad der Verdichterstufe E. Axial compressor stage rotor F. Roue de
compresseur
|
Вращающийся лопаточный
венец, передающий энергию потоку воздуха
|
|
ТУРБИНА
|
|
87. Турбина ГТД Турбина Т
D. Turbine des Gasturbinen-triebwerkes E. Turbine F. Turbine 88. Ступень турбины D. Turbinenstufe E. Turbine stage E. Etage de turbine 89. Дозвуковая ступень турбины Дозвуковая ступень D. Unterschallstufe der Turbine E. Turbine stage with subsonic rotor
F.Etage subsonique de turbine 90. Трансзвуковая ступень турбины Трансзвуковая ступень D. Transsonische Turbinenstufe
|
Лопаточная машина, в
которой происходит отбор энергии от сжатого и нагретого газа и преобразование
ее в механическую энергию вращения ротора Совокупность соплового аппарата
и расположенного за ним рабочего колеса Ступень турбины ГТД, в которой
относительная скорость газа на входе в рабочее колесо меньше скорости звука
по всей высоте лопатки Ступень турбины ГТД, в которой относительная
скорость газа на входе в рабочее колесо изменяется по высоте лопатки от
скорости, меньшей скорости звука до скорости, большей скорости звука
|
|
E. Turbine
transonic stage F. Etage transsonique de turbine 91. Сверхзвуковая ступень турбины Сверхзвуковая ступень D. Überschallstufe der Turbine E. Turbine
stage with transonic rotor F. Etage supersonique de turbine 92. Осевая ступень турбины Осевая ступень D. Achsialstufe der Turbine E. Axial turbine stage F. Etage axial de
turbine 93. Центростремительная ступень
турбины Центростремительная ступень D. Zentripetalstufe der Turbine E. Centripetal
turbine stage F. Etage centripete de turbine 94. Парциальная ступень турбины D. Partiale Turbinentufe E. Turbine partial stage F. Etage partielle
de turbine 95. Многоступенчатая турбина D. Mehrstufige Turbine
|
Ступень турбины ГТД, в которой относительная
скорость газа на входе в рабочее колесо больше скорости звука по всей высоте
лопатки Ступень турбины ГТД, в которой газ движется по поверхностям,
близким к цилиндрическим Ступень турбины ГТД, в которой газ в сопловом
аппарате и начальной части рабочего колеса движется от периферии к центру по
поверхностям, почти нормальным к оси вращения Ступень турбины ГТД,
сопловой аппарат которой имеет лопатки лишь на части его окружности, в связи
с чем подвод газа к рабочему колесу осуществляется только в пределах этой
части окружности Турбина ГТД, состоящая из нескольких последовательно
расположенных ступеней.
|
|
E. Multi-stage
turbine F. Turbine a plusieurs etages 96. Одноступенчатая турбина D. Einstufige Turbine E. One-stage
turbine F. Turbine a un seul etage 97. Осевая турбина D. Achsialturbine E. Axial flow turbine
F. Turbine axiale 98. Центростремительная турбина D. Zentripetalturbine E. Centripetal
turbine F. Turbine centripete 98. Турбина компрессора TK D. Turbine des Verdichters E.
Compressоr turbine F. Turbine de compresseur 100. Турбина вентилятора ТРДД
(ТРТД) ТВ D. Turbine des Gebläses E. Fan turbine in turbofan engine F.
Turbine de soufflante du TRDF 101.
Турбина низкого давления ТНД
|
Примечание. При конкретной
конструкции турбины она может называться по числу ступеней _ Турбина ГТД,
состоящая из одной или нескольких осевых ступеней Турбина ГТД, состоящая из
одной или нескольких центростремительных ступеней Ступень (ступени) турбины
ГТД, механически связанная с компрессором Ступень (ступени) турбины ТРДД
(ТРТД), механически связанная с вентилятором или вентилятором и подпорными
ступенями Ступень (ступени) турбины двухвального (трехвального) ГТД,
механически связанная с компрессором низкого давления
|
|
Ндп. Турбина вентилятора D. Niederdruckturbine E. Low pressure
turbine F. Turbine basse pression 102.
Турбина среднего давления ТСД D.
Mitteldruckturbine E. Intermediate pressure turbine F. Turbine moyenne
pression 103. Турбина высокого давления ТВД Ндп. Турбина компрессора D. Hochdruckturbine E. High pressure
turbine F. Turbine haute pression 104. Свободная турбина D. Freilaufende Turbine E. Free power
turbine F. Turbine libre 105. Охлаждаемая турбина D. Gekühlte Turbine E. Cooled Turbine F. Turbine
refroidie 106. Охлаждаемая ступень турбины Охлаждаемая ступень D. Gekühlte Turbinenstufe
|
Ступень (ступени) турбины трехвального ГТД,
механически связанная с компрессором среднего давления Ступень (ступени)
турбины двухвального (трехвального) ГТД, механически связанная с компрессором
высокого давления Ступень (ступени) турбины ГТД, механически не связанная
с его компрессором, полезная мощность которой используется для привода
отдельного агрегата Турбина ГТД, в которой имеется охлаждаемая ступень
(ступени) Ступень турбины ГТД с охлаждением рабочих и сопловых лопаток
|
|
E. Turbine
cooled stage F. Etage refroidi de turbine 107. Сопловой аппарат ступени турбины СА
D. Leitkranz der Turbinenstufe E. Nozzle diaphragme of turbine stage F.
Distributeur de l’etage de turbine 108.
Регулируемый сопловой аппарат ступени турбины Регулируемый сопловой аппарат
РСА D. Verstellbarer
Leitkranz der Turbinenstufe E. Variable area nozzles of turbine stage F.
Distributeur a calage ariable de l’etage de turbine 109. Сопловая лопатка D. Leitschaufel E. Nozzle vane F. Aube de distributeur 110. Сектор сопловых лопаток E. Nozzle vane sector F. Secteur de distributeur 111. Рабочее колесо ступени турбины
|
Неподвижный лопаточный
венец, устанавливаемый перед рабочим колесом турбины ГТД и предназначенный
для разгона и подвода потока газа под определенным углом к рабочим лопаткам
Сопловой аппарат турбины ГТД с изменяемой в процессе работы турбины площадью
проходного сечения межлопаточных каналов Лопатка соплового аппарата
турбины Группа лопаток соплового аппарата ступени турбины, выполненная в
виде единой отливки Вращающийся лопаточный венец, в котором от газа
отводится энергия
|
|
Рабочее колесо турбины D. Laufrad der Turbinenstufe E.
Axial turbine wheel F. Roue de 1’etage de turbine 112. Лопатка турбины радиальным течением
охлаждающего воздуха Лопатка с радиальным течением D. Turbinenchaufel mit rа-dialer Kühllufströmung
E. Turbine blade with radial
cooling channel F. Aube a ecoulement rаdial de l’air de rafroidissement 113. Лопатка турбины с петлевым течением
охлаждающего воздуха Лопатка с петлевым течением воздуха D. Turbinenschaufel mit bifi-1 атет
Ku h 1huf tstr omun g E. Turbine blade with serpentinelike cooling channel F.
Aube a ecou'lement inverse de l'air de ref mi diss amen t 114. Лопатка турбины с полупетлевым течением
охлаждающего воздуха Лопатка с полупетлевым течением воздуха
|
Рабочая лопатка турбины
ГТД, в пере которой каналы или полости расположены так, что охлаждающий
воздух протекает через них в радиальном направлении и вытекает в радиальный
зазор Рабочая или сопловая лопатка турбины ГТД, в полости пера которой
имеется радиальная перегородка, расположенная таким образом, что поток
охлаждающего воздуха, поступивший через отверстие в хвостовике или ножке
лопатки, течет сначала к верхнему торцу лопатки, поворачивает на 180°, огибая
верхний конец перегородки, и направляется обратно к хвостовику Лопатка
турбины ГТД, в полости пера которой имеется одна или несколько перегородок,
расположенных таким образом, что поток охлаждающего воздуха, поступивший
через отверстие в хвостовике
|
|
D.Turbinenschaufel
mit Halb-bifilarer Kühlluftströmung E.Turbine blade with one and half-pass cooling
channel F. Aube а eсоulement semi-in verse de l’air de
refroidissement 115. Лопатка турбины с
проникающим охлаждением Лопатка с проникающим охлаждением D. Turbinenschaufel mit роröser Kühlung E. Transpiration cooled vane F.
Aube refroidie a parois poreuses 116.
Лопатка турбины с пленочным охлаждением Лопатка с пленочным охлаждением D. Turbinenschaufel mit Film-kühlung E. Film-cooled vane F.Aube
refroidie par film d’air 117. Интенсикаторы
теплоотдачи в лопатках турбины Интенсификаторы теплоотдачи E. Disturbed flow surfaces F.
Intensificateurs d'echaoge de chaleur dans les aiuibes
|
или ножке лопатки, течет
сначала к верхнему торцу лопатки, затем поворачивает на 180° и вытекает через
щели в выходной кромке лопатки Лопатка турбины ГТД, в полом пере которой
имеются поры или отверстия, расположенные по всей поверхности пера и
предназначенные для выпуска воздуха, образующего защитный слой на поверхности
лопатки Лопатка турбины ГТД, в полом пере которой имеется ряд или
несколько рядов щелей или отверстий, через которые вытекает охлаждающий
воздух, создающий защитную пелену на поверхности лопатки Устройства в
системе охлаждения лопатки, предназначенные для турбулизации потока охлаждающего
воздуха с целью повышения коэффициента теплоотдачи
|
|
118. Предварительная
закрутка охлаждающего воздуха в турбине Предварительная закрутка воздуха D. Vorwirbelung der Kühlluft in der Turbine E. Preswirl of
cooling air in turbine F. Prerotation de l’air de ref-roidissement dans la
turbine 119. Вращающийся дефлектор
диска турбины Вращающийся дефлектор Ндп. Покрывной диск D. Drehbares Leitblech des Turbinenrades
E. Cover plate of turbine disc F. Deflecteur rotatif de ref-roidissement du
disque de turbine 120. Неподвижный
дефлектор диска турбины Неподвижный дефлектор D. Feststehendes Leitblech des Turbinenrades E.
Stator cover plate of turbine F. Deflecteur fixe de ref-roidissement du
disque de turbine
|
Придание штоку воздуха,
подаваемому на охлаждение рабочих лопаток турбины ГТД, скорости в направлении
вращения рабочего колеса турбины для снижения его относительной температуры
перед входом в лопатки Элемент ротора турбины ГТД, формирующий
пространство, в котором течет воздух, охлаждающий диск турбины Элемент
статора турбины ГТД, формирующий пространство, в котором течет воздух,
охлаждающий диск турбины
|
|
ОСНОВНАЯ И ФОРСАЖНАЯ КАМЕРЫ
СГОРАНИЯ
|
|
121. Камера сгорания ГТД
Камера сгорания Ндп. Камера горения ГТД
D. Brennkammer E. Combustion chamber F.
Chambre de combustion 122. Основная камера сгорания КС D. Hauptbrennkammer E.Main combustion chamber F.
Chambre de combustion principale 123. Трубчатая камера сгорания Трубчатая КС
Ндп. Секционная камера сгорания D. Röhrbrennkammer E. Tubular combustion
chamber F. Chambre de combustion tubulaire 124. Кольцевая камера сгорания Кольцевая КС
D. Ringbrennkammer E. Annular combustion chamber F. Chambre de combustion
annulaire
|
Устройство, в котором в
результате сгорания топлива осуществляется повышение температуры поступающего
в него воздуха (газа) Камера сгорания ГТД, расположенная перед турбиной
двигателя (турбиной внутреннего контура ТРДД, ТРТД) Камера сгорания ГТД, в
которой одна жаровая труба расположена в корпусе трубчатого типа Камера
сгорания ГТД, в которой одна общая жаровая труба кольцевой формы расположена
в кольцевом пространстве, образованном наружным и внутренним корпусами
|
|
125. Трубчато-кольцевая
камера сгорания Трубчато-кольцевая КС D.Röhren-Ringbrennkammer E. Cannular combustion chamber
F. Chambre de combustion cannulaire 126. Противоточная камера сгорания Противоточная КС D. Gegenströmbrennkаmmer E. Reverse
flow combustion chamber F. Chambre de combustion a ecoulement inverse 127. Жаровая труба камеры сгорания Жаровая труба D. Flammrohr der Brennkammer E.
Combustion chamber flame tube F. Foyer de la chambre de combustion 128. Диффузор камеры сгорания Диффузор D.Difusor der Brennkammer E. Combustion chamber diffuser F.
Diffuseur de la chambre de combustion
|
Камера сгорания ГТД, в
которой отдельные жаровые трубы расположены в общем кольцевом пространстве,
образованном наружным и внутренним корпусами Камера сгорания ГТД, в
которой направление движения потока газа внутри жаровой трубы противоположно
направлению движения воздуха сна руле и жаровой трубы до газосборника
Внутренняя оболочка камеры сгорания, ограничивающая объем, в котором
происходит процесс горения Входная часть камеры сгорания, предназначенная
для уменьшения скорости потока воздуха, поступающего в нее из компрессора ГТД
|
|
129. Фронтовое устройство
камеры сгорания Фронтовое устройство D. Flammenfronteinrichtung F. Flame tube head F.
Parte avant du foyer 130. Корпус камеры сгорания Корпус КС Ндп. Кожух камеры сгорания D. Brennkammergehäuse E. Combustor casing F. Carter de la
chambre de combustion 131. Топливная форсунка D. Einspritzdüse E. Fuel nozzle F. Injecteur de
carburant 132. Газосборник камеры сгорания Газосборник D. Gasmischer der Brennkammег
E. Combustion chamber transition liner F. Collecteur des gaz de sor-tie de la
chambre de combustion 133. Завихритель камеры сгорания Завихритель D. Wirbelblech der Brennkammer E.
Combustion chamber
|
Входная часть жаровой
трубы, в которой располагаются топливоподающие устройства и каналы подвода
воздуха для обеспечения начального очага горения Внешняя оболочка камеры
сгорания, ограничивающая объем, в котором размещаются жаровые трубы
Устройство, предназначенное для подвода и распыливания топлива в камере
сгорания Переходная часть жаровой трубы, начиная от центров последнего
пояса основных воздухоподводящих отверстий до входного сечения соплового
аппарата турбины Устройство, имеющее элементы, закручивающие воздух или
топливо-воздушную смесь, для осуществления процесса горения в камере сгорания
|
|
air swirler F.
Tourbillonneur de la chambre de combustion 134. Теплозащитный экран камеры сгорания Теплозащитный экран D. Wärmeschutzschild der Brennkammer E.
Afterburner cooling liner F. Ecran calorifuge de la chambre de combustion 135.Пусковой воспламенитель Воспламенитель Ндп.
Пускач Запальное устройство Запальник D. Anlasszündeinrichtung E. Pilot burner F. Allumeur de
demarrage 136. Форсажная камера сгорания Форсажная камера ФК D. Nachbrennkammer E. Afterburner F.
Chambre de postcombustion 137.
Форсажная камера сгорания наружного контура ТРДДФ Форсажная камера наружного
контура D. Nachbrenner im
Sekundärkreis des ZTL
|
Устройство, расположенное в камере сгорания для
защиты ее деталей от теплового воздействия Устройство для воспламенения
топлива в камере сгорания, представляющее собой миниатюрную камеру сгорания,
в которой имеется свеча зажигания и топливная форсунка. Примечание. В
некоторых ГТД в это устройство подводится кислород Камера сгорания,
расположенная перед реактивным соплом ГТД Камера сгорания, расположенная
в наружном контуре ГТД перед соплом
|
E. Turbofan duct heater F.Chambre de postcombusti-on
dans le flux secondaire du TRDFPC 138.
Форсажная камера сгорания ТРДДФ со смешением потоков Форсажная камера со
смешением потоков D. Nachbrenner des ZTL mit Mischung E. Mixed flow afterburner F. Chambre de
postcom-bustion du TRDFPC com-mune pour les deux flux 139. Диффузор форсажной камеры сгорания Диффузор
D.Diffusor des Nachbrenners E. Afterburner diffuser F. Diffuseur de la chambre
de postcombustion 140. Корпус форсажной
камеры сгорания Корпус ФК D.
Nachbгеnnergehäuse E. Afterburner casing F. Carter de la chambre de
postcombustion 141. Фронтовое устройство
форсажной камеры сгорания Фронтовое устройство ФК D. Flammenfr <http://ammen.fr>onteinrichtung
Форсажная
камера сгорания, в которой соединяются потоки газа наружного и внутреннего
контуров ТРДДФ, а продукты сгорания выбрасываются через общее реактивное сопло
Передняя
часть форсажной камеры сгорания ГТД, предназначенная для торможения
поступающего потока газа
Часть
наружной оболочки форсажной камеры сгорания, расположенная между диффузором и
реактивным соплом ГТД, внутри которой осуществляется сгорание введенного в нее
топлива
|
Устройство, состоящее из
системы стабилизации пламени в форсажной камере сгорания ГТД и топливных
коллекторов с форсунками
|
|
|
des Nachbrenners
E. Afterburner flameholder F. Dispositif d’injection de carburant et
d’accrochage de flamme de la chamber de postcombustion 142. Стабилизатор пламени в камере сгорания
Стабилизатор пламени D.
Flammenhalter der Brennkammer E. Combustion chamber flamcholder E.
Stabilisateur de flamme dans la chambre de com-bustion 143.Антивибрационный экран форсажной камеры сгорания
Антивибрационный экран D.
Schwingungsdämpfer des Nachbrenners E. Acoustic
afterburner liner F. Ecran antivibratoir de la chambre de postcombustion 144.
Первичный воздух D. Primärluft E. Primary air F. Air primaire 145. Вторичный воздух
D. Sekundärluft E. Secondary air F. Air de dilution
|
Устройство,
предназначенное для обеспечения устойчивого процесса горения в камере
сгорания Перфорированная оболочка, расположенная вблизи стенки корпуса
форсажной камеры сгорания и предназначенная для подавления акустических
колебаний, возникающих при горении Воздух, поступающий в начальную часть
зоны горения основной камеры сгорания ГТД Воздух, который совместно с
первичным воздухом подается в зону горения для завершения процесса горения
|
|
146. Смесительный воздух D. Mischluft E. Mixing air
F. Air miscible 147. Зона горения D. Feuerzone E. Combustion zone F. Zone de combustion 148. Запуск основной (форсажной) камеры сгорания
Запуск камеры сгорания Ндп. Розжиг камеры сгорания (форсажной камеры) D. Anfahren der Вrеnnkam-mer
(Nachbrenners) E. Combustion chamber (afterburner) starting F. Amorcage de la
chambre de combustion principale (de la postcombustion) 149. Огневая дорожка D. Flammzuriig E. Hot streak
|
Воздух, подмешиваемый к
продуктам сгорания в камере сгорания ГТД (за зоной горения), для уменьшения
их температуры и формирования температурного поля перед турбиной Часть
пространства жаровой трубы основной камеры сгорания ГТД от начала фронтового
устройства до поперечного сечения жаровой трубы, в котором процесс горения на
расчетном режиме в основном заканчивается. Примечание. В существующих камерах
сгорания ГТД с постепенным подводом воздуха через отверстия вдоль жаровой
трубы конец зоны горения на расчетном режиме соответствует течению жаровой
трубы, в котором среднее значение коэффициента избытка воздуха достигает 1,8
- 2,0 Процесс воспламенения топливо-воздушной смеси, переброса и
распространения пламени в предусмотренной зоне основной (форсажной) камеры
сгорания ГТД Устройство для воспламенения топлива в форсажной
камере, с помощью которого путем кратковременной подачи
|
|
F. Piste de feu
|
дозированной порции топлива
в основную камеру сгорания или газовую турбину образуется диффузионный факел
пламени
|
|
РЕАКТИВНОЕ СОПЛО
|
|
160.Выходное устройство ГТД
Выходное устройство D. Austrittseinrichtung E. Exhaust arrangement F. Dispositif de sortie 151. Реактивное сопло ГТД Реактивное сопло PC
Ндп. Выхлопная труба D. Schubdüse E. Jet nozzle
F. Tuyere 152. Суживающееся реактивное сопло Суживающее сопло
Ндп. Конфузор D. Konvergente Schubdüse E. Convergent nozzle F. Tuyere convergente
163. Суживающееся-расширя-ющееся реактивное сопло Суживающееcя-расширяющееся
сопло D. Eingeschnürte Schubdüse E.
Convergent-divergent nozzle F. Tuyere convergente-divergente
|
Часть газотурбинной силовой
установки, включающая реактивное сопло, реактивное сопло с шумоглушителем,
отклоняющее устройство реактивного сопла со средствами его регулирования,
сопло ТВД Устройство, в канале переменного сечения которого происходит
ускорение потока воздуха или газа с целью создания реактивной тяги
Реактивное сопло ГТД, поперечное сечение которого уменьшается в направлении
движения потока газа Реактивное сопло ГТД, поперечное сечение которого в
направлении движения потока газа сначала уменьшается, а затем увеличивается
|
|
154. Сверхзвуковое
реактивное сопло Сверхзвуковое сопло D. Überschallschubdüse E.
Supersonic nozzle F. Tuyere supersonique 155.
Коническое сверхзвуко-вое реактивное сопло Коническое сопло D. Konische Überschall-schubdüse E. Conical supersonic jet nozzle F. Tuyere conique supersonicque 156. Профилированное сверхзвуковое реактив-ное
сопло Профилированное сопло D. Speziell gefermte Übers-challschubdüse E. Shaped supersonic jet nozzle F.Tuyere
profilee supersonique 157. Реактивное
сопло с центральным телом Сопло с центральным телом D. Sсрubdüse mit Zentral-körper E. Plug nozzle F. Tuyere a corps
central
|
Реактивное сопло ГТД,
предназначенное, для ускорения потока газа до сверхзвуковой скорости
Суживающееся - расширяющееся реактивное сопло ГТД с конической расширяющейся
частью Суживающееся - расширяющееся реактивное сопло ГТД с
профилированным контуром проточной части Реактивное сопло ГТД, кольцевой
канал которого образован центральным телом и обечайкой
|
|
158. Эжекторное реактивное
сопло Эжекторное сопло D. Strahlsaugdüse E.
Ejector nozzle F. Tuyere a ecoulement 159.
Комбинированное реактивное сопло Комбинированное сопло D. Kombinierte Schubdüse E.
Combined nozzle F. Tuyere combine 160. Осесимметричное реактивное сопло Осесимметричное сопло D. Axisymmetrische Schub- düse E. Axisymmetric nozzle F. Tuyere a
axisymetrigue 161. Неосесимметричное реактивное сопло Неосесимметричное сопло D. Nicht axisymmetrische Schubdüse E. Asymmetric jet nozzle F. Tuyere
non-axisymetrigue 162. Плоское
реактивное сопло Плоское сопло D. Zweidimensionale Schubdüse E. Flat nozzle F. Tuyere bidimensionnelle
|
Реактивное сопло ГТД,
контур расширяющейся части которого с целью газодинамического регулирования
частично или полностью не имеет жестких стенок Соединение двух и более
реактивных сопел ГТД, когда одно сопло расположено внутри другого Сопло,
поверхность которого со стороны потока газа (воздуха) является
осесимметричной Реактивное сопло ГТД, не имеющее оси симметрии
Реактивное сопло ГТД, две боковые стенки которого параллельны друг другу и
любое поперечное сечение имеет прямоугольную форму
|
|
163. Поворотное реактивное
сопло Поворотное сопло D. Schwenkbare Schubdüse E. Vectorable nozzle F. Tuyere
directionnelle 164. Реактивное сопло с косым
срезом Сопло с косым срезом D.
Schubdüse mit Schräg-schnitt E. Skewed nozzle F. Tuyere a
plain de sortie oblique 165.
Нерегулируемое реактивное сопло Нерегулируемое сопло D. Feststehende Schubdüse E.Contstant-geometry
nozzle F. Tuyere a section fixe 166.
Регулируемое реактивное сопло Регулируемое сопло D. Einstellbahre Schubdüse E.
Variable area nozzle F. Tuyere a section variable 167. Пакет реактивных сопел Пакет сопел E. Jet nozzle pack
F. Paquet de tuyeres 168. Реактивное сопло с шумоглушителем Сопло с шумоглушителем
|
Реактивное сопло ГТД,
которое может поворачиваться для изменения направления вектора тяги
Реактивное сопло ГТД, плоскость выходного сечения которого не перпендикулярна
оси Реактивное сопло ГТД, размеры критического и выходного сечений
которого не изменяются при изменении режимов работы двигателя Реактивное
сопло ГТД, размеры критического и выходного сечений которого изменяются при
изменении режимов его работы Устройство, состоящее из сопел нескольких ГТД,
установленных рядом Реактивное сопло ГТД с устройством, предназначенным для
уменьшения шума реактивной струи
|
|
D. Schubdüse mit Schall-dämpfer E. Sound suppression nozzle F. Tuyere a silencieux 169. Отклоняющее устройство реактивного сопла Отклоняющее устройство
D. Ablenkeinrichtung der
Schubdüse E.
Thrust vectoring nozzle F.Dispositif de deviation du jet 170. Отклоняющее устройст-во с решеткой, имеющей
поворотные лопатки D.
Ablenkeinrichtung mit verstellbarem Umlenk-schaufelgitter E. Nozzle with
rotating cascade F. Dispositif de deviation a grille d’aubes reglables 171. Отклоняющие створки D. Ablenkklappe E. Clamshells F. Volets de deviation du jet 172. Реверсивное устройство реактивного сопла
Реверсивное устройство Ндп. Реверсное устройство Реверсор Реверс D. Umkehreinrichtung E.
Thrust reverser F. Inverseur de poussee
|
Устройство реактивного сопла ГТД, изменяющее
направление потока газа для изменения направления вектора тяги Устройство
реактивного сопла ГТД, снабженное решеткой, изменяющей направление вектора тяги
при повороте лопаток Подвижные элементы реактивного сопла ГТД, вводимые
в поток газа, предназначенные для изменения направления вектора тяги
Устройство реактивного сопла ГТД, предназначенное для поворота потока газа в
направлении перемещения летательного аппарата
|
|
173. Реверсивное устройство
с отклоняющими решет-ками D.
Umkehreinrichtung mit Umlenkgitter E. Thrust reverser with rotating cascade
F. Inverseur de poussee a grilles de deviation 174. Реверсивное устройство с отклоняющими створ-ками D. Umkehreinrichtung mit Ablenkklappen E.
Thrust reverser with rotating buckets F. Inverseur de poussee a deflecteurs 175. Камера смешения ТРДД Камера смешения D. Mischkammer des ZTL
E. Turbofan engine mixing
chamber F. Chambre de melange du TRDF 176.
Смеситель камеры сме-шения ТРДД Смеситель D. Mischverrichtung der Mischkammer E. Turbofan
engine flow mixer F. Melangeur de la chambre de melange du TRDF
|
Реверсивное устройство
реактивного сопла ГТД, в котором окончательный поворот потока газа в обратном
направлении осуществляется с помощью отклоняющих решеток Реверсивное
устройство реактивного сопла ГТД, в котором окончательный поворот потока газа
в обратном направлении осуществляется отклоняющими створками Камера, в
которой смешиваются потоки воздуха (газа) наружного контура и газа
внутреннего контура ТРДД Устройство, с помощью которого производится
смешение потоков воздуха и газа, поступающих в камеру смешения ТРДД
|
|
РЕДУКТОР И ПРИВОДЫ
|
177.
Центральный привод агрегатов ГТД Центральный привод D. Zentralaggregatantrieb E. Central accessory drive
F. Commande centrale des accessoires 178. Промежуточный привод агрегатов ГТД Промежуточный привод D. Zwischenaggregatantrieb E. Intermediate
accessory drive F. Commande intermediaire des accessoires <http://accesso.iir.es>
. Коробка приводов агрегатов ГТД
Коробка приводов. Aggregatantriebgehäuse. Accessory gearbox accessoires. Boite
d’entrainement des accessoires
. Выносная
коробка приводов агрегатов ГТД
Выносная
коробка приводов
D. Hinaussitzende Aggrea- tantriebgehäuse. Remote accessory gearbox. Boite
exterieureЗубчатая передача,
предназначенная для привода от вала ГТД агрегатов двигателя и летательного
аппарата
Зубчатая
передача, предназначенная для передачи мощности от центрального привода
агрегатов ГТД к коробке приводов агрегатов
Узел
зубчатых передач, предназначенный для распределения мощности, отобранной от
вала ГТД, к каждому агрегату и для их крепления
|
Коробка приводов агрегатов
ГТД, устанавливаемая отдельно от двигателя на планере летательного аппарата
|
|
|
d’entrainement
des accessories 181. Редуктор воздушного винта ТВД Редуктор винта D. Luftschraubeturbinen-getriebe E.
Turboprop propeller reduction gear F. Reducteur de l’helice
182. Передаточное число редуктора воздушного винта ТВД Передаточное числю
редуктора винта D.Übersetzungszahl des Luft-schraubeturbinengetriebe E. Reduction ratio of turboprop propeller reduction
F. Rapport de reduction du reducteur de l’helice du TP 483. Измеритель крутящего момента ТВД (турбо-вального
двигателя) ИКМ D.
Drehmomentmesser E. Torquemeter F. Mesureur de couple moteur du TP (TM)
|
Механизм для уменьшения частоты вращения воздушного
винта по отношению к частоте вращения вала ГТД Отношение частоты вращения
вала двигателя к частоте вращения вала, воздушного винта Устройство
для измерения величины крутящего момента на валу воздушного винта ТВД или на
выводном валу турбовального ГТД
|
|
СИСТЕМЫ ГАЗОТУРБИННОЙ
СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ГТД
|
|
184. Система управления
газотурбинной силовой
|
Совокупность систем
управления (регулирования) воздухозаборником,
|
|
установкой Система
управления СУ D. Regelungsystem der
Gas-turbinenanlage E. Gas turbine powerplant control system F. Systeme
de commande du groupe propulseur a turbomoteur 185. Система управления воздухозаборником D. Regelungssystem des Lufteintritts E.
Inlet control system F. Systeme de commande de la prise d’air 186. Система управления пограничным слоем в
воздухозаборнике Система управления пограничным слоем D. Steuerungssystem der Grenzschicht im Lufteint-ritt E.
Inlet boundary layer control system F. Systeme de commande de la couche
limite dans la prise d’air 187. Система управления турбокомпрессорным контуром D. Regelungssystem des
Turboverdichterkreislaufes E. Gas generator control
|
турбокомпрессорным и
форсажным контурами, реактивным соплом, воздушным винтом Система,
предназначенная для управления исполнительным механизмом воздухозаборника в
зависимости от изменения режимов полета и параметров работы двигателей
Конструктивно-объединенная совокупность устройств, обеспечивающих уменьшение
или устранение отрыва пограничного слоя потока воздуха в канале
воздухозаборника двигателя Система, предназначенная для управления
расходом топлива в основной камере сгорания и регулирующими органами
компрессора, вентилятора и турбины
|
|
system F.
Systeme de commande du сanal compresseur - turbine 188. Система управления форсажным контуром ТРДФ
(ТРДДФ) Система управления форсажным контуром D. Regelungssystem des Nachbrennungskreislaufes E.
Turbojet (turbofan) afterburning control system F. Systeme de commande du
canal de postcombustion du TRPC (TRDFPC) 189.
Система управления реактивным соплом D. Steuerungssystem der Schubdüse E. Nozzle control system F. Systeme de
commande de la tuyere 190. Система управления воздушным винтом ТВД D. Steuerungsystem ser Luftschraube E.
Control system of turboprop engine F. Systeme de commande de l’helice du TP 191. Защитные устройства силовой установки D. Schhützeinrichtung der
|
Система, предназначенная
для управления расходом топлива в форсажной камере сгорания ТРДФ
(ТРДДФ) Система, предназначенная для управления регулирующими
органами реактивного сопла Система, предназначенная для управления углом
установки лопастей воздушного винта Устройства, исключающие недопустимые
режимы работы газотурбинной силовой установки, в том числе аварийные ситуации
|
|
Triebwerksanlage
E. Powerplant protective de-vices F. Dispositifs de protection du groupe
propulseur 192. Закон управления
газо-турбинной силовой установкой Закон управления D. Regelungsgesetz der Ant-riebsanlage E.
Gas turbine powerplant control law F. Loi de regulation du groupe
motopropulseur
|
Принятая зависимость, связывающая параметры рабочего
процесса и (или) регулирующие факторы с условиями полета и положением рычага
управления ГТД
|
|
СИСТЕМЫ СМАЗКИ ГТД
|
|
193. Система смазки ГТД
Система смазки D. Schmieranlage E. Lubrication system F. Systeme de graissage 194. Циркуляционная
система смазки D.Kreisumlaufschmierungs-sуstem
E. Circulating oil system F. Systeme de graissage cir-culaire 195. Система смазки с одно-кратной подачей
смазоч-ной жидкости D.
Schmiersystem mit dem Einzelschmiermittelzufluss
|
Совокупность устройств и агрегатов
ГТД, предназначенных для уменьшения трения и охлаждения смазочными веществами
(твердыми, жидкими, газообразными или их комбинациями), подаваемыми в зону
трущихся элементов конструкции Система смазки ГТД, в которой смазывающее
вещество, отводимое из зоны трения, вновь подается к трущимся элементам с
частичным я лек полным восстановлением его исходных характеристик Система
смазки ГТД, в которой смазочное вещество после однократного использования
идет на выброс
|
|
E. One-shot
lubrication system F. Systeme de graissage a lubrifiant 196. Масляная система ГТД Масляная система. D. Schmierölsystem E. Oil system F. Curcuit d’huile
197. Короткозамкнутая масляная система D. Kurzgeschlossenes Ölsysstem Е. Short-closed oil
system 198. Маслоагрегат D. Ölaggregat E. Оil
system block F. Bloc-pompes a huile 199. Нагнетающий
масляный насос Нагнетающий маслонасос D. Drückölpumpe E. Oil supply pump F. Pompe de pression 200.Откачивающий масляный насос Откачивающий
маслонасос Нтд. Отсасывающий мас-ляный насос D. Ölsaugpumpe E. Oil scavenge pump F. Pompe d’evidange
|
Система смазки ГТД,
обеспечивающая подвод жидкого масла к узлам трения, отвод его и охлаждение,
суфлирование масляных полостей, а также использование масла, как рабочей
жидкости в гидравлических устройствах Масляная система ГТД, в которой
циркуляция масла происходит минуя масляный бак, который предназначен для
восполнения циркуляционного контура системы Несколько агрегатов масляной
системы ГТД, конструктивно объединенные в единый узел Насос, предназначенный
для подачи масла под определенным давлением в магистраль нагнетания масляной
системы ГТД Насос, предназначенный для отвода масла из масляных полостей
подшипниковых узлов, коробки приводов агрегатов и других узлов масляной
системы ГТД
|
|
201. Подкачивающий
масля-ный насос Подкачивающий маслона-сос D. Ölnachpumpe E. Оil booster pump F. Роmре dе gavage 202. Магистраль нагнетания D. Druckleitung E. Pumping line F. Circuit de
pression 203. Магистраль откачки D. Unterduckleitung E. Scavenging line
F. Circuit d’epuisement 204. Магистраль подпитки D. Zuspeisungleitung E. Secondary
pumping line F. Circuit d’alimentation 205. Масляная полость D. Ölhоhlraum E. Oil sump F. Cavite d’huile
206. Система суфлирования ГТД Система суфлирования D. Entlüftungssystem E. Breathing system F. Systeme de mise
a e’air libre
|
Насос масляный системы ГТД,
предназначенный для обеспечения на входе в нагнетающий насос условий,
необходимых для его бескавитационной работы Совокупность трубопроводов и
каналов масляной системы ГТД, предназначенных для подачи масла под давлением
к трущимся элементам Совокупность трубопроводов и каналов масляной системы
ГТД, предназначенных для отвода масла от трущихся элементов Совокупность
трубопроводов и каналов масляной системы ГТД, предназначенных для подачи
масла из бака к нагнетающему устройству Часть объема масляной системы ГТД,
включающая узлы трения и ограниченная поверхностями элементов конструкции и
уплотнениями, предотвращающими утечку масла Часть масляной системы,
предназначенная для удаления воздуха из масляных полостей в атмосферу или
проточную часть ГТД и очистки этого воздуха от масла с возвратом последнего в
масляную систему
|
|
207. Воздухоотделитель D. Luftabscheider E. De-aerator F. Separateur d’air
208.Приводной центробежный воздухоотделитель Центрифуга D. Getriebeschleuderluftab-scheider E.
Driven centrifugal de-aerator F. Separateur d’air centrifuge commande 209. Статический центробеж-ный воздухоотделитель D.Statschleuderluftabscheider E. Static
centrifugal de - aerator F. Separateur d’air centrifuge statique 210. Центробежный суфлер
D. Zentrifugalentlüfter E. Ceotrifugal breather F. Souffleur centrifuge 211. Воздушно-масляный сепаратор D. Entflüfter E. Air-oil separater F. Separateur
air-huile
|
Устройство, предназначенное
для отделения воздуха из масловоздушной смеси Воздухоотделитель масляной
системы ГТД, в котором отделение воздуха от масла осуществляется наложением
на поток смеси поля центробежных сил от вращающегося ротора
Воздухоотделитель масляной системы ГТД, в котором для отделения воздуха из
масловоздушной смеси применяется ее центробежная закрутка Устройство,
устанавливаемое в линии суфлирования масляной системы ГТД и предназначенное
для отделения воздуха от масла, и сообщения масляных полостей с атмосферой
Устройство, устанавливаемое в системе суфлирования ГТД и предназначенное для
сепарации масловоздушной смеси с возвратом масла в контур масляной системы
двигателя
|
|
ПУСКОВАЯ СИСТЕМА ГТД
|
|
212. Пусковая система ГТД
ПС Ндп. Система запуска ГТД D.
Anlasssystem der Gas-turbinentriebwerks E. Aircraft engine starting system F.
Systeme de demarrage du TM 2 13.
Автономная пусковая система Ндп. Автономная система запуска D. Unabhängige Anlasssystem E. Self-contained
starting system F. Systeme de demarrage autonom e 214. Пусковая система с непосредственной подачей
сжатого воздуха ПСНП Ндп. Система запуска с непосредственной подачей сжатого
воздуха D.
Druckluftanlassung Е. Direct impingement starting system F.
Systeme de demarrage a аmеneе directe d’air comprime
|
Совокупность устройств, предназначенных
для принудительной раскрутки ротора ГТД при запуске. Примечание. Включает
пусковое устройство, источник энергии, систему передачи энергии и др.
Пусковая система ГТД, в которой все входящие в нее устройства и источники
энергии установлены на борту летательного аппарата Пусковая система ГТД, в
которой пусковым устройством является турбина компрессора, работающая при его
запуске вследствие подачи сжатого воздуха на рабочие лопатки турбины
|
|
215. Электрическая пусковая
система D. Elektrische Anlasssystem E.
Electric starting system F. Systeme de demarrage elесtrique
216. Воздушная пусковая система Ндп.
Воздушная система запуска D.
Druckluftanlasser E. Air-turbine starting sys-tem F. Systeme de demarrage
pneumatique 217. Турбокомпрессорная пусковая система Ндп. Турбокомпрессорная система запуска D. Turbokompressoranlass- system E. Gas
turbine starting sys-tem F. Systeme de demarrage a turbocompresseur 218. Гидравлическая пусковая система Ндп.
Гидравлическая сис-тема запуска D. Hydraulisches Anlasssys-tem E. Hydraulic starting system F.
Systeme de demarrage hydraulique
|
Пусковая система ГТД, в
которой в качестве пускового устройства используется электростартер или
стартер-генератор Пусковая система ГТД, в которой в качестве пускового
устройства используется воздушный трубостартер Пусковая система ГТД, в
которой в качестве пускового устройства используется трубокомпрессорный
стартер или турбокомпрессорный стартер-энергоузел Пусковая система ГТД,
в которой в качестве пускового устройства используется гидростартер
|
|
219. Пусковое устройство ПУ
Ндп. Стартер D. Anlasseinrichtung E. Starter F. Dispositif de demarrage 220. Электростартер
ЭСТ D. Elektrostartermotor E. Electric starter F. Demarreurelectrique 221. Стартер-генератор СТГ Ндп. Генератор-стартер D. Anlassgenerator E. Starter-generator
F. Demarreur-generatrice 222. Турбокомпрессорный стартер TKC D. Turbokompressoranlasser E. Gas
turbine starter F. Demarreur a turbine 223. Турбокомпрессорный стартер-энергоузел ТКСЭ D.Turbokompressoranlassere-nergie-einheit
E. Gas turbine starter auxiliary power unit F. Demarreur a turbinegroupe
energetique
|
Устройство, предназначенное
для принудительной раскрутки ротора ГТД в процессе запуска Электрический
двигатель, используемый в качестве пускового устройства ГТД Электрический
генератор, используемый в качестве пускового устройства при запуске ГТД
ГТД, используемый в качестве пускового устройства при запуске основного
ГТД ГТД, используемый в качестве пускового устройства при запуске
основного ГТД, а также в качестве источника энергии для питания бортовых
систем летательного аппарата
|
224.
Воздушный турбостартер ВТС Ндп. Воздушная турбина D. Druckluftturboanlasser E. Air-Turbine starter F.
Demarreur a turbine a air 225. Гидростартер ГСТ D. Hydraulischer Anlasser E. Hydraulic
starter F. Demarreur hydraulique <http://hydr.auliq.ue>
. Твердотопливный турбо-стартер
Ндп.
Стартер на твер-дом топливе
D. Festkraftstoffturboan-lasser. Solid propellant
gas-turbine starter. Turbodemarreur a com-bust ble solide
227.
Запуск ГТД
Запуск
Ндп.
Пуск ГТД
D. Anlauf. Starting. Demarrage
228.
Автоматический запуск ГТД
Автоматический
запуск
D. SelbstamlassenТурбина, работающая на сжатом воздухе и используемая в
качестве пускового устройства для запуска ГТД
Гидромотор,
используемый в качестве пускового устройства для запуска ГТД
Турбина,
работающая на продуктах сгорания твердого топлива, используемая в качестве
пускового устройства для запуска ГТД
Неустановившийся
режим работы ГТД, характеризуемый процессом раскрутки его
|
Запуск ГТД, осуществляемый
автоматически после нажатия кнопки «Запуск»
|
|
|
E. Automatic
starting F. Demarrage automatique 229. Запуск холодного ГТД Холодный запуск D. Kaltanlauf des
Gasturbi-nenfriebwerkes E. Cold gas turbine engine start (starting) F.
Demarrage de turbomo-teur f roid 230.
Запуск горячего ГТД Горячий запуск Ндп. Запуск прогретого ГТД D. Heissanlauf des
Gastutbi-nentriebwerkes E. Hot gas turbine engine start (starting) F.
Demarrage de turbomo-teur chaud 231.
Встречный запуск ГТД Встречный запуск. ВЗ D. Gegenanlauf im Fluge E.Engine Relighting in
Flight F. Rellumage еn vol 232. Ложный запуск ГТД Ложный запуск ЛЗ
D. Scheinanlauf Е. Wet motoring F. Demarrage faux
|
Запуск ГТД при
температуре его деталей, близкой или равной температуре окружающей среды
Запуск ГТД, осуществляемый после его выключения при температуре деталей
значительно выше температуры окружающей среды Запуск ГТД после
самопроизвольного или преднамеренного выключения двигателя в полете,
характеризуемый раскруткой ротора от частоты вращения большей, чем при авторотации,
до выхода двигателя на режим малого газа, а для двигателей, не имеющих режима
малого газа, - на минимальный установившийся режим Принудительная раскрутка
ротора ГТД пусковым устройством с подачей топлива в камеру сгорания при
выключенной системе зажигания
|
|
233. Автономный запуск ГТД
Автономный запуск D. Unabhängiger Anlauf E. On board starting F. Demarrage autonome 234. Неудавшийся запуск ГТД Неудавшийся запуск. D. Fehlanlauf E. Fail starting F.
Demarrage rate 235. Холодная прокрутка
ГТД Холодная прокрутка ХП D.
Kaltumdrehen E. Drv motoring F. Mise en marche sans alimentation en carburant
|
Запуск ГТД, производимый
при подводе энергии к пусковому устройству от источника, установленного на
борту летательного аппарата Запуск, при котором ГТД с первой попытки не
вышел на режим малого газа или вышел на режим малого газа, но со значительным
отступлением от параметров, регламентированных инструкцией по эксплуатации
Принудительная раскрутка ротора ГТД пусковым устройством без подачи топлива в
камеру сгорания
|
|
СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ
|
|
236. Система охлаждения
узла ГТД Система охлаждения D.
Kühlsystem des Trieb-werkselements E.
Cooling system of gas turbine engine component F. Systeme de refroidisse-ment
de module du TM 237. Открытая система
охлаждения D. Offenes Kühlungsystem E. Open cooling system F. Systeme de
refroidisse-ment ouvert
|
Совокупность каналов,
отверстий и экранов, предназначенных для охлаждения узлов и элементов
двигателя Система охлаждения узла ГТД с непрерывным расходом охладителя
в поток газа
|
|
238. Закрытая система
охлаж-дения D. Geschlossene Kühlung-system
E. Closed cooling system F.
Systeme de refroidisse-ment ferme 239.
Система воздушного охлаждения Воздушное охлаждение D. Luftkühlungsystem E. Aircooling
system F. Systeme de refroidisse-ment par air 240. Система комбинирован-ного охлаждения Комбинированное охлаж-дение
D. Verbundkühlungsystem E. Combined cooling system F.
Systeme de refroidisse-ment mixte
|
Система охлаждения узла
ГТД, в которой охладитель циркулирует по замкнутому контуру Система
охлаждения узла ГТД, в которой в качестве охладителя используется сжатый
воздух Система охлаждения узла ГТД, в которой в качестве охладителя
используется сжатый воздух и жидкость
|
|
ЭКСПЛУАТАЦИЯ ГТД РЕЖИМЫ
РАБОТЫ ГТД
|
|
241. Режим работы ГТД Режим
D. Betriebszustand E. Rating F.Regime de fonctionnement
|
Состояние работающего ГТД,
характеризуемое совокупностью определенных значений тяги (мощности), а также
параметров при принятом законе регулирования, определяющих происходящие в нем
процессы, тепловую и динамическую напряженность его деталей
|
|
242. Установившийся режим
работы ГТД Установившийся режим D. Stazionärer Betriebszu-stand E. Steady-state rating F. Regime de
fonctionne-ment e’tabli 243.
Максимальный режим работы ГТД Максимальный режим D.Maximale Betriebszustand E. Maximum rating F.
Regime de fonctionne-ment maximal 244.
Взлетный режим работы ГТД Взлетный режим D. Startbetriebszustand E. Take-off rating' F. Regime de decollage 245. Максимальный продолжительный режим работы ГТД Максимальный
продолжи- тельный режим D. Maximaler Dauerbetriebs-
zustand E. Maximum
continuons rating F. Regime maximum continu
|
Режим работы ГТД, при
котором его параметры не изменяются во времени. Примечание. Допускается
изменение параметров в пределах допусков, указанных в ТУ на двигатель
Установившийся режим работы ГТД, характеризуемый максимальной тягой
(мощностью) на земле или в полете в течение ограниченного времени.
Примечание. Параметры ГТД на максимальном режиме имеют индекс «max»
Максимальный режим работы ГТД на земле (Н = 0, М = 0) при взлете летательного
аппарата. Примечания: 1. Параметры ГТД на взлетном режиме имеют индекс «взл».
2. Взлетный режим работы ТРДФ (ТРДДФ) может осуществляться с включенной
форсажной камерой Установившийся режим работы ГТД, характеризуемый
пониженными по сравнению с максимальным режимом значениями частоты вращения
ротора (роторов) и температуры газа перед турбиной, при которых двигатель
может работать с ограниченной по времени общей наработкой. Примечания: 1.
Параметры ГТД на максимальном продолжительном режиме имеют индекс «max
пр».
|
|
246. Крейсерский режим
ра-боты ГТД Крейсерский режим D.
Reisebetriebszustand E. Cruise rating F. Regime de croisiere 247. Форсированный режим работы ТРДФ (ТРДДФ)
Форсированный режим Ндп. Форсажный режим работы ТРДФ (ТРДДФ) D. Betriebszustand mit Nach-verbrennung
E. Augmented turbojet (tur-bofan) afterburning rating F. Regime de
fonctionne-ment du TRPC (TRDFPC) postcombustion allumeе 248. Минимальный форсиро-ванный режим работы ТРДФ
(ТРДДФ) Минимальный форсированный режим Ндп. Минимальный фор-сажный режим
работы
|
2. Для некоторых ГТД
частота вращения ротора может оставаться неизменной Установившийся режим
работы ГТД, характеризуемый пониженными по сравнению с максимальным
продолжительным режимом значениями частоты вращения ротора (роторов) и
температуры газа перед турбиной, при которых двигатель может работать в
течение неограниченного времени за ресурс. Примечания: 1. Параметры ГТД на
крейсерском режиме имеют индекс «кр». 2. Для некоторых ГТД частота вращения
ротора может оставаться неизменной Установившийся режим работы ТРДФ (ТРДФ)
при включенной форсажной камере сгорания, характеризуемый повышенным по
сравнению с максимальным режимом значением тяги. Примечание. Параметры ГТД на
форсированном режиме имеют индекс «Ф» Форсированный режим работы ТРДФ
(ТРДДФ), характеризуемый минимальным расходом топлива в форсажной камере
сгорания при максимальных или пониженных значениях температуры газа перед
турбиной и частоты вращения ротора (роторов)
|
|
ТРДФ (ТРДДФ) D. Betriebszustand mit mi-nimaler
Nachverbrennung E. Augmented turbojet (tur-bofan) minimum afterburning rating
F.Regime de fonctionnement du TRPC (TRDFPC) a taux de rechauffe minimum 249. Частичный форсирован-ный режим работы ТРДФ
(ТРДДФ) Частичный форсирован-ный режим Ндп. Частичный форсаж-ный режим работы
ТРДФ (ТРДДФ) D.
Betriebszustand mit teil-weiser Nachverbrennung E. Augmented turbojet
(tur-bofan) intermediate aifter-burning rating F. Regime de fonctionne-ment
du TRPC (TRDFPC) a rechauffe particlle 250.
Полный форсированный ре жим работы ТРДФ (ТРДДФ) Полный форсированный режим
Ндп. Полный форсажный режим работы ТРДФ (ТРДДФ) D. Betriebszustand mit maxi-maler Nachverbrennung E.
Augmented turbojet
|
Примечание. Параметры ГТД
на минимальном форсированном режиме имеют индекс «min Ф»
Форсированный режим работы ТРДФ (ТРДДФ), характеризуемый промежуточными между
«ПФ» и «min Ф» значениями тяги и расхода топлива в форсажной
камере сгорания при максимальных или пониженных значениях температуры газа
перед турбиной и частоты вращения ротора (роторов). Примечание. Параметры ГТД
на частичном форсированном режиме имеют индекс «ЧФ» Форсированный режим
работы ТРДФ (ТРДДФ), характеризуемый максимальным расходом топлива в
форсажной камере сгорания при максимальных частоте вращения ротора (роторов),
двигателя и температуре газа перед турбиной. Примечание. Параметры ГТД на
полном форсированном режиме имеют индекс «ПФ»
|
|
(turbofan)
maximum afterburning rating F. Regime de fonctionne-ment du TRPC (TRDFPC) a
pleine rechauffe 251. Чрезвычайный
режим работы ГТД Чрезвычайный режим D. Notbetriebszustand E. Emergency rating F. Regime de d’urgence 252. Режим реверсирования тяги ГТД Режим
реверсирования тяги D.
Schubumkehrbetrieb E. Thrust reversing rating F. Regime d’inversion de
poussee 253. Режим авторотации ГТД Режим
авторотации Ндп. Авторотационный режим ГТД D. Eigendrehung E. Windmilling F. Regime
d’autorotation 254. Режим земного
малого газа ГТД Земной малый газ Ндп. Режим холостого хода ГТД D. Leerlaufbetriebszustand
|
Установившийся режим
работы ГТД, характеризуемый повышенным по сравнению с максимальным и полным
форсированным режимами значением тяги (мощности) двигателя и применяемый
только в чрезвычайных условиях в течение ограниченного времени. Примечание.
Параметры ГТД на чрезвычайном режиме имеют индекс «ЧР» Установившийся режим
работы ГТД при включенном реверсивном устройстве Установившийся режим
работы ГТД, при котором вращение ротора (роторов) в полете осуществляется
набегающим потоком воздуха при отсутствии горения топлива в камере сгорания
Установившийся режим работы ГТД на земле при минимальной частоте вращения и
тяге (мощности), при которых обеспечивается его устойчивая работа и заданная
приемистость.
|
|
am Boden E.
Ground idle F. Ralenti au sol 255.
Режим полетного малого газа ГТД Полетный малый газ Ндп. Режим высотного
малого газа ГТД D.
Leerlaufbetriebszustand im Flug E. Flight idle F. Ralenti en vol
256. Реверсивный режим винта ТВД D. Umkehrbetriebszustand E. Propeller reversing rating F. Regime de
traction nega-tive de l’helice 257.
Неустановившийся режим работы ГТД Неустановившийся режим D. Instazionärer Betriebszu-stand E. Transient rating
F. Regime de fonctionne-ment non-stabilise 258. Дросселирование ГТД Дросселирование D. Drosselung E. Deceleration F. Reduction du niveau de poussee
|
Примечание. Параметры ГТД
на режиме малого газа имеют индекс «МГ» Установившийся режим работы ГТД при
минимальной допустимой частоте вращения ротора, обеспечивающей требуемую
приемистость и величину тяги при заходе на посадку По ГОСТ 21664 - 76
Режим работы, при котором параметры ГТД изменяются во времени Процесс
уменьшения тяги (мощности) ГТД вследствие снижения расхода топлива при
медленном, и плавном перемещении рычага управления
|
|
259. Сброс газа ГТД Сброс
газа D. Gasabwurf E. Chop deceleration F. Deceleration 260. Время сброса газа ГТД Время сброса газа Ндп. Продолжительность сброса газа
ГТД D. Gasabwurfszeit E.
Chop deceleration time F. Temps de deceleration 261. Приемистость ГТД Приемистость Ндп.
Разгон ГТД D.Beschleunigungsvermögen E. Acceleration F. Acceleration 262.Полная приемистость ГТД Полная приемистость Ндп. Полный разгон ГТД D. Gesamtes Beschleunig-ungsvermogen E.
Full acceleration F. Acceleration totale 263. Частичная приемистость ГТД Частичная
приемистость Ндп. Частичный разгон ГТД D.Teilweise Beschleunigung-vermogen E. PartiaJ
acceleration F. Acceleration partielle
|
Процесс быстрого уменьшения
тяги (мощности) ГТД вследствие снижения расхода топлива при резком
перемещении рычага управления Интервал времени от начала перемещения рычага
управления до достижения заданного режима пониженной тяги (мощности) ГТД
Процесс быстрого увеличения тяги (мощности) ГТД за счет повышения расхода
топлива при резком перемещении рычага управления Приемистость ГТД с режима
полетного малого газа до максимального режима работы Приемистость ГТД с
любого крейсерского режима, включая режим полетного малого газа, до большего
крейсерского или максимального режима работы
|
|
264. Время приемистости ГТД
Время приемистости Ндп. Время разгона ГТД D. Beschleunigungszeit E. Acceleration time F. Temps
d’acceleration 265. Встречная
приемистость ГТД Встречная приемистость Ндп. Встречный разгон ГТД D.Beschleunigungsvermögen E. Advanced acceleration F. Remise
des gaz
|
Интервал времени от начала
перемещения рычага управления ГТД до достижения заданного режима повышенной
тяги (мощности) Приемистость ГТД, осуществляемая при незакончившемся
режиме сброса газа
|
|
ХАРАКТЕРИСТИКИ ГТД
|
266. Характеристика ГТД D. Triebwerkcharakteristik E. Engine
performance <http://perTormain.ce>. Caracteristique du furbo-moteur
. Дроссельная характерис-тика ГТД
Дроссельная характерис-тика. Drosselchаrakteristik. Тhrоttlе
performance. Garacteristique en fonctioin du regime
268.
Стендовая дроссельная характеристика ГТД
Стендовая
характеристикаЗависимости основных данных ГТД от величин, характеризующих режим
и условия, era работы.
Примечание.
Для летательного аппарата в число величин, характеризующих условия работы ГТД
входят также скорость (или число М) и высота полета
Зависимость
основных данных и параметров ГТД от частоты вращения ротора или расхода топлива
для заданных условий полета и программы регулирования.
Примечание.
Могут также рассматриваться зависимости удельного расхода топлива от тяги или
мощности ГТД
|
Дроссельная характеристика
ГТД, снятая при стендовых испытаниях и приведенная к стандартным земным
атмосферным условиям
|
|
D.Standdгosse
<http://os.se>lcharakteristik.Bench throttle performancе.
Caracteristique <http://Car-acler.istkj.ue> en fonc-tion du regime au
banc
269.
Высотная характеристика ГТД
Высотная
характеристика
D. Höhenbetriebskennfeld. Altitude performance. Caracteristique
en fonc-tion de l’altitude
270.
Высотно-скоростная характеристика ГТД
Высотно-скоростная
ха-рактеристика
ВСХ. Höhenbetriebskennfeld für verschiedene Gesch-windig-keiten der Flüge. Altitude-velocity perfor-mance.
Caracteristique en fonction de l’altitude et de la vitesse
271.
Скоростная характеристика
Скоростная
характеристи-ка
D. Geschwindigkeitkennfeld. Velocity performance.
Caracteristique en tonction de la vitesse
Зависимость
основных данных и параметров ГТД от высоты полета при постоянной скорости
(числе М) полета и заданном законе регулирования двигателя
Зависимость
основных данных и параметров ГТД от скорости (числа М) и высоты полета при
заданном законе регулирования двигателя
|
Зависимость основных данных
и параметров ГТД от скорости (числа М) полета при постоянной высоте и
принятом законе регулирования
|
|
|
272. Характеристика по
сос-таву смеси XСC D. Charakteristik bei de Ge-mischregelung E.
Air-to-fuel performance F. Caracteristique en fonction de la composition du mélange 273.
Акустическая характе-ристика ГТД Акустическая характерис-тика D. Akustische Charakteristik E. Acoustic
performance F. Caracteristique acous-tique 274.Пусковая характеристика Ндп. Характеристика при
запуске D. Anfahrenverhalten
des Triebwerks E. Gas turbine engine star-ting characteristic F.
Caracteristique du TM au demarrage 275.
Характеристика ГТД по теплоотдаче в масло Теплоотдача в масло D. Charakteristik der Wär-meabfuhr ins Öl E. Heat to oil characteristic F.
Caracterstique de transfer de chadeur a huile
|
Зависимость основных данных
ГТД от коэффициента избытка воздуха в основной или форсажной камерах
сгорания Зависимость уровня шума и звукового давления от режима и
условий работы ГТД Изменение основных параметров ГТД во времени в
процессе запуска Зависимость теплоотдачи в масло от температуры масла на
входе в ГТД для заданных режимов работы и условий полета
|
|
276. Высотная
характеристи-ка масляного насоса D. Höhenverhalt der Olpumе E.
Oil pump altitude per-formance F. Courbe de debit de la pom-pe a huile en
fonction de l’altitude 277. Характеристика авторотирующего ГТД D. Charakteristik bei der Eigendrehunig
E. Windmilling performance of gas turbine engine F. Caracteristique du TM en
autorotation
|
Зависимость
производительности масляного насоса от давления масла на входе в насос при
заданных частоте вращения его вала, температуре и характеристике масла
Зависимость параметров ГТД от условий полета
|
|
ЭКСПЛУАТАЦИЯ ГТД Общие
понятия
|
|
278. Прогретый ГТД
Прогретый двигатель D. Durchgewärmter Trieb-werk E. Warmed-up engine F. Turbomoteur rechauffe 279. Непрогретый ГТД Непрогретый двигатель D. Nichtdurchgewärmtes Triebwerk E. Cold engine F. Turbomoteur non
rechauffe
|
Двигатель, температурное
состояние деталей, агрегатов и систем которого позволяет осуществить его
надежный выход на повышенный режим Двигатель, температурное состояние
деталей, агрегатов и систем которого не позволяет осуществить его надежный
выход на повышенный режим
|
280.
Отладка ГТД Отладка Ндп. Наладка D. Einrichtung E. Setting-up <http://Se.ttin.g-up>. Ajustage
. Регулировка ГТД
Регулировка
Ндп. Настройка. Einstellung. Adjustments. Reglage
.
Регулирование ГТД
Регулирование
D. Regelung
E. Control. Regulation
. Приработка ГТД
Приработка
Ндп. Обкатка. Einlaufen. Engine run-in. Rodage
. Наработка ГТД
Наработка. Gesamte Betriebszeit. Running hours.
Total d’heures de fonc-tionnement
.Режимная наработка ГТД
Режимная наработка.Betriebszeit beim Betriebs-zustandПроцесс регулирования отдельных элементов ГТД и его
агрегатов для получения заданных значений параметров
Подбор
и установка регулирующих элементов ГТД и его агрегатов для получения заданных
параметров
Процесс
поддержания или преднамеренного изменения режима работы ГТД
Часть
процесса испытания вновь собранного ГТД, во время которого проверяется
правильность сборки и происходит начальная приработка сопрягаемых деталей
Продолжительность
или объем работы ГТД.
Примечание.
Наработка ГТД измеряется в часах
|
Наработка ГТД на режимах,
регламентированных руководством по эксплуатации, за определенный интервал
времени или с начала эксплуатации
|
|
|
E. Regime
running bouts F. Total d’heures de fonetion-nemenit en regime 286. Доводка ГТД Доводка D. Fertigbearheitung E. Development F. Mise au point
287. Контрольный режим ГТД Контрольный режим
D. Prüfungsbetriebszustand E. Control rating F.
Regime de controle 288. Прогрев ГТД Прогрев D. Durchwärmung E. Warm-up F. Rechauffage 289. Охлаждение ГТД Охлаждение D. Abkühlung E. Cool-down F. Refroidissement 290. Превышение параметра ГТД Превышение параметра
Ндп. Заброс параметра D. Überschreitung der Kenndaten E. Parameter overriding
|
Комплекс работ,
натравленных на отработку рабочего процесса двигателя и его конструкции для
обеспечения заявленных параметров и требуемой надежности Режим работы ГТД,
на котором производятся измерения заданного комплекса параметров Процесс
повышения температуры деталей ГТД до величины, при которой возможен его вывод
на эксплуатационные режимы Процесс понижения температуры деталей ГТД при
работе на пониженных эксплуатационных режимах до величин, которые
соответствуют его тепловому состоянию, не препятствующему последующему
выключению или выходу на повышенный эксплуатационный режим Резкое
кратковременное повышение значения параметра ГТД над его регламентированным
значением на установившемся режиме
|
|
F. Depassement
de parametre 291. Перегрев ГТД Перегрев D. Überhitzung E. Overheating F. Surchauffage
292. Выбег ротора ГТД Выбег ротора Ндп.
Самоостанов рото-ра ГТД D.
Auslauf des Rotor E. Rotor run-down F. Duree de rotation du rotor apres 1’arrёt
du moteur 293. Аварийное выключение ГТД
Аварийное выключение Ндп. Аварийное отклю-чение ГТД D. Notausschaltung E. Emergency shutdown F. Arret
urgent 294. Приведенное значение
параметра ГТД Приведенное значение па-раметра D. Bezogenes Kenndatum E. Corrected parameter value
F. Valeur reduite de para-metre
|
Общее или местное повышение температуры узлов и
деталей ГТД выше предельно допустимой Время вращения ротора (роторов) после
выключения ГТД от заданной частоты вращения до ее минимальной заданной
величины или полной остановки ротора (роторов) Резкое прекращение подачи
топлива в основную камеру сгорания двигателя, производимое на любом режиме
его работы без перевода на режим малого газа, а для двигателей, не имеющих режима
малого газа, - на минимальный установившийся режим Пересчитанные значения
измеренного параметра ГТД к заданным полетным или стандартным условиям.
Примечание. Приведенные значения параметров ГТД имеют индекс «пр»
|
|
295. Измеренное значение
па-раметра ГТД Измеренное значение па-раметра D. Gemesstes Kenndatum E. Measured parameter value
F. Valeur mesuree de para-metre
|
Значение параметра ГТД,
зарегистрированное измерительными приборами при испытаниях или определенное
расчетным путем по данным измерений этих параметров. Примечание. Измеренные
значения параметров ГТД имеют индекс «изм»
|
|
ИСПЫТАТЕЛЬНЫЕ СТЕНДЫ
|
|
296. Испытательная станция D. Prüfstelle E. Test center F. Station d’essais 297. Высотно-скоростная ис-пытательная станция D.Höhengeschwindigkeitskam-mer E. Altitude test facility F. Station d’essais a
vitesses et altitudes simulees 298. Испытательный стенд D. Prüfstand E. Test bench F. Banc d’essai 299. Открытый испытательный стенд Открытый стенд D. Offener Prüfstand E.
Open test bench F. Banc d’essai en conditions atmospheriques
|
Комплекс сооружений,
оснащенный необходимым оборудованием, системами, измерительной аппаратурой,
обеспечивающих испытания ГТД, его узлов и агрегатов Испытательная станция,
предназначенная для испытаний ГТД с имитацией полетных условий По ГОСТ
16504 - 74 Испытательный стенд, на котором проводятся испытания ГТД при
окружающих атмосферных условиях
|
|
300. Испытательный стенд с
камерой разрежения Стенд с камерой разреже-ния D. Prüfstand mit der Unterd-ruckkammer E. Test bench with
low pres-sure chamber F. Banc d’essai a chambre de depression 301. Испытательный стенд с подогревом воздуха Стенд
с подогревом возду-ха D. Prüfstand mit der Lufter- hitzung E. Air
heating test bench F. Banc d’essai a rechauf-fage d’air 302. Испытательный стенд с наддувом воздуха Стенд
наддува E. Test bench F.
Banc d’essai a soufflage d'air 303.
Климатический испытательный стенд Климатический стенд Ндп. Термобарокамера D. Klimaprüfstand E. Climatic test bench F. Banc d’essai climatique
|
Испытательный стенд с
устройством, создающим давление на срезе реактивного сопла ГТД ниже
атмосферного Испытательный стенд с устройством, обеспечивающим
подогрев воздуха, поступающего в ГТД, до заданной температуры
Испытательный стенд с устройством, обеспечивающим повышенное давление воздуха
на входе в ГТД по сравнению с атмосферным Испытательный стенд с
устройством, обеспечивающим проведение испытаний ГТД и его узлов в различных
климатических условиях
|
|
304. Кабина управления и
наблюдения Ндп. Пульт управления D. Messraum mit dem Messpult E. Control panel F. Cabine de commande
et de surveillance 305.
Силоизмерительное устройство Ндп. Тягоизмерительное устройство D. Kraftmessungssystern E. Thrust meter
F. Dispositif de mesure de poussee 306. Испытательный бокс D. Prüfstandbox E. Test box F. Cellule d’essai
307. Пульт управления D. Messpult E. Central control room F.
Paste de commande 308. Термобарокамера D. Thermobarokammer E. Thermal vacuum
chamber F. Caisson thermobaromet-rique
|
Помещение стенда,
предназначенное для размещения обслуживающего персонала, аппаратуры
управления и измерения, контроля и визуального наблюдения за ГТД
Совокупность устройств для измерения усилия развиваемой тяги ГТД,
обеспечивающих передачу информации в кабину управления и наблюдения
Помещение испытательного стенда, в котором на специальном устройстве
закрепляется и испытывается ГТД Совокупность панелей при испытании с
размещенными на них приборами контроля и сигнализации, рычагами и
переключателями для дистанционного управления ГТД, его агрегатами,
механизмами и энергетическими источниками Специальная камера для испытаний
ГТД и его узлов при давлении и температуре воздуха, соответствующих поденным
условиям
|
|
309. Испытательная лабора-тория
D. Prüflaboratorium E. Test laboratory F.
Laboratoire d’essais 310. Летающая лаборатория
|
Специально оборудованное
помещение, предназначенное для испытаний агрегатов, узлов и систем ГТД
Летательный аппарат, оснащенный серийными ГТД, обеспечивающими поле,
предназначенный для исследования и испытаний опытных ГТД в полетных условиях
|